飛機(jī)總體設(shè)計(jì)設(shè)計(jì)過程及算例

無人機(jī)總體設(shè)計(jì)算例任務(wù)要求：飛行高度：30-200m，飛行速度：40-90km/h，巡航速度：18m/s，最大飛行速度28m/s，爬升率4m/s，續(xù)航時間：1h，最大過載1.7，任務(wù)載荷重量：0.5kg，背包式運(yùn)輸，發(fā)射方式：手拋式，回收方式：機(jī)腹著陸設(shè)計(jì)過程：1.布局形式及布局初步設(shè)計(jì)無尾布局【方法：參考已有同類無人機(jī)】確定布局形式：主要是機(jī)翼、垂尾、動力、起落架等。〔1〕機(jī)翼根據(jù)經(jīng)驗(yàn)或同類飛機(jī)確定：展弦比5.5-6，尖削比0.4-0.5，后掠角28°，下反角1.5°，安裝角2°展弦比【展弦比增大，升致阻力減小，升阻比增大】【展弦比增大，弦長減小，雷諾數(shù)降低，氣動效率降低】【展弦比增大，弦長減小，翼型厚度減小，機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量上升】尖削比【尖削比影響升力展向分布，當(dāng)展向升力分布接近橢圓時，升致阻力最小，低速機(jī)翼一般取0.4-0.5】后掠角【后掠角增加，橫向穩(wěn)定性增大，配下反角】【后掠角增加，尾翼舵效增加】【后掠角增加，縱向阻尼增強(qiáng)，縱向動穩(wěn)定性增強(qiáng)】下反角【上反角增加，橫向穩(wěn)定性增加，下反角相反】安裝角【巡航阻力最小對應(yīng)機(jī)翼的迎角，通用航空飛機(jī)和自制飛機(jī)的安裝角大約為2°，運(yùn)輸機(jī)大約為1°，軍用飛機(jī)大約為0°，在以后的設(shè)計(jì)階段，可通過氣動計(jì)算來檢查設(shè)計(jì)狀態(tài)所需要的機(jī)翼實(shí)際的安裝角?！繖C(jī)翼外型草圖〔2〕垂尾垂尾形式：翼尖垂尾尾空系數(shù)：Cvt=0.04/2=0.02【雙重尾】〔3〕動力系統(tǒng)形式電動無人機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)安裝位置主要有：機(jī)頭拉進(jìn)式、機(jī)尾推進(jìn)式、單發(fā)機(jī)翼前緣拉進(jìn)式、雙發(fā)形式、單發(fā)機(jī)翼后緣推進(jìn)式。下面研究各種布置形式對布局設(shè)計(jì)的影響。動力形式優(yōu)點(diǎn)缺點(diǎn)實(shí)例機(jī)頭拉進(jìn)式螺旋槳前方進(jìn)氣穩(wěn)定未被干擾；容易實(shí)現(xiàn)重心位置設(shè)計(jì)；手拋發(fā)射不會對發(fā)射員造成危害；排氣被機(jī)身和機(jī)翼阻止，影響動力系統(tǒng)的效率；回收降落時，電動機(jī)和螺旋槳容易觸地?fù)p壞機(jī)尾推進(jìn)式機(jī)頭可以安裝任務(wù)設(shè)備；螺旋槳也不容易在著陸時觸地?fù)p壞；對螺旋槳的干擾較??；重心配置在設(shè)計(jì)重心點(diǎn)非常困難；單發(fā)翼前緣拉進(jìn)式電動機(jī)不在占用機(jī)頭位置；以便在機(jī)頭安裝任務(wù)設(shè)備；機(jī)身的阻力會產(chǎn)生一個較大的低頭力矩；過高的機(jī)身也增大的結(jié)構(gòu)重量，浸潤面積也比擬大雙發(fā)翼前緣拉進(jìn)式機(jī)頭安裝攝像設(shè)備布置需要兩臺電動機(jī)，增加了系統(tǒng)的復(fù)雜性單發(fā)機(jī)翼后緣推進(jìn)式機(jī)頭安裝攝像設(shè)備螺旋槳的滑流直接吹在尾翼上，造成無人機(jī)的穩(wěn)定性變化本方案為：機(jī)尾推進(jìn)式2.無人機(jī)升阻特性〔極曲線〕估算前面確定了機(jī)翼的根本參數(shù)，要確定無人機(jī)的具體機(jī)翼參數(shù)，還需要知道“起飛重量〞、“翼載荷〞，然后進(jìn)行布局縮放。確定起飛重量，關(guān)鍵是電池重量，電池重量由飛機(jī)需要的能量決定，能量由飛機(jī)升阻特性決定。升阻特性由飛機(jī)布局形式?jīng)Q定，可參考同類飛機(jī)，進(jìn)行初步估算。飛機(jī)的極曲線：零升阻力系數(shù)，一般可取為2.X〔一張紙打比方〕【參考面積統(tǒng)一為機(jī)翼面積】對于機(jī)身：對于機(jī)翼、尾翼，一般以翼型最大相對厚度為根底計(jì)算。也可以直接根據(jù)各類飛機(jī)的統(tǒng)計(jì)值，選取參考值。這里假設(shè)：機(jī)翼：，則;機(jī)身：取，則;垂尾：，則;〔2〕升致阻力因子對于后掠翼飛機(jī)：至此，可以估算得到飛機(jī)的極曲線〔3〕飛機(jī)極曲線升阻比最大時，最大升阻比：3.功重比與翼載荷確實(shí)定如果飛機(jī)重量知道，獲得了升阻特性，根據(jù)速度可以得到功率需求，根據(jù)航時要求可以得到能量要求，即：起飛重量決定功率能量但是起飛重量主要包括機(jī)體結(jié)構(gòu)、任務(wù)設(shè)備、動力裝置、電池。而電池重量又決定它包含的能量的多少。即：功率能量決定起飛重量確定其中一個需要依靠對方，從而提出功重比的概念。起飛重量決定機(jī)翼大小，機(jī)翼大小又決定起飛重量，從而提出翼載荷的概念。根據(jù)功率需求，可推出飛機(jī)功重比與翼載荷的約束分析方程：一般情況下，可先根據(jù)經(jīng)驗(yàn)值確定翼載，然后在無人機(jī)巡航、爬升、盤旋、最大飛行速度等多個工況下，由翼載計(jì)算功重比。表4-1無尾布局小型電動無人機(jī)參數(shù)統(tǒng)計(jì)名稱翼展(m)機(jī)長(m)機(jī)翼面積(m2)重量(kg)翼載荷(kg/m2)DragonEye1.140.90.352.77.7Duigan3-0.96.57.2P150351.51.060.525UAVZALA421-080.80.410.251.76.8從統(tǒng)計(jì)值可知，翼載可取7kg/m2代入上式，可得到巡航狀態(tài)：V=18m/s：功重比為：11.19W/kg爬升狀態(tài)：手拋速度V=10m/s：V=0.5〔人手拋速度+巡航速度〕=12m/s，Vy=4m/s：功重比為：48.4W/kg巡航盤旋狀態(tài)：V=18m/s，n=1.73;功重比為：20.1W/kg最大平飛速度狀態(tài)：V=28m/s;功重比為：33.9W/kg工況功重比巡航狀態(tài)11.19W/kg爬升狀態(tài)48.4W/kg巡航盤旋狀態(tài)20.1W/kg最大平飛速度狀態(tài)33.9W/kg由上得出最大功重比為：48.4W/kg，巡航功重比為：11.19W/kg實(shí)際上，各種工況下，翼載與功重比之間關(guān)系圖可以畫出來，然后根據(jù)一些限制條件〔起飛距離。。。。。〕，找范圍，確定相應(yīng)滿足條件的翼載和功重比假設(shè)干組。4.起飛重量確定其中，是結(jié)構(gòu)重量，是動力裝置重量，是電池重量，是航空電子與任務(wù)設(shè)備。其中，在重量設(shè)計(jì)中是不變的，是任務(wù)要求中給定的。〔1〕飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量其中，為結(jié)構(gòu)重量系數(shù)。一般起飛重量在幾公斤范圍內(nèi)的小型無人機(jī)結(jié)構(gòu)重量系數(shù)在0.25-0.35范圍內(nèi)，作為初步分析，可取為0.3。常規(guī)飛機(jī)種類結(jié)構(gòu)重量系數(shù)飛機(jī)種類亞音速干線客機(jī)輕型中型重型。。。。。。。。。。。。。。?！?〕動力裝置重量動力裝置包括電機(jī)、減速器、螺旋槳等。電動飛機(jī)起飛重量不隨飛行發(fā)生變化。推導(dǎo)過程：其中，為電機(jī)的最大輸出功率，為飛機(jī)最大功重比，為動力裝置的比功率〔功率/動力裝置重量〕。這一參數(shù)可以取統(tǒng)計(jì)值?！痉治觯鹤畲蠊χ乇葹?8.4w/kg，小型手拋電動無人機(jī)重量不大于5kg，因此，最大需求的功率：250W】注：通常手拋電動無人機(jī)300w的電機(jī)重量約為100g，電調(diào)約為50g，電機(jī)與螺旋槳連接器為30g。從而有，動力裝置的重量約為〔3〕電池重量電池重量=能量/能量密度其中，為飛行中電池提供的能量，為電池實(shí)際比能量〔能量密度〕。其中，為飛行中電池提供的平均功率，為飛行時間。由于飛機(jī)在爬升段需要較高功率，在飛行高度不高〔相對地面<200米〕，爬升段時間短，可以忽略，飛行中巡航段時間最長，下滑段可以停車，飛行過程中重量不變，因此，可表示為其中，分別為電機(jī)調(diào)速器效率、電機(jī)效率、減速器效率、螺旋槳效率。為飛機(jī)巡航段的需用功率。為巡航段飛機(jī)的升阻比。為巡航速度。為重力加速度。綜上可得：電池重量表達(dá)式為一般地，螺旋槳效率：在未知轉(zhuǎn)速的前提下，可以利用已有的小型螺旋槳效率-速度曲線，預(yù)選一個初值。在巡航速度下，效率;在起飛爬升段，效率。從而得到：巡航段動力系統(tǒng)效率：爬升段動力系統(tǒng)效率：另外，還需要知道電池特性：實(shí)際比能量與平均比功率上圖可以利用電池的放電特性曲線：電壓-放電時間曲線〔不同電流下〕?！苍趺崔D(zhuǎn)換，上網(wǎng)查，斜率是放電時間〕從上圖中可以看出，MH-Ni比能量較低，但比能量隨著比功率增大變化較小，適合大功率短時間情形，即適合飛行時間短、速度大的飛行器。LiSO2比能量高，但比能量隨著比功率增大迅速下降，適用于小功率長時間情形，即適合飛行時間長、速度小的飛行器。因此，本方案選取LiSO2電池，根據(jù)航時要求為1小時，斜線與曲線交點(diǎn)得到，比能量：180Wh/kg，比功率：120W/kg。另外，也可以根據(jù)統(tǒng)計(jì)來取值電池的比能量比功率統(tǒng)計(jì)品牌容量(Ah)電壓(V)重量(kg)放電倍率(C)比能量(70％)比功率(1h)AKE2.211.10.16615102.3102.3dnpower2.1511.10IMODEL414.80.4291596.296.2BLUEARROW2.211.10.15612109.3109.3tp6000-2s3pl611.10.38112121.6121.6綜上可知：通常還要滿足：，這是電池放電倍率限制的。〔4〕飛機(jī)的起飛總重量其中，為條件，在任務(wù)書中獲取。綜合前面可得：5.電推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)主要是根據(jù)已經(jīng)確定的無人機(jī)總體參數(shù)及性能參數(shù)，確定無人機(jī)的需用功率，根據(jù)需用功率選取適宜的螺旋槳和電機(jī)?！?〕需用功率/推力曲線無人機(jī)作定常平飛時，需要的功率取飛行速度：，間隔。由，求出，根據(jù)之前初步估計(jì)的升阻特性，求出，再利用求出，進(jìn)而求得。進(jìn)而畫出圖。VCLCDL/DPD8.000010.000012.000014.000016.000018.000020.000022.000024.000026.000028.000030.00001.75010.23687.390916.29962.04911.41681.11700.98160.94060.96051.02351.11971.24311.38971.55731.74391.12010.104810.689414.08740.77780.057413.559013.32730.57150.037015.428413.66450.43750.027216.100714.96450.34570.021915.768017.19020.28000.018914.797020.35360.23140.017113.525824.49330.19450.016012.183729.66320.16570.015210.897835.92710.14290.01479.725443.35470.12450.01438.684452.0200海平面下平飛需用功率曲線海平面下的飛機(jī)需用推力〔2〕螺旋槳選取要求：昌敏：以推力作為指標(biāo)，以巡航作為設(shè)計(jì)點(diǎn)a、螺旋槳必須在整個飛行速度范圍內(nèi)，提供足夠的推力，以滿足功率需求。最大飛行速度下，功率需求最大，螺旋槳的最大轉(zhuǎn)速功率要大于最大平飛需用功率。b、電動無人機(jī)以巡航速度飛行時間最長，努力實(shí)現(xiàn)螺旋槳在巡航速度下效率最大化，且螺旋槳可用功率大于且接近其需用功率。從平飛需用功率曲線可知：最大需用功率為：43.4W，相應(yīng)推力為：1.55N?！部梢宰砸言O(shè)計(jì)槳，也可以選擇現(xiàn)有的槳〕根據(jù)經(jīng)驗(yàn)選擇假設(shè)干槳。槳的螺距、直徑。螺旋槳的拉力系數(shù)、扭矩系數(shù)、功率系數(shù)：〔以上參數(shù)、只跟進(jìn)前比有關(guān)〕螺旋槳的效率：，【注：轉(zhuǎn)速用r/s】以上參數(shù)需要通過實(shí)驗(yàn)測量、PropCalc軟件仿真來獲得。第一步：通過實(shí)驗(yàn)獲取前進(jìn)比J=0〔V=0〕時的、一般情況下，通過六分量天平測試不同轉(zhuǎn)速n下的螺旋槳的拉力T，通過電壓電流測螺旋槳的功率P，從而可得到J=0時的、。所選槳的螺距6吋、直徑8吋〔1英寸=0.0254米〕nPCp0TCT0600026.50.06242.90.1389700042.10.06253.90.1372…10000122.90.06268.10.1396….注：一般小型無人機(jī)，常用轉(zhuǎn)速10000r/min，因而測試以此為中心向兩側(cè)展開。第二步：獲取不同前進(jìn)比J〔V〕下的、〔注意：空速范圍要覆蓋所設(shè)計(jì)無人機(jī)的飛行速度范圍，轉(zhuǎn)速固定為10000r/min〕【方法一】查文獻(xiàn)，找槳的Cp-V〔Cp-J〕，CT-V〔Cp-J〕曲線。利用文獻(xiàn)槳與所選槳在V=0時的系數(shù)，，對文獻(xiàn)槳的Cp-V，CT-V曲線平移，得到所選槳的Cp-V，CT-V曲線〔主要原因：目前沒有折算公式〕?！痉椒ǘ客ㄟ^仿真軟件PropCalc計(jì)算，并結(jié)合靜態(tài)結(jié)果修正【方法三】風(fēng)洞測試所選槳的螺距6吋、直徑8吋〔1英寸=0.0254米〕JCpCT00.06240.1389………..0.29530.07150.12350.35430.07190.11970.41340.07130.11900.47240.06940.10430.53150.06640.09730.59060.06230.07910.64960.05630.06410.70870.04890.04970.76770.04020.03770.82680.02940.0245注：Cp/CT在轉(zhuǎn)速固定下改變空速，實(shí)際上是改變了前進(jìn)比。第三步：計(jì)算不由J〔改變V,n=10000r/min〕對應(yīng)下的各螺旋槳效率，確定最大效率-前進(jìn)比曲線。以“巡航速度效率最高，各速度效率普遍較高〞為準(zhǔn)則，確定所選螺旋槳?！不蚋牧悸菪龢?，再提高效率?！场咀ⅲ恨D(zhuǎn)速不變，空速變化，相當(dāng)于改變前進(jìn)比，也可以用6000轉(zhuǎn)，出來的曲線折算為前進(jìn)比后，應(yīng)該是一致的】螺旋槳的效率：，J10/nD12/nD14/nD16/nD18/nD20/nD22/nD24/nD26/nD28/nD0.29530.35430.41340.47240.53150.59060.64960.70870.76770.8268η0.510.590.690.710.750.750.740.720.720.69【注：效率只跟前進(jìn)比有關(guān)，因?yàn)橐仓慌c前進(jìn)比有關(guān)，與轉(zhuǎn)速絕對值沒關(guān)系】【分析：從上圖中可以看出，螺旋槳最高效率為0.75，對應(yīng)前進(jìn)比約為0.5-0.8之間，效率都在0.7以上。這一效率最好在巡航速度下出現(xiàn)。同時可根據(jù)最高效率，可選擇最正確的螺旋槳】第四步：利用Cp計(jì)算最大飛行速度下的最大轉(zhuǎn)速功率P，并進(jìn)功率校核。〔多個槳則可以的選擇：大于且接近需用功率〕?！睼,n〕對應(yīng)下功率P數(shù)據(jù)n\V101214161820100112.5125137.5150162.5175187.520029.242.959.126.421.217.1--n\V242628100112.5125137.5150162.5175187.5200------28.652.886.4124.5169.8校驗(yàn)功率能否滿足：最大轉(zhuǎn)速功率>最大平飛功率/最大效率?！踩绻鄻?，則可以根據(jù)功率情況進(jìn)行選擇，以〞可用功率>需用功率且兩者接近〞為準(zhǔn)則，排除一局部〕【分析：由前可知，最大需用功率為：43.4W，可在最大飛行速度下，螺旋槳功率滿足大于且接近的要求。最小功率需求是在12m/s下為13W，在12m/s下，螺槳最小轉(zhuǎn)速功率為29W，較為接近?！康谖宀剑阂坏┻x定螺旋槳，則根據(jù)巡航速度V下的效率最大化確定巡航最正確轉(zhuǎn)速。〔這就為電機(jī)選擇提出了要求〕巡航狀態(tài)昌敏做法：巡航速度：18m/s，推力：0.9605ND=0.8J10/nD12/nD14/nD16/nD18/nD20/nD22/nD24/nD26/nD28/nD0.29530.35430.41340.47240.53150.59060.64960.70870.76770.8268η0.510.590.690.710.750.750.740.720.720.69n(V=18m/s)299.9752250.0217214.2784187.5163166.6654149.9876136.3650124.9932115.3871107.1392×100001.79991.50011.28571.12511.00000.89990.81820.75000.69230.6428T23.209615.627211.41137.65945.64463.71642.48941.62171.04830.5873巡航轉(zhuǎn)速約6500轉(zhuǎn)，效率約0.72從功率角度也可以，防止了以下的迭代再由算出功率，計(jì)算出扭矩。為電機(jī)選擇作輸入，選取效率最高的電機(jī)。電機(jī)最大工作電壓16.9V下，計(jì)算不同速度下的可用推力或功率，進(jìn)而確定最大最小飛行速度，即速度范圍。需要迭代計(jì)算，迭代出適宜的轉(zhuǎn)速。效率就不考慮了。%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%巡航速度：18m/s?滿足效率最高，螺旋槳功率：功率校核：〔實(shí)際上不用校推力，只要功率即可〕>22.34W>0.995N以n=9600r/min為巡航轉(zhuǎn)速，效率最高，但螺旋槳功率過高，不匹配，不適宜?！窘档娃D(zhuǎn)速，損失一點(diǎn)效率，換取功率】?取n=7500r/min，J=0.7087，效率為?=0.72，螺旋槳功率：功率校核：>23.88W?取n=6000r/min，J=0.8858，效率為?=0.66螺旋槳功率：功率校核：<26.05W螺旋槳功率缺乏，舍去?！痉治觯喝绻攵ㄔ诖诵省⑥D(zhuǎn)速，則需優(yōu)化氣動特性，改良升阻比，降低需用功率?！?取n=7000r/min，J=0.7593，效率為?=0.72螺旋槳功率：功率校核：>23.88W?反復(fù)迭代，約6900轉(zhuǎn)為最正確轉(zhuǎn)速，可以滿足效率與功率兼得。巡航最正確轉(zhuǎn)速:n=6800r/min，J=0.7816，?=0.70螺旋槳功率：功率校核：巡航扭矩：【分析：如果想進(jìn)一步提高效率，則需換槳，因此要準(zhǔn)備盡可能多的螺槳作為備選槳。如果選擇了效率最高的槳，仍想再提高效率，則需要改良飛機(jī)升阻特性。也就是說，一方面改槳，一方面改飛機(jī)升升阻特性】【總結(jié)：為什么不能用需用功率、推力反推轉(zhuǎn)速，因?yàn)檫@是一個隱式關(guān)系，無法事前確定Ct,Cp】b.最大飛行速度狀態(tài)飛機(jī)需用功率：43.4W，飛行速度：28m/s?由前面的功率-轉(zhuǎn)速-速度表可得出，取轉(zhuǎn)速n=162.5r/s，(9750r/min)，前進(jìn)比為J=0.8480，效率?=0.65，螺旋槳功率：功率校核：<66.8W功率缺乏。?取n=175r/s〔10500r/min〕，前進(jìn)比為J=0.7874，效率?=0.71螺旋槳功率：功率校核：>61.1W?取n=167r/s〔10000r/min〕，前進(jìn)比為J=0.8274，效率?=0.68螺旋槳功率：功率校核：<63.8W反復(fù)迭代?取n=170r/s〔10200r/min〕，前進(jìn)比為J=0.8106，效率?=0.70螺旋槳功率：功率校核：≈62.0W最大飛行速度轉(zhuǎn)速為：10200r/min最大飛行速度扭矩為：c.爬升狀態(tài)任務(wù)書中：爬升率為4m/s，爬升平均速度為：12m/s飛機(jī)需用功率：?取轉(zhuǎn)速n=200r/s〔12000r/min〕，J=0.3113，?=0.51螺旋槳功率：功率校核：>144.3W功率不接近。?取轉(zhuǎn)速n=187.5r/s〔11250r/min〕，J=0.3307，?=0.54螺旋槳功率：功率校核：>144.3W?取轉(zhuǎn)速n=175r/s〔10500r/min〕，J=0.3543，?=0.59螺旋槳功率：功率校核：>124.7W?取轉(zhuǎn)速n=162.5r/s〔9750r/min〕，J=0.3816，?=0.64螺旋槳功率：功率校核：>115.0W?取轉(zhuǎn)速n=150r/s〔9000r/min〕，J=0.4134，?=0.69螺旋槳功率：功率校核：<106.7W反復(fù)迭代，爬升最正確轉(zhuǎn)速約為：9000r/min爬升扭矩為：狀態(tài)螺槳效率螺槳功率最正確轉(zhuǎn)速扭矩爬升0.69106.790000.1132巡航0.7024.668000.0340最大速0.7062.0102000.0585〔3〕電機(jī)的選擇電機(jī)的主要性能參數(shù)有：，內(nèi)阻，空載電流電機(jī)的效率：選擇電機(jī)的要求：巡航效率高，電機(jī)的輸出扭矩：電動機(jī)的電壓：電機(jī)扭矩常數(shù)與KV值的關(guān)系：根據(jù)上面公式：備選電動機(jī)的性能參數(shù)型號Kv空載電流I0〔A〕內(nèi)阻Rm(Ω〕重量〔g〕HackerA2034S15000.90.14742.5HackerA2022L9240.80.10956.7HiMaxHC2812-06506500.360.28560.2HP-Z3007-2612401.80.0676.5轉(zhuǎn)速單位：r/min飛機(jī)巡航狀態(tài)下電機(jī)的電流、電壓、功率、效率型號電流電壓功率效率HackerA2034S6.26845.454834.19290.7194HackerA2022L4.10697.807032.06260.7672HiMaxHC2812-06502.686311.227130.15940.8157HP-Z3007-266.23795.858136.54220.6732飛機(jī)爬升狀態(tài)下電機(jī)的電流、電壓、功率、效率型號電流電壓功率效率HackerA2034S18.77378.7597164.45200.6488HackerA2022L11.810211.0276130.23820.8193HiMaxHC2812-06508.105316.1562130.95080.8148HP-Z3007-2616.57568.2526136.79180.7800飛機(jī)最大飛行速度狀態(tài)下電機(jī)的電流、電壓、功率、效率型號電流電壓功率效率HackerA2034S10.13688.290184.03510.7378HackerA2022L6.489911.746476.23300.8133HiMaxHC2812-06504.362616.935673.88320.8392HP-Z3007-269.43588.792082.95960.7474【分析：由上面可以看出，電機(jī)效率最高為HiMaxHC2812-0650，其工作電壓最大，工作電流最小?！烤C上所述，本方案螺旋槳采用Taipan8-6，電機(jī)采用HiMaxHC2812-0650，巡航狀態(tài)：槳的效率0.70，電機(jī)效率0.8157，巡航狀態(tài)電機(jī)電壓11.3V，電機(jī)最大工作電壓16.9V，采用5節(jié)聚合物鋰電池串聯(lián)，電壓為3.7*5=18.5，電池重量：0.31kg。近似等于與之前估計(jì)值?！咀ⅲ喝绻麌?yán)重大于前面估計(jì)值，還得重新走一遍前面的設(shè)計(jì)工作?！?.飛機(jī)布局幾何參數(shù)確定〔1〕機(jī)翼幾何參數(shù)根據(jù)翼載可得：機(jī)翼面積：翼展：幾何平均弦長：平均氣動弦長：根弦長：尖弦長：0.133機(jī)翼視圖〔2〕翼型的選擇本方案設(shè)計(jì)的無尾布局電動無人機(jī)尺寸小，飛行速度低，雷諾數(shù)很小。翼型厚度相對較小【不能太小，重量過大】。起飛和著陸段可能需要人工遙控飛行，飛機(jī)必須具有很好的自然飛行穩(wěn)定性，由于飛翼布局無平尾，這要求機(jī)翼具有正的零升俯仰力矩?？傮w對翼型的要求：S型翼型，較高的升阻比，低雷諾數(shù)下的翼型效率較高，在整個飛行速度范圍內(nèi)力矩線性變化?，F(xiàn)有的小型無尾式無人機(jī)和飛翼模型的翼型有：EMX-07、MH62、E186、S5010、HS510。備選翼型翼型相對厚度最大厚度位置相對彎度最大彎度位置EMX-079.9%29.7%2.53%20.6%MH629.29%26.9%1.59%36.6%E18610.23%29%1.30%29%S50109.82%27%2.19%27%HS5108.79%27%2.19%27%a.設(shè)計(jì)點(diǎn)設(shè)計(jì)升力系數(shù)：【設(shè)計(jì)升力系數(shù)是指飛機(jī)常用的升力系數(shù)，通常指巡航飛行時的升力系數(shù)?！吭O(shè)計(jì)雷諾數(shù)：【采用幾何平均氣動弦長：S/B】b.翼型氣動性能分析從Cm-alpha曲線上可以看出：只有EMX07、E186零升俯仰力矩系數(shù)為正，其它的均為負(fù)，縱向配平較難。E186零升俯仰力矩系數(shù)大，但從升阻比曲線上可以看出，EMX07最大升阻比大，從CL-alpha曲線上看出，EMX07失速迎角大。從CL-Cd曲線上可以看出，在設(shè)計(jì)升力0.3457附近，阻力根本不變。而且在不同雷諾數(shù)下，EMX07的零升俯仰力矩系數(shù)變化不大。綜上分析，本方案選用翼型為：EMX-07最大厚度零升迎角零升力矩系數(shù)最大升力系數(shù)最大升阻比失速迎角9.9%-0.80.0151.217511翼型升力線斜率線性迎角范圍6.959〔3〕垂尾設(shè)計(jì)尾翼詳細(xì)參數(shù)計(jì)算采用典型飛機(jī)的尾翼容量系數(shù)法，本方案尾容系數(shù)初步為?！疚踩菹禂?shù)*尾翼升力系數(shù)=尾翼產(chǎn)生的力矩系數(shù)】從機(jī)翼俯視圖上看，可得：由可得：垂尾面積：展弦比：2.0；垂尾后掠角：45翼展：垂尾平均氣動弦長：根梢比：0.5；根弦長：0.05，梢弦長：0.025重尾視圖〔4〕舵面設(shè)計(jì)小型無尾布局電動無人機(jī)大多采用升降副翼混合控制實(shí)現(xiàn)俯仰和偏航控制，一般在機(jī)翼后緣布置舵面，利用控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)副翼和升降舵的功能。舵面設(shè)計(jì)在前期階段不重要，要根據(jù)后期操縱性能來進(jìn)一步修改。對速度不高的飛機(jī)，舵面相對面積約取為0.3~0.4。副翼面積相對機(jī)翼面積一般5%~7%；副翼相對弦長約為20%~25%；一般副翼偏角δ，不超過25o。本方案無人機(jī)的升降副翼布置在翼尖。弦長取機(jī)翼平均弦長的12％，為0.025m升降副翼面積為：0.22*5%=0.011m2展長：0.44m后緣上下偏角±25°7.重心位置確定由于本方案飛機(jī)起飛著陸時需人工操縱，所以需要有較好的靜定性。初步確定縱向靜穩(wěn)定裕度為。即其中，為全機(jī)重心位置與全機(jī)焦點(diǎn)位置間的距離與平均氣動弦長之比。重心位置由內(nèi)部裝載布置確定，焦點(diǎn)則由氣動布局確定。利用AAA飛機(jī)設(shè)計(jì)軟件計(jì)算無人機(jī)的焦點(diǎn)位于機(jī)翼根弦前緣點(diǎn)后距離。〔使用軟件來確定飛焦點(diǎn)〕對于本方案的飛翼布局，機(jī)翼焦點(diǎn)可近似為全機(jī)的焦點(diǎn)，具體確定后掠翼焦點(diǎn)的方法如下：從而可以求得：即重心位于機(jī)翼根弦前緣點(diǎn)后0.1982m，重心位置確定。對于小型電動無人機(jī)，其重心位置可以根據(jù)操穩(wěn)特性計(jì)算后，通過移動電池位置來調(diào)整。8.三維模型建立及內(nèi)部裝載布置〔1〕三維模型本方案三維數(shù)學(xué)模型的建立使用CATIA完成。三面圖前視圖俯視圖側(cè)視圖效果圖〔2〕內(nèi)部裝載布置電動無人機(jī)機(jī)身內(nèi)部裝載有電池、自動駕駛儀、數(shù)據(jù)傳輸設(shè)備、圖象傳輸設(shè)備、偵察設(shè)備。在機(jī)翼中段的分置見圖所示。內(nèi)部裝載布置9.無人機(jī)氣動特性分析可以工程解析法計(jì)算，也可以渦格法ALV軟件計(jì)算。估計(jì)AAA也能計(jì)算。氣動特性包括飛機(jī)的升力特性、阻力特性和力矩特性。工程估算分析結(jié)果將作為性能計(jì)算的輸入，用于飛行性能的分析?！?〕全機(jī)升力特性分析a.全機(jī)升力線斜率對于低速常規(guī)的直線邊梯形機(jī)翼，機(jī)翼升力線斜率可用下式估算：其中，，為翼型升力線斜率，，為展弦比。由于全機(jī)沒有平尾，因此，機(jī)翼的升力線斜率就是全機(jī)的升力線斜率。b.全機(jī)零升力系數(shù)亞音速時，對于具有等翼型、線性扭轉(zhuǎn)角分布的機(jī)翼，其零升迎角可用下式估計(jì)：其中，——翼型零升迎角；——每度扭轉(zhuǎn)角引起的零升迎角增量；——壓縮性修正因子?！咀ⅲ核俣鹊涂諝鈮嚎s性不考慮，由于飛翼布局忽略機(jī)翼扭轉(zhuǎn)】【注：機(jī)翼的零升迎角不是全機(jī)的零升迎角，因?yàn)榇嬖诎惭b角?！苛闵ο禂?shù)【零升力系數(shù)=零升迎角*升力線斜率】通常機(jī)翼的零升力系數(shù)為機(jī)翼零升力系數(shù)與平尾升力系數(shù)之和。本方案無平尾。則其中，為機(jī)翼安裝角。c.全機(jī)零升迎角有了全機(jī)的零升力系數(shù)以及升力線斜率，可以求得零升迎角：實(shí)際上，有了機(jī)翼的零升迎角，由于無尾翼，但機(jī)翼存在安裝角，可知，全機(jī)的零升迎角為-2.8度。d.升力系數(shù)線性的迎角范圍初步估計(jì)可采用下式e.最大升力系數(shù)及失速迎角在雷諾數(shù)差不多的情況下，干凈機(jī)翼的最大升力系數(shù)通常取由二維翼型數(shù)據(jù)確定的翼型最大升力系數(shù)的90％左右。機(jī)翼后掠使最大升力系數(shù)減小，由無后掠機(jī)翼的最大升力值乘以1/4弦長處的后掠角的余弦得到下式：對于本方案巡航狀態(tài)全機(jī)的雷諾數(shù)為300000，翼型在此雷諾數(shù)下的最大升力系數(shù)由翼型選擇可知。機(jī)翼最大升力對應(yīng)的迎角：其中，別離引起的迎角增量為【通過查表，查什么表？】全機(jī)的最大升力系數(shù)：全機(jī)的最大升力系數(shù)對應(yīng)的失速迎角：f.全機(jī)升力曲線〔有點(diǎn)問題，沒考慮安裝角〕〔2〕全機(jī)阻力特性分析阻力分為零升阻力和升致阻力，對于低速電動機(jī)，零升阻力主要為壓差阻力和摩擦阻力。全機(jī)零升阻力系數(shù)部件構(gòu)成法是用平板摩擦阻力系數(shù)以及形狀因子FF來估算飛機(jī)每一部件的亞音速零升阻力。然后用因子Q來考慮部件阻力的相互干擾，總的部件阻力等于浸濕面積、、FF和Q的乘積。【可以用于計(jì)算機(jī)翼、平尾垂尾等的零升阻力系數(shù)】采用部件構(gòu)成法，亞音速飛機(jī)零升阻力估算公式為：其中，——部件外表摩擦系數(shù)；——部件形狀因子；Q為干擾因子；——部件的浸濕面積；——參考面積對于大局部飛機(jī)，流過部件的氣流可認(rèn)為是紊流，但對于低雷諾數(shù)飛行器，氣流大局部可能是層流。一般地，當(dāng)雷諾數(shù)在50萬時，氣流流過平板會從層流變?yōu)槲闪?，轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位置為:?機(jī)翼機(jī)翼雷諾數(shù)為：機(jī)翼處于層流層和紊流層的摩擦阻力系數(shù)為：層流：紊流：從而，機(jī)翼的平板摩擦阻力系數(shù)為：機(jī)翼的形狀因子：【注：這里近似將】機(jī)翼浸濕面積與參考面積比：【從CATIA三維設(shè)計(jì)圖中測量，S為三視圖外露平面面積】干擾因子：【由于干擾較小】機(jī)翼零升阻力系數(shù)：?垂尾【注意：參考面積需統(tǒng)一】干擾因子：【由于干擾較小】垂尾零升阻力系數(shù)：總的廢阻力還包括飛機(jī)特殊部件的雜項(xiàng)阻力，如襟翼、固定式起落架、上翹的后機(jī)身及底部面積，并且把估計(jì)的漏泄及鼓包阻力一起加到總阻力中。雜項(xiàng)阻力可以使用大量的經(jīng)驗(yàn)圖表及公式分別確定，然后把結(jié)果加到上面已確定的零升阻力中去。本機(jī)的雜項(xiàng)阻力取為總廢阻力的4%?！撅w翼布局全機(jī)零升阻力系數(shù)可用機(jī)翼零升阻力系數(shù)近似，這里不計(jì)兩個垂尾的零升阻力系數(shù)】全機(jī)零升阻力系數(shù)：全機(jī)升致阻力系數(shù)可以采用渦格法求誘導(dǎo)阻力因子。也可以用解析法對于后掠翼飛機(jī)：全機(jī)極曲線升阻比最大時，最大升阻比：〔3〕全機(jī)俯仰力矩特性分析全機(jī)俯仰力矩由機(jī)翼和尾翼俯仰力矩組成，但飛翼布局沒有平尾，則機(jī)翼俯仰力矩則為全機(jī)俯仰力矩。可以用渦格法計(jì)算。a.全機(jī)零升俯仰力矩系數(shù)?機(jī)翼計(jì)算機(jī)翼俯仰力矩系數(shù)的參考面積為機(jī)翼面積，參考長度取為平均氣動弦長。力矩參考點(diǎn)取為設(shè)計(jì)重心處。機(jī)翼的零升俯仰力矩系數(shù)一局部來源于翼型，另一局部來源于機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)和平面形狀。當(dāng)整個機(jī)翼處于零升力迎角時，局部剖面的升力并不都為零，會引起附加的零升力矩。當(dāng)展弦比大于2.5，后掠角小于線性扭轉(zhuǎn)時，可用下式估算機(jī)翼低速時的b.機(jī)翼俯仰力矩系數(shù)對升力導(dǎo)數(shù)機(jī)翼的俯仰力矩系數(shù)為：因此，機(jī)翼俯仰力矩系數(shù)對升力導(dǎo)數(shù)為：【如何查表獲得】?垂尾沒有垂尾全機(jī)零升俯仰力矩系數(shù)為：10.無人機(jī)操縱性與穩(wěn)定性分析飛機(jī)穩(wěn)定性是飛機(jī)設(shè)計(jì)的一項(xiàng)重要指標(biāo)。在評價(jià)飛機(jī)穩(wěn)定性過程中主要是通過飛機(jī)的氣動導(dǎo)數(shù)來判斷?！疽螅豪斫飧鲗?dǎo)數(shù)物理意義，掌握一種計(jì)算方法】〔1〕橫航向靜導(dǎo)數(shù)計(jì)算橫航向靜導(dǎo)數(shù)是指飛機(jī)因側(cè)滑而引起的橫向力、滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩等系數(shù)對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)。橫向力對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)?翼身組合體主要包括：機(jī)翼、機(jī)身、翼身干擾、機(jī)翼上反角等。小迎角時，機(jī)翼奉獻(xiàn)是小量，機(jī)身奉獻(xiàn)包括干擾，則對于亞音速飛機(jī)，其中，為翼身干擾因子、為機(jī)身位于橫向力作用點(diǎn)的橫截面積。S為機(jī)翼面積【如何得來？】?垂尾本機(jī)機(jī)翼兩端設(shè)置垂尾，此處按照雙垂尾計(jì)算：式中：—機(jī)翼＋機(jī)身＋平尾對雙垂尾側(cè)滑導(dǎo)數(shù)的干擾因子，——雙垂尾橫向力系數(shù)導(dǎo)數(shù)的有效值，——單垂尾面積，S為機(jī)翼面積；從而，全機(jī)的橫向力對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)為滾轉(zhuǎn)力矩對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)滾轉(zhuǎn)力矩主要來源為翼身組合體和垂尾，其中，機(jī)翼占主體。?翼身組合體亞音速小迎角范圍，翼身組合體的滾轉(zhuǎn)力矩導(dǎo)數(shù)由下式給出【不知如何計(jì)算得來？】?垂尾重心位于機(jī)翼根弦前緣點(diǎn)后0.1982m。【沒明白是迎角？可能因?yàn)闄C(jī)體坐標(biāo)系與氣流坐標(biāo)系不一致的原因?！咳珯C(jī)滾轉(zhuǎn)力矩對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)偏航力矩系數(shù)對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)偏航力矩系數(shù)對側(cè)滑角導(dǎo)數(shù)主要由機(jī)翼、機(jī)身、垂尾等部件產(chǎn)生。?翼身組合體小迎角下，可以忽略機(jī)翼產(chǎn)生的偏航力矩。其中，為機(jī)身側(cè)面積、為機(jī)身長度。?垂尾全機(jī)偏航力矩對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)〔1/rad〕〔2〕縱向動導(dǎo)數(shù)計(jì)算包括俯仰角速度引起的升力系數(shù)動導(dǎo)數(shù)和迎角角度率引起的升力系數(shù)動導(dǎo)數(shù)。a.俯仰角速度引起的升力系數(shù)動導(dǎo)數(shù)【俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)】一般飛機(jī)包括平尾和機(jī)翼兩局部。飛翼布局只有機(jī)翼，機(jī)身可忽略。機(jī)翼對的奉獻(xiàn)，考慮機(jī)身存在時可按下式估算焦點(diǎn)到翼根前緣距離：機(jī)翼平均氣動弦長前緣到翼根前緣距離：0.14m機(jī)翼平均氣動弦長前緣到焦點(diǎn)距離：=0.2161-0.14=0.0761m重心位于機(jī)翼根弦前緣點(diǎn)后0.1982m機(jī)翼平均氣動弦長前緣到重心距離：=0.1982-0.14=0.0582m全機(jī)俯仰角速度引起的升力系數(shù)動導(dǎo)數(shù)為：b.俯仰角速度引起的引起俯仰力矩系數(shù)動導(dǎo)數(shù)一般飛機(jī)包括平尾和機(jī)翼兩局部，而且平尾是主要的，機(jī)翼奉獻(xiàn)為平尾的10%，對于飛翼布局，無平尾，忽略不計(jì)。c.迎角變化率引起的引起升力系數(shù)動導(dǎo)數(shù)機(jī)翼對的奉獻(xiàn)，考慮機(jī)身存在時可按下式估算【不知道符號是什么意義，怎么算？】d.迎角變化率引起的引起俯仰力矩系數(shù)動導(dǎo)數(shù)又稱為時差導(dǎo)數(shù)，主要來自于平尾，因此〔3〕橫向動導(dǎo)數(shù)計(jì)算橫向動導(dǎo)數(shù)計(jì)算包括：滾轉(zhuǎn)角速度引起的橫向力系數(shù)動導(dǎo)數(shù)、滾轉(zhuǎn)角速度引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)動導(dǎo)數(shù)、滾轉(zhuǎn)角速度引起的偏航力矩系數(shù)動導(dǎo)數(shù)。a.橫向力系數(shù)動導(dǎo)數(shù)此動導(dǎo)數(shù)在動態(tài)分析中不重要，忽略。b.滾轉(zhuǎn)角速度引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)動導(dǎo)數(shù)【滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)】對于一般飛機(jī)，主要由機(jī)翼、平尾、垂尾產(chǎn)生。?機(jī)翼【不知道怎么算？？，參數(shù)哪里來？】?垂尾垂尾奉獻(xiàn)也是一個小量。估算表達(dá)式為：?平尾無平尾。全機(jī)滾轉(zhuǎn)角速度引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)動導(dǎo)數(shù)：c.滾轉(zhuǎn)角速度引起的偏航力矩系數(shù)動導(dǎo)數(shù)【交叉導(dǎo)數(shù)】主要垂尾和機(jī)翼。?機(jī)翼機(jī)翼的奉獻(xiàn)主要是左右翼之間有效迎角引起的阻力差而引起的。公式太復(fù)雜了，不適合用解析法。?垂尾全機(jī)：d.偏航角速度引起的橫向力系數(shù)動導(dǎo)數(shù)不太重要，忽略。e.偏航角速度引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)【交叉導(dǎo)數(shù)】〔4〕航向動導(dǎo)數(shù)計(jì)算航向動導(dǎo)數(shù)計(jì)算包括：偏航角速度引起的橫向力系數(shù)動導(dǎo)數(shù)、偏航角速度引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)動導(dǎo)數(shù)、偏航角速度引起的偏航力矩系數(shù)動導(dǎo)數(shù)。建議采用軟件設(shè)計(jì)?！?〕操縱導(dǎo)數(shù)計(jì)算a.副翼操縱導(dǎo)數(shù)副翼偏轉(zhuǎn)引起的橫向力系數(shù)導(dǎo)數(shù)【忽略】副翼偏轉(zhuǎn)引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)副翼偏轉(zhuǎn)引起的偏航力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)b.升降舵操縱導(dǎo)數(shù)升降舵偏轉(zhuǎn)引起的升力系數(shù)導(dǎo)數(shù)升降舵偏轉(zhuǎn)引起的俯仰力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)c.方向舵操縱導(dǎo)數(shù)方向舵偏轉(zhuǎn)引起的橫向力系數(shù)導(dǎo)數(shù)方向舵偏轉(zhuǎn)引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)方向舵偏轉(zhuǎn)引起的偏航力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)〔6〕全機(jī)穩(wěn)定性分析全機(jī)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)縱向迎角迎角角速率俯仰角速率橫航向側(cè)滑角滾轉(zhuǎn)角速率偏航角速率a.縱向靜穩(wěn)定性與動穩(wěn)定性靜穩(wěn)定性要求：對于小型電動無人機(jī)，靜裕度取值一般在10%-15%。動穩(wěn)定性要求：按飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)GJB185-86對長短周期評價(jià)。這里采用CATIA結(jié)構(gòu)裝載建模，定義材料屬性和設(shè)備重量屬性，由CATIA測量[41]得到飛機(jī)的質(zhì)量慣性矩。飛機(jī)六個轉(zhuǎn)動慣量飛機(jī)縱向動穩(wěn)定性由擾動運(yùn)動的典型模態(tài)表示，通常，它由兩個快慢相差較大的振蕩運(yùn)動組成，按振蕩周期短、長分別命名為短周期模態(tài)和長周期模態(tài)。在擾動運(yùn)動的最初階段，主要特征是以迎角和角速度變化為代表的短周期運(yùn)動，飛機(jī)速度根本保持不變；而在擾動運(yùn)動的后一階段，主要特征是以速度和俯仰角變化為代表的長周期運(yùn)動，飛機(jī)迎角根本保持不變。利用飛機(jī)縱向小擾動運(yùn)動方程得到的特征方程有兩對共軛復(fù)根，一對大的和一對小的共軛復(fù)根〔或兩個小實(shí)根〕。大根描述快速運(yùn)動，對應(yīng)于飛機(jī)短周期運(yùn)動，小根對應(yīng)于長周期運(yùn)動〔沉浮運(yùn)動〕。飛機(jī)縱向小擾動運(yùn)動方程:?短周期模態(tài)對應(yīng)短周期模態(tài)的特征方程:特征方程的一對大的共軛復(fù)根為:無阻尼振蕩頻率： 式中：－自由流動壓；。阻尼比： 振蕩周期： (倍增時)半衰期： ?短周期模態(tài)對應(yīng)長周期模態(tài)的特征方程:特征方程的一對小的共軛復(fù)根為：無阻尼振蕩頻率： 阻尼比： 振蕩周期： 半衰期： b.橫航向靜穩(wěn)定性與動穩(wěn)定性靜穩(wěn)定性要求：具有航向靜穩(wěn)定性的飛機(jī)其，具有橫向靜穩(wěn)定的飛機(jī)；動穩(wěn)定性要求：按飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)GJB185-86進(jìn)行評價(jià)。飛機(jī)的橫航向動態(tài)特性用三個典型擾動運(yùn)動模態(tài)來表征，一般以大的實(shí)根〔一般為負(fù)〕表示快速滾轉(zhuǎn)運(yùn)動模態(tài)；以小實(shí)根〔可正可負(fù)〕表示緩慢螺旋運(yùn)動模態(tài)；以一對共軛復(fù)根表示荷蘭滾運(yùn)動模態(tài)。其中滾轉(zhuǎn)模態(tài)和螺旋模態(tài)為兩個非周期模態(tài)，另一個是振蕩模態(tài)即荷蘭滾模態(tài)。利用飛機(jī)橫航向小擾動運(yùn)動方程組，可得到特征方程?滾轉(zhuǎn)模態(tài)滾轉(zhuǎn)模態(tài)特性參數(shù)通常用滾轉(zhuǎn)模態(tài)時間常數(shù)來表示，與特征方程中滾轉(zhuǎn)模態(tài)大的負(fù)實(shí)根成反比。當(dāng)橫向和航向耦合不顯著時，【如果不是大實(shí)根，則不行】?螺旋模態(tài)當(dāng)0時，螺旋模態(tài)穩(wěn)定。式中： ；；； 。?荷蘭滾模態(tài)荷蘭滾模態(tài)是一種具有偏航、滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑3個運(yùn)動同時存在的短周期振蕩的二階模態(tài)。對應(yīng)荷蘭滾模態(tài)的特征方程為：特征方程的根 式中：——荷蘭滾模態(tài)無阻尼振蕩頻率，； ——荷蘭滾模態(tài)阻尼比，；——荷蘭滾模態(tài)總阻尼，；；?！痉治觯焊男再|(zhì)不能變】〔7〕全機(jī)操縱性分析全機(jī)操縱導(dǎo)數(shù)縱向升降舵橫航向方向舵副翼【操縱性如何評價(jià)？找相關(guān)文獻(xiàn)。。。。。。?！浚赫f明升降舵有足夠的操縱能力：說明副翼有足夠的操縱能力：說明方向舵有足夠的操縱能力11.無人機(jī)飛行性能分析〔1〕平飛需用推力速度取8-32m/s，間隔2m/s。速度平飛所需升力系數(shù)阻力系數(shù)升阻比推力〔阻力〕8.00001.75010.23687.39092.037510.00001.12010.104810.68941.408712.00000.77780.057413.55901.110614.00000.57150.037015.42840.976016.00000.43750.027216.10070.935318.00000.34570.021915.76800.955020.00000.28000.018914.79701.017722.00000.23140.017113.52581.113324.00000.19450.016012.18371.236026.00000.16570.015210.89781.381828.00000.14290.01479.72541.548430.00000.12450.01438.68441.7340平飛需用推力曲線〔2〕最大平飛速度最大平飛速度可通過可用需用推力曲線來確定，也可以通過可用需用功率曲線來確定。電池最大電壓：18.5V電機(jī)參數(shù)：型號Kv空載電流I0〔A〕內(nèi)阻Rm(Ω〕重量〔g〕HiMaxHC2812-06506500.360.28560.2空速：26-34m/s,間隔2m/s。由電機(jī)的輸出扭矩：和電動機(jī)的電壓：可得到：由上式可畫出電壓為18.5V時的Q-n曲線：最大電壓下電機(jī)轉(zhuǎn)速-扭矩曲線電機(jī)最大轉(zhuǎn)速(空載轉(zhuǎn)速)：計(jì)算收斂條件：【與之前不同，之前是飛機(jī)功率與螺旋槳功率相近，這里不要求功率】【從最大轉(zhuǎn)速依次減小，試算】?空速：26m/s取n=180r/s=10800r/min,J=26/(180*0.254*0.8)=0.7108電機(jī)輸出扭矩：螺旋槳需用扭矩：，說明電機(jī)在此轉(zhuǎn)速下扭矩不夠，帶不動螺旋槳轉(zhuǎn)動。因此，減小轉(zhuǎn)速。取n=175r/s=10500