飞机总体设计 - 设计过程及算例
无人机整体设计算例之杨若古兰创作
任务请求：飞行高度：30-200m，飞行速度：40-90km/h，巡航速度：18m/s，最大飞行速度28m/s，爬升率4m/s，续航时间：1h ，最大过载1.7，任务载荷分量：0.5kg，背包式运输，发射方式：手抛式，回收方式：机腹着陆
设计过程：
无尾规划
【方法：参考已有同类无人机】
确定规划方式：主如果机翼、垂尾、动力、起落架等.
（1）机翼
根据经验或同类飞机确定：
展弦比 5.5-6，尖削比 0.4-0.5，后掠角 28°°，
安装角2°
展弦比
【展弦比增大，升致阻力减小，升阻比增大】
【展弦比增大，弦长减小，雷诺数降低，气动效力降低】
【展弦比增大，弦长减小，翼型厚度减小，机翼结构分量上升】
尖削比
【尖削比影响升力展向分布，当展向升力分布接近椭圆时，
升致阻力最小，低速机翼普通取0.4-0.5】
后掠角
【后掠角添加，横向波动性增大，配下反角】
【后掠角添加，尾翼舵效添加】
【后掠角添加，纵向阻尼加强，纵向动波动性加强】
下反角
【上反角添加，横向波动性添加，下反角相反】
安装角
【巡航阻力最小对应机翼的迎角，通用航空飞机和便宜飞机的安装角大约为2°，运输机大约为1°，军用飞机大约为0°，在当前的设计阶段，可通过气动计算来检查设计形态所须要的机翼实际的安装角.】
机翼外型草图
（2）垂尾
垂尾方式：翼尖垂尾
尾空系数：Cvt=0.04/2=0.02 【双重尾】
（3）动力零碎方式
电动无人机推进零碎安装地位次要有：机头拉进式、机尾推进式、单发机翼前缘拉进式、双发方式、单发机翼后缘推进式.上面研讨各种安插方式对规划设计的影响.
动力方式利益缺点实例
机头拉进式螺旋桨前方进气
波动未被干扰；
容易实现重心地
位设计；
手抛发射不会对
发射员形成风
险；
排气被机身和机
翼禁止，影响动
力零碎的效力；
回收降落时，电
动机和螺旋桨容
易触地损坏
机尾推进式机头可以安装任
务设备；
螺旋桨也不容易
在着陆时触地损
坏；
对螺旋桨的干扰
较小；
重心配置在设计
重心点非常困
难；
单发翼前缘拉
进式电动机不在占用
机头地位；
以便在机头安装
任务设备；
机身的阻力会发
生一个较大的低
头力矩；
过高的机身也增
大的结构分量，
浸润面积也比较
大
双发翼前缘拉
进式机头安装摄像设
备
安插须要两台电
动机，添加了零
碎的复杂性
单发机翼后缘推进式机头安装摄像设
备
螺旋桨的滑流直
接吹在尾翼上，
形成无人机的波
动性变更
2.无人机升阻特性（极曲线）估算
前面确定了机翼的基本参数，要确定无人机的具体机翼参数，还须要晓得“起飞分量”、“翼载荷”，然后进行规划缩放.
确定起飞分量，关键是电池分量，电池分量由飞机须要的能量决定，能量由飞机升阻特性决定.升阻特性由飞机规划方式决定，可参考同类飞机，进行初步估算.
（1） 零升阻力系数
2.X
（一张纸打比方）
【参考面积统一为机翼面积】
对于机翼、尾翼，普通以翼型最大绝对厚度为基础计算. 也能够直接根据各类飞机的统计值，拔取参考值.
（2）升致阻力因子
至此，可以估算得到飞机的极曲线 （3）飞机极曲线
如果飞机分量晓得，
获得了升阻特性，根据速度可以得到功率需求，
根据航时请求可以得到能量请求，
即：起飞分量决定功率能量
但是起飞分量次要包含机体结构、任务设备、动力安装、电池.而电池分量又决定它包含的能量的多少.
即：功率能量决定起飞分量
确定其中一个须要依附对方，从而提出功重比的概念.
起飞分量决定机翼大小，机翼大小又决定起飞分量，从而提出翼载荷的概念.
根据功率需求，可推出飞机功重比与翼载荷的束缚分析方程：
普通情况下，可先根据经验值确定翼载，然后在无人机巡航、爬升、盘旋、最大飞行速度等多个工况下，由翼载计算功重比.
表4-1 无尾规划小型电动无人机参数统计
代入上式，可得到
巡航形态
爬升形态：
手抛速度V=10m/s：
V=0.5（人手抛速度+巡航速度）=12m/s，Vy=4m/s：
巡航盘旋形态
最大平飞速度形态
后根据一些限制条件（起飞距离.....），找范围，确定响应满足条件的翼载和功重比若干组.
子与任务设备..（1）飞机结构分量
.普通起飞分量在几公斤范围内的小型无人机结构分量系数在0.25-0.35范围内，作为初步分析，可取为0.3.
惯例飞机品种结构分量系数
（2）动力安装分量
动力安装包含电机、减速器、螺旋桨等.电动飞机起飞分量不随飞行发生变更.
推导过程：
力安装的比功率（功率/动力安装分量）.这一参数可以取统计值.
【分析：最大功重比为48.4w/kg，小型手抛电动无人机分量不大于5kg，是以，最大需求的功率：250W】
注：通常手抛电动无人机300w的电机分量约为100g，电调约为50g，电机与螺旋桨连接器为30g.从而有，动力安装的分量约为
（3）电池分量
电池分量=能量/能量密度
.
.
因为飞机在爬升段须要较高功率，在飞行高度不高（绝对地面<200米），爬升段时间短，可以忽略，飞行中巡航段时间最长，下滑段可
螺旋桨效力
巡航速度.
综上可得：电池分量表达式为
螺旋桨效力：在未知转速的前提下，可以利用已有的小型螺旋桨效力-
速度曲线，预选一个初值.在起飞爬升段，
从而得到：
另外，还须要晓得电池特性：实际比能量与平均比功率
上图可以利用电池的放电特性曲线：电压-放电时间曲线（分歧电流下）.（怎样转换，上网查，斜率是放电时间）
从上图中可以看出，MH-Ni比能量较低，但比能量随着比功率增大变更较小，适合大功率短时间情形，即适合飞行时间短、速度大的飞行器.
LiSO2比能量高，但比能量随着比功率增大敏捷降低，适用于小功率长时间情形，即适合飞行时间长、速度小的飞行器.
是以，本方案拔取LiSO2电池，根据航时请求为1小时，斜线与曲线交点得到，比能量：180Wh/kg，比功率：120W/kg.
另外，也能够根据统计来取值
电池的比能量比功率统计
.（4）飞机的起飞总分量
.
综合前面可得：
主如果根据曾经确定的无人机整体参数及功能参数，确定无人机的需用功率，根据需用功率拔取合适的螺旋桨和电机.
（1）需用功率/推力曲线
无人机作定常平飞时，须要的功率
.
海平面下平飞需用功率曲线
海平面下的飞机需用推力
（2）螺旋桨拔取
请求：
昌敏：以推力作为目标，以巡航作为设计点
a、螺旋桨必须在全部飞行速度范围内，提供足够的推力，以满足功率需求.最大飞行速度下，功率需求最大，螺旋桨的最大转速功率要大于最大平飞需用功率.
b、电动无人机以巡航速度飞行时间最长，努力实现螺旋桨在巡航速度下效力最大化，且螺旋桨可用功率大于且接近其需用功率.
从平飞需用功率曲线可知：
最大需用功率为：43.4W，响应推力为：1.55N.
（可以自已设计桨，也能够选择现有的桨） 根据经验选择若干桨. 桨的螺距、直径已知.
螺旋桨的拉力系数、扭矩系数、功率系数： （
【注：转速用
r/s 】 以上参数须要通过实验测量、PropCalc 软件仿真来获得
.
第一步：通过实验获取前进比J=0（V=0
普通情况下，通过六分量天平测试分歧转速n
下的螺旋桨的拉力T ，通过电压电流测螺旋桨的功率P ，从而可得到J=0
所选桨的螺距6吋、直径8吋 （1英寸=0.0254米）
（留意：空速范围要覆盖所设计无人机的飞行速度范围，转速固定为10000r/min ）
【方法一】查文献，找桨的C -V （C -J ），C T -V （C p -J ）曲线.利用文
献桨与所选桨在V=0
C p -V ，C T -V 曲线平移，得到所选桨的C p -V ，C T -V 曲线（次要缘由：目前没有折算公式）.
【方法二】通过仿真软件PropCalc 计算，并结合静态结果批改 【方法三】风洞测试
所选桨的螺距6吋、直径8吋 （1英寸=0.0254米）
-前进比曲线.以“巡航速度效力最高，各速度效力普遍较高”为原则，确定所选螺旋桨.（或改进螺旋桨，再提高效力.） 【注：转速不变，空速变更，相当于改变前进比，也能够用6000转，出来的曲线折算为前进比后，应当是分歧的】
绝对值没关系】
【分析：从上图中可以看出，螺旋桨最高效力为0.75，对应前进比约为0.5-0.8之间，效力都在0.7以上.这一效力最好在巡航速度下出现.同时可根据最高效力，可选择最好的螺旋桨】
第四步：利用C p 计算最大飞行速度下的最大转速功率P ，并进功率校核.（多个桨则可以的选择：大于且接近需用功率）.
（V, n ）对应下功率P 数据
>最大平飞功率/最大效力.（如果多桨，则可以根据功率情况进行选择，以”可用功率>需用功率且两者接近”为原则，排除一部分）
【分析，可在最大飞行速度下，螺旋桨功率满足大于且接近的请求.最小功率需求是在12m/s下为13W，在12m/s下，螺桨最小转速功率为29W，较为接近.】
第五步：一旦选定螺旋桨，则根据巡航速度V下的效力最大化确定巡航最好转速.（这就为电机选择提出了请求）
a.巡航形态
昌敏做法：
.为电机选择作输入，拔取效力最高的电机.
电机最大工作电压16.9V下，计算分歧速度下的可用推力或功率，进而确定最大最小飞行速度，即速度范围.须要迭代计算，迭代出合适的转速.效力就不考虑了. %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %%%
巡航速度：18m/s
❶
功率校核：（实际上不必校推力，只需功率即可）
以n=9600r/min为巡航转速，效力最高，但螺旋桨功率过高，不匹配，分歧适.【降低转速，损失一点效力，换取功率】
❷取n=7500r/min，J=0.7087，效力为ƞ=0.72，
功率校核：
❸取n=6000r/min，J=0.8858，效力为ƞ
功率校核：
螺旋桨功率缺乏，舍去.
【分析：如果想定在此效力、转速，则需优化气动特性，改进升阻比，降低需用功率.】
❹取n=7000r/min，J=0.7593，效力为ƞ
功率校核：
❺反复迭代，约6900转为最好转速，可以满足效力与功率兼得.
巡航最好转速:n=6800r/min，J=0.7816，ƞ
功率校核：
【分析：如果想进一步提高效力，则需换桨，是以要筹办尽可能多的螺桨作为备选桨.如果选择了效力最高的桨，仍想再提高效力，则须要改进飞机升阻特性.也就是说，一方面改桨，一方面改飞机升升阻特性】
【总结：为何不克不及用需用功率、推力反推转速，因为这是一个隐式关系，没法事前确定Ct,Cp】
飞机需用功率：43.4W，飞行速度：28m/s
❶由前面的功率-转速-速度表可得出，取转速n=162.5r/s，
(9750r/min)，前进比为J=0.8480，效力ƞ=0.65，
功率校核：
功率缺乏.
❷取n=175r/s（10500r/min），前进比为J=0.7874，效力ƞ
功率校核：
❸取n=167r/s（10000r/min），前进比为J=0.8274，效力ƞ
功率校核：
反复迭代
❹取n=170r/s（10200r/min），前进比为J=0.8106，效力ƞ
功率校核：
最大飞行速度转速为：10200r/min
任务书中：爬升率为4m/s，爬升平均速度为：12m/s
12000r/min）
❶取转速n=200r/s（
J=0.3113，ƞ
功率不接近.
11250r/min）
❷取转速n=187.5r/s（
J=0.3307，ƞ
❸取转速n=175r/s （10500r/min ）
2212412.6/V m s =+=，J=0.3543，ƞ
螺旋桨功率：73.6
124.70.59
prop lj
P P W η=
=
= 功率校核：
❹取转速n=162.5r/s （9750r/min ）
2212412.6/V m s =+=，J=0.3816，ƞ
螺旋桨功率：73.6
115.00.64
prop lj
P
P W η=
=
= 功率校核：
❺取转速n=150r/s （9000r/min ）
2212412.6/V m s =+=，J=0.4134，ƞ
螺旋桨功率：73.6
106.70.69
prop lj
P
P W η=
=
= 功率校核： 反复迭代，
爬升最好转速约为：9000r/min
爬升扭矩为：
106.7
0.1132*2(9000/60)*2prop P Q N m
n π
π=
=
=⋅
形态 螺桨效力
螺桨功率
最好转速 扭矩 爬升 9000 巡航 6800 最大速
10200
（3）电机的选择
电机的次要功能参数有：V K ，内阻m R ，空载电流0I
电机的效力：
prop
dj P UI η=
选择电机的请求：巡航效力高，
电机的输出扭矩：0()T Q K I I =- 电动机的电压：
m V n U IR K =+
电机扭矩常数与KV 值的关系：309.5
T V V K K K π=
=
根据上面公式：Q I U
备选电动机的功能参数
飞机巡航形态下电机的电流、电压、功率、效力
【，其工作电压最大，工作电流最小.】
综上所述，本方案螺旋桨采取Taipan8-6，电机采取HiMax HC2812-0650，巡航形态：桨的效力0.70，电机效力0.8157，巡航形态电机电压11.3V，电机最大工作电压16.9V，采取5节聚合物锂电池串联，电压为3.7*5=18.5，电池分量：0.31kg.近似等于与之前估计值.
【注：如果严严重于前面估计值，还得从头走一遍前面的设计工作.】（1）机翼几何参数
根据翼载可得：
平均气动弦长：
机翼视图
（2）翼型的选择
本方案设计的无尾规划电动无人机尺寸小，飞行速度低，雷诺数很小.翼型厚度绝对较小【不克不及太小，分量过大】.起飞和着陆段可能须要人工遥控飞行，飞机必须具有很好的天然飞行波动性，因为飞翼规划无平尾，这请求机翼具有正的零升俯仰力矩.
整体对翼型的请求：S型翼型，较高的升阻比，低雷诺数下的翼型效力较高，在全部飞行速度范围内力矩线性变更.
现有的小型无尾式无人机和飞翼模型的翼型有：EMX-07、
MH62、E186、S5010、HS510.
备选翼型
通常指巡航飞行时的升力系数.】
设计雷诺数：【采取几何平均气动弦长：S/B】
从Cm-alpha曲线上可以看出：只要EMX07、E186零升俯仰力矩系数为正，其它的均为负，纵向配平较难.E186零升俯仰力矩系数大，但从升阻比曲线上可以看出，EMX07最大升阻比大，从CL-alpha曲线上看出，EMX07失速迎角大.从CL-Cd曲线上可以看出，在设计升力0.3457附近，阻力基本不变.而且在分歧雷诺数下，EMX07的零升俯仰力矩系数变更不大.
综上分析，本方案选用翼型为：EMX-07
（3）垂尾设计
尾翼具体参数计算采取典型飞机的尾翼容量系数法，本方案尾容系
【尾容系数*尾翼升力系数=尾翼发生的力矩系数】
展弦比：2.0；垂尾后掠角：45 重尾视图
（4）舵面设计
小型无尾规划电动无人机大多采取升降副翼混合控制实现俯仰和偏
航控制，普通在机翼后缘安插舵面，利用控制零碎实现副翼和升降舵的功能.
舵面设计在前期阶段不次要，要根据后期把持功能来进一步点窜. 对速度不高的飞机，舵面绝对面积约取为0.3~0.4.副翼面积绝对机翼面积普通5%~7%；副翼绝对弦长约为20%~25%；普通副翼偏角δ，不超出25º.
本方案无人机的升降副翼安插在翼尖.
2
后缘上下偏角±25°
因为本方案飞机起飞着陆时需人工把持，所以须要有较好的静定性.即
长之比.重心地位由内部装载安插确定，焦点则由气动规划确定.
利用AAA飞机设计软件计算无人机的焦点位于机翼根弦前缘点后距离.（使用软件来确定飞焦点）
对于本方案的飞翼规划，机翼焦点可近似为全机的焦点，具体确定后掠翼焦点的方法如下：
即重心位于机翼根弦前缘点后0.1982m，重心地位确定.
对于小型电动无人机，其重心地位可以根据操稳特性计算后，通过挪动电池地位来调整.
（1）三维模型
本方案三维数学模型的建立使用CATIA完成.
三面图
前视图
俯视图
侧视图
后果图
（2）内部装载安插
电动无人机机身内部装载有电池、主动驾驶仪、数据传输设备、图象传输设备、窥伺设备.在机翼中段的分置见图所示.
内部装载安插
可以工程解析法计算，也能够涡格法ALV软件计算.估计AAA也能计算.
气动特性包含飞机的升力特性、阻力特性和力矩特性.工程估算分析结果将作为功能计算的输入，用于飞行功能的分析.
（1）全机升力特性分析
算：
.
亚音速时，对于具有等翼型、线性扭转角分布的机翼，其零升迎角可用下式估计：
.
【注：速度低空气紧缩性不考虑，因为飞翼规划忽略机翼扭转】【注：机翼的零升迎角不是全机的零升迎角，因为存在安装角.】零升力系数【零升力系数=零升迎角*升力线斜率】
通常机翼的零升力系数为机翼零升力系数与平尾升力系数之和.
本方案无平尾.则
.
有了全机的零升力系数和升力线斜率，可以求得零升迎角：
实际上，有了机翼的零升迎角，因为无尾翼，但机翼存在安装角，可知，全机的零升迎角为-2.8度.
初步估计可采取下式
在雷诺数差不多的情况下，干净机翼的最大升力系数通常取由二维翼型数据确定的翼型最大升力系数的90％摆布.机翼后掠使最大升力系数减小，由无后掠机翼的最大升力值乘以1/4弦利益的后掠角的余弦得到下式：
对于本方案巡航形态全机的雷诺数为300000，翼型在此雷诺数下的最大升力系数由翼型选择可知.
机翼最大升力对应的迎角：
通过查表，查什么表？】
全机的最大升力系数：
全机的最大升力系数对应的失速迎角：
（有点成绩，没考虑安装角）
（2）全机阻力特性分析
阻力分为零升阻力和升致阻力，对于低速电动机，零升阻力次要为压差阻力和摩擦阻力.
a.全机零升阻力系数
FF来估算飞机每
一部件的亚音速零升阻力.然后用因子Q
来考虑部件阻力的彼此干扰，
FF和Q的乘积.【可以用于计算机翼、平尾垂尾等的零升阻力系数】
采取部件构成法，亚音速飞机零升阻力估算公式为：
Q
为干
对于大部分飞机，流过部件的气流可认为是紊流，但对于低雷诺数飞行器，气流大部分可能是层流.普通地，当雷诺数在50万时，气流流过平板会从层流变成紊流，转捩点地位为:
❶机翼
机翼处于层流层和紊流层的摩擦阻力系数为：
紊流：
从而，机翼的平板摩擦阻力系数为：
机翼的外形因子：
CATIA三维设计图中测量，S为三视图外露平面面积】
机翼零升阻力系数：
❷垂尾
垂尾零升阻力系数：
总的废阻力还包含飞机特殊部件的杂项阻力，如襟翼、固定式起落架、上翘的后机身及底部面积，而且把估计的漏泄及鼓包阻力一路加到总阻力中.
杂项阻力可以使用大量的经验图表及公式分别确定，然后把结果加到上面已确定的零升阻力中去.4%.
【飞翼规划全机零升阻力系数可用机翼零升阻力系数近似，这里不计两个垂尾的零升阻力系数】
全机零升阻力系数： b. 全机升致阻力系数
可以采取涡格法求引诱阻力因子.也能够用解析法
c. 全机极曲线
（3）全机俯仰力矩特性分析
全机俯仰力矩由机翼和尾翼俯仰力矩构成，但飞翼规划没有平尾，则机翼俯仰力矩则为全机俯仰力矩.可以用涡格法计算.
❶机翼
计算机翼俯仰力矩系数的参考面积为机翼面积，参考长度取为平均气动弦长.力矩参考点取为设计重心处.
机翼的扭转和平面外形
.当全部机翼处于零升力迎角时，局部剖面的升力其实不都为零，会惹起附加的零升力矩.当展弦比大于2.5，后掠角小
飞机总体课程设计-110座支线飞机
飞机总体设计报告（110座级支线客机概念设计） 学院：航空宇航学院
一、设计要求： 1.有效载荷 –全经济舱布置110人（每人重75kg ） –每人行李总重：20kg 2.飞行性能指标 –巡航速度：M 0.78 –飞行高度：35000英尺－39000英尺 –航程：2300（km ），45分钟待机，5％燃油备份 –备用油规则：5%任务飞行用油+ 1,500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油。 –起飞场长：小于1700（m ） –着陆场长：小于1550（m ） –进场速度：小于220 （km/h ） 二、飞机构型的确定 1.设计要求相近的飞机资料 2.飞机布局形式 参考机型：庞巴迪航宇集团CRJ-900 中国商用飞机有限公司ARJ21 英国航宇公司BAe146 加加林航空制造集团SSJ-100 1）尾翼（正常式“T ”型单垂尾） 避免发动机尾喷流达到平尾上。 避免机翼下洗气流的影响 “失速”警告（安全因素） 飞机型号 有效载荷（t ） 起飞重量(kg) 巡航速度(km/h) 航程(km) CRJ-900 10.2 36.5 860 2778 ARJ21 11.2 43.6 923 3700 BAe146 24.8 2554 SSJ-100 45 878 4590
外形美观（市场因素） 2）机翼（采用下单翼） 便于安装起落架，且不挡住发动机进气。 可以布置中央翼，减轻机翼结构重量。 3）发动机（尾吊双发涡轮风扇发动机） 飞机的驾驶比较容易，噪音小，符合易操纵性和舒适性的要求。 4）起落架前三点型式，主起落架安装在机翼上 5）飞机草图 三、机身外形的主要参数 1.通道：单通道 经济舱：5*22=110 另外布置厨房、厕所及安全门 2.机身横截面及当量直径 1）经济舱座椅宽度19-21in，取21in；其中中间位置加宽为22in；过道宽度为19in。 机舱宽度为：21*4+22+19+10=135（其中为了舒适及结构需要增加10in） 2）截面采用圆截面
飞机模型的设计
第一步，整体设计。 1。确定翼型。我们要根据模型飞机的不同用途去选择不同的翼型。翼型很多，好几千种。但归纳起来，飞机的翼型大致分为三种。一是平凸翼型，这种翼型的特点是升力大，尤其是低速飞行时。不过，阻力中庸，且不太适合倒飞。这种翼型主要应用在练习机和像真机上。二是双凸翼型。其中双凸对称翼型的特点是在有一定迎角下产生升力，零度迎角时不产生升力。飞机在正飞和到飞时的机头俯仰变化不大。这种翼型主要应用在特技机上。三是凹凸翼型。这种翼型升力较大，尤其是在慢速时升力表现较其它翼型优异，但阻力也较大。这种翼型主要应用在滑翔机上和特种飞机上。另外，机翼的厚度也是有讲究的。同一个翼型，厚度大的低速升力大，不过阻力也较大。厚度小的低速升力小，不过阻力也较小。因为我做的是练习机，那就选用经典的平凸翼型克拉克Y了。因伟哥有一定飞行基础，速度可以快一些，所以我选的厚度是12%的翼型。 实际上就选用翼型而言，它是一个比较复杂、技术含量较高的问题。其基本确定思路是：根据飞行高度、翼弦、飞行速度等参数来确定该飞机所需的雷诺数，再根据相应的雷诺数和您的机型找出合适的翼型。还有，很多真飞机的翼型并不能直接用于模型飞机，等等。这个问题在这就不详述了。 机翼常见的形状又分为：矩形翼、后掠翼、三角翼和纺锤翼（椭圆翼）。 矩形翼结构简单，制作容易，但是重量较大，适合于低速飞行。后掠翼从翼根到翼梢有渐变，结构复杂，制作也有一定难度。后掠的另一个作用是能在机翼安装角为0度时，产生上反1-2度的上反效果。三角翼制作复杂，翼尖的攻角不好做准确，翼根受力大，根部要做特别加强。这种机翼主要用在高速飞机上。纺锤翼的受力比较均匀，制作难度也不小，这种机翼主要用在像真机上。因为我做的是练习机，就选择制作简单的矩形翼。 翼梢的处理。由于机翼下面的压力大于机翼上面的压力，在翼梢处，从下到上就形成了涡流，这种涡流在翼梢处产生诱导阻力，使升力和发动机功率都会受到损失。为了减少翼梢涡流的影响，人们采取改变翼梢形状的办法来解决它。一般方法有三种，如图。 因为我做的是练习机，翼载荷小，损失些升力和发动机功率不影响大局，所以，我的翼梢没有作处理。 2。确定机翼的面积。模型飞机能不能飞起来，好不好飞，起飞降落速度快不快，翼载荷非常重要。一般讲，滑翔机的翼载荷在35克/平方分米以下，普通固定翼飞机的翼载荷为35-100克/平方分米，像真机的翼载荷在100克/平方分米，甚至更多。我选择60克/平方分米的翼载荷。40级的练习机一般全重为2.5公斤左右。又因为考虑到方便携带和便于制作，翼展定为1500毫米。那么，整个机翼的面积应该为405000平方毫米。通过计算，得出弦长为270毫米。还有，普通固定翼飞机的展弦比应在5-6之间。通过验算得知，这个弦长在规定的范围之内。 3．确定副翼的面积。机翼的尺寸确定后，就该算出副翼的面积了。副翼面积应占机翼面积的20%左右,其长度应为机翼的30-80%之间。因为是练习机，不需要太灵敏，我选15%。因为我用一个舵机带动左右两个副翼，所以副翼的长度要达到翼展的90%左右。通过计算，该机的副翼面积因为60750平方毫米，那么，一边副翼的面积就是30375平方毫米。 4．确定机翼安装角。以飞机拉力轴线为基准, 机翼的翼弦线与拉力轴线的夹角就是机翼安
飞机尾翼的设计与计算
表11-3 选择的一些配备V型尾翼的飞机 图11-36 增加俯仰力矩的权威解释 对于配置单座喷气式发动机的飞机而言，V型尾翼是飞机的一个极好的结构，它允许发动能够被安装在处于飞机中心线上的机身顶部的吊舱上。关于这种设计方案的两个最近的例子是西锐SF50飞机和Eclipse喷气式飞机。
以下缺点引自NACA R-823飞机[19]。首先，有可能产生升降舵和方向舵所控制的力的相互作用。例如，当飞机侧风降落时，飞行员可能在降落路线的最后一个导航点使用方向舵踏板来侧滑飞机。因为这将使方向升降舵的一端产生TEU 偏转，而在另一端产生TED偏转，与那些处于中间位置的方向舵相比，升降舵的驱动力将会受到影响。第二，当调整片偏转至大角度时，有可能导致升降舵和方向舵调整时的相互作用。第三，控制系统需要对控制输入端进行特殊处理。这是使用一个被称作控制系统混频器（见图11-37）的一个装置完成的。第四，它将在尾翼和机身上导致更大的负荷，这往往会增加结构的重量。这是由于V型尾翼必须用作HT和VT的事实引起的。这要求它的尺寸要大于它只用作一个目的是的尺寸。结果，在机动飞行时，例如偏航飞行，将产生一个较大的力，当然，这需要一个坚固的和较重的结构。 但是还有其他缺点不能通过R-823飞机提及。首先是方向舵的应用将导致飞机向与预期相反的方向滚动的。以飞行员想要执行一个向左转的动作，来理解这是什么意思。要做到这一点，飞行员将使飞机的左翼向下滚动。这将导致右翼上升，结果，右翼将绕一个比左翼滚动半径大的圆弧滚动。这将使右翼移动的速度比左翼大，接下去将产生比左翼更大的阻力，这将导致机头有向右转的倾向，即使机头正在向左转。这种现象被认为是一种不利的偏航，飞行员只需通过踩下左方向舵踏板就能消除这种现象。当这种现象发生的时候，如果我们从飞机的后面看，在机头向左方（目标方向）偏转的过程中，我们会看到飞行员将迫使飞机尾部向右方转。对于一些飞机，飞行员需要主动通过这种方式纠正转向，而对于其它飞机而言，没必要这么做。接下来描述的不是V型尾翼结果的劣势，而是需要牢记考虑V型尾翼时的效果。 现在考虑图11-38，该图比较了V型尾翼和倒V型尾翼方向舵的使用。上图显示的是V型尾翼的方向升降舵的偏转使机头向左偏航（机尾向右偏航）。左端方向升降舵产生TED偏转，右端方向升降舵产生TEU偏转。尾翼表面上的合力矢量引起飞机有向右滚动的倾向，这与预期的转向相反。这种倾向被称为不利的翻滚偏航。
(完整word版)飞机总体课程设计
1.重量估算与指标分配 以下计算过程的公式参照《飞机设计手册8》1.1机身重量估算 USFA方法 ——机身重量，kg -—起飞重量，1684 kg； ——设计过载,2； ——机身长度，8.5 m； ——机身最大宽度，1。9 m； ——机身最大高度，1。6 m; —-设计巡航速度(EAS），290 km/h; 此公式可用于速度550 km/h以下的飞机。代入数据,算得机身重量126。56kg。 1.2机翼重量计算 采用USFA方法
——机翼重量，kg ——机翼面积，16 ； ——机翼展弦比，11； ——机翼1/4弦线后掠角，4°；-—机翼根梢比,1.25； ——机翼最大相对厚度，15％； ——海平面最大平飞速度,300 km/h；代入数据，计算得机翼重量。 1.3尾翼重量计算 采用USFA方法 1.3.1水平尾翼 -—平尾面积,2.28 ； ——平尾力臂，； --平尾展长,；
—-平尾根部剖面最大厚度，0。0672 m；代入数据,计算得水平尾翼重量。 1.3.2垂直尾翼 ——垂尾面积，； ——垂尾展长，； —-垂尾根部剖面最大厚度，0。1899 m；代入数据，计算得垂直尾翼重量。 1.4发动机短舱重量 采用Torenbeek方法 多发活塞式发动机飞机: 汽缸水平对置发动机: -—发动机起飞总功率，264.6kW； N—-发动机的数量，2; 代入数据，计算得单发重量. 双发总重量为。
1.5 起落架重量 采用Torenbeek 方法 式中：=1，下单翼飞机；1。08,上单翼飞机。 其中 ， ， , 见下表 起落架重量计算系数表 飞机类别 A B C D 主 15.00.0330.0210前 5.40.04900主 9.10.0820.0190前 11.300.0240尾 4.100.0240主 18.10.1310.019 2.23E-05前 9.10.0820 2.97E-06 尾 2.3 0.31 起落架型式 喷气式教练机和行政飞机 收放式 固定式收放式其他民用飞机 可知主起落架：， ，,; 主起落架重量：62。65kg 。 前起落架:， ,，; 前起落架重量： kg 。 1.6 动力装置 采用Torenbeek 方法 螺旋桨飞机： =1.16，安装在机身上的拉进式单发螺旋桨飞机；
超轻型飞机总体设计
超轻型飞机总体设计 概述 超轻型飞机是各种类型的飞机中最轻便的一种。其重量通常在500千克以下，使用的发动机总功率在100马力以下。由于其高性能和独特的飞行特性，超轻型 飞机变得越来越受欢迎。 本文将介绍超轻型飞机的总体设计。包括结构设计、飞行控制系统、动力系统 和机身外形设计等方面。 结构设计 超轻型飞机的结构设计需要考虑材料、重量和强度等因素。为实现减重和增加 强度，常用的材料包括飞机级铝合金、碳纤维复合材料等。结构设计中还包括机翼、机身、水平尾翼、垂直尾翼、起落架等的设计。 为满足飞行控制和机身稳定性，超轻型飞机的结构设计需要保证机身前部的重量，同时尽量减小机身后部的重量。因此，在机翼和机身的交界处还需要考虑气动的影响。 飞行控制系统 超轻型飞机的飞行控制系统需要保证每个控制面都能够独立地完成其控制任务。一般来说，飞行控制系统包括副翼、升降舵和方向舵。 副翼用于控制机翼的滚转运动，升降舵用于控制机身的上下运动，方向舵用于 控制机身的航向。 在保证控制系统的基本功能下，还需要考虑空气动力学和质量平衡等因素，以 确保控制系统的稳定性和可靠性。 动力系统 超轻型飞机通常使用可靠性高的汽油发动机或涡轮增压发动机。这种发动机提 供了足够的动力，使超轻型飞机可以上升到适当的高度，同时保持合理的垂直速度。为了更好地实现轻量化，一些超轻型飞机还会使用电动机或蓄电池作为动力系统。 机身外形设计 超轻型飞机的外形设计需要考虑气动性能和视觉美感等方面。一般来说，其外 形应该是紧凑的、均匀的，且无尾翼设计。在外形设计中还需要考虑人体工程学和舒适性等因素。
为了提高机身的气动性能，超轻型飞机的机翼通常设计为高提升翼。此外，经过科学的气动设计和优化，机身外形具备了流线型和美观性。 总的来说，超轻型飞机的总体设计需要同时考虑材料、重量、强度、空气动力学和质量平衡等因素。只有在综合考虑所有因素的基础上，才能实现飞机结构和性能的完美匹配。
飞机设计的基本步骤
飞机设计的基本步骤 以飞机设计的基本步骤为标题，写一篇文章。 一、需求分析 飞机设计的第一步是进行需求分析。在这一阶段，设计团队需要与客户进行沟通，了解他们的需求和期望。同时，也要对市场和行业进行调研，了解竞争对手的产品特点和市场趋势。通过需求分析，设计团队可以确定飞机的基本功能和性能要求。 二、概念设计 在需求分析的基础上，设计团队开始进行概念设计。概念设计阶段主要是通过创意思维和草图来探索不同的设计方案。设计团队会综合考虑飞机的外观、结构、材料、动力系统等因素，以及飞行性能、安全性、经济性等要求。通过概念设计，可以初步确定飞机的整体形状和主要组成部分。 三、详细设计 在完成概念设计后，设计团队开始进行详细设计。详细设计阶段主要是对概念设计进行细化和完善，包括飞机的各个部分的具体形状、尺寸和材料选择等。设计团队会使用计算机辅助设计软件来进行模型设计和仿真分析，以验证设计的可行性和优化设计方案。在详细设计阶段，还需要考虑飞机的生产工艺和装配流程，确保设计的可制造性和可维护性。
四、飞行试验 在完成详细设计后，设计团队会制造一架原型飞机进行飞行试验。飞行试验是验证设计性能和安全性的关键环节。通过飞行试验，可以评估飞机的飞行性能、操纵性、稳定性和安全性等关键指标。设计团队会根据试飞结果进行调整和改进，直到达到设计要求。 五、生产制造 经过飞行试验验证的设计将进入生产制造阶段。生产制造包括材料采购、零部件加工、装配和测试等环节。设计团队需要与供应商和生产部门密切合作，确保生产过程的质量和效率。同时，还需要制定质量控制计划和生产计划，确保飞机的质量和交付进度。 六、交付和运营 当飞机生产完成后，设计团队会进行最后的测试和验收，确保飞机符合交付要求。然后，飞机将交付给客户，开始正式运营。设计团队还需要提供飞机的技术支持和售后服务，确保飞机的安全运行和维护。 总结 飞机设计是一个复杂而精密的过程，需要设计团队的综合能力和协作精神。通过需求分析、概念设计、详细设计、飞行试验、生产制造和交付运营，设计团队可以完成一架符合客户需求的高性能飞机。飞机设计的每个步骤都至关重要，需要设计团队的认真研究和努力
国产大飞机制作流程
国产大飞机制作流程 引言： 近年来，中国航空工业取得了长足的发展，其中国产大飞机的制造成就备受瞩目。本文将以国产大飞机制作流程为主题，介绍其从设计到制造的过程。 一、需求分析与概念设计 在制作国产大飞机之前，首先需要进行需求分析，明确飞机的用途、载客量、航程、性能指标等。在此基础上，进行概念设计，确定飞机的外形、布局和一些基本参数，如机翼形状、发动机位置等。 二、详细设计与结构优化 在概念设计确定后，进行详细设计，包括航空材料的选择、机翼和机身的设计、发动机的选型等。同时，通过结构优化，提高飞机的强度和整体性能。 三、制造原型机 在详细设计完成后，开始制造原型机。首先，根据设计图纸制造飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼等。然后，对各个部件进行组装，形成完整的飞机模型。 四、性能测试与改进 制造完成的原型机需要进行各项性能测试，包括飞行性能、气动性能、机载系统性能等。通过测试结果，分析飞机的优点和不足之处，
进行改进和优化。 五、批量生产与交付 经过性能测试和改进后，开始进行批量生产。在生产过程中，需要进行零部件的制造、组装和检验。最终，完成的国产大飞机将进行交付给客户，投入商业运营。 六、售后支持与维修 国产大飞机交付后，需要提供售后支持与维修服务。这包括提供备件、维修手册、技术支持等，确保飞机在使用过程中的安全和可靠性。 七、技术升级与改进 随着科技的不断进步，国产大飞机也需要进行技术升级和改进。这包括引入新的材料和技术，提高飞机的性能和经济性。 结论： 国产大飞机的制作流程涵盖了需求分析、概念设计、详细设计、制造原型机、性能测试、批量生产、交付、售后支持以及技术升级等环节。通过这些步骤，中国航空工业不断提升自身的制造能力和技术水平，使国产大飞机在国际市场上有了更大的竞争力。未来，随着中国航空工业的进一步发展，我们有理由相信国产大飞机将取得更加辉煌的成就。
飞机设计的基本步骤
飞机设计的基本步骤 飞机设计是一个复杂而精密的过程，需要经过一系列的基本步骤。本文将从概念设计、详细设计、制造和测试等方面详细介绍飞机设计 的基本步骤，希望对正在从事飞机设计或对该领域感兴趣的读者们有 所指导和帮助。 飞机设计的第一步是概念设计。在概念设计阶段，设计者需要确 定飞机的用途、性能需求和主要技术参数。这一阶段主要是通过概念 草图、模型和计算等方法进行，目的是建立一个初步的设计方案。 在完成概念设计后，进入详细设计阶段。详细设计包括各个子系 统和零部件的设计，如机翼、发动机、机身和座舱等。在这一阶段， 设计者需要进行更加精细的计算和模拟，确保飞机的各个部分都能够 满足设计要求，并且能够达到良好的安全和性能。 完成详细设计后，就进入了制造阶段。在这个阶段，设计图纸和 规格将会被交给制造商，他们将根据这些信息制造飞机的各个零部件。制造过程中需要严格按照设计要求进行，以确保飞机的质量和可靠性。 制造完成后，就需要进行飞机测试。测试阶段是整个设计过程中 非常重要的一环，通过各种严格的测试和模拟，可以验证飞机的性能 和安全性。飞机测试还包括地面测试和飞行测试两个方面，前者是为 了确保在实际飞行前各个系统都正常工作，后者是为了验证飞机的飞 行性能和操控稳定性。
除了上述的基本步骤，飞机设计还需要考虑一些其他因素。例如，设计者需要考虑气动特性、结构强度、重量和平衡等因素，以确保飞 机的稳定性和可靠性。此外，飞机设计还需要符合适航规定和相关的 安全标准，以保证飞机在运行期间的安全性和可操作性。 综上所述，飞机设计的基本步骤包括概念设计、详细设计、制造 和测试。在设计过程中，需要进行精细的计算和模拟，确保飞机满足 设计要求。同时，还需要考虑气动特性、结构强度和安全性等因素。 通过合理的设计和精密的制造，可以生产出高质量和可靠的飞机。希 望这篇文章能够对正在从事飞机设计或对该领域感兴趣的读者们有所 帮助。
飞行器总体设计 大作业第二章(2)
第二章总体参数设计2.1参数设计的任务和过程 (1)飞机总体布局形式 (2)起飞总重W0； (3) 最大升力系数 CLmax ； (4) 零升阻力系数 CD0； (5) 推重比 T/W； (6) 翼载 W/S。 本章中假设飞机的任务要求是已知的，任务书中定义的典型参数有： (1) 装载和装载类型； (2) 航程或待机要求； (3) 起飞着陆场长； (4) 爬升要求； (5) 机动要求； (6) 鉴定基准（例如：实验、航标或军用标准 ●2.2飞机起飞重量的估算 ●2.2.1飞机起飞重量的分析 设计起飞重量包括空机重量和全部载重，如下图所示： 以及近似计算过程的框图如下：
W 0为飞机的起飞总重，它由以下几部分组成： e f p W W W W ++=0 )(eq en st f p W W W W W ++++= Wp ——有效载荷(含乘员)重量； Wf ——燃油重量，包括任务燃油(可用燃油)、备份燃油(安全余油)及死油三部分； We ——空机重量，主要包括结构(机体、起落架、操纵系统等)重量、动力装置重量及设备重量三部分； 因为：e f p W W W W ++=0 0000)/()/(W W W W W W W e f p ++= e f p W W W W ++=0/(00)/W W 所以：0 00//1W W W W W W e f p --= 其中：0/w w f 、0/w w e 分别称为燃油重量系数、空机重量系数。
在有效载重Wp 已知的情况下，求出空机重量系数0/w w e 和燃油重量系数 0/w w f (或 燃油重量f W )，就可求出0W 。 2.2.2各重量系数的预测 一、空机重量系数0/w w e 的确定 起飞重量中,空机重量可以用对应的空机重量系数乘以起飞重量而得到. 空机空重： E E O O W W W W = ⨯ 空机重量系数： C E O VS O W AW K W = 相对于O W 的经验空机重量系数统计值 对于变后掠翼VS K =1.04, 正常机翼VS K =1.00 取 A=0.93, C=-0.07 VS K =1.00 空机重量系数 0.070.93E TO TO W W W -= 二、燃油重量系数0/w w f 的确定 飞行任务中使用燃油重量为 (1)fused ff TO W m W =-
飞机总体设计概略
新飞机的研制分成五个阶段： (1)论证阶段、(2) 方案阶段、(3) 工程研制阶段、(4) 设计定型阶段、(5) 生产定型阶 段 论证阶段 任务：研究新飞机设计的可行性，包括技术可行性和经济可行性。 方案阶段 任务： 根据批准的《某型飞机战术技术要求》设计出可行的飞机总体技术方案。 主要工作内容： ★确定飞机布局形式、总体设计参数 ★选定动力装置、主要系统方案及主要设备 ★机体主要结构材料和工艺分离面等 ★形成飞机的总体布置图、三面图、结构受力系统图 ★进行重心定位、性能、操稳计算，结构强度和刚度计算 ★提出对各分系统的技术要求 ★最终要制造出全尺寸的样机或绘制电子样机，进行人机接口、主要设备和通路布置的协调检查以及使用维护检查。 对飞机而言，此阶段即为飞机总体设计阶段 工程研制阶段 任务：根据方案阶段确定的飞机总体技术方案，进行飞机的详细设计、试制、地面试验、试飞准备等。 工程研制阶段的最终成果是试制出供地面和飞行试验用的原型机4~10架，并制定试飞大纲和准备好空、地勤人员使用原型机所需的技术文件，具有进行试飞所必需的外场保障设备设计定型阶段 新飞机首飞成功后即应按试飞大纲要求，进行定型试飞。 调整试飞、鉴定试飞、定型试飞 在其整个寿命期内，机上设备和发动机的更换是必然的，这往往称为寿命中期改进 战术技术要求是军用飞机型号研制的重要技术文件，其既是型号研制的依据，又是该型号国家定型验收的依据。 提出战术技术要求的依据通常有四个方面： (1) 对未来战斗的设想和本国的战略战术思想； (2) 空军在未来战争中的任务和战术使用原则； (3) 部队的使用经验和失败教训； (4) 技术上实现的可能性。 制定战术技术要求的基本问题是如何正确处理需要与可能的关系，即新机的战术技术要求既要满足适用性、先进性和系统性的要求，又要符合合理性、现实性和经济性的要求。 战术技术要求的具体内容为： (一) 使用要求 (二) 作战效能要求 (三) 主要性能指标要求，(四) 研制的主要地面试验(五) 飞行试验 干线运输机一般指客座数大于100、满载航程大于3000km以上的大型客货运输机 满客航程大于6000~7000km的称为中/远程干线运输机，常用于国际航线上。 满客航程在5000km以下的称为中/近程干线运输机，主要用于国内大城市之间的
飞机总体大作业——四代机设计方案2
取, 0025.0=fe C S 浸湿/S 参考=3。2 参考 浸湿 S S C C fe D =0 =0。0025×3。2=0.008 20 201L D L D D C Ae C KC C C π+=+= 其中：C D0 为零升阻力(废阻力）系数，C L 为升力系数；K 为诱导阻力 因子，A 为机翼展弦比,e 为奥斯瓦尔德效率因子。 3 .2,1==A Ae K π 其中 0.680.154.61(10.045)(cos ) 3.1 LE e A =-Λ- =4。61（1—0。045×2。30.68）(cos42°）0.15-3。1 ＝0。9596 亚音速下 （L/D ）max =0。5(Ae/C D0）0。5=14。7 2．6推重比的确定 T/W 直接影响飞机的性能.一架飞机的T/W 越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能够达到的最大速度也越高,转弯角速度也越大。另一方面，发动机越大，执行全部任务中的油耗也越多，从而使完成设计任务的飞机的起飞总重增加。 T/W 不是一个常数.在飞行过程中,随着燃油消耗，飞机重量在减小。另外，发动机的推力也随高度和速度变化. 当提到飞机的推重比时,通常指的是在海平面静止状态（零速度）和标准大气条件下、而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。对于战斗机,另一个常被提到的推重比是格斗（作战）时的推重比 影响起飞推重比的主要性能指标有： (1) 起飞性能 (2) 最大平飞速度 (3) 加速性 (4) 巡航性能 (5) 爬升性能 (6) 盘旋性能 (7) 最小平飞速度
推重比估算的几点说明： 1 为满足各个性能指标的要求，需根据各个性能指标所确定的推重比的最大值来确定全机的推重比. W确定的情况下,可以由起飞性能要求(起飞滑跑距离）来 2 在起飞翼载荷S T. 估算起飞推重比 W T也可以用统计方法给出。 3 起飞推重比W T=0.9 ，W＝27648 kg （1）在空中格斗时： W 所以T＝24883kg T＝0。6 , W＝27648 kg (2) 在其他的状况下：W 所以T＝16589 kg 鉴于我们设计喷气式战斗机技术要求，故我们可以取飞机的推重比为0.75. 我们已经估算得飞机的重量（W)是27648千克 T＝0。75 W＝27648 kg W 所以T＝20736 kg 在空中格斗时：A＝0。648， C＝0。594， M=2.3， W＝28720 kg C ⨯ = T⨯ W M A .0 594 ⨯ = 28720⨯ 3.2 648 .0
飞机总体大作业——四代机设计方案1
飞行器总体设计大作业 歼-50（终结者） 小组成员：
目录 前言 (4) 第一章飞机设计要求 (4) 1.1 任务计划书性能指标 (4) 1.2发动机要求 (5) 1.3有效载荷 (5) 1.4任务剖面 (5) 1.4 概念草图 (6) 第二章总体参数估算 (7) 2.1起飞重量的计算 (7) 2.1.1飞机起飞重量的构成 (7) 2.1.2空机重量系数W e/W0的计算 (9) 2.2 发动机的耗油率C (10) 2.3 升阻比L/D (11) 由浸湿面积比估算出L/D约为13 (13) 2.4 燃油重量系数W f/W0 (13) 2.4.1飞机的典型任务剖面 (14) 2.4.2计算燃油重量系数W f/W0 (16) 2.4.3全机重量计算 (16) 2.5飞机升阻特性估算 (19) 2.5.1确定最大升力系数 (19) 2.5.2估算零升阻力系数C D0及阻力系数C D (20) 2．6推重比的确定.................................................................................. 错误!未定义书签。 2．7 翼载荷的确定................................................................................. 错误!未定义书签。第三章总体方案设计................................................................................. 错误!未定义书签。 3.1总体布局选择.................................................................................... 错误!未定义书签。 3.1.1方案一：总体布局为三翼面布局.......................................... 错误!未定义书签。 3.1.2方案二：总体布局为正常式布局.......................................... 错误!未定义书签。 3.2机身布局............................................................................................ 错误!未定义书签。 3.3发动机的类型、数目和布置：........................................................ 错误!未定义书签。 3.2进气道布置........................................................................................ 错误!未定义书签。 3.3机翼布局............................................................................................ 错误!未定义书签。 3.4尾翼布局............................................................................................ 错误!未定义书签。 3.5起落架型式........................................................................................ 错误!未定义书签。 3.6隐身设计............................................................................................ 错误!未定义书签。第四章部件设计......................................................................................... 错误!未定义书签。 4.1机翼设计............................................................................................ 错误!未定义书签。 4.1.1机翼具体参数的确定：.......................................................... 错误!未定义书签。 4.1.2机翼的气动力特性.................................................................. 错误!未定义书签。 4.1.3机翼的增升装置和副翼.......................................................... 错误!未定义书签。 4.2机身设计............................................................................................. 错误!未定义书签。 4.3尾翼及其操纵面的设计..................................................................... 错误!未定义书签。 4.4起落架设计......................................................................................... 错误!未定义书签。
飞机总体设计 - 设计过程及算例
无人机总体设预计例之阳早格格创做 任务央供：飞止下度：30-200m，飞止速度：40-90km/h，巡航速度：18m/s，最大飞止速度28m/s，爬降率4m/s，绝航时间：1h ，最大过载1.7，任务载荷沉量：0.5kg，背包式输送，收射办法：脚扔式，回支办法：机背着陆 安排历程： 无尾筹备 【要领：参照已有共类无人机】 决定筹备形式：主假如机翼、垂尾、能源、起降架等. （1）机翼 根据体味或者共类飞机决定： 展弦比 5.5-6，尖削比 0.4-0.5，后掠角 28°°， 拆置角2° 展弦比 【展弦比删大，降致阻力减小，降阻比删大】 【展弦比删大，弦少减小，雷诺数降矮，气动效用降矮】 【展弦比删大，弦少减小，翼型薄度减小，机翼结构沉量降下】 尖削比 【尖削比效用降力展背分散，当展背降力分散靠近椭圆时， 降致阻力最小，矮速机翼普遍与0.4-0.5】 后掠角 【后掠角减少，横背宁静性删大，配下反角】 【后掠角减少，尾翼舵效减少】 【后掠角减少，纵背阻僧巩固，纵背动宁静性巩固】 下反角 【上反角减少，横背宁静性减少，下反角好异】 拆置角 【巡航阻力最小对付应机翼的迎角，通用航空飞机战自制飞机的拆置角约莫为2°，输送机约莫为1°，军用飞机约莫为0°，正在以去的安排阶段，可通过气动预计去查看安排状态所需要的机翼本质的拆置角.】 机翼中型草图
（2）垂尾 垂尾形式：翼尖垂尾 尾空系数：Cvt=0.04/2=0.02 【单沉尾】 （3）能源系统形式 电动无人机促成系统拆置位子主要有：机头推进式、机尾促成式、单收机翼前缘推进式、单收形式、单收机翼后缘促成式.底下钻研百般安插形式对付筹备安排的效用. 能源形式便宜缺面真例 机头推进式螺旋桨前圆进气 宁静已被搞扰； 简单真止沉心位 子安排； 脚扔收射不会对 付收射员制成妨 害； 排气被机身战机 翼遏止，效用能 源系统的效用； 回支降降时，电 效果战螺旋桨简 单触天益坏 机尾促成式机头不妨拆置任 务设备； 螺旋桨也阻挡易 正在着陆时触天 益坏； 对付螺旋桨的搞 扰较小； 沉心摆设正在安 排沉心面非常艰 易； 单收翼前缘推 进式电效果不正在占 用机头位子； 以便正在机头拆 置任务设备； 机身的阻力会爆 收一个较大的矮 头力矩； 过下的机身也删 大的结构沉量， 浸润里积也比较 大 单收翼前缘推 进式机头拆置摄像设 备 安插需要二台电 效果，减少了系 统的搀纯性 单收机翼后缘促成式机头拆置摄像设 备 螺旋桨的滑流间 接吹正在尾翼 上，制成无人机 的宁静性变更 本筹备为：机尾促成式
飞机总体设计 - 设计过程及算例
无人机总体设计算例 任务要求：飞行高度:30-200m,飞行速度：40-90km/h，巡航速度：18m/s，最大飞行速度28m/s，爬升率4m/s，续航时间：1h ,最大过载1。7，任务载荷重量：0.5kg，背包式运输,发射方式：手抛式,回收方式：机腹着陆 设计过程： 1。布局形式及布局初步设计 无尾布局 【方法：参考已有同类无人机】 确定布局形式:主要是机翼、垂尾、动力、起落架等。(1）机翼 根据经验或同类飞机确定: 展弦比5.5-6，尖削比0。4-0。5，后掠角28°，下反角1.5°， 安装角2° 展弦比 【展弦比增大，升致阻力减小,升阻比增大】 【展弦比增大，弦长减小，雷诺数降低，气动效率降低】 【展弦比增大，弦长减小，翼型厚度减小，机翼结构重量上升】 尖削比 【尖削比影响升力展向分布,当展向升力分布接近椭圆时,
升致阻力最小，低速机翼一般取0.4-0。5】 后掠角 【后掠角增加，横向稳定性增大，配下反角】 【后掠角增加,尾翼舵效增加】 【后掠角增加,纵向阻尼增强，纵向动稳定性增强】 下反角 【上反角增加,横向稳定性增加，下反角相反】 安装角 【巡航阻力最小对应机翼的迎角，通用航空飞机和自制飞机的安装角大约为2°，运输机大约为1°，军用飞机大约为0°,在以后的设计阶段,可通过气动计算来检查设计状态所需要的机翼实际的安装角。】 机翼外型草图 （2)垂尾 垂尾形式:翼尖垂尾 尾空系数：Cvt=0。04/2=0。02 【双重尾】
（3）动力系统形式 电动无人机推进系统安装位置主要有:机头拉进式、机尾推进式、单发机翼前缘拉进式、双发形式、单发机翼后缘推进式。下面研究各种布置形式对布局设计的影响. 动力形式优点缺点实例 机头拉进 式螺旋桨前方 进气稳定未 被干扰; 容易实现重 心位置设计; 手抛发射不 会对发射员 造成危害； 排气被机身 和机翼阻止， 影响动力系 统的效率； 回收降落时， 电动机和螺 旋桨容易触 地损坏 机尾推进 式 机头可以安 装任务设备； 螺旋桨也不 容易在着陆 时触地损坏； 对螺旋桨的 干扰较小; 重心配置在 设计重心点 非常困难； 单发翼前缘拉进式电动机不在 占用机头位 置; 以便在机头 安装任务设 备； 机身的阻力 会产生一个 较大的低头 力矩; 过高的机身 也增大的结 构重量，浸润
飞机总体设计课程设计
国内使用的喷气式公务机设计 班级：0111107 学号：011110728 姓名：于茂林
一、公务机设计要求 类型 国内使用的喷气式公务机。 有效载重 旅客6－12名，行李20kg/人。 飞行性能： 巡航速度：0.6 - 0.8 M 最大航程：3500－4500km 起飞场长：小于1400－1600m 着陆场长：小于1200－1500m 进场速度：小于230km/h 据世界知名的公务机杂志B&CA发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。 根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在700-1800万美元、航程在3148-5741公里、客舱容积在8.5-19.8立方米的公务机。与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程内的高效率来取得竞争优势。 由此，从中选出一些较主流机型作为参考 二、确定飞机总体布局 1、参考机型 庞巴迪航空：里尔45xr、里尔60xr 巴西航空：飞鸿300、 塞斯纳航空：奖状cj3 机型座位数巡航速度 M 起飞场长 m 着陆场长 m 航程km 最大起飞 重量kg 里尔45XR 9 0.79 1536 811 3647 9752 里尔60XR 9 0.79 1661 1042 4454 10659 飞鸿300 9 0.77 1100 890 3346 8207 奖状CJ3 9 0.72 969 741 3121 6300
2、可能的方案选择： 正常式 前三点起落架 T型平尾/ 高置平尾+ 单垂尾 尾吊双发涡轮喷气发动机/ 翼吊双发喷气发动机/ 尾吊双发喷气发动机 小后掠角梯形翼+下单翼/ 小后掠角T型翼+中单翼/ 直机翼+上单翼 3、最终定型及改进 1）正常式、T型平尾、单垂尾 ①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化 ②“失速”警告（安全因素） ③外形美观（市场因素） ④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大 2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼 ①本次公务机设计续航速度0.6-0.8M，处于跨音速范围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。 ②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。 ③采用下单翼，起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；从安全考虑，强迫着陆时，机翼可起缓冲作用；更重要的是，因为公务机下部无货物仓，减轻机翼结构重量。 3）尾吊双发涡轮喷气发动机，稍微偏上 ①主要考虑对飞机的驾驶比较容易，座舱内噪音较小，符合易操纵性和舒适性的要求。 ②机翼升力系数大 ③单发停车时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易； ④起落架较短，可以减轻起落架重量。 ⑤由于机翼与客舱地板平齐有点偏高，为了使发动机的进气不受影响，故将发动机安排的稍稍偏上。 4）前三点起落架，主起落架安装在机翼上 ①适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 ②具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 ③飞行员座舱视界的要求较容易满足。 ④可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。
飞机总体设计课程设计报告
国使用的喷气式公务机设计 班级：0111107 学号：011110728 ：于茂林
一、公务机设计要求 类型 国使用的喷气式公务机。 有效载重 旅客6－12名，行20kg/人。 飞行性能： 巡航速度：0.6 - 0.8 M 最大航程：3500－4500km 起飞场长：小于1400－1600m 着陆场长：小于1200－1500m 进场速度：小于230km/h 据世界知名的公务机杂志B&CA发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。 根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在700-1800万美元、航程在3148-5741公里、客舱容积在8.5-19.8立方米的公务机。与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程的高效率来取得竞争优势。 由此，从中选出一些较主流机型作为参考 二、确定飞机总体布局 1、参考机型 庞巴迪航空：里尔45xr、里尔60xr 巴西航空：飞鸿300、 塞斯纳航空：奖状cj3
2、可能的方案选择： 正常式 前三点起落架 T型平尾/ 高置平尾+ 单垂尾 尾吊双发涡轮喷气发动机/ 翼吊双发喷气发动机/ 尾吊双发喷气发动机 小后掠角梯形翼+下单翼/ 小后掠角T型翼+中单翼/ 直机翼+上单翼 3、最终定型及改进 1）正常式、T型平尾、单垂尾 ①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化 ②“失速”警告（安全因素） ③外形美观（市场因素） ④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大 2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼 ①本次公务机设计续航速度0.6-0.8M，处于跨音速围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。 ②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。 ③采用下单翼，起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；从安全考虑，强迫着陆时，机翼可起缓冲作用；更重要的是，因为公务机下部无货物仓，减轻机翼结构重量。 3）尾吊双发涡轮喷气发动机，稍微偏上 ①主要考虑对飞机的驾驶比较容易，座舱噪音较小，符合易操纵性和舒适性的要求。 ②机翼升力系数大 ③单发停车时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易； ④起落架较短，可以减轻起落架重量。 ⑤由于机翼与客舱地板平齐有点偏高，为了使发动机的进气不受影响，故将发动机安排的稍稍偏上。 4）前三点起落架，主起落架安装在机翼上 ①适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 ②具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 ③飞行员座舱视界的要求较容易满足。 ④可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。