M22小型无人直升机的设计特点
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第二十届（2004）全国直升机年会论文
M22小型无人直升机的设计特点
陈 铭 胡继忠
（北京航空航天大学 航空科学与工程学院）
摘要：本文论述了共轴式直升机M22总体设计中的几个问题，包括总体参数选择、气动布局、双
旋翼之间的气动干扰问题。经过试验和改进,使该机的气动性能、稳定性和操纵性达到要求。
关键词：共轴式直升机；总体设计；试验；总体参数
一、直升机型式和总体参数选择
随着我国国民经济的发展，越来越多的部门需要一种载荷在10～20公斤，可垂直
起降，成本低，可在空中悬停及进行中低速飞行的飞行平台。这种飞行平台的主要用途
有：空中摄影；空中巡查输电线路；对地测绘；对地监视；实时图像传输等。另外，这
种飞行平台也应具有体积小，便于运输，便于使用维护的特点。
M22直升机的设计考虑了上述需要。对该机要求有：垂直上升和中速飞行性能好，
动升限在2000～3000米；最大飞行速度120公里/小时，直升机重量轻、尺寸小、可用
一辆轻型车运输。根据这些要求，
在直升机型式选择上，采用了共轴
式双旋翼方案。这种型式直升机的
特点是：悬停和中速飞行效率高；
结构紧凑、尺寸小；由于没有尾桨，
不存在来自尾桨的故障。
1.1桨盘载荷选取
在总体参数选择中，首先要考
虑的是桨盘载荷的问题。考虑该直
升机主要作业在悬停和经济巡航速
度范围内，因此，桨盘载荷对这一速度范围的需用功率影响较大[1]，减小桨盘载荷可以大大减小旋翼需用功率，提高直升机的气动效率。对
于共轴双旋翼直升机，由于存在上下旋翼的气动干扰，上下旋翼的诱导速度均大于单旋
翼情况，而诱导干扰大小与桨盘载荷有关，因此，
减小桨盘载荷对于共轴双旋翼直升机
图1 2000年M22参加珠海国际
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更具有重要意义。
与单旋翼带尾桨直升机不同的是，单旋翼直升机增加旋翼直径导致直升机尾梁长度
增加，对于机身的尺寸和重量影响较大。共轴双旋翼直升机的机身可以在旋翼桨盘的投
影面积之内，增加旋翼直径可不影响机身的几何尺寸。因此，共轴式直升机的尺寸和重
量与旋翼直径的关系相对较弱。
对于小型直升机，桨盘载荷的取值范围与大直升机有较大的不同，如表1所示， 本
文认为其主要原因是小型直升机由于总重较轻，旋翼直径在一定范围内的变化对于全机
重量影响不大。表1为500公斤以下的无人直升机桨盘载荷统计。
表1
单旋翼直升机 共轴式直升机 型号 Camcopter Vigilante 496 Yamaha R-50 Yamaha RMAX CL-227
CL-327Ka-37 Ka-137
桨盘载
荷(㎏/
㎡) 9.21 12.7 9.05 11.5 18.4 13.9
6.9 6.34
由表1统计得出，在总重小于500公斤的无人直升机中，其桨盘载荷的最大值为
13.7。均小于一般直升机桨盘载荷的下限15㎏/㎡[1]。由表1还可看出，常规布局的共
轴式直升机Ka-37和Ka-137的桨盘载荷均比单旋翼直升机要小。通过飞行性能计算和
重量估算，M22小型无人直升机的桨盘载
荷确定为7.95㎏/㎡。
1.2桨尖速度选取
对于装有活塞式发动机的直升机，桨
尖速度的取值范围是160m/s ～190m/s [1]。
根据统计，小型直升机的桨尖速度一般取
直升机桨尖速度的下限值即160m/s 左
右。桨尖速度的下限主要是考虑自转下滑
时保留足够的动能，同时考虑在大速度下
的前进比不致过大，以免出现气流分离和激波[1]。对于小型直升机，由于旋翼直径较小（3m 左右），即使桨尖速度取的较小，旋翼转速
仍大大高于中型和大型直升机。例如，直九直升机的桨尖速度为218m/s ，旋翼转速为
349RPM ，如果取小型直升机的直径为3m ，桨尖速度取为140m/s ，其旋翼转速为
图2 加装机械稳定装置的M22
891RPM。可见，桨尖速度远小于直九直升机，而旋翼转速却远大于直九。因此，对于小型直升机基本不存在由于桨尖速度小导致旋翼动能储备问题。
由于小型直升机一般飞行速度较低，不超过150㎏/h，飞行速度对于桨尖速度的要求也相对较小。对于中型和大型直升机，为了减小传动系统主减的重量，应尽量提高桨尖速度，以减小传动比，减小齿轮的直径。但对于小型直升机，由于旋翼转速相对较高，传动比已相对较小，因此，提高桨尖速度对于减速器重量减小的意义不大。而由于转速提高带来的离心力增大使旋翼及操纵系统的旋转部件尺寸有所增加，因为离心力与转速的平方成正比。综合上述考虑M22小型无人直升机的桨尖速度定为140m/s。
1.3直升机总重及发动机选取
M22小型直升机的有效载荷定位在10公斤，燃油6公斤，即保证带10公斤载荷可飞行1小时以上。对采用活塞式发动机的直升机，一般重量效率在0.3[1]。根据经验将直升机总重定在50公斤。
M22直升机选用2台日产小松发动机，该发动机为活塞式发动机，输出功率6.5马力，该发动机一般用于大型固定翼航空模型和飞艇。这样，采用2台发动机后的最大输出功率为13马力。采用2台发动机是考虑了当一台发动机出现故障后，另一台发动机可维持直升机安全降落，从而提高直升机的可靠性。目前，可选购的用于小型直升机的专用发动机较少。采用小松发动机还需要增设冷却系统和启动装置。
二、气动布局
共轴式直升机的旋翼，既是升力面又是操纵面和推进器。由于不需尾桨，这种直升机可以不用尾翼，直接由旋翼产生操纵力，使直升机进行升降、前后、左右运动，以及绕三个轴的转动。M22小型直升机采用了轴对称机身，不设尾翼。充分发挥了共轴式直升机的特点，同时，最大限度的减小了机身体积。由于采用轴对称机身，机体重心均集中在旋翼轴位置，油箱也布置在机体重心处，机身的下部为载荷安装提供了较大的空间，无论是燃油重量和载荷的重量变化，均不影响机体在水平面的重心位置。为载荷安装带来了方便。
通过飞行试验发现，由于不设尾翼，不存在由平尾提供的纵向稳定力矩，既按迎角的静稳定性、按速度的静稳定性及纵向阻尼力矩[2]。也不存在由垂尾产生的航向静稳定力矩和航向阻尼力矩。这给电动舵机增加了负荷。但是，只要舵机力矩足够，仍可使直升机达到稳定的飞行姿态。
为增加M22直升机的稳定性，在上旋翼处设计了机械稳定杆机构，用以增加上旋翼
344
345的角速度阻尼，延迟上旋翼锥体对机体扰动的跟随时间。对于直升机的操纵是通过下旋
翼的周期变距实现。这种方法在实际飞行中得到较好的效果。上旋翼由于距离机体重心
较远，由稳定杆提供的角速度阻尼较大，恢复力矩较大，稳定作用明显。下旋翼通过周
期变距对机体的操纵也可达到与单旋翼基本相同的操纵效果。这样，纵向和横向的操纵
性和稳定性均满足使用要求。纵向和横向在不加陀螺的情况下，操纵手可通过遥控操纵
稳定的飞行。
M22直升机的纵向和横向稳定性由上旋翼的稳定杆提供，可达到较好的稳定性。但
由于不设尾翼，没有航向静稳定力矩和航向阻尼力矩，而且，M22机身为轴对称形状，
重心集中在旋翼轴处，机体绕垂直轴的转动惯量较小。因此，航向的稳定必须由陀螺与
伺服舵机构成的增稳系统来解决。M22的航向控制采用半差动形式，即通过改变下旋翼
的总距来改变下旋翼的扭矩，实现航向的稳定和操纵。由飞行试验发现，采用速率陀螺
与伺服舵机组成的航向增稳系统可以基本解决M22的航向稳定性问题，但由于航向的稳
定是由伺服舵机的高速率的正反方向操纵来实现的，即通过不断的增加或减小下旋翼的
总距来实现航向的稳定。因此，航向舵机的负荷较大，单旋翼直升机的尾桨操纵舵机与
倾斜器的操纵舵机相比负荷较小，而M22的航向操纵舵机的负荷要比操纵倾斜器的舵机
大。这也与以往北航研制的带尾翼的共轴式直升机不同，由此说明了尾翼在航向稳定方
面的作用还是较明显的。
三、气动干扰问题
共轴式直升机具有两组反向转动的旋翼，它们之间的气动干扰问题是单旋翼直
升机所没有的。上、下旋翼各自工作在不同的来流条件下。流过上旋翼的气流被加速后
打到下旋翼上，在下旋翼的入流中有了附加的垂直向下的分量，这相当于减小了下旋翼
的有效迎角，从而减小了升力。这势必导致上下旋翼
的扭矩产生差异。在飞行中，为了保持航向平衡，
上、下旋翼的扭矩应当相等，显然，它们的桨叶安装角将
是不同的。因此，正确选取上下旋翼的桨叶安装角是
研制工作必须解决的问题。经过气动力计算和试验发
现，在悬停情况下，当航向稳定时，一般下旋翼桨叶
角比上旋翼约大1°。但M22的航向稳定还与上下旋
翼的总距、旋翼转速有关，当旋翼转速增加或减小时，
航向均有变化。这种现象表明，上下旋翼的气动干扰以及诱导速度是与多种因素有关。
图3 诱导干扰因子与旋翼间距的关系
但只要舵机力矩和速度足够，是可以解决M22直升机的航向稳定问题的。
在双旋翼气动干扰中，不但上旋翼的诱导速度影响下旋翼，而且下旋翼的诱导速度也影响上旋翼。这种影响总的结果用互相诱导系数?h来表示，见图3[3]。从图中看出，等效单旋翼（直经相同、实度为上、下旋翼实度之和）的诱导系数为1，而共轴式旋翼的诱导系数?h<1，而且随上下旋翼距离（h）增加而减小，这意味着由旋翼相互诱导造成的损失减小。
诱导系数和旋翼的诱导功率有直接关系，诱导功率随诱导系数减小而减小。这表明共轴式直升机的诱导功率小于等效单旋翼直升机的诱导功率。在悬停飞行中，诱导功率占总功率消耗的主要部分。可见，共轴直升机比等效单旋翼直升机悬停效率高。即在功率相同的条件下，共轴式直升机比等效单旋翼直升机能提升更大的重量。从理论上说，上下旋翼间距越大，共轴式旋翼效率越高。但实际上，旋翼间的距离增大，会给传动系统、操纵系统的结构和重量带来问题。因此，必须合理选择上下旋翼之间的距离，既满足结构和重量的设计要求，又尽量利用气动干扰的有利方面。经反复计算和比较，M22直升机上下旋翼间的距离取为0.1D。
几何参数：
米
重量：
346
海平面最大爬升率 3 米/秒
实用升限 3000 米
最大续航时间 1.5 小时
最大航程 90 公里
五、结束语
M22小型无人直升机经过多次试验，其机械系统稳定正常。气动性能和重量达到设计要求。经过加装机械稳定装置后使直升机的操稳特性明显改善，在没有姿态和角速度传感器和相应的飞控计算机下可以进行纵横向遥控操纵。今后的目标是根据共轴式直升机的特点研制出一套适用于小型无人直升机的机械－电子组合增稳系统，再向更高一级的飞行控制发展。
参考资料
[1] 郭才根郭士龙编《直升机总体设计》, 航空工业出版社,1993
[2] 高正陈仁良《直升机飞行动力学》，科学出版社，1990
[3] M．л．米里等《直升飞机计算和设计》，国防工业出版社，1977
The characteristic of Preliminary Design of M22 Small
Coaxial Helicopter
CHEN Ming HU Ji-zhong
(Beijing University of Aeronautics and Astronatics, Dept. of Flight Vehicle Design and
Applied Mechanics，Beijing, 100083)
Abstract: The problems in preliminary design of M22 small coaxial helicopter are discussed in this paper including selecting major parameters of the helicopter, location of aerodynamic shape, aerodynamic interaction between upper and lower rotor. The problems were analyzed and certificated by experiments. The helicopter’s performance and characteristics of stability and control met the requirement through improving and modify design.
Key words: coaxial helicopter; preliminary design; experiment; major parameter
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M22小型无人直升机的设计特点
作者：陈铭， 胡继忠
作者单位：北京航空航天大学航空科学与工程学院
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未来飞行器设计
目录一.世界经济的发展等因素，城市的特点 二.代步工具的发展历程，以及其类型和特点 三.代步工具历史产品介绍 四.设计灵感与产品设计 五.产品设计 六.细节演示 七.未来代步工具的材料及其工业设计 八.展板
人们随着时代的发展，使出行代步工具发展的很快。要想从一个城市，快速到达另一个城市，人们又想方设法的使“出行代步工具”得到了进一步的发展。不外乎至使地上跑的，水中游的，天上飞的代步工具，发展的尽乎完美的快捷和舒适。 本次设计基于世界城市发展的背景之下,通过分析和研究城市化进程、城市居民出行方式以及代步工具的发展历程,结合人性化设计、人机工程学和设计心理学等工业设计相关理论来深入分析城市居民代步工具设计中使用者的生理和心理需求,探讨其更符合城市居民人性化设计需求的可行性方案。 一.世界经济的发展等因素，城市的特点 我国现代城市交通的发展具有两大特征： 城市交通与城市对外交通的联系加强了，综合交通和综合交通规划的概念更为清晰。 随着城市交通机动化程度的明显提高，城市交通的机动化已经成为现代城市交通发展的必然趋势。 1.发展规律 现代城市交通重要表象是“机动化”，其实质是对“快速”和“高效率”的追求。 城市交通拥挤一定程度上是城市经济繁荣和人民生活水平提高的表现。随着城市交通机动化的迅速发展，城市机动交通比例不断提高，机动交通与非机动交通、行人步行交通的矛盾不断激化，机动交通与守法意识薄弱的矛盾日渐明显。
交通需求越来越大，而城市交通设施的建设就数量而言，永远赶不上城市交通的发展，这是客观的必然。 现代城市交通机动化的迅速发展也势必对人的行为规律和城市形态产生巨大影响，城市交通机动化的发展也会成为城市社会经济和城市发展的制约因素。现代城市交通的复杂性要求我们对城市交通要进行综合性的战略研究和综合性的规划，城市规划要为城市和城市交通的现代化发展做好准备。 2. 城市综合交通规划的内容 城市人群出行方式的发展，历史与现状，以及促使居民出行方式发生变化的关键因素。 刚建国时期——交通不便大城市电车、汽车比较多见，黄包车，自行车是比较普遍的代步工具。在一般的中小城市，有少量的自行车和人力车。农村，北方有马车、人力板车，南方有航船、牛车，步行是最普遍的出行方式 改革开放前——有所改善，以自行车为主“一五”计划期间兴建宝成铁路、鹰厦铁路;新藏、青藏、川藏公路修到“世界屋脊”，密切了祖国内地同边疆的联系，也便利了经济文化的交流；1957年，武汉长江大桥建成，连接了长江南北的交通。 国家整体交通水平有所提高.改革开放前，城市的交通资源极为有限，人们出行除了用双脚行走之外，可以代步的交通工具也就是公交车和自行车了。但是公交线路少，车厢经常拥挤不堪。相比之下，最方便的交通工具当然是自行车，中国曾被称作“自行车王国”，可
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飞机总体设计大作业 作业名称 J-22 战斗机的设计 项目组员靳国涛马献伟张凯郑正路所在班级 01010406班
目录 第一章任务设计书．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．3 第二章 J-22初始总体参数和方案设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.1重量估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.2确定翼载和推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．6 2.1.1确定推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．9 2.1.2 确定翼载．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．10 2.3 飞机升阻特性估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2.3.1 零升阻力的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2.3.2 飞机升阻比的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．14 2.4 确定起飞滑跑距离．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．15 2.5 飞机气动布局的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．17 2.6 J-22隐身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．18 第三章 J-22飞机部件设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．20
小型飞机库泡沫灭火系统的设计与施工
仅供参考[整理] 安全管理文书 小型飞机库泡沫灭火系统的设计与施工 日期：__________________ 单位：__________________ 第1 页共4 页
小型飞机库泡沫灭火系统的设计与施工随着我国经济建设规模的扩大，民航系统执管大型客机的航空公司已达30家，都需要建筑飞机维修库，现结合山东太古飞机库的施工情况，谈一下小型飞机库泡沫灭火系统设计与施工中的几个问题。 根据飞机库停放和维修区的防火分区允许最大面积规定：I类飞机库30000m＾2；Ⅱ类飞机库5000m＾2；Ⅲ类飞机库3000m＾2。山东太古飞机库停放和维修区建筑面积为2770m＾2，属于Ⅲ类飞机维修库。此工程主要设置了固定式手控泡沫炮、半固定式泡沫枪、消火栓灭火系统，灭火剂选用3％AFFT水成膜泡沫液。 一、泡沫炮灭火系统 据飞机库设计规范，泡沫炮一次灭火泡沫混合液的连续供给时间不应小于10分钟，消防水连续供给时间不应小于30分钟。依据泡沫炮压力——流量曲线表查得：当泡沫炮进口工作压力为0．5—0．6Mpa时，流量为25L／s，故两门炮每次灭火所需泡沫浓缩液＝25L／s×2门 ×60S×10min×3％＝900（L），每次灭火所需消防用水量＝25L／s×2门×60S×（10×0．97＋20）／1000＝89．1m＾3。据产品说明书及实验实测数据，可保证两股射流同时到达飞机停放和维修区任一部位。 二、泡沫枪及消火栓灭火系统 据飞机库设计规范，泡沫枪一次灭火泡沫混合液的连续供给时间不应小于20分钟，消防水连续供给时间不应小于2h。依据泡沫枪压力——流量曲线表查得：当泡沫枪进口工作压力为0．5—0．6Mpa时，流量为4．0L／s，有效射程17M。当使用两支泡沫枪同时灭火时每次所需泡沫浓缩液＝4．0L／s×2门×60S×20min×3％＝288（L），每次灭火所需消防用水量＝4．0L／s×2门×60S×120min／1000＝57．6m＾3。机库 第 2 页共 4 页
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基于WIFI的智能多功能微型四旋翼飞行器设计 摘要：本文基于WIFI无线传输技术，通过建立四旋翼飞行器的空气动力数学模型，结合实际需求分析，通过单片机总控，各功能模块有机整合，优化软硬件设计，完成最终制作调试，实现飞行器的自由巡航、悬停、降落和视频探测等功能，达到了预期设计目标。 关键词：WIFI;四旋翼;飞行器 1.引言 四旋翼飞行器是一种可以实现垂直起降的旋翼式无人飞行器，具有操控简单，体积小，机动性强，启动快，方便拍摄等优点，能及时地将诸如地震、矿难等特殊现场第一手资料传送回控制中心，帮助我们了解现场状况并作出正确判断[1]。 国外对旋翼式飞行器的研究较多且较深入，我国在该领域的研究起步较晚，成果相对较弱，并且侧重点有所不同，有的侧重数学建模，有的侧重自动控制与研发等等[2]。 本文于是针对自然灾害等特殊现场设计了一种基于WIFI的智能多功能四旋翼飞行器，采用独立控制的四旋翼，升力更大，同时可狭小空间内起降，还具有机械结构简单、机动灵活、操控性高及成本低等优势。 2.建立动力学模型 2.1 坐标变换 四旋翼飞行器的四个旋翼都高速旋转，其所受的空气动力比较复杂，要建立非常准确的空气动力学模型比较困难，为了简化四旋翼飞行器的数学模型，可忽略其弹性形变[3]。为了相对准确的描述飞行器运动状态，建立三维数学坐标系，也叫机体坐标系。OX轴指向地平面方向，由右手定则确定OY轴和OZ轴的方向。用原点O表示飞行器的重心，则OX轴指向飞行器的前方，OY轴指向飞行器的右方，OZ轴指向飞行器的上方。地面三维坐标系与机体坐标系之间存在三个欧拉角：偏航角ψ（沿Z轴方向）、滚动角φ（沿X轴方向）和俯仰角q（沿Y轴方向）。两个坐标系之间的关系如下： ，，（1） 可进一步的转换矩阵得： （2） 经计算可得如下坐标转换公式：
飞机总体设计课程设计报告
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。
无人直升机的设计方案 无人机的设计与组装(完整版)
无人直升机设计方案 前言 —个简单的无人直升机被称为非线性控制技术的测试平台。 无人机直升机包括：１、先进的无线电遥控作为一项基本载体;２、一个简单的航空电子系统；３、地面支持系统。航空电子系统包括一个小型的PC－104电脑系统和微机电系统（微机电系统）导航和惯性测量装置作为主要测量感应组件。一对全双工收发器是用来给直升机和地面之间提供无线通信。地面接收器和一个在地面的计算机系统形成一个支撑体系。无人直升机是用来实现自动飞行的控制系统。 一、引言 在过去几年里学术界无人飞行器（UAV）引起了极大的兴趣。它可以服务于许多应用平台和纯学术研究。作为一个有机动性和多功能性的学科，无人驾驶飞行器具有潜在军事以及在民用领域的科学意义。许多世界各地的研究小组选择了无人机直升机作为学科研究方向，探索和测试先进的控制技术。多样的方法如近似线性，神经网络和学习控制，已用于设计无人直升机的飞行控制规律。提高自动着陆，悬停和自动飞行的性能。我们的动机是为了发展一个无人直升机，作为一个试验平台验证我们提出非线性控制系统。 一个典型的无人机飞行器应包括以下基本组成部分： 1）有引擎的飞行器以完成一些基本的飞行功能 2）一个简单的航空电子系统实现自动飞行的控制系统。这种系统应包
括： a）一个机载计算机系统，以收集数据，以执行飞行控制，以及完成与地面系统的通信; b）必要的传感器来测量和控制信号用于驱动执行机构; c）通信系统，以提供无线通信，其中包含两个全双工收发器，一个是机载另一个是在地面上; d）一个机载电源系统; e）自动飞行控制系统。 3）地面支持系统，包括：a）一个全双工收发器提供飞机无线通信; b）计算机系统，以预先安排飞行路线，并收集飞行数据。 据悉，该无人机飞行上面列出的组件是比较简单的一种。集成的无人驾驶直升机只是用于学术研究。军用或商用无人机更为复杂。在了解无人飞行器的基础上，我们设计并组装一个简单的原型无人直升机。先进的无线电遥控玩具直升机被选择作为基本飞行器。一个简单的航空电子系统的设计。这种微型PC- 104将被用于机载计算机系统和微机电系统的导航，惯性测量组件被选择作为一个主要的航空电子传感装置。一对全双工收发器将用于提供和地面计算机系统的实时通信。这样一个简单的无人直升机有足够的能力执行飞行速度为20米/秒的飞行任务。 本文的内容如下：在下一节中，我们提出了一个简单的无人直升机设计，简单的航空电子系统的部件将在第三节介绍，装配无人直升机将在第四节提到。最后，第五节我们得出一些结论。 二.无人直升机的设计
无人机系统建设方案设计(初稿子)--李仁伟--2018.09.21
实用标准文案 监管场所无人机系统 建设方案 北京创羿兴晟科技发展有限公司 2018.9
目录 目录 目录 (1) 一、概述 (2) 1.1、背景 (2) 1.2、应用 (2) 1.3、方案依据标准规范 (3) 二、系统介绍 (5) 2.1、系统功能 (5) 2.2、功能及产品介绍 (5) 2.2.1、六旋翼无人机主机 (5) 2.2.2、航拍摄像 (12) 2.2.3、空中抛投 (25) 2.2.4、通信中继..................................... 错误！未定义书签。 2.3、无人机综合管控指挥平台 (29) 2.3.1、平台内容 (30) 2.3.2、软件架构 (31) 2.3.3、通信架构 (31) 2.3.4、客户端界面 (32)
一、概述 1.1、背景 无人机产业发展至今，已经成长为了一个完整的体系，在这个体系之下，无人机从功能上细分到了各个领域，除了航拍、植保等功用之外，无人机也在勘察、安检等领域拥有不错的发挥，其中安全巡逻无人机已经成为无人机市场中的一匹迅速崛起的黑马，并且还在不断地快速成长。运用高科技手段对监狱工作提供技术支持已刻不容缓。作为高度戒备监狱，监狱押犯规模大、在押罪犯刑期长、犯群结构复杂，为积极整合资源、推动高新技术应用、完善综合保障机制、增强突发事件应对能力。 无人机可完成包括巡航、实时监控、取证拍摄等一体化飞行及监控任务，并能将高清视频或高像素照片实时传输到执法终端。今后，它不仅会用于监管设施及周边区域的隐患排查，维护监管安全，为监狱指挥中心作出实时部署提供第一手资料；它还对开展隐蔽督察、视频督察、掌握狱情灾情和处置突发事件发挥重要作用。
飞控设计
四旋翼飞控系统设计文档第一章绪论 1.1研究背景 任何由人类制造、能飞离地面、在空间飞行并由人来控制的飞行物，称为飞行器。在大气层内飞行的飞行器称为航空器，如气球、滑翔机、飞艇、飞机、直 升机等。它们靠空气的静浮力或空气相对运动产生的空气动力升空飞行。飞行器 不仅广泛应用于军事，在民用领域的作用也在增加，机载GPS 和MEMS(Micro- Electro-Mechanical Systems)惯性传感器的飞行器甚至可以在没有人为控制的室外环境中飞行，也就是大家所熟知的无人机，。因此国内外研究人员对飞行器进行了大量研究。对飞行器的研究目前主要包括固定翼、旋翼及扑翼式三种，而我们所研究的四旋翼飞行器在布局形式上属于旋翼的一种，相对于别的旋翼式飞行器来说四旋翼飞行器结构紧凑，能产生更大的升力，而且不需要专门的反扭矩桨保持飞行器扭矩平衡。四旋翼飞行器能够垂直起降，不需要滑跑就可以起飞和着陆，从而不需要专门的机场和跑道，降低了使用成本，可以分散配置，便于伪装，对敌进行突袭和侦察。 四旋翼飞行器能够自由悬停和垂直起降，结构简单，易于控制，这些优势决 定了其具有广泛的应用领域，在民用，医疗，军事等领域都有着无限的潜力。在民用领域，它可以进行航拍，以得到在地面难以测量和计算的数据；在医疗领域，四旋翼直升机可以进入普通地面机器人难以到达的地区进行搜救等活动，最大程度的避免人员财产损失；在军用方面，四旋翼直升机可以作为侦查使用，它飞行灵活，稳定，同时，若在四旋翼直升机上增加其他机械装置，则可以利用它完成更加复杂和重要的任务。 然而，作为一个MIMO 非线性系统，四旋翼飞行器输入变量与输出变量之间的耦合作用、时变非线性的动力学特征、系统本身的不确定性及外部的干扰等的引入，使得系统的控制问题变得十分复杂。如何能够设计出有足够的飞行动力并且具有良好稳定性的控制系统，是四旋翼飞行器如今面临的主要问题，这也使得强大而又易于控制的发动机和控制飞行器协调工作的控制系统成为四旋翼飞行器设计的关键。 近几年来，国外一些知名研究机构扩展了四旋翼飞行器的研究领域，希望其在无GPS 信号的室内环境中可以利用一些特定的传感器数据进行导航，所以拥有一个稳定的飞控系统是非常必要的，而国内对于四旋翼飞行器飞控系统的研究起步较晚，一些稳定的飞控系统都被商品化，我们不能对其根据自己的需求进行修改，这给我们的研究带来很多的不便，因此我们需要开发一款属于自己的飞控系统。
超音速客机概念设计项目组工作报告
超音速客机的概念设计——团队工作报告 专业名称航空学院—飞行器设计与工程 团队成员龚雪淳潘环龚德志李亮 指导教师张科施杨华保李斌宋科范宇 完成时间 2008年6月15日
摘要 本项目是进行一款新型的超音速客机的概念设计，项目团队成员由来自西北工业大学航空学院2004级飞行器设计与工程专业的四名本科生及四名指导教师和一名研究生组成。 该项目完成了一款载客量200人，巡航马赫数2.0，航程10000～12000公里的超音速客机概念设计。项目团队成员分别是龚雪淳(团队组长)、潘环、龚德志、李亮，项目指导教师分别是杨华保、张科施、李斌、宋科、范宇。 21世纪,人类对航空器的研究将更加关注,航空技术将成为世界各个国家经济发展的一个最重要的标志！5年前，“协和”客机最后一次让乘客感受突破音障的激动瞬间，由于事故频发，这种高科技产物被迫退出历史舞台。然而，人类追逐超音速旅行的梦想并没有像流星一样，一闪即逝。现在，包括美国、英国、法国、日本、中国、俄罗斯等在内的多个具有航空研发能力的国家都在积极投入大量经费，来研制自己的超音速客机方案，以求在未来的航空领域中占有一席之地，一场没有硝烟的战争已经打响。 通过该项目的团队合作研究，提高了我们的创新能力和分析问题、解决问题的能力，培养了我们严谨认真的工作态度和团队协作的精神，让我们懂得了团队的重要性，懂得了如何与人沟通，协作。同时，项目的实施也让我们提前适应了将来的工作模式和工作氛围，认识上更进一层。
目录 摘要 (1) 第一章项目简介 (3) 1.1 项目选题背景 (3) 1.2 项目团队成员及指导老师情况 (5) 1.3 项目创新点与特色 (6) 1.4 项目成员工作协调情况介绍 (7) 第二章项目研究成果 (8) 2.1 总体研究成果 (8) 2.2 气动研究成果 (12) 2.3 结构研究成果 (14) 2.4 人机环境与关键技术研究 (18) 2.5 项目成果评价 (20) 总结与体会 (21) 附录Ⅰ项目团队例会记录单 (25) 附录Ⅱ设计参数更改记录单 (34)
微型飞行器
图1：微型飞行器图2：微型直升机
命题教师：1.出题用小四号、宋体输入打印， 纸张大小为8K. 考 生：1.不得用红色笔，铅笔答题，不得在试题纸外的其他纸张上答题，否则试卷无效。2.参加同卷考试的学生必须在“备注”栏中填写“同卷”字样。3.考试作弊者，给予留校察看处分；叫他人代考或代他 人考试者，双方均给予开除学籍处理。并取消授予学士学位资格，该科成绩以零分记。 监测化学、核或生物武器，侦察建筑物内部情况。可适用于城市、丛林等多种战争环境。因为其便于携带，操作简单，安全性好的优点，可以在部队中大量装备。在非军事领域，配置有相应传感器的微型飞行器可以用来搜寻灾难幸存者、有毒气体或化学物质源，消灭农作物害虫等。 1.4主要特点 微型飞行器不同于传统概念上的飞机，它是MEMS （微机电系统）集成技术的产物。微型飞行器的姿态控制系统中的微型地平仪、微型高度计，导航系统中的微型磁场传感器和微型加速度计、微陀螺仪等，飞行控制系统中的微型空速计、微型舵机等，在微型飞行器上应用的微型摄像机、微型通讯系统等，都需要MEMS 技术的支持，以减少体积和重量，改善飞行器的性能。微型飞行器的动力——微型发动机也需利用MEMS 技术制造，所以说，微型飞行器除机身和机翼外，都需依靠MEMS 技术，甚至机翼也可以用MEMS 技术制造灵巧蒙皮，以控制飞行器的飞行姿态。 2 研究现状 从已有的研究情况看，大致可将微型飞行器分为两类：一类是以DARPA 定义为基础相应研制的15厘米左右的微型飞行器；另一类是尺寸更加微小的只有几个厘米或毫米大小的微型飞行器或微型飞行机器人。 根据发展情况，微型飞机主要有三大类别，分别是固定翼微型飞行器，微小扑翼机和微型直升机，以下列举几种： （1） Aero Vironment 公司的“Black Widow ” 该微型飞行器采用固定翼飞行模式，外形类似于盘装飞碟。最大直径15厘米，由微电机驱动前置螺旋桨产生拉力，采用锂电池提供能源，微型飞控系统由计算机、无线接收器和三个微电机驱动的执行器组成。经试飞其留空时间为16分钟，最大飞行速度70公里/小时。设计人员目前正在为其添加必要的通信系统和导航设备，以使其更加具备实用要求。“Black Widow ”代表了目前为飞行器的较高技术水平。 （2） Lockheed Martin 公司的“MicroST AR ” “MicroST AR ”也是一种采用固定翼飞行模式的微型飞行器，他的设计总重为85克，留空时间20分钟，未来将具备GPS 导航定位系统和摄像功能。Lockheed Martin 公司计划将“MicroST AR ”设计成为战场上前所未有的高效侦察工具。 图3： “Black Widow ”微型飞行器 图4：“MicroST AR ”微型飞行器 （3） Lutronix 公司与Auburn 大学合作研制的“Kolibri ” 该微型飞行器是一种旋翼飞机，能够垂直起降和悬停，其直径为10厘米，总重316克，有效负载约100克，可飞行时间30分钟，装有Draper 实验室研制的GPS 、加速度计和陀螺仪集成系统等，动力装置为D-STAR 公司提供的微型柴油发动机。旋翼微型飞行器与固定翼微型飞行器相比的最大优点是能够垂直起降和悬停，因此比较适宜于在室内等狭小空间或较复杂地形环境中使用。 （4） Caltech 的扑翼“MicroBat ” “MicroBat ”是一种防生物飞行方式的扑翼微型飞行器，其机翼是通过模仿蝙蝠和昆虫的翅膀，并用MEMS 技术加工制作而成。该微型飞行器的研究人员通过大量实验研究了扑翼飞行方式的非定常空气动力学特征，并制作了一种轻型传动机构将微电机的转动转变为了机翼的扇动。飞行试验表明该微型飞行器目前使用电池作为能源可飞行5-20秒。 图4：“Kolibri ”微型飞行器 图5： “MicroBat ”微型飞行器 （5） 美国环境航空公司研制的“黑寡妇”微型飞机
M22小型无人直升机的设计特点
342 第二十届（2004）全国直升机年会论文 M22小型无人直升机的设计特点 陈 铭 胡继忠 （北京航空航天大学 航空科学与工程学院） 摘要：本文论述了共轴式直升机M22总体设计中的几个问题，包括总体参数选择、气动布局、双 旋翼之间的气动干扰问题。经过试验和改进,使该机的气动性能、稳定性和操纵性达到要求。 关键词：共轴式直升机；总体设计；试验；总体参数 一、直升机型式和总体参数选择 随着我国国民经济的发展，越来越多的部门需要一种载荷在10～20公斤，可垂直 起降，成本低，可在空中悬停及进行中低速飞行的飞行平台。这种飞行平台的主要用途 有：空中摄影；空中巡查输电线路；对地测绘；对地监视；实时图像传输等。另外，这 种飞行平台也应具有体积小，便于运输，便于使用维护的特点。 M22直升机的设计考虑了上述需要。对该机要求有：垂直上升和中速飞行性能好， 动升限在2000～3000米；最大飞行速度120公里/小时，直升机重量轻、尺寸小、可用 一辆轻型车运输。根据这些要求， 在直升机型式选择上，采用了共轴 式双旋翼方案。这种型式直升机的 特点是：悬停和中速飞行效率高； 结构紧凑、尺寸小；由于没有尾桨， 不存在来自尾桨的故障。 1.1桨盘载荷选取 在总体参数选择中，首先要考 虑的是桨盘载荷的问题。考虑该直 升机主要作业在悬停和经济巡航速 度范围内，因此，桨盘载荷对这一速度范围的需用功率影响较大[1]，减小桨盘载荷可以大大减小旋翼需用功率，提高直升机的气动效率。对 于共轴双旋翼直升机，由于存在上下旋翼的气动干扰，上下旋翼的诱导速度均大于单旋 翼情况，而诱导干扰大小与桨盘载荷有关，因此， 减小桨盘载荷对于共轴双旋翼直升机 图1 2000年M22参加珠海国际
A280-飞机总体设计-matlab-SRR-DT12-新型高超声速飞行器
飞机总体设计 新一代高超声速无人机——“赤隼” 第一阶段SRR总结报告 学院名称：航空科学与工程学院 专业名称：飞行器设计与工程 组号：DT12 组长：殷海鹏 2013 年 4月 1日
目录 一、任务陈述 (4) 二、市场需求 (4) 三、相关竞争实施方案 (5) 1. 天基信息系统 (5) 2. 空基侦查系统 (5) 四、运行理念 (6) 1. 潜在运用对象 (6) 2. 载荷能力 (6) 3. 典型任务剖面 (6) （1）任务剖面1（侦查过程中发现重要作战目标） (6) （2）任务剖面2（侦查过程中未发现重要作战目标） (6) 五、系统设计需求 (6) 1. 设计要求 (6) （1）X-43A (7) （2）X-51A (7) （3）HTV-2 (7) （4）HTV-3X (8) 六、新技术与新概念 (8) 1. 激光雷达 (8) 2. 气动布局 (8) 3．热防护 (8) 七、初始参数 (9) 方案一 (9) 方案二 (10) 八、人员分工 (10) 九、本阶段总结及下阶段任务计划 (11) 十、参考资料 (12)
图表目录 图1 天基信息系统 (5) 图2 空基侦察系统 (5) 图 3 X-43A (7) 图 4 X-51A (7) 图 5 HTV-2 (7) 图 6 方案一概念草图 (9) 图7 方案二概念草图 (10) 表 1 方案一初始参数 (9) 表 2 方案二初始参数 (10) 表 3 小组人员分工表 (10)
一、任务陈述 在新世纪的战争中，高超声速飞行器的优势主要体现在以下三个方面：首先是可以迅速打击数千或上万公里外的各类军事目标，大大地拓展了战场的空间。其次，突防能力更加强大，防空系统的拦截概率因反应时间太短而大幅度下降，具有较高的突防成功率。第三，超高速的飞行可以使得雷达难以探测，是一种新型的隐身方案。在新的战争形态中，信息战变得越发重要，侦查机是获取信息的重要来源，同时针对重要目标，在侦查同时具有一定攻击能力会使侦查起到意想不到的效果。从目前中国的空军机种来看，急需一款高超声速无人侦查机，此机最好还能有一定的攻击力，在侦查到重要目标时给予高效打击，对增强我国国防力量有重要作用。 二、市场需求 臭鼬工厂曾预测飞行器的下一场革命将来自于‘速度’，其速度优势会让各国现役防空导弹统统变成废铜烂铁。高超声速飞行器具有广阔的应用前景和巨大的军事价值。纵观21世纪的战场需求，高超声速飞行器已是不可缺少的攻击型和防御型兵器，世界各国都在加速这方面的研究工作，美国当前Ma为8-10的飞行器正在试验，而在2025年计划装备Ma为12-15的飞行器。澳、俄、法、德、日等很多国家对于高超声速飞行器的相关技术、功能、应用价值展开了积极的探讨与研究,并制定了一系列技术发展计划。从市场规模的角度来看，此类飞行器各国都有投入，但由于技术原因，规模较小而成功率偏低，在这种情况下，能率先设计生产出超高声速无人机的国家必能在错综复杂的国际环境下争取到先机，对于现在的世界态势和中国的防御性国防策略来说，我国对超高声速无人机有着极其重要的需求，比如马航失事后，如果能出动10Ma的侦察机进行快速侦查，必可得到最新最真实的情报，在新的战争理念中，被发现就是被消灭，侦察机与其他飞机相比必将会有着更高的军事地位。
微型飞行器的发展浅谈
龙源期刊网 https://www.360docs.net/doc/37238423.html, 微型飞行器的发展浅谈 作者：叶洋郭晓庆朱丽萍 来源：《农家科技下旬刊》2015年第12期 摘要：随着微型飞行器布局与结构设计技术、动力和能源技术、微型飞行器飞行和控制 技术等的日益发展成熟，微型飞行器开始在新世纪的舞台上大放光彩。今天，凭借其自身独特的优势，微型飞行器已经在军事行业及一些民用行业中得到了广泛应用。本文简要介绍了微型飞行器的发展过程、发展现状及发展方向，以使读者对微型飞行器有一个初步的认识。 关键词：微型飞行器；微型飞行器系统；发展 1992年，美国国防高级计划研究局在兰德公司召开的一次未来军事技术研讨会上，由兰 德公司的研究小组提交了一份关于军用微系统的调查报告——《未来军事行动中的技术驱动力革命》，这份报告中首次提出了微型飞行器的概念，从此，这种新的飞行器开始正式登上历 史舞台。 那么，究竟什么是微型飞行器？ 微型飞行器是对目前尺寸最小的一类飞行器的称呼，它既与有人飞行器不同，也与常规的无人机不同，目前为止，国际上对微型飞行器还没有一个准确的定义，但根据美国国防高级研究计划局最初提出的一些数据规定，我们可对微型飞行器做如下表述： 特征尺寸不大于15cm；时速为30～60km/h；重量仅50～100g；可携带20g的有效载荷；飞行20～60min；可实时传输图像；能自主控制飞行。 最一开始，微型飞行器是为了满足“单兵作战”的要求而生的，为了能达到“单兵就能携带”的目的，使单兵装备更加多样化、数字化和智能化，科学家研究制造了最早的无人机，如美国佛罗里达大学研制的15cm固定翼微型飞行器，Aerovironment公司先期研制的“黑寡妇”15cm 固定翼飞行器。与一般的飞行器不同，微型飞行器不光在尺寸上小了很多，其气动特性与常规飞行器相比也有很大的不同，一般飞行器的气流雷诺数通常在107以上，而微型飞行器的雷诺数竟小到103～104，这直接导致了微型飞行器在飞行原理、构造类型、布局和内部的控制等 诸多方面都大异于常规飞行器。所以，从一开始，微型飞行器就宣告了一个全新存在的诞生。 微型飞行器具体都有哪些特点呢？早在真正的微型飞行器诞生之前，美国国防高级研究计划局就提出，微型飞行器及其系统应具有如下特点： （1）适合军用 （2）能携带全天候的近距离成像系统，分辨率应足以使操作人员分辨出发送区内的重要细节。
四旋翼飞行器设计资料
四旋翼飞行器的设计 四旋翼微型飞行器是一种以4个电机作为动力装置.通过调节电机转 速来控制飞行的欠驱动系统;为了实现四旋翼微型飞行器的自主飞行 控制,对飞行控制系统进行了初步设计,并且以C8051F020单片机为计算控制单元,给出了飞行控制系统的硬件设计,研究了设计中的关键技术;由于采用贴片封装和低功耗的元器件,使飞行器具有重量轻、体积小、功耗低的优点;经过多次室内试验,该硬件设计性能可靠,能满足飞行器起飞、悬停、降落等飞行模态的控制要求. 一．微小型四旋翼飞行器的发展前景 根据微小型四旋翼飞行器发展现状和相关高新技术发展趋势， 预计它将有以下发展前景。 1 )随着相关研究进一步深入，预计在不久的将来小型四旋翼飞行 器技术会逐步走向成熟与实用。任务规划、飞行控制、无 G P S 导航、视觉和通信等子系统将进一步健全和完善，使其具有自主起降和全天候抗干扰稳定飞行能力。它未来的主要技术指标：任务半径 5 k m，飞行高度 1 0 0 m，续航时间 1 h ，有效载荷约 5 0 0 g ，完全能够填补目前国际上在该范围内侦察手段的空白。 2 )未来的微型四旋翼飞行器将完全能够达到美国国防预研局对 M A V基本技术指标的要求。随着低雷诺数空气动力学研究的深入，以及纳米和 M E MS 技术的发展，四旋翼 M A V必然取得理论和工程上的突破。它将是一种有 4个旋翼的可飞行传感器芯片，是一
任务与通信等子与能源、动力导航与控制、 ( 个集成多个子系统系统) 的高度复杂ME M S系统；不但能够在空中悬停和向任意方向机动飞行，还 能飞临、绕过甚至是穿过目标物体。此外，它还将拥有良好的隐身功能和信息传输能力。 3 )微小型四旋翼飞行器的编队飞行与作战应 在未来的战争中，微小型四旋翼飞行器的任务之一将是对敌方进行电子干扰并攻击其核心目标。单个微小型飞行器的有效载荷量毕竟有限，难以有效地完成任务，而编队飞行与作战不仅可以极大地提高有效载荷量，还能够增强其突防能力。 二．四旋翼飞行器的国内外研究现状 目前世界上存在的四旋翼飞行器基本上都属于微小型无人飞行器，一般可分为3类：遥控航模四旋翼飞行器、小型四旋翼飞行器以及微型四旋翼飞行器。 (1)遥控航模四旋翼飞行器 遥控航模四旋翼飞行器的典型代表是美国Dfaganflyer公司研制的Dragan．flyer III和香港银辉(silverlit)玩具制品有限公司研制的X．UFO。Draganflyer III是一款世界著名的遥控航模四旋翼飞行器，主要用于航拍。机体最大长度(翼尖到翼尖)76．2cm，高18cm，重481．19：旋翼直径28cm，重69；有效载荷113．29；可持续飞行16--20min。Draganflyer III采用了碳纤维和高性能塑料作为机体材料，其机载电子设备可以控1书1]4个电机的转速。另外，还使用
直升机设计答案
1. 直升机设计一般分为几个阶段？各阶段的主要工作内容是什么？直升机技术要求的主要内容是什么？评价直升机设计方案的有效性准则的一般要求是什么？ 答：直升机设计主要分为以下几个阶段 技术要求的论证和确定（论证和确定对所研制新机的设计技术要求）； 概念设计（方案设计或总体设计）（选择直升机的布局，确定直升机及其个系统基本参数的最佳组合，保证最佳综合地满足设计要求或提出必须修改设计要求的依据）； 初步设计（技术设计或草图打样设计）（进一步确定直升机的几何参数、总量参数和能量参数，确定气动布局、总体布置、主要部件的结构型式、各主要系统的原理和组成，进行模型吹风试验以及详细的气动力、操纵特性、气动弹性和振动问题计算等）； 详细设计（工作设计或零件设计）（全面实现所确定的直升机的参数和性能，要提交对直升机各部件、各系统及全机进行生产、安装、装配工作所要的全部技术文件，绘制直升机原型机生产所要全部图纸（零件图、装配图、理论图），并相应进行全部必要的计算工作（气动、强度、振动和疲劳方面的计算等），进行试制和试验的准备工作）； 试制（指出原型机和有关试验件，以进行静动强度、系统模型、振动和飞行试验）；试验（对原型机进行实际的技术鉴定，包括地面试验和飞行试验两部分内容，试飞结束后提交试飞报告，编制心急的技术说明书、飞行手册和维护手册等）； 定型和适航性鉴定（根据试验结果，发现问题，按照有关方面的意见，对图纸和技术文件等作必要的修改。同时移交成套的生产图纸、技术文件及样机等，并提交使用维护方面的资料，经有关部门组成的定型委员会或民航适航部门审定批准后，交工厂进行成批生产）。 直升机技术要求是研制直升机的基本依据，主要内容有； 直升机的任务或用途 主要装载情况 主要飞行性能 其他如起落场地、自转着陆、运输条件、抗坠毁性和维护性等要求 典型使用曲线（任务剖面：表示直升机完成典型任务的飞行航线综合图） 评价直升机设计方案的有效性准则的一般要求是： 尽可能全面反映对直升机提出的各种要求； 可以进行定量分析； 简单明了，易于在研制阶段运用 2. 直升机在定常前飞状态时的需用功率有哪些？直升机的主要参数有哪些？详细阐述直升机主要参数与直升机各需用功率之间的关系。 答：直升机在定常前飞状态时的需用功率有：型阻功率、诱导功率和废阻功率；直升机的主要参数有：直升机的总重G、桨盘载荷p、功率载荷q、旋翼实度σ和桨尖速度Ω R；
飞机总体设计大作业
飞机设计要求 喷气支线飞机 有效载荷：70人，75kg/人,每人行李重20kg 巡航速：0.7Ma 最大飞行高度：10000m 航程：2300km 待机时间：45分钟 爬升率：0~10000m<25分钟 起飞距离：1600m 接地速度<220km/h 一、相近飞机资料收集：
二、飞机构型设计 正常式布局：技术成熟，所积累资料丰富 T型尾翼：避开发动机喷流的不利干扰，但重量较重 机身尾部单垂尾 后掠翼：巡航马赫数0.7,后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻 下单翼：气动干扰经整流后可明显降低，结构布置容易，避免由于机翼离地太高而出现的问题 -发动机数目和安装位置：双发短舱式进气、尾吊布局，可以保持机翼外形的干净，流过机翼的气流免受干扰。 -起落架的型式和收放位置：前三点可以显著提高飞机的着陆速度，具有滑跑稳定性，飞行员视界要求易于满足，可以强烈刹车，有利于减小滑跑距离。安装于机身 三、确定主要参数 重量的预估 1．根据设计要求： –航程:Range＝2800nm=5185.6km –巡航速度:0.8M –巡航高度:35000 ft=10675m；声速:a=576.4kts=296.5m/s
2．预估数据（参考统计数据） –耗油率C ＝0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h·N)（涵道比为5） –升阻比L/D ＝14 3．根据Breguet 航程方程： ??? ????? ??=D L M C a Range W W final initial )ln( 代入数据： Range = 1242nm ； a = 581 Knots (巡航高度35000ft) C = 0.5lb/hr/l b (涵道比为5) L/D = 14 M = 0.7 计算得： 115.1=final initial W W 103 .0to cruise fuel final to cruise of end to cruise fuel =-=-=W W W W W W W 4．燃油系数的计算
无人飞行器的设计
远程无线通信系统第1章绪论 1.1 引言 1.2 课题研究背景 1.2.1 国内外研究现状 1.2.2 市场需求 1.3 研究内容和意义 1.3.1 研究内容 1.3.2 研究意义 1.4 本文结构 第2章无人机中继系统概述 2.1 无人机中继系统的总体结构 2.2 无人机的控制系统 2.3 无人机的实时图像传输系统 2.4 本章小结 第3章实时图像传输系统 3.1 摄像头 3.1.1 DSP控制芯片 3.1.2 图像传感器 3.1.3 镜头 3.3 摄像头的选择 3.4 图传频率 3.4.1 我国无线频率规划 3.4.2 无线图传频率选择 3.5 图传天线 3.5.1 天线的介绍 3.5.2 天线的选择 3.6 图传系统传输距离的估算 第4章动力系统 4.1 电机 4.2 舵机 4.2 电池 第5章GPS定位及飞机控制系统 5.1 GPS模块 5.2 飞控模块
第1章绪论 1.1引言 无人驾驶飞机简称“无人机”，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机。机上无驾驶舱，但安装有自动驾驶仪、程序控制装置等设备。地面、舰艇上或母机遥控站人员通过雷达等设备，对其进行跟踪、定位、遥控、遥测和数字传输。可在无线电遥控下像普通飞机一样起飞或用助推火箭发射升空，也可由母机带到空中投放飞行。回收时，可用与普通飞机着陆过程一样的方式自动着陆，也可通过遥控用降落伞或拦网回收。可反覆使用多次。广泛用于空中侦察、监视、通信、反潜、电子干扰等。 本课题研究一套无人机中继系统，该系统是由目前市面上可购买到的不同模块组成。本课题研究的中继系统包括：摄像头模块、图像传输模块、动力模块、GPS定位模块及飞控模块；该无人机搭载此中继系统可实现手动遥控和飞机自主飞行两种飞行模式，飞机在飞行过程中，可以将机载摄像头所拍摄到的视频信息实时的传回地面控制台。具备此功能的无人机具有广阔的应用前景，不仅成本低还可以派到非常恶劣的环境中执行任务而不用担心人员损失。 1.2课题研究背景 随着控制技术的不断提高和智能控制理论的完善，在飞机中出现了一类不需要人驾驶就能够执行任务的飞机——无人机。无人机以其优越的性能，在现代高科技战争中发挥着独特的作用。无人飞机，顾名思义，就是不用驾驶员驾驶，而依靠嵌在飞机内的自动飞机驾驶仪器或地面无线电遥控飞行的飞机。无人机可以专门实际造型制作，也可以由普通飞机改造制成。无人飞机跟普通飞机一样，必须具备起落装置，机身、机翼、机载控制系统等，还因无人驾驶，必须配备自动驾驶仪、电子计算机、自动起落装置、程序控制装置等，因要求实现远距离控制，必须装有遥控接收机、电子摄像机等实时控制设备，相应的在遥控站设有机外遥控站、起飞装置和监测系统。 1.2.1 国内外研究现状 无人机出现在1917年，早期的无人驾驶飞行器的研制和应用主要用作靶机，应用范围主要是在军事上，后来逐渐用于作战、侦察及民用遥感飞行平台。20世纪80年代以来，随着计算机技术、通讯技术的迅速发展以及各种数字化、重量轻、体积小、探测精度高的新型传感器的不断面世，无人机的性能不断提高，应用范围和应用领域迅速拓展。世界范围内的各种用途、各种性能指标的无人机的类型已达数百种之多。续航时间从一小时延长到几十个小时，任务载荷从几公斤到几百公斤，这为长时间、大范围的遥感监测提供了保障，也为搭载多种传感器和执行多种任务创造了有利条件。 1.国内研究现状 我国无人机发展起步于上世纪50年代末。上世纪90年代以来，西北工业大学、北京航空航天大学和南京航空航天大学三所高校无人机事业蓬勃发展，并相继成立了无人机专门研究机构。迄今，上述三所高校已为国家研发了几十个型号上千架无人机。 2000年以来，中航工业集团、航天科工集团、航天科技集团、电子科技集团公司下属一些院所也开始无人机研制，加快了我国无人机的发展步伐。据不完全统计，国内从事无人机的单位超过300家，从事无人机总体（提供无人机系统）的单位超过40家。据了解，目前绝大部分还只是停留在研制、生产阶段，更多的是满足特定的个别用户的定制应用服务