微型飞行器的翼型拟合与模具加工

清华大学宋宇宁王晓浩周兆英

摘要对微型飞行器的翼型拟合与模具加工进行了初步探讨。根据最小二乘原理,对选用的NACA0012离散翼型数据进行了连续曲线拟合,在基函数的选取上进行了试验研究。并根据拟合公式编写应用程序,计算加工数据,编写CNC数控机床的G代码,进行了模具的实际加工制作,并介绍了利用模具制作的样机。

关键词翼型模具多项式拟合微型飞行器

Abstract T his thesis presents the elementary research of the airfoil multinomial matching and mold ma chining of MAV.U nder the theory of LS,the continue curve function is estimated w ith the discrete data of NACA0012airfoil,the research of the base selection is made.According to this function,Application is pro g rammed to calculate the fabricate data.The G code is w ritten,and the mold is processed.T he sample MAV made by this mold is introduced.

Keywords airfoil,mold,multinom ial matching,MAV

1 引言

微型飞行器(M icro Aerial Vehicles或M icro Air Vehicles)是1992年美国科学家布鲁诺 W 奥根斯坦在美国国防高级研究计划局(DARPA)主持的一次未来军事会议上提出的一个全新的飞行器概念。它以鸟类和昆虫为模板,突破普通飞行器的尺寸范围,力图实现具有六个自由度的空中微型智能机器人的设计思想,是一个在军事和民用上都有相当广阔前景的新研究方向。目前,我国在微型飞行器的制作方法上总体水平还较落后,主要体现在对新材料应用不多和依靠手工的加工方法上。

软件VisualFoil具有NACA翼型库,可对各种翼型进行计算,生成翼型平面曲线点阵。依照这些点阵数据,可手工制作常规的翼面。我们研制的微型飞行器的翼展只有250mm,为非常规的整体翼面结构。机翼的任何表面缺陷都会对微型飞行器的飞行性能和控制性能造成很大的影响。预期的批量生产也要求翼面具有一致性。直接生成的翼型数据点阵离散度大,精度不高,而要加工高精度模具,必需拟合翼型的连续曲线。

所以,本文提出了一种多项式拟合的方法,下面将以NACA0012翼型作为样本,讨论拟合方法和椭圆轮廓的翼型的生成以及样机的制作。

收稿日期:2002-04-292 翼型的拟合

NACA系列翼型是由两条曲线相组合而成,一条是翼弦曲线,另一条是翼型厚度曲线。将翼弦曲线加上厚度曲线得翼型的上弧线,将翼曲线减去厚度曲线得翼型的下弧线。所以拟合两条曲线就可得到翼型计算公式。

图1是NACA系列的四字翼型NACA0012,属

于对称翼型。本次拟合以它为例。

图1 N ACA0012翼型曲线

根据最小二乘法,对翼型的离散点进行多项式拟合,假定翼型的曲线方程为:

y= 0+ 1x1+ 2x2+ 3x3++ m x m(1)将翼型的坐标数据写成向量的形式

x=(x1,x2,x3,x4,,x n)T

y=(y1,y2,y3,y4,,y n)T

A=1,x1,x12, x1

1,x2,x22, x2m 1,x3, x3m M

1,x n, x n m

=( 0, 1, 2, 3, 4,, m)T

e=||y-A ?||2(2)这样,问题就可写成以下的矩阵形式:

A =y(3)

其中A是一个n%m的矩阵,求解过程就是一个典型的最小二乘问题。

?=(A T A)-1A T y(4)取m=4,得到结果: ?=(0.0115,0.4428, -1.2707,1.3651,-0.5500),残差e=0.0194。这时得到的曲线与离散点形成的折线轮廓略有差异,结果不理想。在这种情况下,要对基函数进行以下调整。

2.1 调整多项式阶数

m=2时, ?=(0.0235,0.1582,-0.1870),e =0.0513,曲线偏离很大(图2a)。

m=6时, ?=(0.0076,0.6878,-3.7108, 10.3688,-15.7649,11.9824,-3.5716),e= 0.0118,略有改善,但是从曲线图上来看局部偏差较大(图2b)。

m=8时, ?=(0.0056,0.9376,-8.4145, 44.1812,-135.9197,245.4140,-256.3417, 143.2965,-33.1593),e=0.0082,局部还是不够光滑。

继续增加m值,在曲线后端出现明显的偏离(图2c),e值回升。所以,只靠增加阶数不能使拟合效果变好,还要用其他办法改善基函数。

2.2 增加方根基

原来的基函数中各项的阶数为连续整数,现在试着加入方根基x。

x=(x1,x2,x3,x4,,x n)T

y=(y1,y2,y3,y4,,y n)T

A=1,

x1,

x1,x12,

x1m

1,x2,x2,x22, x2m

1,x3,x3, x3m

1,x n,x n, x n m

(a)m=2

(b)m=6

(c)m=12,已有明显偏离

图2 多项式的阶数对结果的影响

=( 0, 1

, 1, 2, 3, 4,, m)T

e=|y-A ?||2(5)

取m=4,

=( 0, 1

, 1, 2, 3, 4,, m)T

e=2.1273%10-6,曲线已有了很大的好转。

不仅变得连续,而且非常光滑(图3a)。

在此基础上,再加入3x,

1,3x1,x,x1,x12, x1m

1,3x2,x2,x2,x22, x2m

1,3x3,x3,x3, x3m

1,3x n,x n,x n, x n m

=( 0, 1

, 1

, 1, 2, 3, 4,, m)T

e=|y-A ?||2

取m=4,

=( 0, 1

, 1

, 1, 2, 3, 4,, m)T

e=2.086%10-6,曲线进一步改善(图3b)。

基中加入x和3x与基中只加入x相比残差

相差很小,但在编制程序时,加入3x会大大增加计

34 !

算量,兼顾误差与计算量的情况下,取基函数为 =(1,

x ,x ,x 2, x m ),m =4

。

(a)基中加入

(b)基中加入x 和3

图3 加入方根基后的拟合结果

这时的解 ?=(-0.0000,0.1781,-0.0756,-0.2122,0.1705,-0.0609),可看到解的第一项很接近0,也就是说,常数项可省略。于是基函数取为 =(

x ,x ,x 2,&x m ),m =4, ?=(0.1781,

-0.0756,-0.2122,0.1705,-0.0609),得到的

NACA0012翼型最终拟合曲线方程为:

y=0.1781x-0.0756x -0.2122x 2

+0.1705x 3-0.0609x 4x ?[0,1]

3 模具形式及专用软件

飞行器的外形和尺寸如图4所示

,整个飞行器外形是由两个半椭圆组合起来,截面为NACA0012翼型。此次制作的模具有两个对称的上下半模。

图4 微型飞行器的外形图

CNC Model 是本课题组用Visual Basic 编制的应用软件

,用来计算并生成机床的加工程序,图5是

图5 CNC M odel 启动窗口

软件的界面。CNCModel 的主要功能包括:

(1)计算模具加工所需的数控机床(CNC)加工程序,可分1~20个文件输出。因为软盘每次只能拷贝1.44MB 的程序,所以分文件多次输出很必要。

(2)步距优化,在不影响表面粗糙度的情况下减小CNC 程序文件大小。在曲线曲率大的部分,减小计算步距;在曲率小的部分减小步距。

(3)选择编制整体加工或边角加工程序。整体加工出主要的形貌,但是由于使用的是圆头铣刀,

在模具后端还要经过平头铣刀进一步加工。平头铣刀加工选择边角加工程序。

CNCModel 的程序框图如图6

。

图6 CNCM odel 的程序框图

图7 模具及样机外观

4 样机加工

使用INCON M 4精密数控雕铣机加工模具。该机床X 、Y 、Z 三轴配光栅尺,主轴最高转数

35!

冲裁凸凹模工作尺寸的准确计算

河南机电高等专科学校杨占尧

摘要分析了在冲裁凸、凹模工作尺寸计算时,选取磨损系数X时存在的问题,提出了正确选取和计算磨损系数的方法,从而为凸、凹模工作尺寸的准确计算提供了保证,并举例进行了说明。

关键词冲裁模工作尺寸磨损系数

Abstract In this paper,how to select w ear coefficient X for blanking die w ork size was analyzed,And the new way of w ear coefficient calculation w as worked out,And through some examples,explain how to use it.

Keywords blanking die,work size,w ear coefficient

冲裁凸、凹模的工作尺寸决定了冲裁模的冲裁间隙,冲裁间隙决定了冲裁件的尺寸、形状、精度和质量,它是模具设计中最重要的因素,只有确定和选择了合理的冲裁间隙,才能生产出合格的产品,但冲裁间隙的合理与否又取决于凸、凹模工作尺寸的计算是否准确,笔者通过研究发现,现行的工作尺寸计算方法存在待商榷之处。

1 现行的凸、凹模工作尺寸计算方法

在现行的冲压资料和文献中[1,2],对冲裁凸、凹模工作尺寸都采用了下列各式进行计算:

落料:D凹=(D max-X)+!凹

(1) D凸=(D凹-Z min)=(D max-X-Z m i n) 0-!凸(2)

冲孔:d凸=(d min+X) 0

-!凸(3)

d凹=(d凸+Z min)=(d m i n+X+Z m i n)+!凹

0(4)收稿日期:2002-04-27式中 D凹、D凸!!!落料凹、凸模的工作基本尺寸d凸、d凹!!!冲孔凸、凹模的工作基本尺寸

D max!!!落料件的最大极限尺寸

d m i n!!!冲孔件的最小极限尺寸

!!!冲裁件的公差

X!!!磨损系数,其值在0.5~1之

间,与冲裁件精度有关

从式(1)~(4)可看出,磨损系数是计算凸、凹模工作尺寸的重要因素,X的取值有二种方法[1,2]:

(1)按冲裁件的公差等级选取:当工件的公差为IT10以上时,取X=1;当工件公差为IT11~ IT13时,取X=0.75;当工件公差为IT14以下时,取X=0.5;

(2)根据冲裁件的材料厚度、形状、公差等因素,按表1选取。

但X值的选取存在以下问题:(什么情况下采用按冲裁件公差等级的方法选取,什么情况下

6000r/m in,具有各种差补和刀具补偿功能,使用国际标准的G代码文件。

模具材料选用铝,整个加工过程分两次,每次加工半个模具,加工中主轴转速6000r/min,切深0.75mm,进给速度1mm/s。

使用模具制作出玻璃钢树脂与轻木压塑的样机,外形如图7所示,样机重量25g。

5 结论

本文根据最小二乘原理,对选用的NACA0012离散翼型数据进行了连续曲线拟合,在整数指数基函数中加入了方根基,得到了较好的结果。介绍了利用拟合公式编写应用程序,计算加工数据,使用这些数据编写了CNC数控机床的G代码,进行了模具的实际加工制作,并且利用模具制作了复合材料的微型飞行器样机。

参考文献

1 曹志浩,张玉德,李瑞遐.矩阵计算与方程求根.北京:高等教育

出版社,1984.

2 冯康等.数值计算方法.北京:国防工业出版社,1978.

3 张培强主编.M atlab语言!!!演算纸式的科学工程计算语言.

合肥:中国科学技术大学出版社,1995.

4 Eric A.Smith,Valor Whisler,Hank M arquis.蒋洪军等译.Visual

Basi c6宝典.北京:电子工业出版社,1998.

36 !

飞行器设计新技术

飞行器设计新技术军用飞机发展很快，从20世纪50年代的第一代超音速战斗机起，到目前已经发展到第四代超音速战斗机，第三第四代战机采用了一系列新技术，下面就不同的方面浅谈一下飞行器设计中的新技术一、气动布局技术（一）近距耦合鸭式布局没有水平尾翼，但在机翼（亦称主翼）前面装有水平小翼的飞机称为鸭式布局飞机。机翼前面水平小翼称为前翼或鸭翼。鸭式布局有以下优点： 1．前翼不受流过机翼的气流的影响，前翼操纵效率高。 2．飞机以大迎角飞行时，正常式飞机平尾的升力为负升力（向下），这样就减少了飞机的总升力（有人称它为挑式飞机，即机翼升力不仅要平衡飞机的重量，而且还要克服平尾的负升力），从而不利于飞机的起飞着陆和大迎角时的机动性能。而鸭式飞机与此相反，前翼在大迎角飞行时提供的是正升力，从而使飞机总升力增大（有人称它为抬式飞机，即前翼与机翼共同平衡飞机重量），这样就有利于减小飞机起飞着陆速度，改善起飞着陆性能，同时也可以提高大迎角时的机动性能。 3．鸭式飞机配平阻力小，因而续航能力好。鸭式飞机虽有上述优点，但是由于还存在不少问题有待解决，使鸭式飞机的主要优点（即鸭翼与机翼都产生正升力）的发挥受到很大的影响，因此在很长一段时间内，鸭式布局使用不广泛。针对这一问题，航空界进行了一系列的研究工作。所谓近距耦合鸭式布局飞机，就是这方面研究的成果。近距耦合鸭式布局飞机（简称近距耦合鸭式飞机）是指前翼与机翼距离很近的一种鸭式飞机，这种飞机往往采用小展弦比大后掠的前翼，此时前翼形成的脱体涡流经主翼表面，使主翼升力提高，而前翼也将受到主翼上洗气流的影响而增加升力。同时，主翼表面的低压抽气作用，又提高了前翼涡流的稳定性。因此，前翼与主翼近距耦合的结果，既增加了飞机的升力，也推迟了飞机的失速。近距耦合鸭式布局的研究成功，使鸭式布局在战斗机上重新流行。（二）边条机翼边条机翼是一种组合机翼，它是由中等后掠角和中等展弦比的基本机翼和位于翼根前部的大后掠角、小展弦比尖前缘的边条组成。边条机翼的主要特点是： 1．提高了最大升力系数和抖动升力系数，因而提高了飞机的机动性能； 2．提高了临界M数，减小了波阻； 3．降低了超音速时的配平阻力，提高了超音速航程，同时也改善了超音速时的操纵性。边条机翼的雏形第一次出现在F-5飞机上，它的向前伸出的机翼内翼部分形成了边条的雏形。加了这部分机翼后，机动性大大提高。随后，在F-16、YF-17、F-18、米格-29、苏-27等飞机上，边条有了进一步的发展，在F-18上，边条已占总机翼面积17.5%。（三）前掠机翼前缘和后缘均向前伸展的机翼称为前掠机翼。前掠机翼不仅具有后掠机翼提高临界马赫数、降低波阻的优点，还从根本上克服了翼尖失速的缺点。因此，前掠翼飞机具有升力特性好，升阻比高，大迎角时操纵性好，比较

航空航天飞行器设计

武汉大学《航空航天技术概论》作业2 题目：新型神飞器的设计制做学院：物理科学与技术学院专业：物理学姓名：胡万景学号：2012335550114 2013年7月30日

本人在现代的航天器基础上利用最新的科研探索方向，从神飞器的名字、要完成的使命、如何设计、功能设计和设计控制、应用前景及任务等几个方面来构想一架现实为未来相结合的神飞器。神飞器名字：永不落雪域神飞器要完成的使命：探测宇宙星系、发展现代科学技术、解释科学谜团、携带人们实现太空之旅、军情探窥、为人类探测地球之外的能源如何设计：“永不落雪域神飞器”将采用非传统的设计，从空气动力学角度来说,可以将它描述为一种升力体结构，在神器身后部设计自动化控制面版，包括全动式水平尾翼和双垂直尾翼与方向舵，这种飞翼可以自动收缩，而且为扁平的。该设计将成为未来全球最大超速巡航的神飞航天一体器，既可以用于航天事业又可以用于作战神器。由于高速巡航的需要和航天的探索，为了减小阻力而将前缘设计得很尖而且扁平，同时控制面也相应很薄很轻巧。神飞器前身下部的外形设计为超冲压核动力发动机进气道，提供外部压缩斜面，同时后身下部的外形设计为单膨胀喷管面。机体上表面采用无缓和的曲率，机身前装备大块的扁压舱，要使飞行器的重心足够靠前，提供近似中心的纵向和横向的稳定性。飞行器的机身桁梁和隔板由钢、钛、铝等纳米材料制成，其上覆盖有钢、铝陶瓷纳米盖。这些材料是由神飞器的硬度、随时可变形需求确定的，而尾舱选用镍钛合金，这是为了热防护的需要。出于飞行器平衡的需要，前舱采用了钨化纳米材料制实心块。机体的热防护采用碳耐高温陶瓷。前缘、上、下表面覆盖强化氧化铝纳米防热瓷瓦。钢铝纳米陶瓷金属盖设计为多个相对简单、低成本的刻面形状，这样会使得外型设计线加工到热防护系统防热陶瓷中，而于防热陶瓷的设计为外表面的机是在陶瓷安装到机身上。为此，表面涂纳米量子隐身漆，从而避免了被其他探测系统发现、热烘烤、抗干扰、防辐射、防腐蚀等性质极强的结构。对于低飞行器来说，水平表面只采用碳纳米材料防热；而对于高速神行器来说，水平和垂直表面都采用碳纳米材料防护。发动机着采用散热性好的珀合金材料，其整流罩和侧壁采用了主动式液氮冷却系统。从整体上说，这个神飞器是一个超级扁的飞行一体机，可以收缩变幻，可以变形。功能设计和设计控制： 1.。神飞器的发动机：我们不使用传统的固态、液态、或者混合态发动机作为动力来提高效果，而现行的发动机有些国家利用太阳帆，利用太阳的能量，可是太阳能转化速度比较慢，所以传统的化学能和太阳能飞行器不适合进行长时间的飞行。为了我们的飞行器成为世界永不落神飞器，我们将在这个飞行器上装载核聚变动力器，让它成为核动力火箭。这将提供更快的速度和强大的能量源来源，而且消耗不尽，所以我们的神飞器会永远挂在空中而不降落，这也可以解决登陆其他行星时所遇到的各种能源来源问题。核聚变神飞器将大大缩短深空飞行的时间，可以为我们人类充分探索和利用太阳系资源开辟道路，这样的话我们能在一个月之内前往其他星系，那将是多么美妙的情景，也可以减少宇航员暴露在宇宙射线下的风险，人类如果需要进入深空，并有效的配合减速发动机的减速，就可以减少人们在空间飞行中受到的辐射，为人类缩短较短的太空旅程减少节省食物和水，这样我们的太空之旅每个人都可以实现。宇宙飞船推进技术，我们只有在科幻小说中才听说过的“曲速推进”发动机，物质和反物质动力系统等，而现在我们这款神飞器完全可以实现。除了核动力发动机外，可控核聚变反应堆，使用核裂变技术的发动力系统是我们这个飞行器成为永不落飞行器唯一途径，我们在飞行器上安装四台核动力涡轮发动机，这些核

未来飞行器设计要点

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

航模飞机设计基础知识

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。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。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。 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。还有，普通固定翼飞机的展弦比应在5-6之间。确定副翼的面积机翼的尺寸确定后，就

北航-飞行器总体设计期末整理

1.飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？ ?概念设计:飞机的布局与构型，主要参数，发动机、装载的布置，三面图，初步估算性能、方案评估、参数选择与权衡研究、方案优化 ?初步设计：冻结布局，完善飞机的几何外形设计，完整的三面图和理论外形（三维CAD模型），详细绘出飞机的总体布置图（机载设备、分系统、载荷和结构承力系统），较精确的计算（重量重心、气动、性能和操稳等），模型吹风试验 ?详细设计：飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够指导生产的图纸，详细的重量计算和强度计算报告，大量的实验，准备原型机的生产 2.飞机总体设计的重要性和特点主要体现在哪些方面？ ?重要性：①总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策②设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费③投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本?特点（简要阐述） ①科学性与创造性：飞机设计要应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果；为满足某一设计要求，可以由多种可行的设计方案。 ②反复循环迭代的过程 ③高度的综合性：需要综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调 3.B oeing的团队协作戒律 ①每个成员都为团队的进展与成功负责 ②参加所有的团队会议并且准时达到 ③按计划分配任务 ④倾听并尊重其他成员的观点 ⑤对想法进行批评，而不是对人⑥利用并且期待建设性的反馈意见 ⑦建设性地解决争端 ⑧永远致力于争取双赢的局面（win-win situations） ⑨集中注意力—避免导致分裂的行为 ⑩在你不明白的时候提问 4.高效的团队和低效的团队 1. 氛围－非正式、放松的和舒适的 2. 所有的成员都参加讨论 3. 团队的目标能被充分的理解／接受 4. 成员们能倾听彼此的意见 5. 存在不同意见，但团队允许它的存在 6. 绝大多数的决定能取得某种共识 7. 批评是经常、坦诚的和建设性的，不是针对个人的 8. 成员们能自由地表达感受和想法 9. 行动：分配明确，得到接受 10. 领导者并不独裁 11. 集团对行动进行评估并解决问题1. 氛围－互不关心／无聊或紧张／对抗 2. 少数团队成员居于支配地位 3. 旁观者难以理解团队的目标 4. 团队成员不互相倾听，讨论时各执一词 5. 分歧没有被有效地加以处理 6. 在真正需要关注的事情解决之前就贸然行动 7. 行动：不清晰－该做什么？谁来做？ 8. 领导者明显表现出太软弱或太强硬 9. 提出批评的时候令人尴尬，甚至导致对抗 10. 个人感受都隐藏起来了 11. 集团对团队的成绩和进展不进行检查 5.飞机的设计要求有哪些基本内容？ ①飞机的用途和任务 ②任务剖面 ③飞行性能 ④有效载荷⑤功能系统 ⑥隐身性能要求 ⑦使用维护要求 ⑦机体结构方面的要求 ⑦研制周期和费用 ⑦经济性指标 11环保性指标 6.飞机的主要总体设计参数有哪些？ ①设计起飞重量W0 (kg)②动力装置海平面静推力T (kg)③机翼面积S (m2) 组合参数④推重比T/W0⑤翼载荷W0 /S (kg/m2) 7.毯式图的步骤 ①保持推重比不变，改变翼载（x轴变量），获得总重曲线（y轴变量） ②推重比更改为另一个值后确定不变，改变翼载（x轴变量），获得总重（y轴变量）。同时需将y轴向左移动一任意距离。

未来飞行器设计构想

未来飞行器设计构想：潜母计划及“左右手” https://www.360docs.net/doc/d216589174.html, 2008年10月08日 17:26 新浪航空联合效果图。

联合效果图。

鲲鹏效果图。

龙影效果图。第一章前言 1.1 二十一世纪战场前瞻——未来高技术武器发展的特点和趋势自“沙漠风暴”行动八年来，高技术战争和发达国家的武器装备发展计划大体上可以看出，2020年前后武器装备将进入到信息化时代，将逐步实现体系化、信息化、网络化、精确化、隐身化和轻小型化，并可能呈现无人化的发展趋势。21世纪战场将成为陆、海、空、天、信息五维战场，作战空间将向外层空间扩展。信息战武器、电子战武器、一体化装备、隐身武器、精确制导武器、军用航天装备、无人机／机器人武器将成为军事大国21世纪占优势的主导武器装备，也是发展中国家极力谋求的军事手段，动能与定向能等新概念武器也将陆续实用化。未来高技术武器装备的发展呈现以下的特点和趋势：一、信息进攻与信息防御的攻防对抗将成为未来战争的焦点。计算机网络攻击与防御是信息战的重要内容。这种攻防对抗属于静悄悄的战争较量，其战略破坏性可与核生化大规模杀伤性武器相比。二、电子战已成为信息时代战争的“战略要素”，是夺取信息优势的重要手段。电子战装备是21世纪发展的重点。

三、一体化系统的发展和运用将使21世纪战场更透明，指挥近实时，行动更敏捷，夜间变“明亮”，陆海空天作战行动一体化。四、具有高机动性和隐身性的武器平台将成为空中、海上和陆上的主力武器装备。主动隐身技术将得到更多的应用。隐身与反隐身攻防对抗将更加激烈。五、无人机、无人潜航器、无人车辆和战场机器人将成为发达国家2020年前后的重要武器，担当起侦察、探测、压制防空、战场毁伤评估等作战任务。无人机作为空中的机器人将朝小型化、自主式、隐身、全天候方向发展。无人机将广泛用于高风险环境，完成以信息攻防对抗为主的作战任务。无人侦察机将可能取代有人侦察机，无人作战飞机将可能部分取代战斗机和轰炸机，起到远中近程精确打击作用。随着微电子、微电技术的发展，将可能出现微小型无人机。陆上将出现“战术无人车”、“地面无人车”等机器人车辆，它们将采用GPS接收机、激光测距仪、热像仪及高分辨率相机等高技术，向全天候、全地形、自主式和小型化发展。有人预言，无人车辆将成为21世纪陆军的核心武器。水中将出现完全自主式无人潜航器(UUV)，用于水下探雷、支持潜艇和水面舰艇作战行动。六、导弹攻防对抗将成为未来高技术战争的重要组成部分，对应的武器系统将呈现明显的对抗性发展格局，中远程精确打击武器装备、防空反导一体化武器装备是发展的重点。七、精确制导武器具有高效费比特征，已成为战争的基本手段。八、以卫星为主体的军用航天系统将是一体化全球感知、全球交战系统的核心，全球卫星导航定位系统将成为未来精确指挥控制、中远程精确打击和精确兵力投送的关键装备。夺取空间优势和控制外层空间将成为21世纪美国航天力量的首要任务。九、未来战争中，动能武器和定向能武器将成为防空反导、反卫星的利器，非致命武器将为未来军事行动提供新的选择。这些新概念武器的逐步应用将意味着作战方式的巨大变化。十、核生化武器依然存在，战略核武器是未来信息化战争的保护伞，争夺核优势将主要在实验室内进行。 1.2 未来飞行器设计方案构想——潜母计划及“左右手” 展望二十一世纪战争形势的发展趋势，像航空母舰这样庞大的战斗群暴露出很大的弱点。随着巡航导弹、鱼雷等速度、隐身性能和精确打击能力的提高，航空母舰正在受到严重的威胁。而且，航空母舰要形成战斗力，必须依靠护卫舰、潜艇、反潜机等构成一个立体化战斗体系才能实展期威力，从效费比上分析，是相当不合算的。我国的经济实力还不强盛，因此我们必须创新，量体裁衣，建设一支符合我国发展和具有战略意义的国防力量。从世界战争形势格局的不断发展中我们看出，信息化、智能化、隐身性能和高速性能等将是军事建设的主导方向。中国潜艇技术基础比较雄厚，我们应该充分利用优势，设计和建

未来飞行器设计

未来的飞行器设计摘要：飞行器的社会角色以及历史角色已经显现出来，而它的发展则受到许多方面的限制和影响。从外形方面应该突破传统的布局形式，甚至可以消出翼身的区分和概念；从动力方面来看要做到对未来的绝对主导以及在人类探索认识宇宙、外太空的道路上走得更远就要探索一种更加具有时代性的动力方式。从原始飞行时代到活塞发动机时代再到现在的喷气飞机时代，从亚声速到跨声速再到超声速和高超声速，未来的飞行器将进入核动力时代、离子推进时代；从武器方面来看，未来的飞行器将由火力及爆炸性的物质性武器转变成激光、光子等能量性武器。不仅如此，还会建立一种能量防护的概念。对于外部攻击或者危险、意外等可以通过防护罩的能量防护形式来解决。关键词：气动外形内部结构动力系统武器系统引言：人类的发展正走在新的发展道路上。站在新的起点，我们面对的不仅仅是经济人文等方面的发展，全球化成为人类现阶段着力追求的目标。陆海空全面发展不仅是资源利用的需要，更加是维护人类利益、追求本质发展进步的必然需求。而从现代社会的发展趋势来看航空航天力量的发展又是现阶段、以及未来社会发展不可或缺的一部分。宇宙的纵深探索、现代化国防建设、未来战争形势都将和航空力量无法分开。由此飞行器设计和开发就是一个很重要的问题了。而飞行器在气动外形、动力系统、武器系统的创新就尤为重要。从飞行速度、隐身性能、防护措施、武力打击能力等各方面实现全新突破。正文： 1.作品核心创意人类的发展正走在新的发展道路上。站在新的起点，我们面对的不仅仅是经济人文等方面的发展，全球化成为人类现阶段着力追求的目标。陆海空全面发展不仅是资源利用的需要，更加是维护人类利益、追求本质发展进步的必然需求。而从现代社会的发展趋势来看航空航天力量的发展又是现阶段、以及未来社会发展不可或缺的一部分。宇宙的纵深探索、现代化国防建设、未来战争形势都将和航空力量无法分开。由此飞行器设计和开发就是一个很重要的问题了。而飞行器在气动外形、动力系统、武器系统的创新就尤为重要。从飞行速度、隐身性能、防护措施、武力打击能力等各方面实现全新突破。从外形方面应该突破传统的布局形式，甚至可以消出翼身的区分和概念；从动力方面来看要做到对未来的绝对主导以及在人类探索认识宇宙、外太空的道路上走得更远就要探索一种更加具有时代性的动力方式。从原始飞行时代到活塞发动机时代再到现在的喷气飞机时代，从亚声速到跨声速再到超声速和高超声速，未来的飞行器将进入核动力时代、离子推进时代；从武器方面来看，未来的飞行器将由火力及爆炸性的物质性武器转变成激光、光子等能量性武器。不仅如此，

固定翼飞机翼型解析

固定翼飞机翼型解析 2008-07-18 06:53:50 来源: 作者: 【大中小】评论：3条翼型的各部分名称如图1所示。翼弦是翼型的基准线，它是前缘点同后缘点的连线。中弧线是指上弧线和下弧线之间的内切圆圆心的连线。中弧线最大弯度用中弧线最高点到翼弦的距离来表示。在一定的范围内，弯度越大，升阻比越大。但超过了这个范围，阻力就增大的很快，升阻比反而下降。中弧线最高点到翼弦的距离一般是翼弦长的4%～8％中弧线最高点位置同机翼上表面边界层的特性有很大关系。竞时模型飞机翼型的中弧线最高点到前缘的距离一般是翼弦的25％、50％。翼型的最大厚度是指上弧线同下弧线之间内切圆的最大直径。一般来说，厚度越大，阻力也越大。而且在低雷诺数情况下，机翼表面容易保持层流边界层。因此，竞时模型飞机要采用较薄的翼型。翼型最大厚度一股是翼弦的6％、8％。但是，线操纵特技模型飞机例外，它的翼型最大厚度可以达到翼弦的12％、18％。翼型最大厚度位置对机翼上表面边界层特性也有很大影响。翼型前缘半径决定了翼型前部的“尖”或“钝”，前缘半径小，在大迎角下气流容易分离，使模型飞机的稳定性变坏，前缘半径大对稳定性有好处，但阻力又会增大。

常用的模型飞机翼型有对称、双凸、平凸、凹凸，s形等几种，如图2所示对称翼型的中弧线和翼弦重合，上弧线和下弧线对称。这种翼型阻力系数比较小，但升阻比也小。一般用在线操纵或遥控特技模型飞机上双凸翼型的上弧线和下弧线都向外凸，但上弧线的弯度比下弧线大。这种翼型比对称翼型的升阻比大。一般用在线操纵竞速或遥控特技模型飞机上平凸翼型的下弧线是一条直线。这种翼型最大升阻比要比双凸翼型大。一般用在速摩不太高的初级线操纵或遥控模型飞机上凹凸翼型的下弧线向内凹入。这种翼型能产生较大的升力，升阻比也比较大。广泛用在竞赛留空时间的模型飞机上 S形翼型的中弧线象横放的S形。这种翼型的力矩特性是稳定的，可以用在没有水平尾翼的模型飞机上

固定翼航空模型飞机的组成

模型飞机的组成模型飞机一般与载人的飞机一样，主要由机翼、尾翼、机身、起落架和发动机等组成。 1、机翼(由主翼及副翼两部分组成)——是模型飞机在飞行时产生升力的装置，并能保持模型飞机飞机飞行时的横侧安定，可控制飞机做出横滚等动作。 A.机翼翼弦的25%~30%处是飞机的重心所在。 B.机翼的形状（即翼型）由翼肋维持，翼肋由前缘、主梁和后缘连起来。 2、尾翼——包括水平尾翼（由水平安定面及升降舵两部分组成）和垂直尾翼（由垂尾安定面及方向舵两部分组成）两部分。水平尾翼可保持模型飞机飞行时的俯仰安定，垂直尾翼保持模型飞机飞行时的方向安定。水平尾翼上的升降舵能控制模型飞机的升降，垂直尾翼上的方向舵可控制模型飞机的飞行方向。 3、机身——将模型的各部分联结成一个整体的主干部分叫机身。同时机身内可以装载必要的控制机件，设备和燃料等，即是动力系统和遥控设备的搭载平台。 A.机身一般由几个舱组成，以层板制成的隔框分开。 B.机身里装有动力系统和遥控设备。以油动飞机为例，经典的安装顺序，从机头到机尾，依次是发动机、油箱、接收机和接收机电池、舵机。

4、起落架——供模型飞机起飞、着陆和停放的装置。前部一个起落架，后面两面三个起落架叫前三点式；前部两面三个起落架，后面一个起落架叫后三点式。 5、发动机——它是模型飞机产生飞行动力的装置。模型飞机常用的动力装置有：橡筋束、活塞式发动机、喷气式发动机、电动机。 6、螺旋桨——按材料分有塑料桨，碳纤桨，玻纤桨，尼龙桨，木桨。固定翼螺旋桨的参数有长度和螺距两个参数（单位都是英寸）如：19*8的2叶木桨，这桨的长度就是19英寸、螺距就是8英寸。其中螺距指的是螺旋桨每旋转一圈飞机前进的理论值。 7、整流罩（桨罩）——降低风阻、美观大方。 8、舵机——与遥控器接收机搭配一起使用，执行遥控器发射的指令。主要参数是扭力、灵敏度、重量、尺寸。一般一架固定翼汽油飞机至少需要配6个舵机（副翼2个、升降舵2个、方向舵1个、油门1个）。

翼型气动特性实验指导书2017版

《空气动力学》课程实验指导书翼型压强分布测量与气动特性分析实验一、实验目的 1 熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力计测出水柱高度，利用伯努利方程计算出翼型表面压强分布。 2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图。 3 采用积分法计算翼型升力系数，并绘制不同实验段速度下的升力曲线。 4 掌握实验段风速与电流频率的校核方法。二、实验仪器和设备（1）风洞：低速吸气式二元风洞。实验段为矩形截面，高0.3米，宽0.3米。实验风速 20,30,40V ∞=/m s 。实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压p ∞，实验段气流的总压0p 为实验室的大气压a p 。表2.1 来流速度与电流频率的对应（参考）表2.2 翼型测压点分布表上表面下表面（2）实验模型：NACA0012翼型，弦长0.12米，展长0.09米，安装于风洞两侧壁间。模

型表面开测压孔，前缘孔编号为0，上下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为1、2、3 ……。（如表-2所示）（3）多管压力计：压力计斜度90θ=，压力计标定系数 1.0K =。压力计左端第一测压管通大气，为总压管，其液柱长度为I L ；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为IN L ；左端第三、四、五测压管接实验段右侧壁面的三个测压孔，取其液柱长度平均值为II L 。其余测压管分成两组，分别与上下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为i L 。这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。三、实验原理测定物体表面压强分布的意义如下：首先，根据表面压强分布，可以知道物体表面上各部分的载荷分布，这是强度设计的基本数据；其次，根据表面压强分布，可以了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间，不便于装置天平），全靠压强分布来间接推算出作用在机翼上的升力或力矩。测定压强分布的模型构造如下：在物体表面上各测点垂直钻一小孔，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一端伸出物体外（见图1），然后再通过细橡皮管与多管压力计上各支管相接，各测压孔与多管压力计上各支管都编有号码，于是根据各支管内的液面升降高度，立刻就可判断出各测点的压强分布。多管压力计的原理与普通压力计相同，都是基于连通器原理，只是把多个管子装在同一架子上而已，这样就可同时观察多点的压强分布情况，为了提高量度的准确性，排管架的倾斜度可任意改变。图3.1 接多管压力计上各相应支管图3.2 实验安装示意图

飞行器翼型设计

1、翼型的定义与研究发展在飞机的各种飞行状态下，机翼是飞机承受升力的主要部件，而立尾和平尾是飞机保持安定性和操纵性的气动部件。一般飞机都有对称面，如果平行于对称面在机翼展向任意位置切一刀，切下来的机翼剖面称作为翼剖面或翼型。翼型是机翼和尾翼成形重要组成部分，其直接影响到飞机的气动性能和飞行品质。通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小、并有小的零升俯仰力矩。因此，对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的。对于低亚声速飞机，为了提高升力系数，翼型形状为圆头尖尾形；对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散Ma数，采用超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘向下凹；对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼型。 3、NACA翼型编号 NACA四位数翼族：其中第一位数代表f，是弦长的百分数；第二位数代表p，是弦长的十分数；最后两位数代表厚度，是弦长的百分数。例如NACA 0012是一个无弯度、厚12%的对称翼型。有现成实验数据的NACA四位数翼族的翼型有6%、8%、9%、10%、12%、15%、18%、21%、24 五位数翼族的厚度分布与四位数翼型相同。不同的是中弧线。具体的数码意义如下：第一位数表示弯度，但不是一个直接的几何参数，而是通过设计升力系数来表达的，这个数乘以3/2就等于设计升力系数的十倍。第二、第三两位数是2p，以弦长的百分数来表示。最后

两位数仍是百分厚度。例如NACA 23012这种翼型，它的设计升力系数是（2）×3/20=0.30；p=30/2,即中弧线最高点的弦向位置在15%弦长处，厚度仍为12%。一般情况下的五位数编号意义如下有现成实验数据的五位数翼族都是230-系列的，设计升力系数都是0.30，中弧线最高点的弦向位置p都在15%弦长处，厚度有12%、15%、18%、21%、24%五种。其它改型的五位数翼型在此就不介绍了。 1、低速翼型绕流图画低速圆头翼型在小迎角时，其绕流图画如下图示。总体流动特点是（1）整个绕翼型的流动是无分离的附着流动，在物面上的边界层和翼型后缘的尾迹区很薄；（2）前驻点位于下翼面距前缘点不远处，流经驻点的流线分成两部分，一部分从驻点起绕过前缘点经上翼面顺壁面流去，另一部分从驻点起经下翼面顺壁面流去，在后缘处流动平滑地汇合后下向流去。（3）在上翼面近区的流体质点速度从前驻点的零值很快加速到最大值，然后逐渐减速。根据Bernoulli方程，压力分布是在驻点处压力最大，在最大速度点处压力最小，然后压力逐渐增大（过了最小压力点为逆压梯度区）。而在下翼面流体质点速度从驻点开始一直加速到后缘，但不是均加速的。

超声速翼型和亚声速翼型的气动特性

超声速翼型和亚声速翼型的气动特性总负责：祝恺辰（071450704）组员：辛宏宇(071450703)

超声速和亚声速翼型不同的主要原因是超声速翼型需承受激波阻力。激波超声速气体中的强压缩波。微扰动（如弱压缩波）的叠加而形成的强间断，带有很强的非线性效应。经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。压强的跃升产生可闻的爆响。如飞机在较低的空域中作超音速飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。理想气体的激波没有厚度，是数学意义的不连续面。实际气体有粘性和传热性，这种物理性质使激波成为连续式的，不过其过程仍十分急骤。因此，实

际激波是有厚度的，但数值十分微小，只有气体分子自由程的某个倍数，波前的相对超音速马赫数越大，厚度值越小。一、超音速薄翼型翼型作亚声速运动和超声速运动时，对气流的扰动有很大不同根据动量定律，向前流出的气体将给翼型一个像后的反作用力，它有一个阻力分量；而从控制面向后流出的气流对翼型有一个推力分量；同理，向前流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。而向后流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。从控制面垂直进出的流动不会是翼使翼型承受阻力或是推力。这样，在无粘性流体中作亚胜诉流亚声速扰动无界原子弹爆炸形成的蘑菇云也是一种激波超声速扰动限于前马赫锥后，前半部压缩，后半部膨胀，扰动均沿着波德传播方向即垂直于马赫波

动的翼型不承受阻力（推力与阻力相消），而超声速翼型将承受阻力，这种与马赫波传播有关的阻力称为波阻。超声速流动中，绕流物体产生的激波阻力大小与物体头波钝度有着密切的关系。由于钝物的绕流将产生离体激波，激波阻力大；而尖头体的绕流将产生附体激波，激波阻力小。因此，对于超声速翼型，前缘最好作成尖的，如菱形、四边形、双弧形。但是对于超声速飞机，总是要经历起飞和着陆的低速阶段，尖头翼型在低速绕流时，较小迎角下气流就要发生给力，是翼型的气动特性能变坏。为此，为了兼顾超声速飞机的低速特性，目前低超声速的翼型，其形状都采用小圆头的对称薄翼。

固定翼DIY全解

DIY模型飞机的完全攻略 2008-06-10 08:35:03 来源: 作者: 【大中小】评论：1条尽管学飞以来一直在飞成品机（ARF），但是，我自己要设计制作一架模型飞机的愿望一直在心里涌动。机会终于来了，前些天伟哥决定改直归固，于是我决定做一架练习机送给他。几经周折后，我成功地将自己亲手设计制造的一架航模送上了蓝天。我的愿望得到了厚重的实现，那种喜悦满足的心情是难以用语言来表达的。下面我就讲讲我的设计制作过程，希望能对想动手做航模的朋友有所帮助。不对之处，还望大家共同交流提高。按照现成的图纸制作一架模型飞机，不是一件太难的事。但是，如果根据您的需要自己设计制作一架飞机，恐怕就具有一定的挑战性了。当您要下手设计制作时，会遇到很多需要解决的问题。如：为什么要选用这个翼型、翼展和翼弦是怎么确定的、机身长度应该是多少、尾翼的面积需要多大、各部件的位置应该放在哪里等等。好在现在的由有关书籍较多，只要认真学习归纳，就能找到答案。根据我所学的知识，我是这样设计制造我的“菜鸟1号”的。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）。

“飞航杯”第二届全国未来飞行器设计大赛技术报告撰写格式规范-

非密“飞航杯”第二届全国未来飞行器设计大赛技术报告撰写格式规范为了本次大赛的评价依据规范性，做到技术报告在内容和格式上的统一和规范，现规定格式如下：一、技术报告应由9个部分组成，装订封皮，装订顺序依次为：（1）封面（中文）（2）题名页（3）中文摘要（4）英文摘要（5）目录（6）图标清单及主要符号表（根据具体情况可省略）（7）主体部分（8）参考文献（9）附录二、技术报告的书写规范与打印要求技术报告一律由在计算机上输入、编排并打印在标准A4纸（210×297mm，70g）幅面白纸上，采用单面印刷。 1、字体和字号技术报告题目：按具体规定章标题：三号黑体居中节标题：四号黑体居左条标题：小四号黑体居左正文：小四号宋体页码：五号宋体数字和字母：Times New Roman体 2、行距章、节、条三级标题为单倍行距，段前、段后各设为0.5行（即前后各空0.5行）。正文为1.5倍行距，段前、段后无空行（即空0行）。 3、页眉页眉内容为“飞航杯”第二届全国未来飞行器设计大赛参赛作品。页眉都用小五号宋体字，页眉标注从技术报告主体部分开始（绪论或第一章）。 4、页码技术报告页码从“主体部分（绪论、正文、结论）”开始，直至“参考文献、附录”结束，用五号阿拉伯数字编连续码，页码位于页脚居中。封面、题名页不编入页码。摘要、目录、图标清单、主要符号表用五号小罗马数字编连续码，页码位于页脚居中。 5、图、表及其附注图和表应安排在正文中第1次提及该图、表的文字的下方。当图或表不能安排在该页时，应安排在该页的下一页。

5.1 图图题应明确简短，用五号宋体加粗，数字和字母为五号Times New Roman体加粗，图的编号与图题之间应空半角2格。图的编号与图题应置于图下方的居中位置。图内文字为5号宋体，数字和字母为5号Times New Roman体。曲线图的纵横坐标必须标注“量、标准规定符号、单位”，此三者只有在不必要注明（如无量刚等）的情况下方可省略。坐标上标注的量的符号和缩略词必须与正文中一致。 5.2 表表的标号应采用从1开始的阿拉伯数字编号，如：“表1”、“表2”、……。表编号应一直连续到附录之前，并与章、节和图的编号无关。只有一幅表，仍应标为“表1”。表题应明确简短，用五号宋体加粗，数字和字母为五号Times New Roman体加粗，表的编号与表题之间应空半角2格。表的编号与表题应置于表上方的居中位置。表内文字为5号宋体，数字和字母为5号Times New Roman体。 5.3 附注图、表中若有附注时，附注各项的序号一律用“附注+阿拉伯数字+冒号”，如：“附注1：”。附注写在图、表的下方，一般采用5号宋体。三、技术报告每部分内容的具体要求 1、技术报告的封面技术报告题目：应准确、鲜明、简洁，能概括整个技术报告中最主要和最重要的内容。题目一般不宜超过25个中文字，若语意未尽，可用副标题补充说明。副标题应处于从属地位，一般可在题目的下一行用破折号“——”引出。技术报告题目应避免使用不常用缩略词、首字母缩写字、字符、代号和公式等。 2、摘要中文摘要内容包括：“摘要”字样，摘要正文，关键词。对于中英文摘要，都必须在摘要的最下方另起一行，用显著的字符注明文本的关键词。摘要是技术报告内容的简短陈述，应体现技术报告工作的核心思想。中文摘要一般约500字。摘要内容应涉及本项科研工作的目的和意义、研究思想和方法、研究成果和结论。关键词：是为用户查找文献，从文中选取出来用来揭示全文主题内容的一组词语或术语，应尽量采用词表中的规范词（参照相应的技术术语标准）。关键词一般为3~8个，按词条的外延层次排列（外延大的排在前面）。关键词之间用逗号分开，最后一个关键词后不打标点符号。英文摘要：英文摘要的内容及关键词应与中文摘要及关键词一致，要符合英语语法，语句通顺，文字流畅。英文和汉语拼音一律为Times New Roman体，字号与中文摘要相同。 3、目录目录按章、节、条序号和标题编写，一般为二级或三级，目录中应包括绪论（或引言）、技术报告主体、结论、附录、参考文献。 4、主体部分技术报告主体一般应包括：绪论（或引言）、正文、结论等部分。 4.1 章节标题及层次技术报告主体分章节撰写，每章应另起一行。章节标题要突出重点，简明扼要、层次清晰。字数一般在15字以内，不得使用标点符号。标点中尽量不采用英文缩写词，对必须采用者，应使用本行业的通用缩写词。层次以少为宜，根据实际需要选择。三级标题的层次按章（如“第一章”）、节（如“1.1”）、条（如“1.1.1”）的格式编写，各章题序的阿拉伯数字用Times New Roman体。 5、结论

展向变形飞行器型总体方案设计

展向变形飞行器型总体方案设计展向变形飞行器，是模仿鸟类飞行而设计的一种可变形飞行器，展向扭转变形就好比鸟儿用翼翅的变化实现不同的飞行姿势和飞行状态，可以运用机翼的扭转实现飞行器的滚转运动、偏航运动以及俯仰运动等各种不同的操作，可以辅助甚至代替操纵面工作目前，欧美等国已经对机翼扭转变形的应用做过一些实验和研究，主要集中于扭转变形的驱动技术、材料和结构技术等方面研究表明，扭转变形飞行器在变形飞行器领域有不可替代的地位，随着智能飞行器技术的深入研究与快速发展，扭转变形的应用前景良好。本文针对展向扭转变形飞行器，建立展向变形飞行器非线性模型，并通过小扰动线性化方法，得到展向变形飞行器纵向小扰动线性化变参数模型，最后结合鲁棒最优控制，对展向变形飞行器模型进行控制仿真，并分析了扭转变形对飞行器纵向飞行性能的影响。展向变形机翼结展向变形机翼结构的概念演变机翼是飞行器在飞行中可重新构型的主要部件。在飞行中有目的地改变机翼外形(通过机翼扭转)，可以有效地增加机翼的效率。其中，改变翼展和机翼面积的效果最为突出。 2.1展向变形飞行器的基本要求飞机在巡航时通常要求机翼具有高展弦比和大机翼面积，而要想高速飞行，就要求低展弦比和小机翼面积。变形机翼使机翼面积能够在50％～150％之间变化，分别适应巡航和高速飞行时的需要。目前大多数飞机都采用缝翼和襟翼方式，通过机械装置增大机翼面积或增加机翼弯度，为飞机提供更多的升力。展向变形飞行器在不同飞行状态下，会有不同的外形，与之对应的气动力和气动力矩也会不同，因此在进行控制等分析之前，分别对不同外形条件下的气动力和气动力矩进行计算就成了本文研究过程中很重要的一步。但是这种机械运动的襟翼和缝翼笨重、复杂、效率低下，因此，有必要寻找一种无需机械动作就能让机翼外形在飞行中发生有效改变的方法，使飞机在各种速度下都具有理想的性能。 2.2材料选取由于展向变形的几何形状不规则，使得机翼承受额外的挠度应力，如果仍旧采用传统机翼上的材料设计展向变形机翼，则会面临刚性太大，无法发生有效形变的情况。目前主要的展向变形机翼材料选取偏向于柔性材料为主，不管是上面提到的巴沙木还是复合材料都具有一定的柔性，选择好的对于机翼沿展向变形的

飞行器设计专业就业方向

就业方向，就是各大飞机制造公司、研究所了，也有去民航的，当然，航天方向的就是航天院所咯，航空的院所主要在沈阳、成都、西安、汉中等地，航天的话北京有几个研究所，偏远点也有，我就不太清楚了。总之，这种高精尖的产业，在人才饱和的北京，估计是很难留下的，留下也是压力巨大。所以，也就是有意去沈阳、成都、西安、汉中等地的童鞋考虑考虑吧，别的童鞋就别被北航骗了。据闻，工作的地方也不是什么好地方，总之就是做好心理准备再来吧。至于待遇，据我们导员说，本科出来应该是三四千吧（以当前物价为标准），读了研可能多一两千，在工作的地方据说算是挺多的（如果是北京感觉无法生存啊……），毕竟当地消费也不像北京。进了研究所的话，工作就稳定点咯，饿不死，但是发不了大财的，想发大财的就去中财，去上财，读经济读金融，将来出来投机吧，读工科注定是为国效力的了，而国家只会保你温饱，不保你发财。业务培养目标：培养具有较好数学、力学基础知识和飞行器工程基本理论及飞行器总体结构设计与强度分析、试验能力，能从事飞行器(包括航天器与运载端)总体设计、结构设计与研究、结构强度分析与试验，并有从事通用机械设计及制造的高级工程技术人员和研究人员。业务培养要求：本专业学生主要学习飞行器设计方面的基本理论和基本知识，受到航空航天飞行器工程方面的基本训练，具有参与飞行器总体和部件设计方面的基本能力。毕业生应获得以下几方面的知识和能力： 1．掌握飞行器设计的基本理论、基本知识； 2．掌握飞行器结构设计的分析方法； 3．具有飞行器设计的基本能力； 4．熟悉航空航天飞行器设计的方针、政策和法规； 5．了解航空航天飞行器设计的理论前沿、应用前景和发展动态； 6．掌握文献检索、资料查询的基本方法，具有一定的科学研究和实际工作能力。主干学科：航空宇航科学与技术、力学、机械学。主要课程：材料力学、机械设计、弹性力学、结构力学、流体力学与空气动力学基础、飞行器动力学、飞行力学、力学性能与结构强度、试验技术、自动控制理论等。主要实践性教学环节：包括机械制图、金工实习、生产实习、计算机应用与上机实践、课程设计、毕业设计。修业年限：四年授予学位：工学学士相近专业：飞行器设计与工程飞行器动力工程飞行器制造与工程飞行器环境与生命保障工程空间科学与技术专业综合介绍：对于一个优秀的飞行器设计人员，扎实的数学、力学、物理、电工电子、自动控制理论知识都是必备的，而且一定的计算机硬件与软件、机械设计与工程、经济管理等基础培训和航空高新技术方面的知识也是必不可少的。所以在选择本专业时，要考虑是否对数学、物理、力学等有比较浓厚的兴趣。我作为一名理工科学生，从事着外人看来十分枯燥无味的力学研究，但是我却从中体会到了乐趣，因为乐趣是建立在兴趣之上的。选择本专业，还需要有强烈的爱国热情，为祖国的航空事业奉献的精神，能吃得了苦，耐得住寂寞，这对于一个年轻人来说，确实是需要极大的勇气。就目前发展的形式来看，国内在飞行器设计方面落后于国外先进水平不止是几年，而是几十年。战斗机设计生产反映了一个国家航空整体水平，2001年10月美国洛克西德·马丁公司获得X—35型战斗机的订单，标志着美国战斗机生产进入第四代。这种新型号的战斗机拥有各种先进的功能，如：隐形机身设计、垂直起降、高机动性等等。国产的战斗机J—10（歼十）与其相比差距很大。在轰炸机、运输机、民航飞机等其他机型上面，中国与世界先进水平也存在着不小的差距。各航空公司使用的大型民航飞机都是进口的，目前国内还没有能力生产。本专业在教学中，非常注重各方面素质、创新能力和综合工程能力的培养。毕业生不仅能从事飞行器设计工作，对于飞行器技术管理、制造和维修工程等方面的工作也能胜任。随着毕业分配体制的改革，你的选择面会更广，航天技术与民用结合将产生新的亮点，扎实的理论基础、很强的动手实践、实验能力能够帮助你实现自己的理想。专业就业状况及趋势：飞行器设计与工程专业教育培养的主要是能从事各种航天飞行器的研究，包括对人造卫星、航天飞机、深空探测器和运载火箭、宇宙飞船、空间站等空间飞行器及导弹的设计等方面的专门人才。学生一般要学习飞行器结构力学、空气动力学、自控原理、弹性力学、飞行器总体设计、飞行力学、飞机环境控制系统等专业方向课程，以培养基础理