飞行器总体设计最终版
空间飞行器总体设计
第一章—绪论1.各国独立发射首颗卫星时间。
表格 1 各国独立发射首颗卫星时间表2.航天器的分类？答：航天器按是否载人可分为无人航天器和载人航天器两大类。
其中，无人航天人按是否环绕地球运行又分为人造地球卫星和空间探测器两大类；载人航天器可以分为载人飞船、空间站和航天飞机。
3.什么是航天器设计？答：航天器设计就是要解决每一个环节的具体设计，其中主要的几个关键内容为：航天任务分析与轨道设计、航天器构形设计、服务与支持分系统的具体设计。
4.画图说明航天器系统设计的层次关系并简述各组成部分的作用。
答：图 1 航天器系统设计的层次关系图(1).有效载荷分系统：航天器上直接完成特定任务的仪器、设备和核心部分；(2).航天器结构平台：整个航天器的结构体(3).服务和支持系统：有效载荷正常工作的必要条件。
①结构分系统：提供其他系统的安装空间；满足各设备安装方位，精度要求；确保设备安全；满足刚度，强度，热防护要求，确保完整性；提供其他特定功能②电源分系统：向航天器各系统供电③测控与通信系统：对航天器进行跟踪，测轨，定位，遥控，通信；④热控系统：对内外能量管理和控制，实现航天器上废热朝外部空间的排散，满足在飞行各阶段，星船各阶段、仪器设备、舱内壁及结构所要求的温度条件；⑤姿态与轨道控制系统：姿态控制--姿态稳定，姿态机动；轨道控制--用于保持或改变航天器的运行轨道，包括轨道确定（导航）和轨道控制（制导）两方面，使航天器遵循正确的航线飞行。
、⑥推进系统：向地球静轨道转移时的近地点与远地点点火；低轨道转移时，低轨到高轨的提升与离轨再入控制；星际航行向第二宇宙速度的加速过程；在轨运行⑦数据管理系统：将航天器遥控管理等综合在微机系统中⑧环境控制与生命保障：维持密闭舱内大气环境，保证航天员生命安全5.航天器的特点及其设计的特点？答：航天器的特点有5个，(1).系统整体性；(2).系统层次性；(3).航天器经受的环境条件：运载器环境、外层空间环境、返回环境；(4).航天器的高度自动化性质；(5).航天器长寿面高可靠性。
电子设计大赛四旋翼设计报告最终版
四旋翼飞行器〔A 题〕参赛队号：20140057号四旋翼飞行器设计摘要：四旋翼作为一种具有构造特殊的旋转翼无人飞行器，与固定翼无人机相比，它具有体积小，垂直起降，具有很强的机动性，负载能力强，能快速、灵活的在各个方向进展机动，构造简单，易于控制，且能执行各种特殊、危险任务等特点。
因此在军用和民用领域具有广泛的应用前景如低空侦察、灾害现场监视与救援等。
多旋翼无人机飞行原理上比拟简单，但涉及的科技领域比拟广，从机体的优化设计、传感器算法、软件及控制系统的设计都需要高科技的支持。
四旋翼无人机的飞行控制技术是无人机研究的重点之一。
它使用直接力矩，实现六自由度〔位置与姿态〕控制，具有多变量、非线性、强耦合和干扰敏感的特性。
此外，由于飞行过程中，微型飞行器同时受到多种物理效应的作用，还很容易受到气流等外部环境的干扰，模型准确性和传感器精度也将对控制器性能产生影响，这些都使得飞行控制系统的设计变得非常困难。
因此，研究既能准确控制飞行姿态，又具有较强抗干扰和环境自适应能力的姿态控制器是微小型四旋翼飞行器飞行控制系统研究的当务之急。
一、引言：1.1 题目理解：四旋翼飞行器，顾名思义，其四只旋转的翅膀为飞行的动力来源。
四只旋转翼是无刷电机，因此对于无刷电机的控制调速系统对飞行器的飞行性能起着决定性的作用。
在本次大赛中，需要利用四旋翼飞行器平台，实现四旋翼的起飞，悬停，姿态控制，以及四旋翼和地面之间的测距等功能。
以往做的核心板较大，所需的电路较多，考虑到四轴飞行器的轻便，故而不太是一个很理想的选择。
方案二：主控板使用STM32。
STM32板子的I/O口很多，自带定时器和多路PWM，可以实现的功能较多，符合实验要求。
Stm32迷你板在体积和重量上也不是很大，对飞机的载重量要求不是很高。
综上所述，我们一致决定使用STM32 MMC10作为此次大学生电子竞赛的主控板。
2.2 飞行姿态的方案论证：方案一：十字飞行方式。
四轴的四个电机以十字的方式排列，*轴和y轴成直角，调整俯仰角和翻滚角的时候分开调整，角度融合简单，适合初学者，能明确头尾，飞行时机体动作精准，飞控起来也容易。
飞行器结构设计_终版_
飞行器结构设计
注：题号前标★的都是老师最后一节课圈的重点。 第一次课： ★1 航空器举例：飞机，飞航式导弹，热气球等 ★2 飞行器质量为 结构质量 和 有效载荷质量 。 第二次课： 1.4—1.7 节 一、判断： 1. 铍合金即是金属材料又是功能材料。× 2. 玻璃钢之所以适合做隔热材料因线膨胀系数小。× 3. 高合金钢脆，易断裂。× 4. 材料的塑性、切削性、可焊性、热塑性、热流动性均影响材料加工性。√ 5. 结构固有频率计算属于静强度计算。× 6. 单翼是零件。× 7. 要求不失稳的元件应选用比强度大的材料。× 二、填空： ★1. 导弹弹体结构材料希望轻而强，通常用 比强度 和 比刚度 来表征这种材 料的综合性能。 ★2. 镁合金 在盐雾中易腐蚀， 高强度合金钢 易氢脆。 （钛、镁合金、合金钢、 铝） 3. 结构设计中有两种强度计算， 方案设计用 设计计算 ， 技术设计用 校核计算 。 4. 许用应力法指结构在 使用 载荷作用下不产生永久变形，破坏载荷法指结构 在设计载荷作用下P ≤ P 。 三、简答： ★断裂韧性：表征材料阻止裂纹扩展的能力。 结构设计中方案设计主要内容： （1）方案的内容应包括：结构形式，承力方案、 主要受力元件的布置、材料、基本剖面的形状尺寸，元件间的连接形式，内部 装置的布置，固定方法及满足各特殊要求的构造措施等。 （2）对拟定的方案是 否满足要求作相应的估计。 （3）进行方案论证 第三次： 一、判断： 1. 外载荷是指导弹从出厂到击中目标整个过程最大。错 2. 与刚性假设相比， 考虑弹翼弹性时， 由于压心是变化的会产生一种附加攻角。 对 3. 导弹总体方案设计完成了质心定位、气动计算、稳定性操纵性计算、风洞试 验。对 4. 导弹运输环节不能作为弹翼的设计情况。错 5. 导弹机动飞行时攻角大可作为弹翼设计情况。对 6 过载指作用在到导弹上可控力合力与重力之比。× 7. 波动系数反应了舵偏角与过载系数间的关系。√ 8. 过载系数是一无量纲的系数。√
小型四旋翼低空无人飞行器综合设计
3、传感器应用
传感器技术在小型四旋翼低空无人飞行器中扮演着重要的角色。通过使用多种 传感器，可以实现飞行器的定位、导航、控制等功能。为了保证数据的准确性 和可靠性，需要对传感器进行定期校准和维护。
实验结果与分析
通过仿真实验，本次演示提出的混合控制方法取得了显著的实验效果。在轨迹 跟踪实验中，飞行器能够快速准确地跟踪给定的轨迹，具有良好的动态性能和 稳定性。此外，通过与单一控制方法的对比实验，本次演示提出的混合控制方 法在跟踪精度和稳定性方面均表现出明显的优势。
结论与展望
本次演示针对四旋翼无人飞行器的非线性控制问题，提出了一种基于鲁棒控制 和滑模控制的混合控制方法。通过仿真实验验证了该方法的有效性。然而，仍 然存在一些不足之处，例如对飞行器的动态特性分析不够准确、控制系统的实 时性有待提高等。
设计思路
1、总体设计
小型四旋翼低空无人飞行器主要由机身、旋翼、遥控器等部分组成。机身采用 轻量化材料制成，以减小飞行器的重量，便于携带；旋翼则由四个电机驱动， 以实现飞行器的稳定飞行；遥控器则用于控制飞行器的飞行轨迹和高度。
2、硬件设计
硬件配置是小型四旋翼低空无人飞行器的核心部分，主要包括电池、传感器、 遥控设备等。电池选用高容量、轻量化的锂离子电池，以延长飞行器的续航时 间；传感器则采用GPS、加速度计、陀螺仪等，以实现飞行器的定位、导航和 控制；遥控设备则选用2.4GHz遥控器，以实现遥控设备的无线传输。
小型四旋翼低空无人飞行器综 合设计
01 引言
03 参考内容
目录
飞行器总体设计报告(1)
大型固定翼客机分析报告2014-4-28学院：计算机科学与工程学院学号：201322060608姓名：马丽学号：201322060629姓名：潘宗奎目录总结----马丽、潘宗奎 (I)1 大型固定翼客机总体设计.................................................... - 1 -1.1 客机参数............................................................ - 1 -1.2 飞机的总体布局...................................................... - 1 -1.2.1 飞机构型....................................................... - 1 -1.2.2 三面图......................................................... - 2 -1.2.3 客舱布置....................................................... - 2 -2 客机的重量设计............................................................ - 4 -3 大型固定翼客机的外形设计.................................................. - 6 -3.1 翼型................................................................ - 6 -3.2 机翼平面形状的设计.................................................. - 7 -3.3尾翼................................................................. - 8 -4 重量分析................................................................. - 11 -5 气动特性分析............................................................. - 13 -6 性能分析................................................................. - 22 -6.1 商载—航程图....................................................... - 22 -6.2 起飞距离........................................................... - 23 -6.3 进场速度........................................................... - 24 -6.4 着落距离........................................................... - 24 -总结----马丽通过这门课程的学习，大致了解无论是飞行器传统设计流程：首先是根据技术参数、经验和一些简单的分析方法进行初始的设计，然后用较为精确的分析方法对初始设计进行核验，根据核验结果，逐步调整设计参数，直到得到满意的设计方案。
飞行器总体设计最终版
图示如下：
短舱翼吊安装
展向位置 位于34%的半展长处 两间距12.73m 短舱轴线的偏角和安装角
偏角：短舱轴线相对于顺气流方向的夹角 -2° 安装角：短舱轴线相对发动机于当地翼面弦线的夹角 0°。
起落架布置
采用前三点式
主要参数如下：
飞机的设计要求
1．客舱 150座 两级座舱（头等舱 12座 排距36in；经济舱 128座 排距32in） 单级 32in排距 没有出口限制 典型载荷
225英镑/乘客 3．最大航程
2800nm(5185.6km) 双级满载 典型任务 225英镑/乘客 4．巡航速度
1．0.78M 2．最好：0.8M 4．最大使用高度 43000’(13115m) 1英尺=0.305m 6．最大着陆速度（最大着陆重量） 70m/s 1节＝1海里/小时＝1.852公里/小时=0.5144m/s 7．起飞跑道长度（TOFL），最大起飞重量 7000’ (2135m)海平面 86华氏度参考：A320等同类型的飞机
翼展（米） 巡航速度（马赫） 机长（米） 载客量（人）
波音727 波音787 空客320
28.45 0.78 37.81 110-215
32.92 0.8 46.69 145
50.3~51.8 0.85 55.5 289
34.09 0.82 37.57 186
宽度（米） 载货量（立方米） 最大起飞重量（吨） 客舱布局 最大载油量（升）
确定主要参数
一．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:
无人机总体设计报告
无人机总体设计报告一、引言在当今科技发展迅猛的时代，无人机作为一种遥控飞行器具备广泛的应用前景。
为了满足不同领域的需求，我们进行了一款无人机的总体设计。
本报告旨在介绍我们的设计思路、技术方案以及主要实施步骤。
二、设计目标本项目的设计目标是开发一款能够进行高效、稳定和精确飞行的无人机。
具体目标包括：1.结构牢固可靠，能够抵御不同环境的风力和抗干扰能力强；2.能够进行自主导航，能够定位飞行器的准确位置；3.飞行稳定，能够进行快速转弯和急停等高难度动作；4.高度自由度控制，能够实现多样化的飞行模式。
三、设计要点1.结构设计：采用轻质材料制造机身，保证飞行器整体重量轻便。
采用多旋翼设计，保证飞行器的稳定性，能够进行旋转飞行和垂直降落。
2.飞行控制系统：使用惯性导航系统和GPS等设备，实现自主导航和定位功能。
使用高度计和气压计等传感器进行高度测量和控制。
通过飞行控制器进行动态控制和姿态调整。
3.能源系统：采用电池作为主要能源，具备高能量密度和长续航时间。
同时设置低电量报警功能，保证飞行器及时返航或充电。
4.通信系统：设置与地面控制站的无线通信模块，实现无线数据传输和飞行控制指令的下发和接收。
5.安全性设计：设置失控保护装置，当飞行器失去控制时能够自动返航或自动降落，以避免对周围环境和人员造成伤害。
四、技术方案1.结构设计方案：采用碳纤维材料制造轻便坚固的机身，使用四旋翼设计，旋翼之间通过关节连接，实现快速转弯和稳定飞行。
2.飞行控制系统方案：利用MEMS惯性测量单元和GPS模块进行飞行数据获取和导航功能。
控制算法采用PID控制和自适应控制相结合，以实现精确的姿态控制和位置定位。
3.电源系统方案：选择高能量密度和长循环寿命的锂电池作为主要电源，同时设置充电保护和低电量报警功能。
4.通信系统方案：选择无线通信模块，如WIFI或蓝牙等方式与地面控制站进行数据传输和指令交互。
5.安全性设计方案：利用GPS和惯性导航等模块进行失控判断，当飞行器出现故障或失控时，自动触发返航或降落操作。
91098-飞机总体设计-DT-08
x-43a机长3.7m，x-fly机长8m 机翼面积2㎡，为x-43a的5.8倍 采用组合发动机，涡轮喷气和超然冲压的组合 采用上下对称的垂尾，降低了垂尾的高度，方便上表面起落架的
使用
采用的新技术
• 组合推进系统技术：“上下并联”的布局形式，涡轮喷气发动机安装 在超燃冲压发动机的上部，共用高速推进系统的进气道和尾喷管。
ห้องสมุดไป่ตู้难
• 参考资料较少，各部分组件设计比较困难，如发动机和前体设计， 内部空间布置也有较大困难。
• 气动分析手段不足，结果不准确，难以得出准确的升力系数，阻 力系数
• 飞行性能参数计算困难，现在的设计无法达到设计指标，现在设 计的最大巡航马赫数Ma=6，其他飞行性能如机动，盘旋也难以实 现。
谢谢！
• 吸气式高超声速热防护技术：材料选用金属基复合材料、超合金、陶 瓷基复合材料，较高的强度和较低的材料密度
• 高超声速飞行器制导与控制技术：高超声速情况下飞行器对控制响应 速度更高，控制面的控制效率降低。
• ……..
相比于SRR阶段对比
1.SRR阶段对于乘波体认识不足，SDR阶段进行了重新设计，经过大量查 阅资料，现阶段前体的设计已经符合高超声速升力和发动机进气的要求。 2.对于机身的宽高比，发动机/机身宽度比进行了初步的优化设计 3.垂尾的位置，方便上下对称而布置在了机身两侧 4.机翼面积增大。 5部.本容方积案，参比数SR：R阶长段8m扩宽大2了.3一m 倍高0.64m（连发动机1.06m），为了增大内
低速无动力滑翔：机身可看做有翼型， 产生升力
概念方案描述
• 三面图
概念方案描述
• 结构和装载：完成机翼和机身基本传力结构设计，初步的装载布 置，发动机初步设计
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37.45 0.80 39.78 150-180 3.78
77.6 3-3 28750 5185.6
飞行器总体设计最终版
设计参数与A320相近， 符合我们总的设计要求 ，但与A320有一定差距 ，需要以后的优化与改 进
谢谢
飞行器总体设计最终版
机身外形的初步设计
1．客舱布置
混合级：头等舱 12人 3排 每排4人 座椅宽度：28in 过道宽度：27in 座椅排距：36in
飞行器总体设计最终版
飞行器总体设计最终版
谢谢
飞行器总体设计最终版
翼型选择
由 W=L=qSCL------可得 CL=(W/S)*(1/q) 近似认为翼型的Cl等于三维机翼的 CL 因此： Cl=5150/m2*(2/(0.388kg/m3*(296.5 m/s*0.8)^2)=0.471
飞行器总体设计最终版
WfuelWF1WF2WF3WF4WF5WF7WF8 Wto Wto Wto Wto Wto Wto Wto Wto Wfuel0.259 Wto
飞行器总体设计最终版
飞行器总体设计最终版
交点：(171065,93009)
飞行器总体设计最终版
飞行器总体设计最终版
2.推重比和翼载的初步确定
界限线图
平尾外形图
飞行器总体设计最终版
垂尾外形图
飞行器总体设计最终版
俯视图： 飞机的三视图
飞行器总体设计最终版
主视图
飞行器总体设计最终版
侧视图
飞行器总体设计最终版
总体布局
飞行器总体设计最终版
机型对比
型号 波音737
翼展（米） 巡航速度（马赫） 机长（米） 载客量（人）
波音727 波音787 空客320
翼型选择总体设计最终版
机翼参数
展弦比 AR=9.5. 机翼安装角 iw=2° 梯度比λ=0.4 采用上反角4° 后掠角：Λ=25° 采用翼梢小翼 平均厚度取0.10 面积S=147.6m^2 展长L=37.45m 气动弦长4.18m 采用三缝襟翼和前缘缝翼结合 副翼：S副/S=0.0625 c副/c=0.25 L副/L=0.25
当量直径： 216in 前机身长度：220in 中机身长度：1010in 后机身长度：340in 机身总长： 1570in 上翘角： 14deg
飞行器总体设计最终版
确定主要参数
一．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；
5.46 124.52 245 3-4-3 120000
3.70 37.41 73.5 3-3 23860
最大航程（公里）
5665
4600 15700
飞行器总体设计最终版
5000
设计飞机的参数
翼展（米） · 巡航速度（马赫） 机长（米） 载客量（人） 宽度（米） 载货量（立方米） 最大起飞重量（吨） 客舱布局 最大载油量（升） 最大航程（公里）
代入数据： Range = 2800 nm； a = 576.4 Knots (巡航高度35000ft) C = 0.6 lb/hr/lb (涵道比为6) L/D = 17.6 M = 0.8
飞行器总体设计最终版
W fuel cruise 0 . 187 W to
4.燃油系数的计算 总的燃油系数：
飞机的设计要求
1．客舱 150座 两级座舱（头等舱 12座 排距36in；经济舱 128座 排距32in） 单级 32in排距 没有出口限制 典型载荷
225英镑/乘客 3．最大航程
2800nm(5185.6km) 双级满载 典型任务 225英镑/乘客 4．巡航速度
1．0.78M 2．最好：0.8M 4．最大使用高度 43000’(13115m) 1英尺=0.305m 6．最大着陆速度（最大着陆重量） 70m/s 1节＝1海里/小时＝1.852公里/小时=0.5144m/s 7．起飞跑道长度（TOFL），最大起飞重量 7000’ (2135m)海平面 86华氏度参考：A320等同类型的飞机
28.45 0.78 37.81 110-215
32.92 0.8 46.69 145
50.3~51.8 0.85 55.5 289
34.09 0.82 37.57 186
宽度（米） 载货量（立方米） 最大起飞重量（吨） 客舱布局 最大载油量（升）
3.76 30.2 65 3-3 26020
3.76 35.59 95 3-3 29069
飞行器总体设计最终版
机翼平面形状
飞行器总体设计最终版
平尾参数选择
平尾容量VH=1.12 平尾面积SH=34.7m^2 展长l=11.78m
c根=4.2m，c尖=1.68m，平尾MAC=3.12m
升降舵弦长取 ce/c=0.32 平尾相对厚度 t/c=0.06 翼型选择：NACA 0006
飞行器总体设计最终版
平尾平面形状
飞行器总体设计最终版
垂尾参数选择
垂尾容量Vv=0.105 垂尾面积Sv=29.16m^2 展长l=8m
c根=4.28m，c尖=3m，垂尾MAC=3.67m
方向舵弦长取 ce/c=0.30 垂尾相对厚度 t/c=0.08 垂直尾翼翼型：NACA 0008
飞行器总体设计最终版
主要参考A320等同类型的飞机：
飞行器总体设计最终版
飞机总体布局
1) 正常式，中平尾，单垂尾 2) 机翼：后掠翼，下单翼 3) 在机翼上吊装两台涡轮风扇发动 机 4) 起落架：前三点式，安装在机身 上
飞行器总体设计最终版
机身外形尺寸
飞行器总体设计最终版
机翼外形
飞行器总体设计最终版
经济舱 23排 每排6人 共138人 座椅宽度：20in 过道宽度：19in 座椅排距：32in
飞行器总体设计最终版
飞行器总体设计最终版
单级：
全经济舱 30排 每排6人 共180人
座椅宽度：20in
过道宽度：19in 座椅排距：32in
飞行器总体设计最终版
2．客舱剖面
飞行器总体设计最终版
3．机身外形尺寸
-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6）
–升阻比L/D ＝17.6
飞行器总体设计最终版
3.根据Breguet航程方程：
ln(Winitia)l Range Wfinal aM L C D