| 标题 | 油动大载重比可控空投验证机的设计与研制 |
| 范文 | 董震 赖学聪 金浩 陈立业 张文宇 摘 要：运输类无人机在某些领域代替人工或有人机成为一种热潮，本文所设计飞机翼展4.5米，使用活塞发动机，空机重量3Kg，最大载重15kg，配备大面积的襟副翼和全动式水平尾翼，满足在环境恶劣条件下高效的机动性。所述较大载重比和高效机动性主要通过良好的气动外形设计和合理的结构布局、材料使用共同实现，飞机主体结构采用优质的巴尔沙轻木制作，主要承力结构使用碳纤维复合材料和铝合金相配合，空机结构重量轻，制造成本低。 关键词：载重；固定翼；油动；气动设计 本文的研究重点在于飞机的气动外形设计，以下从总体设计目标、翼型的选用、机翼升阻特性计算以及操纵面设计几项详细论述了按照总体设计指标所进行的详细理论计算过程。 1 总体设计指标 本项目所设计与研制的飞机为一款最大载重可达自重5倍的油动载重型固定翼飞机，飞机翼展4.5米，空重3Kg，使用3.5cc甲醇发动机，额定转速37500r/min，配备23寸榉木螺旋桨，工作转速5000r/min。飞机采用全动式平尾，较大面积的襟副翼，降落时又可充当地面扰流板，整机具有高度的机动性，满载时飞行速度45km/h，最小转弯半径40米，最大爬升角度40°，满载起飞滑跑距离30米，空机降落滑跑距离最少仅为3米，高强的机动性和载重能力主要面向山区、城市等飞行环境密集状况下的短途货物运输工作。 2 初步质量估算 采用单发活塞式发动机，设计飞机空机质量3Kg，最大起飞重量18Kg，比赛时间为5分钟，按照发动机全程最大推力状态工作，携带600cc燃油是足够的。得最大商载为14.4Kg。 WOE=Wstr+Wpw+Wss 式中：Wstr结构重量；Wpw动力装置重量；Wss标准设备和系统重量。飞机的电气系统选用标准的成品舵机和电池，经统计固定设备的质量为0.589kg，根据以往对航模发动机的使用经验，所使用动力系统质量约为1.15Kg，故飞机结构重量应为1.261Kg。 3 气动设计 3.1 整体外形参数 本机型设计巡航速度为45Km/h，属于慢速无人机，在做气动设计时无需考虑空气压缩性及激波阻力的影响，1/4弦线后掠角设为0°，通常大展现比机翼的诱导阻力会更小，机翼的三维效应较小，会有更高的升阻特性，通常稍根比0.45时最接近椭圆形环量分布。根据以往设计经验及常用航模制作材料情况综合考虑，初步将本机翼翼根弦长设为0.6米，翼稍弦长0.27米，翼展4.5米，作为后续详细气动设计的参考性转进行计算。 3.2 翼型气动特性 选用Mh114翼型，最大厚度13.04%在28.1%弦长处，最大弯度6.51%在50%弦长处，前缘锐度？驻y=3.75%，后缘角？子=6.5°。 翼型升力线斜率：Cl？琢=6.28+4.7■（1+0.00375？子） 计算得翼型升力线斜率为Cl？琢=6.91（1/rad）=0.121（1/°） 在雷诺数Rew=4.7×105时绘制翼型的特性曲线。可知翼型在迎角4°时具有最大升阻比，4°时最大升力系数为1.25。根据Cy=（？琢|？琢0）C？琢y，已知C？琢y=0.121，取？琢=4°时，Cy=1.25，计算得？琢0=15.7。 3.3 机翼升力特性 用下式计算机翼升力线斜率：CL？琢=■ 式中：？茁=1；K=■；？撰■翼型1/2弦线后掠角，？撰■=0；A机翼展现比，A=10.3；计算得升力线斜率CL？琢=5.59（1/rad）=0.0975（/deg）。 当巡航迎角？琢=4°时，机翼升力系数Cy=CL？琢（？琢-？琢0），计算得Cy=1.007。根据设计满载巡航速度V=12.5m/s，最大起飞重量m=18Kg=176.4N。 机翼升力面积按下式计算：S=■ 式中：L=176.4N；V=12.5m/s；Cy=1.007；？籽=1.225Kg/m3。 计算得S=1.83。 4 操纵面设计 4.1 横向操纵面 设计较大操纵效率的副翼，副翼除要满足在满载飞行时保证飞机良好的横向机动性外，在着陆时使用遥控器的混控功能实现副翼的襟副翼效果，使用在飞机着陆时两侧副翼同时向上90°打开实现增阻破升以减小滑跑距离。 ba副翼的相对展长，ba=0.53；ca副翼的相对弦长，ca=0.25；？撰ah副翼转轴后掠角，？撰ah=-6°；k考虑展向位置修正，取k=0.95。计算的副翼操纵效率Cl？啄a=kba■cos2？撰ah=0.124。 4.2 纵向操纵面 本飞机属于低速机型，设计要求在低空低速飞行情况下仍具有良好的操纵性，满足在预期山区、城市等复杂使用环境的良好可控性，故将尾容量设计大些。 设计垂尾面积SHT=0.24m2；尾力臂lHT=1.12；机翼面积Sw=1.83；平均气动弦长cA=0.435。计算得VHT =（SHTlHT）/（SwcA）=0.33。 4.3 航向操纵面 本机展弦比10.3，属大展弦比飞机，且装载仓位于机翼下方，属上单翼，两者特性确保飞机本身已经具备相当高的自稳性；飞机目前使用人工遥控操纵方式飞行，在人工操纵技术较高的情况下设计较小的垂尾面积以降低垂尾尾容量为代偿从而获得减重的效果，不失为一种可行的办法，设计垂尾面积SVT=0.144m2；尾力臂lVT=1.14m；机翼面积Sw=1.83；机翼展长bw=4.5m。计算得VVT=（SVTlVT）/YSRbwY=0.019。 5 总结 在以上理论计算的基础上，并结合以往其他类型航模飞机的制作经验，项目组对本型号飞机进行了验证机的全机制作。多次的试飞试验验证了本机基本操纵性能良好，飞机的俯仰稳定性良好，舵面操纵效率令人满意。由于飞机展现比过大，横向稳定性略过于强，在飞行中对飞机安全性非常有保障，但距离高强的横向机动性设计目标还尚有进一步改进的地步。 参考文献： [1] 马丁西蒙斯[英].肖治垣，马东立.模型飞机空气动力学.北京：航空工业出版社，2007. [2] 顾诵芬.飞机总体设计.北京：北京航空航天大学出版社，2001. [3] 张锡金.飞机设计手册[第六册]气动设计.北京：航空工业出版社，2002. |
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