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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。
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 ++=00000)/()/(W W W W W W W e f p ++=e f p W W W W ++=0/(00)/W W所以：000//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：EE O OW W W W =⨯ 空机重量系数：C EO VS OW 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 VSK =1.00空机重量系数0.070.93ETO TOW 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 =-任务燃油重量为 (1)F ff TO fres W m W W =-+ 其中 ff m 为任务燃油系数,fres W 为额外燃油重量, 任务燃油系数ff m = 710i i i iW W =+=∏ 这里注意取0W ＝TO W 典型飞行任务剖面图各任务段重量比的计算： 任务抛面 i i W W /1+发动机启动和暖机0.9900 取自AAA 典型的暖机段燃油系数 滑 跑 0.9950 取自AAA 典型的滑跑段燃油系数 起 飞 0.9950 取自AAA 典型的起飞段燃油系数爬升到巡航高度并加速到巡航速度0.9850 根据经验公式巡 航 0.8185 根据经验公式待 机 0.9323 根据经验公式取m in 30=ltr E施放有效载荷 1.0000待 机 0.9993 式取m in 5=ltr E根据经验公返 航 0.8185 根据经验公式下 降 0.9850 取自AAA 典型的下降段燃油系数 着陆、滑行和关机0.9950取自AAA 典型的着陆/滑行段燃油系数现在开始计算空中中巡航段和待机段的重量比 （1）巡航段54W W发动机耗油率C 发动机类型巡航耗油率待机耗油率２滑跑１发动机启动和暖机起飞４爬升并加速５巡航６待机７下降８着陆滑行并关机本运输机采用双转子，轴流式，高涵道比涡轮风扇发动机V2500这种发动机推力大、耗油率低。
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。
本方案为：机尾推进式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，还需要知道“起飞重量”、“翼载荷”，然后进行布局缩放。
确定起飞重量，关键是电池重量，电池重量由飞机需要的能量决定，能量由飞机升阻特性决定。
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2.无人机降阻个性（极直线）估算前里决定了机翼的基础参数，要决定无人机的简直机翼参数，还需要知讲“起飞沉量”、“翼载荷”，而后举止筹备缩搁.决定起飞沉量，闭键是电池沉量，电池沉量由飞机需要的能量决断，能量由飞机降阻个性决断.降阻个性由飞机筹备形式决断，可参照（1） 整降阻力系数2.X （一弛纸挨比圆）对付于机翼、尾翼，普遍以翼型最大相对付薄度为前提预计..（2）降致阻力果子至此，不妨估算得到飞机的极直线 （3）飞机极直线如果飞机沉量知讲，赢得了降阻个性，根据速度不妨得到功率需要，根据航时央供不妨得到能量央供，即：起飞沉量决断功率能量然而是起飞沉量主要包罗肌体结构、任务设备、能源拆置、电池.而电池沉量又决断它包罗的能量的几.即：功率能量决断起飞沉量决定其中一个需要依赖对付圆，从而提出功沉比的观念.起飞沉量决断机翼大小，机翼大小又决断起飞沉量，从而提出翼载荷的观念.根据功率需要，可推出飞机功沉比与翼载荷的拘束分解圆程：普遍情况下，可先根据体味值决定翼载，而后正在无人机巡航、爬降、盘旋、最大飞止速度等多个工况下，由翼载预计功沉比.表4-1 无尾筹备小型电动无人机参数统计从统计值可知，翼载可与7kg/m2代进上式，可得到巡航状态爬降状态：脚扔速度V=10m/s：V=0.5（人脚扔速度+巡航速度）=12m/s，Vy=4m/s：巡航盘旋状态最大仄飞快度状态本质上，百般工况下，翼载与功沉比之间闭系图不妨绘出去，而后根据一些节制条件（起飞距离.....），找范畴，决定相映谦脚条件的翼载战功沉比若搞组.子与任务设备.的.（1）飞机结构沉量.普遍起飞沉量正在几公斤范畴内的小型无人机结构沉量系数正在0.25-0.35范畴内，动做收端分解，可与为0.3.惯例飞机种类结构沉量系数（2）能源拆置沉量能源拆置包罗电机、减速器、螺旋桨等.电动飞机起飞沉量不随飞止爆收变更.推导历程：源拆置的比功率（功率/能源拆置沉量）.那一参数不妨与统计值.【分解：最大功沉比为48.4w/kg，小型脚扔电动无人机沉量不大于5kg，果此，最大需要的功率：250W】注：常常脚扔电动无人机300w的电机沉量约为100g，电调约为50g，电机与螺旋桨对接器为30g.从而有，能源拆置的沉量约为（3）电池沉量电池沉量=能量/能量稀度..由于飞机正在爬降段需要较下功率，正在飞止下度不下（相对付大天<200米），爬降段时间短，不妨忽略，飞止中巡航段时间最少，下滑螺旋桨效用巡航速度.用-.正在起飞爬从而得到：其余，还需要知讲电池个性：本质比能量与仄衡比功率上图不妨利用电池的搁电个性直线：电压-搁电时间直线（分歧电流下）.（怎么变换，上钩查，斜率是搁电时间）从上图中不妨瞅出，MH-Ni比能量较矮，然而比能量随着比功率删大变更较小，符合大功率短时间情形，即符合飞止时间短、速度大的飞止器.LiSO2比能量下，然而比能量随着比功率删大赶快低沉，适用于小功率万古间情形，即符合飞止时间少、速度小的飞止器.果此，本筹备采用LiSO2电池，根据航时央供为1小时，斜线与直线接面得到，比能量：180Wh/kg，比功率：120W/kg.其余，也不妨根据统计去与值电池的比能量比功率统计综上可知：.（4）飞机的起飞总沉量.概括前里可得：主假如根据已经决定的无人机总体参数及本能参数，决定无人机的需用功率，根据需用功率采用符合的螺旋桨战电机.（1）需用功率/推力直线无人机做定常仄飞时，需要的功率.海仄里下仄飞需用功率直线海仄里下的飞机需用推力（2）螺旋桨采用央供：昌敏：以推力动做指标，以巡航动做安排面a、螺旋桨必须正在所有飞止速度范畴内，提供脚够的推力，以谦脚功率需要.最大飞止速度下，功率需要最大，螺旋桨的最大转速功率要大于最大仄飞需用功率.b、电动无人机以巡航速度飞止时间最少，齐力真止螺旋桨正在巡航速度下效用最大化，且螺旋桨可用功率大于且靠近其需用功率.从仄飞需用功率直线可知：最大需用功率为：43.4W，相映推力为：1.55N.（不妨自已安排桨，也不妨采用现有的桨）根据体味采用若搞桨.桨的螺距、直径已知.（【注：转速用r/s】以上参数需要通过真验丈量、PropCalc第一步：通过真验获与前进比J=0（V=0普遍情况下，通过六分量天仄尝试分歧转速n下的螺旋桨的推力T，通过电压电流测螺旋桨的功率P，从而可得到J=0（注意：空速范畴要覆盖所安排无人机的飞止速度范畴，转速牢固为10000r/min）【要领一】查文件，找桨的C p（C p-J）直线.利用文件桨与所选桨正在V=0C p-V，C T-V直线仄移，得到所选桨的C p-V，C T-V直线（主要本果：暂时不合算公式）.【要领二】通过仿真硬件PropCalc预计，并分散固态截止建正【要领三】风洞尝试所选桨的螺距6吋、直径8吋（1英寸=0.0254米）第三步：预计不由J （改变V, n=10000r/min ）对付应下的各螺旋桨-前进比直线.以“巡航速度效用最下，各速度效用普遍较下”为规则，决定所选螺旋桨.（或者矫正螺旋桨，再普及效用.）【注：转速稳定，空速变更，相称于改变前进比，也不妨用6000千万于值出闭系】【分解：从上图中不妨瞅出，螺旋桨最下效用为0.75，对付应前进比约为0.5-0.8之间，效用皆正在0.7以上.那一效用最佳正在巡航速度下出现.共时可根据最下效用，可采用最佳的螺旋桨】第四步：利用C p 预计最大飞止速度下的最大转速功率P ，并进功率校核.（多个桨则不妨的采用：大于且靠近需用功率）.（V, n ）对付应下功率P 数据校验功率是可谦脚：最大转速功率>最大仄飞功率/最大效用.（如果多桨，则不妨根据功率情况举止采用，以”可用功率>需用功率且二者靠近”为规则，排除一部分）【分解，可正在最大飞止速度下，螺旋桨功率谦脚大于且靠近的央供.最小功率需假如正在12m/s下为13W，正在12m/s下，螺桨最小转速功率为29W，较为靠近.】第五步：一朝选定螺旋桨，则根据巡航速度V下的效用最大化决定巡航最佳转速.（那便为电机采用提出了央供）a.巡航状态昌敏搞法：.为电机采用做输进，采用效用最下的电机.电机最大处事电压16.9V下，预计分歧速度下的可用推力或者功率，从而决定最大最小飞止速度，即速度范畴.需要迭代预计，迭代出符合的转速.效用便不思量了. %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %%%巡航速度：18m/s❶功率校核：（本质上不必校推力，只消功率即可）以n=9600r/min为巡航转速，效用最下，然而螺旋桨功率过下，不匹配，分歧适.【降矮转速，益坏一面效用，换与功率】❷与ƞ=0.72，功率校核：❸与n=6000r/min，功率校核：螺旋桨功率缺累，舍去.【分解：如果念定正在此效用、转速，则需劣化气动个性，矫正降阻比，降矮需用功率.】❹与ƞ功率校核：❺反复迭代，约6900转为最佳转速，不妨谦脚效用与功率兼得.，ƞ功率校核【分解：如果念进一步普及效用，则需换桨，果此要准备尽大概多的螺桨动做备选桨.如果采用了效用最下的桨，仍念再普及效用，则需要矫正飞机降阻个性.也便是道，一圆里改桨，一圆里改飞机降降阻个性】【归纳：为什么不克不迭用需用功率、推力反推转速，果为那是一个隐式闭系，无法事先决定Ct,Cp】飞机需用功率：43.4W，飞止速度：28m/s❶由前里的功率-转速-速度表可得出，与转速n=162.5r/s，=0.65，(9750r/min)功率缺累.（J=0.7874，效用ƞ❷与n=175r/sn=167r/s J=0.8274，效用ƞ❸与反复迭代❹与n=170r/s J=0.8106，效用ƞ（12000r/min）功率校核：功率不靠近.（11250r/min ）功率校核：（10500r/min ）功率校核：（9750r/min ）功率校核：（9000r/min ）功率校核： 反复迭代，（3）电机的采用采用电机的央供：巡航效用下，电效果的电压：m V n U IR K =+电机扭矩常数与KV 值的闭系：309.5T V V K K K π==根据上头公式：Q I U备选电效果的本能参数型号Kv 空载电流I 0（A ）内阻Rm(Ω）沉量（g ）Hacker A20 34S 1500 Hacker A20 22L 924 HiMax HC2812-0650 650 HP-Z3007-261240转速单位：r/min型号电流 电压功率效用Hacker A20 34S Hacker A20 22L HiMax HC2812-0650 HP-Z3007-26飞机爬降状态下电机的电流、电压、功率、效用型号电流 电压功率效用Hacker A20 34S Hacker A20 22L HiMax HC2812-0650 HP-Z3007-26型号电流 电压功率效用Hacker A20 34S Hacker A20 22L HiMax HC2812-0650 HP-Z3007-26【分解：由上头不妨瞅出，电机效用最下为HiMax HC2812-0650，其处事电压最大，处事电流最小.】综上所述，本筹备螺旋桨采与Taipan8-6，电机采与HiMax HC2812-0650，巡航状态：桨的效用0.70，电机效用0.8157，巡航状态电机电压11.3V ，电机最大处事电压16.9V ，采与5节散合物锂电池串联，电压为3.7*5=18.5，电池沉量：0.31kg.近似等于与之前预计值.【注：如果宽要害于前里预计值，还得沉新走一遍前里的安排处事.】 （1）机翼几许参数根据翼载可得：机翼视图（2）翼型的采用本筹备安排的无尾筹备电动无人机尺寸小，飞止速度矮，雷诺数很小.翼型薄度相对付较小【不克不迭太小，沉量过大】.起飞战着陆段大概需要人为遥控飞止，飞机必须具备很好的自然飞止宁静性，由于飞翼筹备无仄尾，那央供机翼具备正的整降俯俯力矩.总体对付翼型的央供：S型翼型，较下的降阻比，矮雷诺数下的翼型效用较下，正在所有飞止速度范畴内力矩线性变更.现有的小型无尾式无人机战飞翼模型的翼型有：EMX-07、MH62、E186、S5010、HS510.备选翼型安排降力系数：【安排降力系数是指飞机时常使用的降力系数，常常指巡航飞止时的降力系数.】安排雷诺数：【采与几许仄衡气动弦少：S/B】从Cm-alpha直线上不妨瞅出：惟有EMX07、E186整降俯俯力矩系数为正，其余的均为背，纵背配仄较易.E186整降俯俯力矩系数大，然而从降阻比直线上不妨瞅出，EMX07最大降阻比大，从CL-alpha直线上瞅出，EMX07得速迎角大.从CL-Cd直线上不妨瞅出，正在安排降力0.3457附近，阻力基础稳定.而且正在分歧雷诺数下，EMX07的整降俯俯力矩系数变更不大.综上分解，本筹备采用翼型为：EMX-07（3）垂尾安排尾翼仔细参数预计采与典型飞机的尾翼容量系数法，本筹备尾容系【尾容系数*尾翼降力系数=尾翼爆收的力矩系数】展弦比：2.0；垂尾后掠角：45沉尾视图（4）舵里安排小型无尾筹备电动无人机大多采与降降副翼混同统制真止俯俯战偏偏航统制，普遍正在机翼后缘安插舵里，利用统制系统真止副翼战降降舵的功能.舵里安排正在前期阶段不要害，要根据后期把持本能去进一步建改.对付速度不下的飞机，舵里相对付里积约与为0.3~0.4.副翼里积相对付机翼里积普遍5%~7%；副翼相对付弦少约为20%~25%；普遍副翼偏偏角δ，不超出25º.本筹备无人机的降降副翼安插正在翼尖.2后缘上下偏偏角±25°.即少之比.沉心位子由里里拆载安插决定，核心则由气动筹备决定.利用AAA飞机安排硬件预计无人机的核心位于机翼根弦前缘面后距离.（使用硬件去决定飞核心）对付于本筹备的飞翼筹备，机翼核心可近似为齐机的核心，简直决定后掠翼核心的要领如下：即沉心位于机翼根弦前缘面后0.1982m，沉心位子决定.对付于小型电动无人机，其沉心位子不妨根据操稳个性预计后，通过移动电池位子去安排.（1）三维模型本筹备三维数教模型的建坐使用CATIA完毕.三里图前视图俯视图侧视图效验图（2）里里拆载安插电动无人机机身里里拆载有电池、自动驾驶仪、数据传输设备、图象传输设备、侦探设备.正在机翼中段的分置睹图所示.里里拆载安插不妨工程剖析法预计，也不妨涡格法ALV硬件预计.预计AAA也能预计.气动个性包罗飞机的降力个性、阻力个性战力矩个性.工程估算分解截止将动做本能预计的输进，用于飞止本能的分解.（1）齐机降力个性分解.亚音速时，对付于具备等翼型、线性扭转角分散的机翼，其整降迎角可用下式预计：.【注：速度矮气氛压缩性不思量，由于飞翼筹备忽略机翼扭转】【注：机翼的整降迎角不是齐机的整降迎角，果为存留拆置角.】整降力系数【整降力系数=整降迎角*降力线斜率】常常机翼的整降力系数为机翼整降力系数与仄尾降力系数之战..则.有了齐机的整降力系数以及降力线斜率，不妨供得整降迎角：本质上，有了机翼的整降迎角，由于无尾翼，然而机翼存留拆置角，可知，齐机的整降迎角为-2.8度.收端预计可采与下式正在雷诺数好已几的情况下，搞洁机翼的最大降力系数常常与由二维翼型数据决定的翼型最大降力系数的90％安排.机翼后掠使最大降力系数减小，由无后掠机翼的最大降力值乘以1/4弦少处的后掠角的余弦得到下式：对付于本筹备巡航状态齐机的雷诺数为300000，翼型正在此雷诺数下的最大降力系数由翼型采用可知.通过查表，查什么表？】齐机的最大降力系数：齐机的最大降力系数对付应的得速迎角：（有面问题，出思量拆置角）（2）齐机阻力个性分解阻力分为整降阻力战降致阻力，对付于矮速电效果，整降阻力主要为压好阻力战摩揩阻力.a.齐机整降阻力系数FF去估算飞机每一部件的亚音速整降阻力.Q去思量部件阻力的相互搞FF战Q的乘积.【不妨用于预计机翼、仄尾垂尾等的整降阻力系数】Q为搞对付于大部分飞机，流过部件的气流可认为是紊流，然而对付于矮雷诺数飞止器，气流大部分大概是层流.普遍天，当雷诺数正在50万时，气流流过仄板会从层流形成紊流，转捩面位子为:❶机翼从而，机翼的仄板摩揩阻力系数为：机翼的形状果子：CATIA三维安排图中丈量，S为三视图中露仄里里积】机翼整降阻力系数：垂尾整降阻力系数：总的兴阻力还包罗飞机特殊部件的纯项阻力，如襟翼、牢固式起降架、上翘的后机身及底部里积，而且把预计的漏鼓及饱包阻力所有加到总阻力中.加到上头已决定的整降阻力中去.4%.【飞翼筹备齐机整降阻力系数可用机翼整降阻力系数近似，那里不计二个垂尾的整降阻力系数】齐机整降阻力系数： b. 齐机降致阻力系数c. 齐机极直线（3）齐机俯俯力矩个性分解齐机俯俯力矩由机翼战尾翼俯俯力矩组成，然而飞翼筹备不仄尾，则机翼俯俯力矩则为齐机俯俯力矩.不妨用涡格法预计.❶机翼预计机翼俯俯力矩系数的参照里积为机翼里积，参照少度与为仄衡气动弦少..机翼的扭转战仄里形状.当所有机翼处于整降力迎角时，局部剖里的降力本去不皆为整，会引起附加的整降力矩. 2.5，后掠角小❷垂尾不垂尾齐机整降俯俯力矩系数为：飞机宁静性是飞机安排的一项要害指标.正在评介飞机宁静性历程中主假如通过飞机的气动导数去推断.【央供：明白各导数物理意思，掌握一种预计要领】（1）横航背静导数预计横航背静导数是指飞机果侧滑而引起的横背力、滚转力矩战偏偏a. 翼身推拢体.小迎角时，机积.S 为机翼里积【怎么样得去？】❷垂尾S 为机翼里积；b.。
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2.30.31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。
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在决定开展民用飞机设计项目之前，有一系列的准备工作需要进行。
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，浸润面积也比较大 双发翼前缘拉进式机头安装摄像设备布置需要两台电动机，增加了系统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，造成无人机的稳定性变化本方案为：机尾推进式2。
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=0C 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/s❶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/s❶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/s12000r/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，ƞ❸取转速n=175r/s （10500r/min ）2212412.6/V m s =+=，J=0.3543，ƞ螺旋桨功率：73.6124.70.59prop ljP 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：73.6115.00.64prop ljPP 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：73.6106.70.69prop ljPP 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：106.70.1132*2(9000/60)*2prop P Q N mn ππ===⋅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：propdj 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：309.5T 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，后掠角小是以，机翼俯仰力矩系数对升力导数为：❷垂尾没有垂尾全机零升俯仰力矩系数为：飞机波动性是飞机设计的一项次要目标.在评价飞机波动性过程中主如果通过飞机的气动导数来判断.【请求：理解各导数物理意义，把握一种计算方法】（1）横航向静导数计算横航向静导数是指飞机因侧滑而惹起的横向力、滚转力矩和偏航力矩等系数对侧滑角的导数.a. ❶翼身组合体.小迎角时，机翼贡献是小量，机身贡献包含干扰，则积.S 为机翼面积【如何得来？】❷垂尾本机机翼两端设置垂尾，此处按照双垂尾计算：S 为机翼面积；从而，全机的横向力对侧滑角的导数为b.。
