超轻型飞机设计

AERO AT-3基础训练飞机简介AERO AT-3:获得EASA CS-VLA(欧洲航空安全局超轻型飞机认证资格)认证的基础训练机。

AERO AT-3飞机: AT-3飞机拥有全金属，半应力蒙皮，可展曲面结构设计，且整流罩及飞机引擎由碳纤维复合材料构成。

构造包括拥有并排双座驾驶舱的低翼飞机，装配了双重控制，及经典功能最强大的起落架，配合卓越的空气动力学，以确保高性能，好操纵及出色的风行特性。

无大修期机身：AT-3拥有在所有轻型飞机中最结实的机身，标准实心飞机用铆钉应用于所有AT系列，远远优于其他飞机、轻型运动飞机及超轻型飞机制造商所用的盲孔铆钉（抽芯铆钉）。

保修期：在Aero我们坚信为AT-3飞机提供一个无故障体验将使其在销售市场上与众不同。

因此我们将向所有的AERO AT-3飞机提供2年/400小时机身保修的保证。

欧洲航空安全局分类认证了，为AT-3飞机特别设计的ELPROP3-叶片动弹性复合螺旋桨无大修期，且可以保证飞机在起飞及巡航过程中性能良好。

经济型100HP（100马力）Rotax发动机保持平稳行驶，需消耗无铅燃油或航空汽油平均16升/小时，而且加油站选择上也具有灵活性。

特点优势：阳极氧化防腐蚀保护和镉电镀使每架AT系列飞机适用于任何天气条件。

结构件使用实心铆钉增加了强度和耐久性。

对紫外线，湿度，温度不敏感。

AT-3最优的基本教练机使您能轻松度过到其他通用航空飞机。

AT-3是欧洲航空安全局认证的超轻型飞机类别中的全金属飞机。

根据欧洲联合航空条例，所有飞机数据，试点和受力特性，作为综合的欧洲联合航空条例认证过程中一部分已经得到了验证AT-3标准设备包括：一1个无线电一声控对家系统一人工地平线一其他典型目视飞行器及发动机设备以及其他更多设备构造：AT-3基本构造包括配备的高标准耐用驾驶舱真皮座椅、一个设计精巧的带双节流阀的面板配置、双油门、符合人体工程学的座椅、高品质天篷、轮胎&车轮，以及国际认可和认证的供应商的其他组件。

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.。

怎样设计一架航模飞机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。

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XXXXX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）。

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。

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343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。

海鸥300轻型水陆两栖飞机结构水密设计杨建涛【摘要】根据海鸥300轻型水陆两栖飞机特殊的使用环境特点,结合作者飞机腐蚀防护设计工作,提出了海鸥300轻型水陆两栖飞机结构密封防水和排水原则,给出了轻型水陆两栖飞机典型结构防水和排水的具体措施,并对结构密封防水和排水设计进行了全面分析和论述,确保轻型水陆两栖飞机在日历寿命周期内不会因积水问题造成严重腐蚀.【期刊名称】《黑龙江科技信息》【年(卷),期】2017(000)008【总页数】3页(P25-27)【关键词】海鸥300水陆两栖飞机;结构;密封;排水【作者】杨建涛【作者单位】中航通用飞机有限责任公司,广东珠海 519030【正文语种】中文腐蚀对飞机机体结构带来的严重危害和日益增长的维修费用，已引起人们高度重视，而水和废液正是引起多种腐蚀和诱发设备故障的根源。

对于水陆两栖这种需要在水上起降的特殊机种来说，密封防水和排水设计是飞机结构设计和防腐蚀设计的重要环节，在《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定》（CCAR-23-R3）中也明确指出：飞机须满足密封、排水的设计要求，在飞机的设计过程中，须达到适航条款提出的要求，制造期间应严格贯彻执行工程部门放出密封、排水等控制文件的规定[1]。

本文在分析海鸥300轻型水陆两栖飞机积水形成特点的基础上，明确了轻型水陆两栖飞机密封和防排水设计的基本原则，同时在生产制造过程中总结经验，给出了目前最适合轻型水陆两栖飞机的密封防水、排水设计。

2.1 积水的来源。

海鸥300轻型水陆两栖飞机大部分起飞、降落任务均在静海面或湖泊、河流中完成，特别在降落着水时机体会承受巨大的冲击载荷，在这过程中机体结构会有轻微变形，铆钉孔、搭接壁板产生的微小缝隙就成为水陆两栖飞机内部积水的主要渠道。

另外，大气降水、冲洗飞机用的清洗液、飞机结构内部的冷凝水、通入的冷气所夹带的水汽、飞机工作人员带入飞机的水、运输货物的渗液以及油箱燃油中的水等均是飞机积水的来源[2]。

超轻型飞机机械式操纵系统设计方法研究作者：焦石佟刚姜文辉来源：《科技传播》2013年第21期摘要对于三轴（俯仰、滚转、偏航）操纵系统各线路均使用推拉索作为传动部件的轻型飞机，本文提出一种计算方法用于在设计阶段确定该飞机操纵系统各性能参数及主要零件尺寸（操纵力、杆位移、行程、舵面偏角及摇臂半径）；结合具体机型的操纵系统地面静态特性试验数据，论证该方法在实际工程应用中的可行性。

关键词推拉索；操纵系统；性能参数；静态特性；地面试验中图分类号V22 文献标识码A 文章编号 1674-6708（2013）102-0061-02机械式操纵系统具有成本低、可靠性高、抗干扰性强、重量轻和维护简单方便等特点，满足超轻型飞机的技术及成本要求，因此机械式操纵系统在超轻型飞机上被广泛应用。

近年来，随着行业之间的不断交流，推拉索被越来越多地作为传动部件应用到轻型/超轻型飞机操纵系统中。

与传统的硬式传动机构中的拉杆相比，推拉索在保证传动刚性的同时可以适当弯曲，因此其通过性较好，布线简单，研制成本低；而相较普通钢索而言，推拉索由于具有一定刚性，可承受拉力和压力，因此无需构成回路，并且在固定槽之间的线路无需绷紧，这使得其不易变形拉伸，所以其具有更高的操纵可靠性和更好的操纵灵敏性。

本文针对三轴操纵线路均使用推拉索作为主要传动部件的超轻型飞机，结合飞机操纵机构动力学，提出一种计算方法，用于超轻型飞机设计阶段计算操纵系统各理论性能参数及主要零件尺寸。

并通过某具体机型操纵系统静态特性试验数据，验证该方法的可行性。

1推拉索的传动方式推拉索，又称推拉索，主要由芯线及外管构成。

芯线是由多股钢丝缠绕而成，为主要传动部件；芯线的外面是工程塑料管，为芯线的运动起导向作用；再外侧是由多股钢丝缠绕而成的外管和起到保护作用的外皮。

推拉索主要依靠其芯线与外管之间的相对运动来传递操纵指令。

3操纵系统地面试验3.1试验台架的搭建试验台架以整机基本结构为基础，最大限度地还原模拟该机操纵系统的布线和布局，并在特定部位安装测量仪器，搭建试验台架。

飞机构造学结课大作业——超轻型飞机结构总体设计目录一．超轻型飞机总体外形设计二. 机翼结构设计三. 起落架的构造设计四．机身构造的设计五. 尾翼构造设计六．连接设计七．心得与体会八．参考文献一．超轻型飞机总体外形设计飞机主机翼采用上单翼布局，垂尾平尾正常式布局，采用对称翼型。

飞机尾部下方设置尾鳍，飞机采用前三点不可收放式起落架，机轮上设置整流罩减阻，机翼中部和机身底部之间设置有斜拉杆。

二.机翼结构设计1.机翼的选择采用矩形机翼，因为矩形机构简单，结构重量轻，超轻型飞机一般飞行速度都很低采用平直翼以获得更大的升力，矩形机翼当一处失速时，其它位置仍可以产生升力。

上单翼使飞机的横向稳定性增大，机翼离地面距离大，减小在颠簸跑道上起降时杂草划伤机翼表面和翼尖擦地等情况的发生。

机翼外形对于飞机的气动性能和结构性能有重要的影响，因此选择合理的机翼平面形状是非常重要的。

该轻型飞机的机翼剖面形状是平凸翼型，结构简单，便与生产，而且气动特性比较好。

机翼翼尖有一定的后掠，能增加横向安定性。

1).翼梁翼梁是飞机中的主要受力构件,它承受机翼的剪力和弯矩.翼梁主要由上下缘条和腹板组成,缘条承受由弯矩而产生的拉,压轴向力;腹板承受剪切力.本机型采用的翼梁构造形式是工字形,沿长度方向采用等强度设计.腹板式翼梁的优点是在相同的高度和同等的重量的情况下,带有立柱加强而腹板上无任何开孔,其强度最大.这种结构的翼梁制造工艺简单,成本低.适用于轻型飞机的设计与制造.2).纵墙它是一根缘条很弱或无缘条的腹板式翼梁.位于机翼后缘的纵墙可用来连接副翼和襟翼.它不能承受弯矩,主要用来承受剪力,并与蒙皮构成闭室结构承受机翼扭矩.3).翼肋本机型翼肋---构架式翼肋.由缘条,直支柱,斜支柱组成.用于结构高度较大的机翼上.翼肋按功用为普通翼肋.此种翼肋只承受气动载荷,形成并维持翼剖面形状,把蒙皮传给它的局部气动力传给翼梁腹板.腹板用来承剪,上下缘条用来承受因弯矩而产生的正应力,并连接蒙皮,普通翼肋的腹板抗剪强度,本机型翼肋有较大的承受预度,因此在腹板上开减轻孔以减重.4).蒙皮蒙皮是包围在骨架外面保持机翼气动外形的构件.机翼还参与机翼的总体受力.蒙皮与翼梁腹板所构成的机翼盒式梁受到由各翼肋沿闭室周缘传来的引起机翼扭转变形的力矩。

表11-3 选择的一些配备V型尾翼的飞机图11-36 增加俯仰力矩的权威解释对于配置单座喷气式发动机的飞机而言，V型尾翼是飞机的一个极好的结构，它允许发动能够被安装在处于飞机中心线上的机身顶部的吊舱上。

关于这种设计方案的两个最近的例子是西锐SF50飞机和Eclipse喷气式飞机。

以下缺点引自NACA R-823飞机[19]。

首先，有可能产生升降舵和方向舵所控制的力的相互作用。

例如，当飞机侧风降落时，飞行员可能在降落路线的最后一个导航点使用方向舵踏板来侧滑飞机。

因为这将使方向升降舵的一端产生TEU 偏转，而在另一端产生TED偏转，与那些处于中间位置的方向舵相比，升降舵的驱动力将会受到影响。

第二，当调整片偏转至大角度时，有可能导致升降舵和方向舵调整时的相互作用。

第三，控制系统需要对控制输入端进行特殊处理。

这是使用一个被称作控制系统混频器（见图11-37）的一个装置完成的。

第四，它将在尾翼和机身上导致更大的负荷，这往往会增加结构的重量。

这是由于V型尾翼必须用作HT和VT的事实引起的。

这要求它的尺寸要大于它只用作一个目的是的尺寸。

结果，在机动飞行时，例如偏航飞行，将产生一个较大的力，当然，这需要一个坚固的和较重的结构。

但是还有其他缺点不能通过R-823飞机提及。

首先是方向舵的应用将导致飞机向与预期相反的方向滚动的。

以飞行员想要执行一个向左转的动作，来理解这是什么意思。

要做到这一点，飞行员将使飞机的左翼向下滚动。

这将导致右翼上升，结果，右翼将绕一个比左翼滚动半径大的圆弧滚动。

这将使右翼移动的速度比左翼大，接下去将产生比左翼更大的阻力，这将导致机头有向右转的倾向，即使机头正在向左转。

这种现象被认为是一种不利的偏航，飞行员只需通过踩下左方向舵踏板就能消除这种现象。

当这种现象发生的时候，如果我们从飞机的后面看，在机头向左方（目标方向）偏转的过程中，我们会看到飞行员将迫使飞机尾部向右方转。

对于一些飞机，飞行员需要主动通过这种方式纠正转向，而对于其它飞机而言，没必要这么做。