某超輕型飛機的方案設計探討

王子琦　劉福佳

摘要：超輕型飛機具有輕便、安全、使用要求低、能在草地短距起降、易于操作、價格便宜等特點，可廣泛應用于農林牧業、勘探、航空攝影、航空運動和旅游等，是通用航空技術發展的方向之一。文章完成了飛機的方案設計，將來下一階段的設計會結合文章內的數據繼續進行。

摘要：超輕型飛機；方案設計；通用航空技術；布局外形設計；機翼外形設計；尾翼外形設計 文獻標識碼：A

中圖分類號：V221 文章編號：1009-2374（2016）03-0017-02 DOI：10.13535/j.cnki.11-4406/n.2016.03.009

近年來，超輕型飛機的發展引起了我國航空界人士和使用部門的極大關注，主要原因在于超輕型飛機具有輕便、安全、使用要求低、能在草地短距起降、易于操作、價格便宜等特點，可廣泛應用于農林牧業、勘探、航空攝影、航空體育運動和旅游等，因此超輕型飛機的發展能夠促進我國通用航空事業的迅速發展，是通用航空技術發展的方向之一。

本文結合傳統的飛機方案設計方法，提出一套超輕型飛機方案設計的步驟。根據飛機的設計標準，提出超輕型飛機的設計參數要求并完成飛機的布局形式設計。本文只完成飛機的方案設計，將來下一階段的設計會結合本論文的數據繼續進行。

1 方案設計階段的任務

在飛機的方案設計階段，主要完成飛機的總體布局、動力裝置選型、主要參數確定等方面的內容，目的是確定能夠滿足設計要求的飛機方案的主要特征和參數，為后續的初步設計和詳細設計奠定基礎。本文的方案設計首先對現存的超輕型飛機進行資料的收集與整理，分析現存的超輕型飛機的布局形式，如機翼位置、起落架位置、尾翼位置、螺旋槳位置，得到最好的新型飛機的布局形式；其次對現存超輕型飛機的性能參數進行分析，得到新型飛機最佳的性能參數要求；最后對飛機的外形進行設計，主要包括機身的外形設計、機翼的外形設計、尾翼的外形設計、起落架的位置設計、發動機的選擇等。

2 飛機的布局外形設計

2.1 飛機的機身外形設計

新型超輕型飛機主要用于娛樂飛行，所以飛機的結構盡量簡單。由于后機身采用尾桿式，因此機身外形設計的難點在駕駛艙的外形設計，而駕駛艙的外形設計要滿足有足夠的空間、飛行員的舒適性、良好的視野、容易進出，最關鍵的是要保證飛行員的舒適性，即保證飛行員有足夠的伸展空間以及良好的坐姿，因此這里主要按照人機工程的合理性進行設計的，此外，座艙的設計還要保證飛行員的最佳視野，這里飛行員的尺寸參考GB 10000-88和GB/T 14779-93要求，樣本采用男性中等身材即50百分位的尺寸，圖1為飛行員的坐姿及飛行員的視線與水平線的夾角圖。

經過綜合考慮，最后取座艙長度為2100mm，座艙寬度為770mm，座艙高度1275mm，機身總長為6300mm。

2.2 飛機的機翼外形設計

2.2.1 機翼翼型的選擇。通過對收集的同類飛機的翼型來看，NACA4415翼型應用得較多，而且這個翼型的最大升力系數較大且失速過程較為緩和，因此這里選擇NACA4415為機翼的翼型，這款翼型的相對厚度為15%，彎度為3.77%，前緣半徑為2.18。

設計要求中對失速速度的規定為45km/h，對應的雷諾數為1210000，此時翼型的最大升力系數為1.49，升力系數隨迎角變化曲線。但是根據升力公式計算可知，此時所需的最大升力系數為1.85，此翼型不能滿足要求，所以機翼要增加襟翼以提高最大升力系數，一般機翼增加襟翼后，最大升力系數可達到2.0左右。

2.2.2 機翼的尺寸設計。機翼的形狀主要與機翼的面積、展弦比、跟梢比、后掠角有關。由于超輕型飛機應盡量保持廉價生產，所以機翼的形狀應以簡單為主，因此機翼的形狀選為矩形翼，雖然矩形翼的重量較大，機翼的氣動外形較差，翼尖的誘導阻力較大，但是其結構形式簡單、造價便宜、易生產。對于低速飛機來說，機翼的后掠角都很小，所以為了簡單，機翼的1/4弦線后掠角度為0°，無后掠的機翼相對于有后掠的機翼的質量也較低。

在前面的設計參數中提出機翼的翼載荷值為18.14kg/m2，展弦比為6.38，這樣通過翼載荷公式及展弦比公式可以得到機翼的面積為12.68m2、翼展為9m、機翼弦長為1.41m。

2.3 飛機的尾翼外形設計

飛機的基本氣動力特性是由機翼和機身決定的，而飛機的操縱性及穩定性是依靠尾翼來保證的，所以尾翼翼面的設計應能保證飛機在所有可能的飛行狀態下都獲得必須的穩定性和操縱性。

平尾和垂尾的翼型選為平板翼型，其幾何尺寸的確定與平尾和垂尾的尾容量系數有關，這兩個系數的大小影響著飛機的穩定性程度，式（1）和式（2）為平尾和垂尾的尾容量系數表達式：

通過統計數據，估算出平尾尾容量系數為0.435和平尾尾臂為3.15m，垂尾尾容量系數為0.039和垂尾尾臂為2.96m，代入式（1）、式（2）得到平尾面積為2.47m2和垂尾面積為1.51m2。

2.4 起落架的布局設計

前三點式起落架的主要幾何參數包括縱向輪距b、主輪距B、防倒立角γ、防擦尾角、停機角ψ。本文在后面只估算了重心縱向位置，沒有對重心高度進行估算，所以這里只給出縱向輪距b和主輪距B的估算值以及起落架在整個飛機的位置。

前主輪距取決于機身長度。由各種形式和不同用途的飛機資料統計得出：

參考國外的超輕型飛機的數據發現，主輪距B與機身寬度存在如下的關系：

起落架相對機身的位置根據前起落架所承受的載荷進行估算，一般前起落架承受的載荷為飛機重量的6%～12%。

通過以上關系式，求出前主輪距b為1890mm；主輪距B為1668mm；主起落架的軸線位置相對于機翼前緣的距離為693.004mm。

2.5 發動機的選擇

發動機的選擇主要依據發動機功率的大小進行選擇，發動機功率的選擇必須要滿足飛機的設計要求，本文發動機的選型主要依據飛機起飛滑跑時所需功率的大小進行選擇，這里假設起飛滑跑是一個勻加速過程。螺旋槳平均推力為T，起飛滑跑距離L為45m，飛機的離地升阻比為8，飛機的離地升力系數Cyld為1.35，地面摩擦系數μg為0.08，螺旋槳效率取為0.5，發動機功率的估算如下：

通過式（5）和式（6），可以求出螺旋槳的平均推力為780.26N，發動機在相應的起飛工作狀態下的地面靜推力為866.96N，這樣可以求出飛機起飛時的螺旋槳輸出功率為17.285hp，通過效率的計算，可得到所需發動機的功率近似為34.57hp，并且在前面的參數選取中，要求發動機的功率要在40hp左右，因此本文選擇的發動機為Hirth 2702，最大功率為40hp，最大耗油率為17L/h。

2.6 飛機的外形布局圖

因為方案設計的主要目的是給出飛機外形布局圖，所以根據前面的飛機外形及尺寸設計，運用CATIA三維建模軟件建立這架新型飛機的三維數模圖，如圖2所示：

3 結語

本文通過運用傳統的方案設計的方法，提出了一套超輕飛機方案設計的思路，從中能夠得到以下主要結論：（1）飛機的方案設計中，對滿足設計要求的同類型飛機資料的整理與分析是至關重要的，它可以提供一個很好的設計思路；（2）飛機的方案設計中，重點考慮飛機的布局形式，不同的布局形式對飛機的重心及氣動焦點影響較大，進而影響飛機的穩定性。

參考文獻

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[3] 顧誦芬.飛機總體設計[M].北京：北京航空航天大學出版社，2001.

[4] 李為吉.飛機總體設計[M].西安：西北工業大學出版社，2005.

作者簡介：王子琦（1989-），女，沈陽航空航天大學在讀研究生，研究方向：設計學；劉福佳，供職于遼寧通用航空研究院，博士。

（責任編輯：周 瓊）