油動大載重比可控空投驗證機的設(shè)計與研制

董震 賴學(xué)聰 金浩 陳立業(yè) 張文宇

摘 要：運輸類無人機在某些領(lǐng)域代替人工或有人機成為一種熱潮，本文所設(shè)計飛機翼展4.5米，使用活塞發(fā)動機，空機重量3Kg，最大載重15kg，配備大面積的襟副翼和全動式水平尾翼，滿足在環(huán)境惡劣條件下高效的機動性。所述較大載重比和高效機動性主要通過良好的氣動外形設(shè)計和合理的結(jié)構(gòu)布局、材料使用共同實現(xiàn)，飛機主體結(jié)構(gòu)采用優(yōu)質(zhì)的巴爾沙輕木制作，主要承力結(jié)構(gòu)使用碳纖維復(fù)合材料和鋁合金相配合，空機結(jié)構(gòu)重量輕，制造成本低。

關(guān)鍵詞：載重；固定翼；油動；氣動設(shè)計

本文的研究重點在于飛機的氣動外形設(shè)計，以下從總體設(shè)計目標、翼型的選用、機翼升阻特性計算以及操縱面設(shè)計幾項詳細論述了按照總體設(shè)計指標所進行的詳細理論計算過程。

1 總體設(shè)計指標

本項目所設(shè)計與研制的飛機為一款最大載重可達自重5倍的油動載重型固定翼飛機，飛機翼展4.5米，空重3Kg，使用3.5cc甲醇發(fā)動機，額定轉(zhuǎn)速37500r/min，配備23寸櫸木螺旋槳，工作轉(zhuǎn)速5000r/min。飛機采用全動式平尾，較大面積的襟副翼，降落時又可充當?shù)孛鏀_流板，整機具有高度的機動性，滿載時飛行速度45km/h，最小轉(zhuǎn)彎半徑40米，最大爬升角度40°，滿載起飛滑跑距離30米，空機降落滑跑距離最少僅為3米，高強的機動性和載重能力主要面向山區(qū)、城市等飛行環(huán)境密集狀況下的短途貨物運輸工作。

2 初步質(zhì)量估算

采用單發(fā)活塞式發(fā)動機，設(shè)計飛機空機質(zhì)量3Kg，最大起飛重量18Kg，比賽時間為5分鐘，按照發(fā)動機全程最大推力狀態(tài)工作，攜帶600cc燃油是足夠的。得最大商載為14.4Kg。

WOE=Wstr+Wpw+Wss

式中：Wstr結(jié)構(gòu)重量；Wpw動力裝置重量；Wss標準設(shè)備和系統(tǒng)重量。飛機的電氣系統(tǒng)選用標準的成品舵機和電池，經(jīng)統(tǒng)計固定設(shè)備的質(zhì)量為0.589kg，根據(jù)以往對航模發(fā)動機的使用經(jīng)驗，所使用動力系統(tǒng)質(zhì)量約為1.15Kg，故飛機結(jié)構(gòu)重量應(yīng)為1.261Kg。

3 氣動設(shè)計

3.1 整體外形參數(shù)

本機型設(shè)計巡航速度為45Km/h，屬于慢速無人機，在做氣動設(shè)計時無需考慮空氣壓縮性及激波阻力的影響，1/4弦線后掠角設(shè)為0°，通常大展現(xiàn)比機翼的誘導(dǎo)阻力會更小，機翼的三維效應(yīng)較小，會有更高的升阻特性，通常稍根比0.45時最接近橢圓形環(huán)量分布。根據(jù)以往設(shè)計經(jīng)驗及常用航模制作材料情況綜合考慮，初步將本機翼翼根弦長設(shè)為0.6米，翼稍弦長0.27米，翼展4.5米，作為后續(xù)詳細氣動設(shè)計的參考性轉(zhuǎn)進行計算。

3.2 翼型氣動特性

選用Mh114翼型，最大厚度13.04%在28.1%弦長處，最大彎度6.51%在50%弦長處，前緣銳度？駐y=3.75%，后緣角？子=6.5°。

翼型升力線斜率：Cl？琢=6.28+4.7■（1+0.00375？子）

計算得翼型升力線斜率為Cl？琢=6.91（1/rad）=0.121（1/°）

在雷諾數(shù)Rew=4.7×105時繪制翼型的特性曲線。可知翼型在迎角4°時具有最大升阻比，4°時最大升力系數(shù)為1.25。根據(jù)Cy=（？琢|？琢0）C？琢y，已知C？琢y=0.121，取？琢=4°時，Cy=1.25，計算得？琢0=15.7。

3.3 機翼升力特性

用下式計算機翼升力線斜率：CL？琢=■

式中：？茁=1；K=■；？撰■翼型1/2弦線后掠角，？撰■=0；A機翼展現(xiàn)比，A=10.3；計算得升力線斜率CL？琢=5.59（1/rad）=0.0975（/deg）。

當巡航迎角？琢=4°時，機翼升力系數(shù)Cy=CL？琢（？琢-？琢0），計算得Cy=1.007。根據(jù)設(shè)計滿載巡航速度V=12.5m/s，最大起飛重量m=18Kg=176.4N。

機翼升力面積按下式計算：S=■

式中：L=176.4N；V=12.5m/s；Cy=1.007；？籽=1.225Kg/m3。

計算得S=1.83。

4 操縱面設(shè)計

4.1 橫向操縱面

設(shè)計較大操縱效率的副翼，副翼除要滿足在滿載飛行時保證飛機良好的橫向機動性外，在著陸時使用遙控器的混控功能實現(xiàn)副翼的襟副翼效果，使用在飛機著陸時兩側(cè)副翼同時向上90°打開實現(xiàn)增阻破升以減小滑跑距離。

ba副翼的相對展長，ba=0.53；ca副翼的相對弦長，ca=0.25；？撰ah副翼轉(zhuǎn)軸后掠角，？撰ah=-6°；k考慮展向位置修正，取k=0.95。計算的副翼操縱效率Cl？啄a=kba■cos2？撰ah=0.124。

4.2 縱向操縱面

本飛機屬于低速機型，設(shè)計要求在低空低速飛行情況下仍具有良好的操縱性，滿足在預(yù)期山區(qū)、城市等復(fù)雜使用環(huán)境的良好可控性，故將尾容量設(shè)計大些。

設(shè)計垂尾面積SHT=0.24m2；尾力臂lHT=1.12；機翼面積Sw=1.83；平均氣動弦長cA=0.435。計算得VHT =（SHTlHT）/（SwcA）=0.33。

4.3 航向操縱面

本機展弦比10.3，屬大展弦比飛機，且裝載倉位于機翼下方，屬上單翼，兩者特性確保飛機本身已經(jīng)具備相當高的自穩(wěn)性；飛機目前使用人工遙控操縱方式飛行，在人工操縱技術(shù)較高的情況下設(shè)計較小的垂尾面積以降低垂尾尾容量為代償從而獲得減重的效果，不失為一種可行的辦法，設(shè)計垂尾面積SVT=0.144m2；尾力臂lVT=1.14m；機翼面積Sw=1.83；機翼展長bw=4.5m。計算得VVT=（SVTlVT）/YSRbwY=0.019。

5 總結(jié)

在以上理論計算的基礎(chǔ)上，并結(jié)合以往其他類型航模飛機的制作經(jīng)驗，項目組對本型號飛機進行了驗證機的全機制作。多次的試飛試驗驗證了本機基本操縱性能良好，飛機的俯仰穩(wěn)定性良好，舵面操縱效率令人滿意。由于飛機展現(xiàn)比過大，橫向穩(wěn)定性略過于強，在飛行中對飛機安全性非常有保障，但距離高強的橫向機動性設(shè)計目標還尚有進一步改進的地步。

參考文獻：

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