超轻型固定翼飞机

沈航二号轻型固定翼飞机设计

指导老师：邓忠林

设计者：

学号：

班级：S201202

超轻型飞机的设计主要包括总体

外形设计机身设计

尾翼设计机翼设计

飞机的操纵系统渲染效果图

简介：超轻型飞机是按重量分类中最轻的一类飞机。超轻型飞机有许多特点，它的主要特点体现在“超轻”二字上，那就是结构简单、起降方便、低空低速性能好、驾驶容易、运输使用和维护方便、经济安全等，是一种易普及推广的大众航空器。超轻型飞机属民用航空类。

主要种类：

超轻型固定翼飞机超轻型旋翼飞机

超轻型三角翼飞机超轻型直升飞机

本作品属于超轻型固定翼飞机，适合一般机场起降，采用复合材料制造，轻便，绿色。

轻型飞机总体外形设计二维图纸

俯视图侧视图

主视图

利用SolidWorks绘的三维实体“沈航二号”

一：飞机主体结构

二，机翼结构设计

1，机翼的功用：机翼是飞机的一个重要部件，它的主要功用是产生升力，此外还使飞机具有一定的横测安定性和操纵性。为了使机翼更好的完成它在空气动力方面的各种功效，常在它的前缘，后缘安装有襟翼，副翼，扰流片等各种副翼。机翼上的集中载荷和分布载荷：q a—气动分布载荷; q c—质量分布载荷;

襟翼

机身支反力。

机翼在外载作用下的剪力,弯矩,扭矩图。Q—机翼的剪力图； M—机

翼的弯矩图； M t ---机翼的扭矩图。

2，机翼外形

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，所以在某些低速飞机上应用较多。

3，机翼的受力构件

机翼的受力构件包括内部的骨架和外部的蒙皮以及与机身连接的接头，骨架由纵向元件和横向元件组成，纵向元件有翼梁，长桁,纵墙，横向元件有翼肋。

该轻型飞机采用的布局是：纵向元件包括翼梁，纵墙，横向元件是翼肋。

A，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，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轻重量。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。

A，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。

B，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。该飞机的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

D，蒙皮

蒙皮是包围在骨架外面保持机翼气动外形的构件。该飞机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。

4，机翼与机身的连接

该机属于低速小型飞机，故采用垂直耳片叉耳连接，连接螺栓水平放置.接头在传递剪力和弯矩时，螺栓均受剪切力作用。

三，机身构造设计

1，机身的功用

机身是飞机的一个重要的部件，它的主要功，用是装载人员，货物，设备,，武器，燃料，发动机等，并把机翼，尾翼，起落架等部件连接在一起，形成一架完整的飞机。

2，该飞机机身的主要受力构件有：

隔框，桁条，蒙皮，隔框采用普通隔框和环式加强框共同作用，普通加强框的作用是保持机身外形,，支持蒙皮，提高蒙皮的稳定性，以利于承受局部空气动力载荷。环式加强框用于机身与其它部件连接处，机身内部空间可以得到充分的利用。

4，机翼与机身的连接

该机属于低速小型飞机，故采用垂直耳片叉耳连接，连接螺栓水平放置.接头在传递剪力和弯矩时，螺栓均受剪切力作用。

三，机身构造设计

1，机身的功用

机身是飞机的一个重要的部件，它的主要功，用是装载人员，货物，设备,，武器，燃料，发动机等，并把机翼，尾翼，起落架等部件连接在一起，形成一架完整的飞机。

2，该飞机机身的主要受力构件有：

隔框，桁条，蒙皮，隔框采用普通隔框和环式加强框共同作用，普通加强框的作用是保持机身外形,，支持蒙皮，提高蒙皮的稳定性，以利于承受局部空气动力载荷。环式加强框用于机身与其它部件连接处，机身内部空间可以得到充分的利用。

3，该飞机机身采用的是桁条式，机身的弯矩引起的轴向力全部由桁条和较厚的蒙皮组成的壁板承受，蒙皮还承受机身扭矩产生的剪流和水平与垂直两个面内的剪力，由于它的蒙皮较厚不仅提高了机身的抗扭刚度，而且法向刚度也较好。

四，尾翼构造设计

1，尾翼的功用是保证飞机的俯仰平衡和航向平衡，并使飞机具有俯仰和航向的安全性和操纵性.FY型飞机的尾翼采用水平尾翼和垂直尾翼组成。平尾由固定的水平安定面和可偏转的升降舵组成，垂直尾翼由固定的垂直安定面和可偏转的方向舵组成。

五，飞机操纵系统

操纵系统是飞机的重要组成部分，它的作用是实现飞行员的飞行意图，完成飞行任务。该飞机采用电传航电操作。

沈航二号操作系统示意框图

六，起落架的设计

飞机起落架是供起飞，降落，在陆地滑跑，滑行和停放等作用，吸收着陆时的撞击能量和改善起降性能。

该飞机的起落架采用的是后三点带撑杆的支柱式起落架，支柱式起落架常用在起落架较高，着陆速度较低，用于主起落架上。

该型飞机起落架的减震器采用的是油气式减震器。在气体减震器的结构上增加油液和限流孔，活塞的运动就会迫使油液来回挤压过限流控，由于流速很高，摩擦阻力很大，油液流经限流孔摩擦生热，将其撞击能变为热能散失掉。

注：由于为了模拟沈航二号飞行姿态，便于渲染，所以在设计机身时未画出起落架，如果建造和设计经济允许，建议采用可收缩式起落架。

七，动力装置

该飞机的发动机采用一台，虽然推力有限，不如多台发动机安全，但是此可使飞机结构简化，气动性能较好，维护比较容易。该飞机采用后置机翼推进式螺旋桨。便于增加飞行视角。

碳纤维螺旋桨八，最终渲染效果图

版社，王志瑾，姚卫星

轻型飞机设计说明书

飞机构造学结课大作业 -----轻型飞机设计说明书 指导教师:邓忠林 学院:航空宇航工程学院 专业:飞行器制造工程 学号:2008040301019 班级:84030101 姓名:刘百川

目录 一.轻型飞机总体外形设计-------------------------------------------------------------3 二.机翼结构设计---------------------------------------------------------------------------4 1.机翼的功用-------------------------------------------------------------------4 2.机翼外形-----------------------------------------------------------------------4 3.机翼的受力构件------------------------------------------------------------5 4.机翼与机身的连接--------------------------------------------------------8 三.机身构造设计---------------------------------------------------------------------------8 1.机身的功用-------------------------------------------------------------------8 2.机身主要受力构件--------------------------------------------------------8 3.机身形式----------------------------------------------------------------------9 四.尾翼构造与设计-----------------------------------------------------------------------9 五.起落架的结构与设计----------------------------------------------------------------10 六.飞机动力装置设计-------------------------------------------------------------------11 七.设计体会---------------------------------------------------------------------------------12 八.参考文献---------------------------------------------------------------------------------12

固定翼飞机翼型解析

固定翼飞机翼型解析 2008-07-18 06:53:50 来源: 作者: 【大中小】评论：3条 翼型的各部分名称如图1所示。翼弦是翼型的基准线，它是前缘点同后缘点的连线。中弧线是指上弧线和下弧线之间的内切圆圆心的连线。 中弧线最大弯度用中弧线最高点到翼弦的距离来表示。在一定的范围内，弯度越大，升阻比越大。但超过了这个范围，阻力就增大的很快，升阻比反而下降。中弧线最高点到翼弦的距离一般是翼弦长的4%～8％中弧线最高点位置同机翼上表面边界层的特性有很大关系。竞时模型飞机翼型的中弧线最高点到前缘的距离一般是翼弦的25％、50％。翼型的最大厚度是指上弧线同下弧线之间内切圆的最大直径。一般来说，厚度越大，阻力也越大。而且在低雷诺数情况下，机翼表面容易保持层流边界层。因此，竞时模型飞机要采用较薄的翼型。翼型最大厚度一股是翼弦的6％、8％。但是，线操纵特技模型飞机例外，它的翼型最大厚度可以达到翼弦的12％、18％。翼型最大厚度位置对机翼上表面边界层特性也有很大影响。翼型前缘半径决定了翼型前部的“尖”或“钝”，前缘半径小，在大迎角下气流容易分离，使模型飞机的稳定性变坏，前缘半径大对稳定性有好处，但阻力又会增大。

常用的模型飞机翼型有对称、双凸、平凸、凹凸，s形等几种，如图2所示 对称翼型的中弧线和翼弦重合，上弧线和下弧线对称。这种翼型阻力系数比较小，但升阻比也小。一般用在线操纵或遥控特技模型飞机上 双凸翼型的上弧线和下弧线都向外凸，但上弧线的弯度比下弧线大。这种翼型比对称翼型的升阻比大。一般用在线操纵竞速或遥控特技模型飞机上 平凸翼型的下弧线是一条直线。这种翼型最大升阻比要比双凸翼型大。一般用在速摩不太高的初级线操纵或遥控模型飞机上 凹凸翼型的下弧线向内凹入。这种翼型能产生较大的升力，升阻比也比较大。广泛用在竞赛留空时间的模型飞机上 S形翼型的中弧线象横放的S形。这种翼型的力矩特性是稳定的，可以用在没有水平尾翼的模型飞机上

航模飞机设计基础知识

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。三是凹凸翼型。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。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。三角翼制作复杂，翼尖的攻角不好做准确，翼根受力大，根部要做特别加强。这种机翼主要用在高速飞机上。纺锤翼的受力比较均匀，制作难度也不小，这种机翼主要用在像真机上。翼梢的处理。由于机翼下面的压力大于机翼上面的压力，在翼梢处，从下到上就形成了涡流，这种涡流在翼梢处产生诱导阻力，使升力和发动机功率都会受到损失。为了减少翼梢涡流的影响，人们采取改变翼梢形状的办法来解决它。 2、确定机翼的面积 模型飞机能不能飞起来，好不好飞，起飞降落速度快不快，翼载荷非常重要。一般讲，滑翔机的翼载荷在35克/平方分米以下，普通固定翼飞机的翼载荷为35-100克/平方分米，像真机的翼载荷在100克/平方分米，甚至更多。还有，普通固定翼飞机的展弦比应在5-6之间。确定副翼的面积机翼的尺寸确定后，就

飞机总体设计课程设计报告

国内使用的喷气式公务机设计 班级： 0111107 学号： 011110728 姓名：于茂林

一、公务机设计要求 类型 国内使用的喷气式公务机。 有效载重 旅客6－12名，行李20kg/人。 飞行性能： 巡航速度： 0.6 - 0.8 M 最大航程： 3500－4500km 起飞场长：小于1400－1600m 着陆场长：小于1200－1500m 进场速度：小于230km/h 据世界知名的公务机杂志B&CA发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。 根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在700-1800万美元、航程在3148-5741公里、客舱容积在8.5-19.8立方米的公务机。与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程内的高效率来取得竞争优势。 由此，从中选出一些较主流机型作为参考 二、确定飞机总体布局 1、参考机型 庞巴迪航空：里尔45xr、里尔60xr 巴西航空：飞鸿300、 塞斯纳航空：奖状cj3 机型座位数巡航速度M 起飞场长m 着陆场长m 航程km 最大起飞重量kg 里尔45XR 9 0.79 1536 811 3647 9752 里尔60XR 9 0.79 1661 1042 4454 10659 飞鸿300 9 0.77 1100 890 3346 8207 奖状CJ3 9 0.72 969 741 3121 6300

2、可能的方案选择： 正常式 前三点起落架 T型平尾 / 高置平尾 + 单垂尾 尾吊双发涡轮喷气发动机 / 翼吊双发喷气发动机 / 尾吊双发喷气发动机 小后掠角梯形翼+下单翼 / 小后掠角T型翼+中单翼 / 直机翼+上单翼 3、最终定型及改进 1）正常式、T型平尾、单垂尾 ①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化 ②“失速”警告（安全因素） ③外形美观（市场因素） ④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大 2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼 ①本次公务机设计续航速度0.6-0.8M，处于跨音速范围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。 ②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。 ③采用下单翼，起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；从安全考虑，强迫着陆时，机翼可起缓冲作用；更重要的是，因为公务机下部无货物仓，减轻机翼结构重量。 3）尾吊双发涡轮喷气发动机，稍微偏上 ①主要考虑对飞机的驾驶比较容易，座舱内噪音较小，符合易操纵性和舒适性的要求。 ②机翼升力系数大 ③单发停车时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易； ④起落架较短，可以减轻起落架重量。 ⑤由于机翼与客舱地板平齐有点偏高，为了使发动机的进气不受影响，故将发动机安排的稍稍偏上。 4）前三点起落架，主起落架安装在机翼上 ①适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 ②具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 ③飞行员座舱视界的要求较容易满足。 ④可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。

固定翼航空模型飞机的组成

模型飞机的组成 模型飞机一般与载人的飞机一样，主要由机翼、尾翼、机身、起落架和发动机等组成。 1、机翼(由主翼及副翼两部分组成)——是模型飞机在飞行时产生升力的装置，并能保持模型飞机飞机飞行时的横侧安定，可控制飞机做出横滚等动作。 A.机翼翼弦的25%~30%处是飞机的重心所在。 B.机翼的形状（即翼型）由翼肋维持，翼肋由前缘、主梁和后缘连起来。 2、尾翼——包括水平尾翼（由水平安定面及升降舵两部分组成）和垂直尾翼（由垂尾安定面及方向舵两部分组成）两部分。水平尾翼可保持模型飞机飞行时的俯仰安定，垂直尾翼保持模型飞机飞行时的方向安定。水平尾翼上的升降舵能控制模型飞机的 升降，垂直尾翼上的方向舵可控制模型飞机的飞行方向。 3、机身——将模型的各部分联结成一个整体的主干部分叫机身。同时机身内可以装 载必要的控制机件，设备和燃料等，即是动力系统和遥控设备的搭载平台。 A.机身一般由几个舱组成，以层板制成的隔框分开。 B.机身里装有动力系统和遥控设备。以油动飞机为例，经典的安装顺序，从机头 到机尾，依次是发动机、油箱、接收机和接收机电池、舵机。

4、起落架——供模型飞机起飞、着陆和停放的装置。前部一个起落架，后面两面三 个起落架叫前三点式；前部两面三个起落架，后面一个起落架叫后三点式。 5、发动机——它是模型飞机产生飞行动力的装置。模型飞机常用的动力装置有：橡筋束、活塞式发动机、喷气式发动机、电动机。 6、螺旋桨——按材料分有塑料桨，碳纤桨，玻纤桨，尼龙桨，木桨。固定翼螺旋桨的参数有长度和螺距两个参数（单位都是英寸）如：19*8的2叶木桨，这桨的长度就是19英寸、螺距就是8英寸。其中螺距指的是螺旋桨每旋转一圈飞机前进的理论值。 7、整流罩（桨罩）——降低风阻、美观大方。 8、舵机——与遥控器接收机搭配一起使用，执行遥控器发射的指令。主要参数是扭力、灵敏度、重量、尺寸。一般一架固定翼汽油飞机至少需要配6个舵机（副翼2个、升 降舵2个、方向舵1个、油门1个）。

飞机总体设计

飞机总体设计 文档介绍： 摘要 飞机设计是一项复杂和周期很长的工作，在工业部门通常分成几个阶段进行。首先拟定设计要求，它是由使用方（军方或民航）负责。现代军用飞机根据国家的方针和将来面临的作战环境，经过分析提出作战技术要求。现代军用飞机从设计要求的制定到开始服役使用一般都需要10 年以上的时间，要准确预计10 年后的政治、经济、技术环境是相当困难的。一架军用机的全寿命费用达数百亿元的量级，因而军用飞机设计要求的研究和制定是一项非常重要和影响巨大的工作。 军用飞机设计要求的研究和制定一般都由专门的机构和人员来进行。民用飞机主要强调安全性、经济性和舒适性，其设计要求一般由飞机公司提出初步设想，经过与可能用户的商讨，并经过市场调查和分析讨论后制定的。 第二阶段是概念设计，它与设计要求阶段有重叠，因为有时要通过概念设计来使设计要求制定得更为合理和具体化。概念设计的目的是对飞机的气动布局、性能、重量水平、航空电子、武器、所需新技术、费用和市场前景等方面进行初步和方向性的探讨。概念设计中还有对设计要求中各项目的指标进行分析，适当降低那些对性能影响不大，但可能降低技术风险和发展费用的设计要求，有可能提出一套合理组合的设计要求。概念设计中设计师的经验和判断力起重要作用，往往采用经验或半经验的分析方法。 第三阶段是初步设计，它包括两部分内容：方案设计和打样设计。方案设计，首先根据设计要求在概念设计的基础上，进行多种气动布局方案的对比和研究，以及机翼、机身、尾翼的形状、设计参数的确定。飞机的内部布置要同时进行。这时，各个专业都要介入，如结构的传力路线设计、新材料新工艺的选用、各系统的原理设计、全机重量重心估计、飞机性能计算和飞行品质分析，检查设计方案能否满足设计要求。飞机方案设计中充满着矛盾，要通过各种方案的研究来评价、折衷和综合，不断进行改进，直到获得一个满足要求的综合最佳方案。打样设计，在方案设计阶段主要是确定飞机总体布局，对结构和系统的考虑比较粗略，在详细设计之前，结构和系统还需要一个初步设计的过程，这个过程为打样设计。在打样设计阶段要进行下列工作： （1）气动分析和风洞试验，进行全机载荷计算，性能和飞行剖面计算，操纵性和稳定性分析和气动弹性分析等。制造不同的模型，进行高低速风洞试验，提供原始气动力数据。 （2）结构打样设计。对主要受力部件进行初步设计和分析，选择合理的结构形式、新材料、新工艺和重量估算。 （3）系统打样设计。对所有系统进行原理设计，确定主要附件和系统的功能和功率。对管道、电缆进行初步设计和通路协调。 （4）全机布置协调。一般是在全尺寸图纸上进行，画出全套协调图。随着计算机技术的发展，全机布置协调，运动机构及间隙检查，可在计算机屏幕上进行。

超轻型、轻型运动、正常类飞行器介绍

超轻型飞行器 超轻型飞行器是指由单人驾驶、仅用于娱乐或体育活动、不需要任何适航证的空 中飞行器具,并且符合下列条件之一: (a)如无动力驱动,空机重量小于７１千克(１５５磅); (b)如有动力驱动,应当满足下列限制: (１)空机重量小于１１６千克(２５４磅),不包括在遇险时使用的飘浮和安全器械; (２)燃油容量不超过２０升(５美制加仑); (３)全马力平飞中,校正空速小于１００千米/小时(５５海里/小时); (４)发动机停车后的失速速度不超过校正空速４５千米/小时 (２４海里/小时). (a)超轻型飞行器及其部件和设备不要求按航空器适航审定标准进行审定,也不要 求具有适航证. (b)局方对驾驶超轻型飞行器的人员没有航空知识、年龄及经历的具体要求,也不 要求其具有航空人员执照及体检合格证. (c)超轻型飞行器不要求国籍登记或喷涂任何标志. 轻型运动类飞机 轻型运动类航空器是指符合下述定义的轻型运动飞机（固定翼）、滑翔机、自转 旋翼机、轻型运动直升机或者轻于空气的航空器 1.最大起飞重量不超过下列条件之一： （1）700公斤（1540磅）的不用于水上运行的航空器 （2）750公斤（1650磅）的用于水上运行的航空器 2.轻型运动直升机，在海平面标准大气条件下，最大连续功率状态下最大平飞空 速（VH）不超过90节校正空速。除轻型运动直升机外的其他航空器，在海平面标 准大气条件下，最大连续功率状态下最大平飞空速（V）不超过120节校正空速。 3.对于无动力滑翔机，不可超越速度（VwE）不超过120节校正空速。 4.在最大审定起飞重量和最临界的重心位置，并不使用增升装置的条件下，航空 器最大失速速度或者最小定常飞行速度 （1）不超过49节校正空速。 5.包括飞行员在内的最大座位数不超过2座。 6.如果具有座舱，座舱为非增压座舱。

飞机总体设计课程设计

国内使用的喷气式公务机设计 班级：0111107 学号：011110728 姓名：于茂林

一、公务机设计要求 类型 国内使用的喷气式公务机。 有效载重 旅客6－12名，行李20kg/人。 飞行性能： 巡航速度：0.6 - 0.8 M 最大航程：3500－4500km 起飞场长：小于1400－1600m 着陆场长：小于1200－1500m 进场速度：小于230km/h 据世界知名的公务机杂志B&CA发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。 根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在700-1800万美元、航程在3148-5741公里、客舱容积在8.5-19.8立方米的公务机。与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程内的高效率来取得竞争优势。 由此，从中选出一些较主流机型作为参考 二、确定飞机总体布局 1、参考机型 庞巴迪航空：里尔45xr、里尔60xr 巴西航空：飞鸿300、 塞斯纳航空：奖状cj3 机型座位数巡航速度 M 起飞场长 m 着陆场长 m 航程km 最大起飞 重量kg 里尔45XR 9 0.79 1536 811 3647 9752 里尔60XR 9 0.79 1661 1042 4454 10659 飞鸿300 9 0.77 1100 890 3346 8207 奖状CJ3 9 0.72 969 741 3121 6300

2、可能的方案选择： 正常式 前三点起落架 T型平尾/ 高置平尾+ 单垂尾 尾吊双发涡轮喷气发动机/ 翼吊双发喷气发动机/ 尾吊双发喷气发动机 小后掠角梯形翼+下单翼/ 小后掠角T型翼+中单翼/ 直机翼+上单翼 3、最终定型及改进 1）正常式、T型平尾、单垂尾 ①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化 ②“失速”警告（安全因素） ③外形美观（市场因素） ④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大 2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼 ①本次公务机设计续航速度0.6-0.8M，处于跨音速范围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。 ②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。 ③采用下单翼，起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；从安全考虑，强迫着陆时，机翼可起缓冲作用；更重要的是，因为公务机下部无货物仓，减轻机翼结构重量。 3）尾吊双发涡轮喷气发动机，稍微偏上 ①主要考虑对飞机的驾驶比较容易，座舱内噪音较小，符合易操纵性和舒适性的要求。 ②机翼升力系数大 ③单发停车时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易； ④起落架较短，可以减轻起落架重量。 ⑤由于机翼与客舱地板平齐有点偏高，为了使发动机的进气不受影响，故将发动机安排的稍稍偏上。 4）前三点起落架，主起落架安装在机翼上 ①适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 ②具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 ③飞行员座舱视界的要求较容易满足。 ④可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。

固定翼DIY全解

DIY模型飞机的完全攻略 2008-06-10 08:35:03 来源: 作者: 【大中小】评论：1条 尽管学飞以来一直在飞成品机（ARF），但是，我自己要设计制作一架模型飞机的愿望 一直在心里涌动。机会终于来了，前些天伟哥决定改直归固，于是我决定做一架练习机送给他。几经周折后，我成功地将自己亲手设计制造的一架航模送上了蓝天。我的愿望得到了厚重的实现，那种喜悦满足的心情是难以用语言来表达的。 下面我就讲讲我的设计制作过程，希望能对想动手做航模的朋友有所帮助。不对之处，还望大家共同交流提高。 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。根据我所学的知识，我是这样设计制造我的“菜鸟1号”的。 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。三是凹凸翼型。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）。

超轻型飞机结构设计

飞机构造学结课大作业 ——超轻型飞机结构总体设计 目录 一．总体外形设计 二．机翼结构设计 三．机身结构设计 四．尾翼结构设计 五．起落架结构设计 六．连接处结构设计 七．设计心得与体会一．总体外形设计

飞机主机翼采用中单翼布局，附加翼尖小翼。主翼接口放在机身重心附近，机翼内部布置储油箱和起落架的收纳藏。垂尾平尾采用平尾安装在垂尾上的后掠翼式布局，整体采用对称翼型。飞机采用前三点可收放式起落架，机身上设置整流罩减阻。 二．机翼结构设计 1.机翼 平直翼型：低速气动特性良好，诱导阻力小，升阻比大。 梯形结构：制造工艺比较简单且诱导阻力比较小且结构重量轻。机翼翼尖有一定的后掠，能增加横向安定性。 平凸翼型：结构简单，便与生产，而且气动特性比较好。 中单翼型：干扰阻力最小，起落架高度相对降低，收藏所占空间也较小。翼尖小翼：可增加飞机的飞行速度，飞行时间，减小了飞行阻力，减少油耗，翼尖涡流。 2.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。本次设计采用具有“工”字形剖面的腹板式翼梁。 腹板式翼梁：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。另外，这种结构的翼梁制造工艺简 单,成本低，适用于超轻型飞机的设计与制造。 3.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。 4.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。 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。 加强翼肋：主要用于传递和承受较大的集中载荷。其中缘条承受弯矩引起的轴力, 腹板受剪力作用。 5.蒙皮 蒙皮是包围在骨架外面保持机翼气动外形的构件。此次还参与机翼的总体受力。蒙皮与桁条和翼梁缘条共同承受由弯矩引起的轴向力的同时，还与翼梁腹板或纵墙形成的闭室承受扭矩。本次设计采用夹芯蒙皮。 夹芯蒙皮：（1）刚度高，质量轻，气动表面质量好。 （2）隔热效果好，保护内部设备。 （3）耐疲劳性好，不易产生疲劳裂纹。 （4）密封性好，减少密封环节 三．机身结构设计

固定翼飞机控制基本方法

固定翼飞机控制基本方法 飞机控制的几个关键要素无非是方向舵、升降舵、副翼、油门这四个通道，其他都是锦上添花，把这四个通道的控制掌握了，基本的飞行就没有问题，至少，在模拟器上是这样，等飞完真机再验证下。我用的模拟器是G4，需要提醒一下，G4目前虽然可以安装在Win7和Vista上，但在这两个系统上无法实现调校，需要以Win2000的兼容方式运行才行。 方向舵 在地面滑行时，方向舵用来控制飞机转向，但在空中飞行时，方向舵是用来使机身与飞行方向保持一致，不要妄想用方向陀实现飞机空中转向，这是我在模拟器上摔机无数的根本错误操作之一。 升降舵 当机翼保持水平时，拉升降舵实现飞机抬头，注意目的是使飞机抬头而不是爬升，爬升主要依靠油门的控制，升降舵只是起辅助作用，这是我在模拟器上摔机无数的根本错误操作之二。 副翼 副翼用来控制机翼向左或向右倾斜或保持水平，副翼与升降舵配合实现飞机的空中转弯。 空中转弯 1利用副翼将机翼向要转的方向倾斜，达到需要的斜度后迅速将发射器副翼拉杆回中2立即拉升降舵，幅度为保持飞机在转弯过程中不掉头 3完成转弯后回中升降舵，反向打副翼以实机翼恢复水平。 操作的关键： 转弯半径取决于副翼操作幅度的大小，而不是压副翼时间的长短，正确的操作方法是短暂压一下副翼使机翼达到期望的倾斜度，然后让副翼操作杆回中，否则机翼倾斜度会越来越大，即便拉升降舵，飞机也会急剧的螺旋俯冲，这是我在模拟器上摔机无数的根本错误操作之三。 拉升降舵的幅度取决于机翼的倾斜度，倾斜度越大，拉升降舵的幅度越大，升降舵拉升幅度在转弯过程中尽量保持不变，保持飞机的稳定，这就要求操作杆移动幅度要正确，这个只有在模拟器上多多练习体会。 飞行高度 一般来讲，油门在1/4~1/2之间的某个位置时，飞机会达到平衡状态并保持稳定飞行，如果需要爬升到新的高度时，慢慢拉油门，飞行速度增加从而导致机翼产生的升力增加，当达到要求的高度时，再将油门拉回原来的位置。

固定翼飞机安装与调试

（一）地面检测： 1.电源检查及充电：商品设备中，竞赛型设备的电源都使用镍镉电池，普及型设备电源多为干电池。对镍镉电池须进行合理的充电。设备中配有充电器的，可以直接用来对电池充电。没有配充电器的，可用其他充电器代替充电。充电电流控制在电池容量的十分之一。譬如500mAh的电池，充电电流应50mA。第一次充电时间是16--18小时，以后每次只充14小时。 按道理，新电池进行两次充、放电之后才能正式投入使用，这样可以保证电池容量和寿命达到规定标准。同时在充、放电的过程中也可以检查电池质量，我们应当禁令这样去做。但在实际使用当中，常常发射机电池不易取出，所以有时也在使用中放电一面进行地面测试、拉距离，一面把电耗完。但一定要使用电压降至平均单节电压1.1V时再进行第二次充电。这时积累放电时间应超过一百二十分钟。 不是使用镍镉电池的设备，先把发射机、接收机的电源电压核对清楚，千万不能搞错。目前商品设备的发射机电源不超过12V，接收机电源电压不超过6V，而且工作电压允许有一个变化的范围。通常情况下，发射机为9.6--12V，接收机为4.8--6V。当使用干电池时，应把电压配在上限使用。值得注意的是：干电池的质量因生产厂家、保存时间长短而差异很大，对实际容电量难以掌握，因此建议尽量采用镍镉电池。 2.开机检查：首先将发射机天线全部拉出，打开电源开关。这时，电平指示表应指示在绿色或白色区域的上方。把天线缩短时，电平指示将下降，然再在将接好伺服舵机的接收机电源接收通，舵机应回到中立位置；拨动操纵杆和微调手柄，相应舵机应有动作，各通道也不互相干扰，说明发射机和接收机工作基本正常。如果伺服舵既声音均匀、转动平稳、没有卡点，加上适当负载转动速度也没有明显变化，则可以初步断定舵机工作是正常的。 3.拉距离实验：每次拉距离时，接收机天线和发射机天线的位置必须相对固定。原则是要使接收机在输入信号较弱的情况下也能正常工作，才能认可是可靠的。具体方法是接收机天线水平放置，指向发射机位置，而发射机天线则指向接收机位置。这时接收机天线所指向的方向，由于电磁波辐射的方向性，是场强最弱的区域。 新设备拉距离实验时，应先用短天线（一节），记下它的最大可控制距离，作为以后例行检查时的依据。然后再将天线全部拉出，逐渐加大遥控距离，直至出现跳舵。当天线只拉出一节时，应在30米--50米左右工作正常。天线全部拉出时应在500米左右工作正常。 所谓工作正常的标准，是舵机不出现抖动。如果舵机不断出现抖动，应立即关闭接收机，这时的距离刚好超过地面控制的有效距离。 老式设备不允许在短天线时开机，不然会把高频放大管烧坏。现在的新式设备增加了安全装置，不必再有烧管之忧。但镍镉电池刚刚充完电时请不要立刻开机，因为这时发射机电源电压可能会超过额定值。 (二)、安装 通过以上检查，工作全部正常的设备，就可以进行安装了。在安装之前，照例应熟知说明书或有关资料提供的安装要求。如果实在无法得知具体的安装方法，则应最大可能地本着安全、可*的原则进行试装。在装有内燃机的模型上使用时，还必须尽可能地采取防震措施，否则，将在整机试验和日后的飞行中后患无穷。 1．电池的安装 电池在模型受到冲击时惯性最大，对其它部件的威胁也严重。因此要把它放在所有部件的最前端。在小型模型上，有时为了调整重心位置而不得不将电池后移时，也一定要妥为固定，慎之又慎。否则，等于在后面放了一颗小小的定时炸弹。在较大型的模型上，因为它对重心位置影响不是很大，建议不要用电池后移的方法去调整重心。不能因为电池外壳的坚固而忽视了对它的减震。它和其它部件一样，也应当用泡沫塑料包裹，尽量减小振动，以免电池内部或引线部分受到剧烈振动而损坏。 2．接收机的安装 先用泡沫塑料包好，放在舵机前面不受压、不受挤的地方。然后用固定在机身上的橡筋条或尼龙搭扣把它不松不紧地固定好。天线在接收机的引出点不能受力，以免被折断。可以在引出处十厘米的地方绑上一段1x 2的橡筋条，橡筋条的另一端固定在机身上。天线的共余部分放在机身内或机身外都可以，但不能打圈，耍尽量拉直(图三)。不能将天线剪短，更不要用普通导线替换原来的天线。商品接收机上的天线是采用特殊导线的，它不但柔软结实，而且股数特别多，一般是很难找到这种导线的。 3．电源开关的安装 接收机电源开关要按照说明书规定的方法安装，直接安装在机身上的，一定耍把扳键的孔开得足够大。如果孔开得太小，开机后扳键没有到达锁紧位置，就有可能自动退回关机位置，造成彻底失控。如果安装在机身内，用钢丝推拉开关的，一定要能拉或推到锁紧位置。例如F3B的电源开关很多是将钢丝推进去为开机，一旦钢丝短了，就无法到达锁紧位置，有可能出现飞行中关断电源的不幸事故。对于使用内燃帆的模型来说，这一点尤为重要，万万疏忽不得，对于振动较大的模型，还应当考虑对开关的减震措施，否则开关内部的弹性铜片会因长期振动而失去弹性，造成接触不良，酿成飞行事故。 4．伺服舵机的安装 舵机在使用中的可*性和使用寿命，直接与振动情况有关。因此制造厂家在设计舵机时已经充分地考虑到防震措施。有的使用了特殊的避震结构，在安装上也规定了合理的方法，使舵机在正常振动的情况下能够可*地工作。不同厂家的舵机，安装方法也各有所异，而且只提供特定的减震垫和紧固件。所以必须按照厂家规定的方法去安装。 有时竞赛型设备带有二次减震的安装架，可以得到较好的减震，有些设备则没有。但不少运动员自己动手用层板自制安装架，增加了二次振震，这对于振动较大的模型还是有好处的。在使用内燃机的模型上，舵机安装完毕以后，只能通过橡皮垫圈与安装架固定，不能直接与机体或安装架相碰，这一点耍特别注意。紧固舵机的自攻螺丝，拧得松紧程度要适当，既不能发生松动，也不能把橡皮垫圈压扁。有不少模型的跳舵现象就是拧得过紧，使橡皮垫圈失去弹性而引起的。 5．伺服舵机与舵面的联接 联接可以用软钢索，也可以用硬连杆联结。用软钢索联结时，没有连杆振动的影响，对延长舵机的寿命和保持舵面中立位置的稳定有好处。缺点

2.0飞机总体设计复习提纲2016

一、填空题（每空2分，共30分） 1.按照三个主要阶段的划分方式，飞机设计包括概念设计，初步设计和详细设计。2飞机结构和刚度规范中，通常规定安全系数为 1.5 。 2.3机翼的主要平面形状参数中的组合参数有展弦比，根梢比。4最重要的三个飞机总体设计参数是正常起飞重量，推重比，翼载荷。 3.5武器的外挂方式包括（列举3种）机身外挂，机翼外挂，半埋式安装。6根据衡量进气道工作效率的重要参数，一个设计良好的进气道应当总 压恢复高，出口畸变小，阻力低，工作稳定。7布置前三点式起落架时应该考虑的主要集合参数包括擦地角，防倒立角，防侧翻角，前轮距，主轮距。8飞机进气道设计主要包含三个性能参数，分别是进气道出口总压恢复，出口流场畸变，进气道阻力。9机翼常见的的增升装置包括：前缘缝翼、前缘襟翼、后缘襟翼。10发动机类型包括：活塞式发动机、涡轮螺旋桨、涡轮风扇、涡轮桨扇、冲压喷气、液体火箭发动机等。 4.11飞机的燃油包括三部分，分别是任务燃油，备用燃油，死油。12起落架的布局形式有：前三点式、后三点式、四轮式、自行车式和小车式。 5.13起落架的结构型式：构架式，支柱套筒式，摇臂式14起落架刹车装置分为：弯块式刹车装置、胶囊式刹车装置、多盘式刹车装置 6.15飞机的阻力包括：摩擦阻力、压差阻力、干扰阻力、诱导阻力、波阻。16飞机的横侧操纵通常用副翼、襟副翼、扰流片、差动平尾来实现。 7.17上反角可提高横向安定性，为避免横向安定性过大，大后掠翼飞机一般采用一定的下反角。18机翼扭转包括几何扭转和气动扭转，可以延缓翼梢气 流失速。19一般来说，若采用涡轮风扇发动机，亚音速飞机采用高涵道比发动机，超音速飞机采用低涵道比发动机。20在机翼和机身的各种相对位置中，二者之间的气动干扰以中单翼的气动干扰最小，下单翼更适应民用航空运输飞机的要求。21飞机燃油箱通常有三种类型，包括整体油箱，软油箱，独立油箱。22飞机的起飞重量一般情况下的组成包括乘员重量，装载重量，燃油重量，空机重量。23在结构耐久性设计中，结构的设计使用寿命要小于结构的经济寿命。（图4.25）24机翼主要考虑的内力包括：垂直剪力Qn，垂直弯矩Mn，水平剪力Qh，水平弯矩Mh 和扭矩Mz。25每排座位不多于6个1条过道；每排7～12座2条过道；每排大于12座3条或3条以上过道。26应急出口分为四个等级，一对I型应急出口允许约45人使用，一对A型应急出口允许110人使用。27应急出口的数量和布置应便于旅客的迅速撤离，对于客座量大于44座的飞机，要求全部乘员能在90S内从飞机撤离至地面。28发动机进气系统的主要用途就是把进来的空气在能量损失最小的情况下减速到压气机要求的进口速度。衡量进气道工作效率的重要参数是进气道出口总压恢复。29进气道的四种基本形式NACA平贴式进气道、皮托管式进气道，锥型进气道和二维斜板式进气道。30燃油自动控制系统用来保证当飞机燃油消耗时飞机的重心保持在给定的范围内。31目前，寿命周期费用分析的方法主要有类比法、参数法和工程估算法三种。 名词解释（每题5分，共20分） 升阻比 飞行器在飞行过程中，在同一迎角的升力与阻力的比值。其值与飞行器迎角、飞行速度等参数有关，此值愈大说明飞行器的空气动力性能愈好。对一般的飞机而言，低速和亚音速飞机可达17～18，跨音速飞机可达10～12，马赫数为2的超声速飞机约为4～8 过载（载荷因数） 除重力外，作用在飞机某方向上的所有外力之合力与当时飞机重量之比值，称为该方向上的过载（载荷因数）。 翼载 翼载是飞机重量与机翼参考面积的比值。其中飞机的重量多选择正常起飞重量。而机翼的面积则选择包含部分机身的机翼参考面积。翼载是决定飞机机动性能、爬升性能和起降性能的关键参数。 使用载荷（限制载荷） 飞机使用中实际可能遇到的最大载荷。 设计载荷（极限载荷） 设计的结构所能承受而不破坏的最大载荷。 机翼颤振 颤振是弹性体在气流中发生的不稳定振动现象。弹性结构在均匀气（或液）流中受到空气（或液体）动力、弹性力和惯性力的耦合作用而发生的大幅度振动。它可使飞行器结构破坏。 “满应力法”机翼结构设计 是指机翼结构的工作应力σf与机翼结构的许用应力[σ]相等的设计方法。 飞机前轮摆振 是指当飞机在起飞或着陆滑跑时，它的前轮有时会发生一种偏离其中立位置的剧烈的侧向摆动，轮胎和地面接触的部分相应地发生交变的变形。前轮的摆动又导致前起落架支柱和前机身的晃动，剧烈时甚至形成整个机身从头部传至尾部的颤抖。 浸润面积 飞机的外露表面积，可以看做把飞机浸入水中会变湿的那部分面积。 单位耗油率 燃油消耗率除以由此产生的推力。对于喷气发动机，SFC通常用每小时每磅推力所消耗的燃油磅数度量。 面积律:面积律是指为了使波阻最小，飞机所有部件的横截面积叠在一起的分布应该相当于一个最小阻力的当量旋成体（“Sear-Haack”体）横截面积的分布，或分布曲线比较光滑而无不规则的变化。 涵道比:涡轮风扇发动机外涵流量与内涵流量之比称为涵道比。目前民用航空涡扇发动机的涵道比在1 ~ 5的范围内。 结构重量系数： 飞机通常用结构重量系数来表示结构设计水平。 结构重量系效是用飞机结构重量与飞机正常起飞重量之比的百分比来表示。 副翼反效 当机翼扭转刚度较小，扭转变形较大时，将导致副翼效应部分甚至全部丧失，这就是副翼反效。 由于机翼的弹性，副翼产生的力矩作用在机翼上也会使机翼向与副翼偏转的相反方向变形扭转，改变机翼的攻角（迎角），从而在气动力的作用下产生一个与副翼产生的滚转力矩方向相反的力矩。 当飞行速度达到某一值时，操纵副翼产生的滚转力矩与机翼上气动力引起的弹性变形产生的力矩相互抵消，就会使副翼失效（即副翼效应为零），飞

固定翼轻型无人机航摄系统应用概况

固定翼轻型无人机航摄系统应用概况 2011年3月

一、固定翼无人机系统简介 无人机结构简单、使用成本低，不但能完成有人驾驶飞机执行的任务，更适用于有人飞机不宜执行的任务。无人机航拍影像具有高清晰、大比例尺、小面积、高现势性的优点。无人驾驶飞机为航拍摄影提供了操作方便，易于转场的遥感平台。 二、固定翼无人机软硬件配置 (一)硬件配置 1.系统组成和技术指标

2.航摄仪：佳能5Dmark II数码相机 数码相机镜头紧固、镜头与机身依靠机械装置紧密连接，且经过严格检定，检定参数如下： 3.辅助设备 系统工具箱、地面监控站(便携式笔记本安装地面监控软件)、电台、手持GPS、航摄系统运输车(全顺汽车)、车载电源逆变器。

(二)软件配置 包括曝光点设计软件、航摄质量快速检查软件、影像预处理软件。 1.航摄质量检查软件 航摄质量检查软件可以检查航片影像重叠度和悬偏角。 2.影像预处理软件 影像预处理软件能够利用非量测相机的检校参数对它所航摄的航片进行影像畸变差改正。 3.地面监控软件 地面监控软件实现航摄任务的航线设计、各种飞行参数及设备状态显示、控制命令上传等监视控制功能。 三、生产流程 1.根据已有资料对生产区域进行分析，确定航空摄影方案并进行无人机航空摄影； 2.进行野外像片控制点和检查点测量； 3.利用无人机航空影像及野外控制点或已有控制点进行区域网平差成果数据，创建立体模型，并进行内业测图、野外调绘及数据编辑，得到DOM、DLG成果数据； 4.利用野外检查点对DOM、DLG成果进行检查；

5.生产其它专题图。 四、应用案例 1.2010年3月完成四川省都江堰市玉堂镇无人机航摄系统的试运行。在都江堰玉堂镇进行了1：1000以及1：2000的试飞行。根据飞行完成后所获取的影像，第一时间内做了高精度的空三加密实验。对在试验中出现的问题，进行了深入的探讨。结合无人机航摄系统的

飞机总体设计 - 设计过程及算例

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。

飞机升力与阻力详解

. 飞行基础知识①升力与阻力详解(图文) 升力是怎样产生的 任何航空器都必须产生大于自身重力的升力才能升空飞行，这是航空器飞行的基本原理。前面我们提到，航空器可分为轻于空气的航空器和重于空气的航空器两大类，轻于空气的航空器如气球、飞艇等，其主要部分是一个大大的气囊，中间充以比空气密度小的气体（如热空气、氢气等），这样就如同我们小时候的玩具氢气球一样，可以依靠空气的静浮力升上空中。远在一千多年以前，我们的祖先便发明了孔明灯这种借助热气升空的精巧器具，可以算得上是轻于空气的航空器的鼻祖了。 然而，对于重于空气的航空器如飞机，又是靠什么力量飞上天空的呢？ 相信大家小时候都玩过风筝或是竹蜻蜓，这两种小小的玩意构造十分简单，但却蕴含着深刻的飞行原理。飞机的机翼包括固定翼和旋翼两种，风筝的升空原理与滑翔机有一些类似，都是靠迎面气流吹动而产生向上的升力，但与固定翼的飞机有一定的差别；而旋翼机与竹蜻蜓却有着异曲同工之妙，都是靠旋翼旋转产生向上的升力。 机翼是怎样产生升力的呢？ 让我们先来做一个小小的试验：手持一张白纸的一端，由于重力的作用，白纸的另一端会自然垂下，现在我们将白纸拿到嘴前，沿着水平方向吹气，看看会发生什么样的情况。哈，白纸不但没有被吹开，垂下的一端反而飘了起来，这是什么原因呢？流体力学的基本原理告诉我们，流动慢的大气压强较大，而流动快的大气压强较小，白纸上面的空气被吹动，流动较快，压强比白纸下面不动的空气小，因此将白纸托了起来。这一基本原理在足球运动中也得到了体现。大家可能都听说过足球比赛中的“香蕉球”，在发角球时，脚法好的队员可以使足球绕过球门框和守门员，直接飞入球门，由于足球的飞行路线是弯曲的，形似一只香蕉，因此叫做“香蕉球”。这股使足球偏转的神秘力量也来自于空气的压力差，由于足球在踢出后向前飞行的同时还绕自身的轴线旋转，因此在足球的两个侧面相对于空气的运动速度不同，所受到的空气的压力也不同，是空气的压力差蒙蔽了守门员。 对于固定翼的飞机，当它在空气中以一定的速度飞行时，根据相对运动的原理，机翼相对于空气的运动可以看作是机翼不动，而空气气流以一定的速度流过机翼。空气的流动在日常生活中是看不见的，但低速气流的流动却与水流有较大的相似性。日常的生活经验告诉我们，当水流以一个相对稳定的流量流过河床时，在河面较宽的地方流速慢，在河面较窄的地方流速快。流过机翼