油動大載重比可控空投驗證機的設計與研制

董震 賴學聰 金浩 陳立業 張文宇

摘 要：運輸類無人機在某些領域代替人工或有人機成為一種熱潮，本文所設計飛機翼展4.5米，使用活塞發動機，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計和合理的結構布局、材料使用共同實現，飛機主體結構采用優質的巴爾沙輕木制作，主要承力結構使用碳纖維復合材料和鋁合金相配合，空機結構重量輕，制造成本低。

關鍵詞：載重；固定翼；油動；氣動設計

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

1 總體設計指標

本項目所設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甲醇發動機，額定轉速37500r/min，配備23寸櫸木螺旋槳，工作轉速5000r/min。飛機采用全動式平尾，較大面積的襟副翼，降落時又可充當地面擾流板，整機具有高度的機動性，滿載時飛行速度45km/h，最小轉彎半徑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、城市等飛行環境密集狀況下的短途貨物運輸工作。

2 初步質量估算

采用單發活塞式發動機，設計飛機空機質量3Kg，最大起飛重量18Kg，比賽時間為5分鐘，按照發動機全程最大推力狀態工作，攜帶600cc燃油是足夠的。得最大商載為14.4Kg。

WOE=Wstr+Wpw+Wss

式中：Wstr結構重量；Wpw動力裝置重量；Wss標準設備和系統重量。飛機的電氣系統選用標準的成品舵機和電池，經統計固定設備的質量為0.589kg，根據以往對航模發動機的使用經驗，所使用動力系統質量約為1.15Kg，故飛機結構重量應為1.261Kg。

3 氣動設計

3.1 整體外形參數

本機型設計巡航速度為45Km/h，屬于慢速無人機，在做氣動設計時無需考慮空氣壓縮性及激波阻力的影響，1/4弦線后掠角設為0°，通常大展現比機翼的誘導阻力會更小，機翼的三維效應較小，會有更高的升阻特性，通常稍根比0.45時最接近橢圓形環量分布。根據以往設計經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為0.6米，翼稍弦長0.27米，翼展4.5米，作為后續詳細氣動設計的參考性轉進行計算。

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°時最大升力系數為1.25。根據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Cy=CL？琢（？琢-？琢0），計算得Cy=1.007。根據設計滿載巡航速度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 操縱面設計

4.1 橫向操縱面

設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副翼的襟副翼效果，使用在飛機著陸時兩側副翼同時向上90°打開實現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，滿足在預期山區、城市等復雜使用環境的良好可控性，故將尾容量設計大些。

設計垂尾面積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具備相當高的自穩性；飛機目前使用人工遙控操縱方式飛行，在人工操縱技術較高的情況下設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

在以上理論計算的基礎上，并結合以往其他類型航模飛機的制作經驗，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，飛機的俯仰穩定性良好，舵面操縱效率令人滿意。由于飛機展現比過大，橫向穩定性略過于強，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計目標還尚有進一步改進的地步。

參考文獻：

[1] 馬丁西蒙斯[英].肖治垣，馬東立.模型飛機空氣動力學.北京：航空工業出版社，2007.

[2] 顧誦芬.飛機總體設計.北京：北京航空航天大學出版社，2001.

[3] 張錫金.飛機設計手冊[第六冊]氣動設計.北京：航空工業出版社，2002.