微小飞行器设计方案.docx
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微小飞行器设计方案
微小飞行器设计方案
动力系统测试
要确保设计的飞机能飞起来首先要确定飞机具有足够强劲的动力系统,因此需要做飞机动力实验。
"机"选用的动力系统配件有：
1805无刷电机/EP5030桨动力系统：
直径18mm长5mm的1805无刷电机是近年来经常被广泛使用的一种小型无刷电机,通常被用作超轻型室微小飞机的动力；市面上和它匹配的减速组最常见的为9:
48,螺旋桨为EP5030,减速组重3.66克,减速组和螺旋桨之间通过一个铜适配器和皮筋连接。
这种动力组所使用的能源为7.4V的450mah可充电锂电池。
1.测试目的
掌握微小型飞行器动力系统拉力和转速等参数的测量方法,掌握螺旋桨拉力参数随转速的变化关系,并为"飞猴"飞机测得详细动力参数
2.发动机静拉力〔或静推力确定方法
●经验公式法
螺旋桨的静拉力〔或静推力可以通过近似计算式来估算。
这里我们首先介绍的是著名的艾伯特公式：
T＝6.8x10-15⨯P⨯D3⨯n2〔1
式中,T为静拉力〔或推力,单位：
克；P为螺旋桨的螺距,单位：
毫米；D为螺旋桨的直径,单位：
毫米；n为螺旋桨转速的转数,单位：
转／分。
上述艾伯特公式中,螺距P、直径D数据螺旋桨上通常都是标注的。
对于有KV值的小无刷电机,可根据接收机额定电压乘以KV值,大致估算出螺旋桨转数n；对于KV值不详的小无刷电机以及一些小的有刷电机〔如空心杯电机,可以按照常规电动航模相同的连接方法,将电机/接收机/电池连接起来〔对于无刷电机,还需要连接相应的电调,然后通电,并用数字式激光转速仪测得满油门下发动机的转速。
注意：
艾伯特公式只是经验公式,该公式推导过程大简化了桨叶形状等因素,有时会与实测数据有很大出入,尤其对于微型机的螺旋桨更甚。
除了艾伯特公式外,许多网友还将各种螺旋桨静拉力〔或推力的经验公式开发成小软件,譬如
图2某螺旋桨静拉力〔或静推力计算器界面
●实验测试法
对于室飞机拉力的实验测试,目前普遍采用杠杆原理。
图3显示的是同济大学学生基于杠杆原理制作的一个简易的小飞机发动机拉力〔或推力测试装置。
该装置的AOB摇臂中,O点铰支在测试台底板上,A点固接电机/减速组/螺旋桨〔电机直驱时无减速组,B点下方放置一数字式电子台秤；力臂AO在长度上约等于OB；给A点的动力装置接上电池〔这里,我们用稳压电源代替；对于无刷电机,还需要接上相应的电调、接收机等后,推满遥控油门,发动机就会产生向右的水平拉力。
该拉力通过AOB摇臂,在B点处将压力传给电子秤,电子秤上可直接读出具体的发动机拉力大小数据。
图3小飞机发动机拉力〔或推力测试装
3.实验容
测试同一螺旋桨的拉力随转速与风速的变化趋势；
并测试电动机拉力大小随螺旋桨参数和转速的变化趋势。
4.实验仪器、设备
微小型飞行器动力系统综合测试平台
电子秤
电子风速仪
电风扇〔风源
数字式激光转速仪
该测试系统主要由①台架主体、②油门伺服系统、③测试系统、④显示系统几部分组成。
台架主体用以安装待测动力系统,采用摇床式结构。
油门伺服系统用以精确控制发动机油门,由步进电机、控制器、驱动器组成。
测试系统能自动采集数据、自动处理数据、自动生成试验报告,可以进行转速、推力〔拉力、扭矩、耗油率等参数的测量。
显示系统由各传感器对应的二次仪表及伺服系统控制器组成,可以直观地读数,同时可以供计算机进行数据采集和处理。
4.实验操作步骤
A.先连接电机、接收器与螺旋桨,将飞行器遥控器的动力推杆退回至无推力的状态,将电风扇先关闭；
B.设置飞行器遥控器与接收器,将遥控器与接收器正确配对；
C.在没有载荷的情况下将电子秤的示数清零
D．将电风扇打开,调整风扇与测试平台的距离,
E．将遥控器操纵杆推至最上面的位置,使电机以最大功率带动螺旋桨,测量螺旋桨处的风速,并记录下此时电子天平的读数；
F.取得读数后关闭电风扇和电机,并卸下电子秤上的载荷。
重复上述C-F步骤,测量风速不同位置的读数整理后得下表：
实验序号
1
2
3
4
5
6
风速m/s
0
1.3
1.9
2.5
3.5
4.0
螺旋桨转速rpm
9959
9830
9233
8842
8665
8578
拉力g
105.4
102.7
90.6
83.1
79.8
78.2
5.实验数据分析及总结
将上表中的数据导入OriginPro软件中并加以整理后得如下图表：
纵坐标转速单位r/min横坐标风速单位m/s
纵坐标拉力单位g横坐标风速单位m/s
观察后得出如下结论：
1在0~5m/s速度的风的吹拂下,螺旋桨的转数在8500rpm~10000rpm围波动；
2在飞行过程中,螺旋桨的拉力会稍微下降；本次实验的室小飞机动力装置拉力为105.4g,但在4m/s的飞行速度下,拉力却下降为78.2g。
3尽管艾伯特公式主要适用于更大型的螺旋桨,此处仍然用该公式对拉力T估算。
4数据采集时螺旋桨已达到最大转速。
三、飞机外形的设计〔含CAD设计
1.机翼图案的选择与设计
作为第二组,我们选择的自然是以为原型的卡通图案。
经过网上搜索与选取,我们初步决定以以下这个图片中卡通图案作为设计的参考蓝本设计机翼图案。
图为初版机翼图案设计的参考蓝本
由于同志的卡通肖像较少,我们按参考图案的特征,自行设计了一卡通人物图像。
在决定好基本图案之后,我们使用AutoCAD软件进行了图案的重新绘制与优化,使用对称工具,得到了卡通图案的闭合外部轮廓图,如下图所示。
图为初版图案绘制的外部轮廓图
接下来在对图案的外边轮廓重新绘制之后,得到了AutoCAD机翼的雏形。
然而我们还有很多的优化问题需要解决。
下图为初步绘制的矢量图。
之后我们对这原来参考图案的不足进行了分析与改进：
（a）展弦比太小
由于是卡通人物肖像,所以高和宽的比例接近人体的比例,但是这不利于飞机的飞行。
所以,我们将人物变宽变胖,尽可能的增大展弦比,同时又不失去卡通形象的特征。
（b）双手部分边界不平滑
卡通人物的双手抱着两个娃娃,使边缘凹凸不平。
这样的形状不利于飞机的飞行。
我们决定去掉娃娃,重新修改手部的边缘外形,并加宽加大,使其类似于飞机机翼的外形。
（c）脚部升降舵的重新设定
升降舵很大程度影响了飞机的可操控性。
为了使飞机易于控制,我们将脚部放大,设计了比较大的升降舵。
最终,在解决了上述问题之后,我们得到了最终的翼面设计。
2.CAD设计与绘制
在完成了设计之后,对图像进行了上色处理,以便于打印之后作为上色依据和板材裁剪的标尺。
最终效果图
3.方向舵的设计与制作
为了与的领导人形象相配合,老师建议我们选择了用五星红旗的爱心形状作方向舵。
在用AutoCAD对香蕉进行设计之后,机身上的图案也按照这个图案进行缩放和旋转。
最后通过排列来构成机身的整个图案
之后,对图片进行了上色处理
设计方向舵的时候,要注意安装位置。
不能让方向舵和升降舵相互阻碍,所以方向舵位置稍微向前。
设计完成后,我们将图案用A2的纸打印出来,平铺在纸板上,在用水性笔描线上色。
最后经过不懈地努力和尝试,我组完成了卡通飞机的设计和安装。
最终效果图如下
四、气动性能分析
""飞机的整个机身大致可以认为与机翼融为一体,且近似于一块长方形的整体机翼。
实际操作中采用软件模拟分析的方法大致确定飞机在实际飞行中的气动性能。
1.飞机升阻特性的几个基本概念
在飞机设计过程中,飞机或机翼的升力L和阻力D通常分别用以下表达式被描述：
L=1/2ρCLSv²〔1
D=1/2ρCDSv²〔2
其中,ρ为空气密度,取1.205kg/m3,v为飞机的飞行速度,L为特征尺寸,如机翼弦长等；CL,CD分别为升力系数和阻力系数,与飞机的翼型、迎角α等因素有关。
在对飞机的升阻特性进行风洞试验测试时,飞机的模型必须要和实际的飞机满足三个方面的相似性,即几何相似,运动相似和动力相似。
所谓几何相似,就是实验飞机模型各部件外形尺寸要是实际飞机的等比例缩放；运动相似,就是风洞中气流与模型之间的相对运动关系要和实际飞机速度与空气之间的相互运动关系保持一致；动力相似,就是风洞实验模型的雷诺数Re要与实际飞机飞行的雷诺数相等或相近。
这里雷诺数
Re=ρvL/μ〔3
其中,μ为空气的动力学粘性系数,室温下取1.5⨯10-5m2/s。
从物理意义上讲,雷诺数是用来表明空气摩擦阻力在模型或真实飞行器的总阻力中所占比例大小的一个系数。
雷诺数越大,表明摩擦阻力所占比例越小；反之,则越大。
总之,风洞模型只有和真实飞机之间满足上述三方面的相似性,风洞试验得到的CL-α曲线、CD-α曲线才能直接用于真实飞机升力与阻力的计算,才能"通用"。
最后,我们再介绍一下飞机或机翼升阻比的概念。
升阻比又称"举阻比"、"空气动力效率",指的是飞机飞行过程中,在同一迎角下的升力与阻力的比值,即L/D或CL/CD。
对于低速飞行的飞机来说,CL/CD主要取决于飞机机翼的迎角。
以下我们将通过NASA网页上的一个简易风洞软件Tunnel确定飞机在不同迎角下的升阻比,以选定合理的机翼迎角。
2.美国NASA的Tunnel简易气动软件
Tunnel简易气动软件简介
Tunnel是美国NASA〔国家航空航天局官网上的一个简易的机翼气动性能虚拟测试软件,它的全称叫"莱特1901年风洞模拟器"。
该款软件的风洞环境与110年前莱特兄弟制造的风洞环境类似,此外,莱特兄弟风洞实验的风速大约在3m/S~6m/s围,也与普通室慢飞小飞机的速度围较为吻合。
因此,可以认为,莱特兄弟风洞实验的机翼在动力相似方面和当前的室小飞机较为一致,其实验数据适合当下室小飞机的设计。
值得一提的是,莱特兄弟关于这些机翼的风洞试验数据现在已经被做成数据库,集成在Tunnel软件中,软件使用者模拟自己的飞机机翼升力、阻力时可以通过该软件的用户图形界面直接调用。
Tunnel气动软件的实验步骤
先选择合适的翼型。
软件附带的翼型库如上图所示,选取与我们制作的卡通飞机翼型最相近的17号翼型,以下是软件模拟的具体步骤。
步骤1：
Tunnel软件界面中点击"Selectmodel",选择模型。
界面右方会显示出各种翼型,见图5；用鼠标直接点击选择需要的机翼模型,界面左上方便会显示出升力天平、机翼和"手"的图样,见下图；
步骤2：
点击"SetAngleofAttack",设置机翼迎角。
鼠标点击该"手"并移动,可调整机翼的迎角α。
步骤3：
点击图中的"starttunel"按键,开始"吹风实验"。
步骤4：
点击图中的"Adjustfordrag"按键。
注：
该步骤可直接跳过。
软件该处疑似存在bug。
步骤5：
点击"Recorddata"按键,在见上图界面右上方的"升力系数-迎角坐标系"〔即LiftCoefVsAngleofAttack坐标或CL-α坐标中会记录下当前迎角α下机翼的升力系数CL数据。
重复步骤2~步骤5,便可在图6界面的"升力系数-迎角坐标系"中得到机翼的整条CL-α曲线。
Tunnel气动软件是不能直接计算机翼阻力的,但鼠标点击Tunnel软件界面上的"DragBalance"；然后按照升力计算同样的步骤,却可得到机翼的CD/CL-α〔阻升比Vs迎角曲线。
有了机翼〔或平尾的CL-α曲线和CD/CL-α曲线,根据升阻比CD/CL的定义,我们就可以得到机翼〔或平尾的CD-α曲线。
注意,当你利用Tunnel气动软件计算机翼的升力、阻力时,界面的右
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