-
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<
/p>
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。
动力形式
优点
缺点
实例
机头拉进
式
机尾推进
式
单发翼前
缘拉进式
< br>螺旋桨前方
排气被机身
进气稳定未
和机翼阻止，
被干扰；
影响动力系
容易实现重
统的效率；
心位置设计；
回收降落时，
手抛发射不
电动机和螺
会对发射员
旋桨容易触
造成危害；
地损坏
机头可以安
装任务设备；
螺旋桨也不
重心配置在
容易在着陆
设计重心点
时触地损坏；
非常困难；
对螺旋桨的
干扰较小；
机身的阻力
电动机不在
会产生一个
< br>占用机头位
较大的低头
置；
力矩；
以便在机头
< br>过高的机身
安装任务设
也增大的结
备；
构重量，
浸润
面积也比较
大
布置需要两
台电动机，
增
加了系统的
复杂性
双发翼前
缘拉进式
机头安装摄
像设备
单发机翼
后缘推进
< br>式
机头安装摄
像设备
< br>螺旋桨的滑
流直接吹在
尾翼上，
造成
无人机的稳
定性变化
本方案为：机尾推进式
2.
无人机升阻特性（极曲线）估算
前面确定了机翼的基本参数，
要确定无人机的具体机翼参数，<
/p>
还
需要知道“起飞重量”
、
“翼载荷”
，然后进行布局缩放。
确定起飞重量，
关键是电池重量，
电池重量由飞机需要
的能量决
定，能量由飞机升阻特性决定。升阻特性由飞机布局形式决定，可参
考同类飞机，进行初步估算。
2
飞机的极曲线：
C
< br>D
?
C
D
0
?
C
D
,
i
?
C
D
0
?
KC
L
（
1
）
零升阻力系数
C
D
?
C
S
浸湿
，一般可取为
2
.X
（一张纸打比方）
f
e
S
参考
【参考面积统一
为机翼面积】
对于机身：
S
浸湿
=3.4*
?
?<
/p>
(
S
侧
+
S
俯
)
/
2
?
?
对于机翼、尾翼，一般以翼型最大相对厚度为基础计算。
t
/
c
?
0.05
S
浸湿
=2.003
S
外露
t
/
c
?
0.05
S
浸湿
=
?
1.977+0.52*(
t
/
c
)
?
S
外露
也可以直接根据各类飞机的统计值，选取参考值。
这里假设：机翼：
t
/
c
?
0.1
，则
S
浸湿
?
2.029
< br>;
S
S
浸湿
3.4*0.1
?
?
0.17
;
S
2
机身：取
S
侧<
/p>
=
S
俯
?
0.05
S
，则
垂尾：
S
外
露
?
0.1
S
，则
C
D
?
C
fe
S
浸湿
?
0.2029
;
S
< br>S
浸湿
?
0.0055*(2.
029
?
0.17
?
< br>0.2029)
?
0.0132
S
参考
（
2<
/p>
）升致阻力因子
K
?
1
A
?
e
对于后掠翼飞机：
K
?
e
?
4.61*(1
?
0.045
A
0.68
)(cos
?
LE
)
0.15
?
3.1
?
4.61*(1
?
0.045*5.
8
0.68
)(cos
28)
0.15
?
3.1
?<
/p>
0.7518
1
1
?
?
0.073
< br>
A
?
e
5.8*3.14*0.7518
至此，可以估算得到飞机的极曲线
< br>
2
C
D
?
0.0132
?
0.073
C
L
1.6
1.4
1.2
1
C<
/p>
l
0.8
0.6
0.4
0.2
0
0
0.01
0.02
0.03
0.0
4
0.05
0.06
0.07
0.08
0.09
0.1
0.11
0.12
0.13
0.14
0.15
0.16
0.17
0.18
Cd
（
3
）飞机极曲线
2
C
D
?
0.0
132
?
0.073
C
L
升阻比最大时，
C
L
?
0.0132
/
0.073
?
0.4252;
C
D
?
0.0264<
/p>
最大升阻比：
(
L
/
D
)
m
ax
?
C
L
/
C
D
?
16.
1
3.
功重比与翼载荷的确定
如果飞机重量知道，
获得了升阻特性，根据速度可以得到功率需求，
根据航时要求可以得到能量要求，
即：起飞重量决定功率能量
但是起飞
重量主要包括机体结构、任务设备、动力装置、电池。
而电池重量又决定它包含的能量的
多少。
即：功率能量决定起飞重量
确定其中一个需要依靠对方，从而提出
功重比
< br>的概念。
起飞重量决定机翼大小，
机翼大小又决定起飞重量，
从而提出
翼
载荷
的概念。
根据功率需求，可推出飞机功重比与翼载荷的约束分析方程：
P
qV
(
)<
/p>
?
gV
y
?
W
T
W
T
S
2
?
n
2
?
W
T
< br>?
2
?
?
g
?
?
C
D
0
?
K
2
?
q
?
S
?
?
?
?
?
一般情况下，可先根据经验值确定翼载，然后在
无人机巡航、爬
升、盘旋、最大飞行速度等多个工况下，由翼载计算功重比。
表
4-1
无尾布局小型电动无人机参数统计
名称
翼展
(m)
机长
(m)
机翼面积
(m2)
重量
(kg)
翼载荷
(kg/m2)
Dragon
Eye
Duigan
P15035
UAVZALA421-08
1.14
3
1.5
0.8
0.9
-
1.06
0.41
0.35
0.9
0.525
0.25
2.7
6.5
2.9-4.6
1.7
7.7
7.2
5.52-8.76
6.8
从统计
值可知，翼载可取
7kg/m
2
代入上式，可得到
巡航状态
：
V=18m/s
：功重比为：
11.19W/kg
爬升状态
：
手抛速度
V=10m/s
：
C
W
1
1
?
?
V
2
< br>C
L
起飞
?
?
V
2
L
max
?
13.4
< br>S
2
2
1.1
< br>V=0.5
（人手抛速度
+
巡航
速度）
=12m/s
，
Vy=4m/s
：
功重比为：
48.4 W/kg
巡航
盘旋状态
：
V=18m/s
，
n=1.73;
功重比为：
20.1
W/kg
最大平飞速度状态
：
V=28m/s;
功重比为：
33.9W/kg
工况
巡航状态
爬升状态
巡航盘旋状态
最大平飞速度状态
功重比
11.19W/kg
48.4 W/kg
20.1 W/kg
33.9W/kg
由上得出最大功重比为：
48.4
W/kg
，巡航功重比为：
11.19W/kg
250
200
1
3
5
2
4
150
P
/
W
t
100
50
0
0
1
2
3
4
5
6
7
Wt/S
8
9
10
11
12
13
14
15
实际上，各种工况下，翼载与功重比之间关系图可以画出来，然
后根据一些限制条件（起飞距离。
。
。
。
。
）
，找范围，确
定相应满足条件
的翼载和功重比若干组。
4.
起飞重量确定
< br>W
T
?
W
1
?
W
2
?
W
3
?
W
4
其中，
W
1
是结构重量，
W
2
是动力装置重量，
W
3
是电池重量，
W
4
是航
空电子与任务设备。
其中，
W
4
在重量设计中是不变的，
是任务要求中
给定的。
（
1
）飞机结构重量
W
1
?
f
1
?
W
T
其中，
f
1
为结构重量系数。一般起飞重量在几公
斤范围内的小型无人
机结构重量系数在
0.25-0.35
范围内，作为初步分析，可取为
0.3
。<
/p>
常规飞机种类结构重量系数
飞机种类
亚音速干线客机
轻型
中型
重型
。
。<
/p>
。
。
。
。
。
。
。
f
1
0.30-0.32
0.28-0.30
0.25-0.27
。
。
。
。
。
。
（
2
）动力装置重量
动力装置包括电机、减速器、螺旋桨等。电动飞机起飞重量不随飞行
发生变化。
W
2
?
f
2
?
W
T
推导过程：
W
2
?
P
max
?
dj
?
(
P
/
W
T
)<
/p>
max
?
dj
?
W
T
其中，
P
max
为电机的最大输出功率，
(
P
/
W
T
)
max
为飞机最大
功重比，
?
dj
为动力装置的比功率<
/p>
（功率
/
动力装置重量）
。
这一参数可以取统计值。
【分析：最大功重比为
48.4w/kg
，小型手抛电动无人机
重量不大于
5kg
，因此，最大需求的功率：
< br>250W
】
注
：
通常手抛电动无人机
300w
的电机重量约为
100g
，
电调约为
50g
，
电机与螺旋桨连接器为
30g
。从而有，动力装置的重量约为
W
2
?
0.25<
/p>
kg
（
3
）电池重量
电池重量
=
能量
/
能量密度
W
3
?
E
/
e
其中，
E
为飞行中电池提供的能量，
e
为电池实际比能量
（能量密度）
。
E
?
P
/4
?
t
其中，
P
/4
为飞行中电
池提供的平均功率，
t
为飞行时间。
由于飞机在爬升段需要较高功率，在飞行高度不高（相对地面
<
200
米）
，爬升段时间短，可以忽略，飞行中巡航段时间最长
，下滑段可
以停车，飞行过程中重量不变，因此，
P
/4
可表示为
P
/4
?
P
req
??
t
dj
?
js
?
lj
?
T
?
V
??
t
dj
?
js
?
lj
?
L
/
K
?
V
??
t
dj
?
js
?
lj
?
W
T
g
/
< br>K
?
V
??
t
dj
?
js
?
lj
?
g
/
K
?
V
?
?
t
dj
?
j
s
?
lj
?
W
T
?
t
、
?
dj
、
?
js
、
?
lj
分别为电机调速器效率、
其中，
电机效率、
减速器效率、
螺旋桨效率。
P
req
为飞机巡航段的需用功率。
K
为巡航段飞机的升阻
比。
V
为巡航速度。
g
为重力加速度。
综上可得：电池重量表达式为
W
3
?
E
/
e
?
P
< br>/4
t
/
e
?
t
1
?
??
??
t
dj
?
js
?
lj
e
t
dj
?
js
?
lj
P
req
?
P
req
?
1
?
W
T
?
f
3
?<
/p>
W
T
?
?
?
W
T
?
xh
?
dc
.
xh
一般地，
?
t
?
0.9,
?
dj
?
0.7,
?
js
?
1(
没
有使用减速器
)
螺旋桨效率：
在未知转速的前提下，
可以利用已有的小型螺旋桨效率
-
速度曲线，预选一个初值。在巡航速度下，效率
?<
/p>
lj
?
0.7
;
在起飞爬升
段，效率
?
lj
?
0.5
。
从而得到：
巡航段动力系统效率：
?
?
?
dj
?
lj
?
t
?
0.7*0.7*0.9<
/p>
?
0.44
爬
升段动力系统效率：
?
?
?
dj
?
lj
?
t
?
0.7*0.5*0.9
?
0.315
另外，还需要知道
电池特性：
实际比能量与平均比功率
上图可以利用电池的放电特性曲线：电压
-
放电时间曲线（不同
电流下）
。
（
怎么转换，上网查，斜率是放电时间
）
从上图中可以看出，
MH-Ni
比能量
较低，但比能量随着比功率增
大变化较小，适合大功率短时间情形，即适合飞行时间短、
速度大的
飞行器。
LiSO
2
比能量高，但比能量随着比功率增大迅速下降，适用于小
功率长时间情形，即适合飞行时间长、速度小的飞行器。
< br>因此，本方案选取
LiSO
2
电
池
，根据航时要求为
1
小时，斜线与<
/p>
曲线交点得到，比能量：
180Wh/kg
，比功率：
120W/kg
。
另外，也可以根据统计来取值
电池的比能量比功率统计
品牌
AKE
dn power
HIMODEL
BLUEARROW
tp6000-2s3pl
容量
(Ah)
2.2
2.15
4
2.2
6
电压
(V)
11.1
11.1
14.8
11.1
11.1
重量
(kg)
0.166
0.158
0.429
0.156
0.381
放电倍率
(C)
15
15
15
12
12
比能量
< br>(70
％
)
102.3
105
96.2
109.3
121.6
比功率
(1h)
102.3
105
96.2
109.3
121.6
综上可知：
f
3
?
?
P
r
eq
?
1
1
?
*11.19
/120
?
0.2119
?
?
??
0.44
t
dj
?
js
?
lj
?
W
T
?
xh
?
dc
.
xh
1
?
?
通常还要满足：
?
?
?
f
3
?<
/p>
t
?
dj
?
js
?
lj
d
dc
,max
，
这
是电池放电倍率限
P
?
W
?
max
制的。
（
4
）飞机
的起飞总重量
W
4
< br>T
?
W
1
?
f
1
?
f
2
?
f
3
其中，
W
4
为已知条件，在任务书中获取。
综合前面可得：
< br>W
4
?
W
2
T
?
W
1
?
f
f
?
0.5
?
0.25
?
1.5366
kg
1
?
3
1
?
0.3
?
0.2119
W
1
?
0.4610
kg
W
2
?
0.2
3
kg
W
3
?
0.3256
kg
< br>W
4
?
0.5
< br>kg
5.
电推进系统设计
主要是根据已经确定的无人机总体参数及性能参数，确定无人机
的需
用功率，根据需用功率选取合适的螺旋桨和电机。
（
1
）需用功率
/
推力曲线
无人机作定常平飞时，需要的功率
P
px
?
DV
?
Wg
L
/
D<
/p>
V
取飞行速度：
V
?
8
m
/
s
?
30
m<
/p>
/
s
，间隔
2<
/p>
m
/
s
。
由
L
?
W
T
g
?
qSC
L
，求出
C
L
，根据之前初步估计的升阻特性
2
C
D
< br>?
0.0132
?
0.073<
/p>
C
L
，求出
C<
/p>
D
，再利用
D
?
qSC
D
求出
D
，进而求得
P
px
< br>。
进而画出
P
px
?
V
图。
V
C
L
C
D
L/D
P
D
8.0000
1.7501
0.2368
7.3909
16.2996
2.0491
10.0000
1.1201
0.1048
10.6894
14.0874
1.4168
12.0000
0.7778
0.0574
13.5590
13.3273
1.1170
14.0000
0.5715
0.0370
15.4284
13.6645
0.9816
16.0000
0.4375
0.0272
16.1007
14.9645
0.9406
18.0000
0.3457
0.0219
15.7680
17.1902
0.9605
20.0000
0.2800
0.0189
14.7970
20.3536
1.0235
22.0000
0.2314
0.0171
13.5258
24.4933
1.1197
24.0000
0.1945
0.0160
12.1837
29.6632
1.2431
26.0000
0.1657
0.0152
10.8978
35.9271
1.3897
28.0000
0.1429
0.0147
9.7254
43.3547
1.5573
30.0000
0.1245
0.0143
8.6844
52.0200
1.7439
55
50
45
40
P
(
W
)
35
30
25
20
15
10
5
10
15
V(m/s
)
20
25
30
海平面下平飞需用功率曲线
2.
2
2
1.8
1.6
D
1.4
1.2
1
0.8
5
10
15
V
20
25
30
海平面下的飞机需用推力
< br>（
2
）螺旋桨选取
要求
：
昌敏：以推力作为指标，以巡航作为设计点
a
、螺旋桨必须在整个飞行速度范围
内，提供足够的推力，以满足
功率需求。最大飞行速度下，功率需求最大，螺旋桨的最大
转速功率
要大于最大平飞需用功率。
b
、
电动无人机以巡航速度飞行时间最长，
努力实现螺旋桨在巡航
速度下效率最大化，且螺旋桨可用功率大于且接近其需用功率
。
从平飞需用功率曲线可知：
最大需用功率为：
43.4W
，相应推力为
：
1.55N
。
（可以自已设计桨，也可以选择现有的桨）
根据经验选择若干桨。
桨的螺距、直径已知。
螺旋桨的拉力系数、扭矩系数、功率系数：
< br>C
T
?
T
Q
P
;
C
?
;
C
?
Q
P
?
n
2
D
4
?
n
2
D
5
?
< br>n
3
D
5
（
以上参数
C
T
、
C
P
只跟进前比有关
）
C
Q
?
C
P
/
2
?
螺旋桨的效率：
?
?
J
C
T
V
，
J
?
【注：转速用
r/s
】
C
p
nD
< br>以上参数需要通过实验测量、
PropCalc
软件仿真
来获得。
第一步：通过实验获取
前进
比
J=0
（
V=0
）时的
C
T
0
、
C
P
0
一般情况下，通过六分量天平测试不同转速
n
< br>下的螺旋桨的拉力
T
，通过电压电流测螺旋桨的功率
P
，从而可得到
J=0
时的
C
T
0
、
C
P
0
。
所选桨的螺距
6
吋、直径
8
吋
< br>（
1
英寸
=0.0254
米）
n
6000
7000
…
10000
…
.
P
26.5
42.1
122.9
C
p0
0.0624
0.0625
0.0626
T
2.9
3.9
8.1
C
T0
0.1389
0.1372
0.1396
< br>注：一般小型无人机，常用转速
10000r/min
，
因而测试以此为中心
向两侧展开。
第
二步：获取不同前进比
J
（
V
）下的
C
T
、
C
P
（
注意：空速范围要覆盖所设计无人机的飞行速度范围，转速固
定为
10000r/min
）
【方法一】查文献，找桨的
C
p
-V
（
C
p
-J<
/p>
）
，
C
T
-V
（
C
p
-J
）曲线。利用
文献桨与所选桨在
V=0
时的系数
C
T
0,
文献桨
C
T<
/p>
0,
所选桨
，
C
P
0,
文献桨
C
P
0,
所选桨
，
对文献桨的
C
p
< br>-V
，
C
T
-V
曲线平移，得到所选桨的
C
p
-V
，
C
T<
/p>
-V
曲线
（主要原因：目前没有
折算公式）
。
【方法
二】通过仿真软件
PropCalc
计算，并结合静态结果修正
【方法三】风洞测试
所选桨的螺距
6
吋、直径
8
吋
< br>
（
1
英寸
=0.0254
米）
J
0
C
p
0.0624
C
T
0.1389
…
0.2953
0.3543
0.4134
0.4724
0.5315
0.5906
0.6496
0.7087
0.7677
0.8268
…
0.0715
0.0719
0.0713
0.0694
0.0664
0.0623
0.0563
0.0489
0.0402
0.0294
…
..
0.1235
0.1197
0.1190
0.1043
0.0973
0.0791
0.0641
0.0497
0.0377
0.0245
注：
C
p
/
C
T
在转速固定下改变空速，实际上是改变
了前进比。
0.14
Cp
Ct
0.12
0.
1
0.08
0.06
0.04
0.02
0.2
0.
3
0.4
0.5
0.6
J
0.7
0.8
0.9
1
第三步：
计算不
由
J
（改变
V, n=10000r/
min
）
对应下的各螺旋桨效
率
?
，确定最大效率
-
前进比曲线。以“
巡航速度效率最高，各速度效
率普遍较高
”为准则，确定所选螺旋桨。
（或改进螺旋桨，再提高效
率。
）
【注：转速不变
，空速变化，相当于改变前进比，也可以用
6000
转，出来的
曲线折算为前进比后，应该是一致的】
螺旋桨的效率：
?
?
J
C
T
V
，
J
?
C
p
nD
J
η
10/nD
12
/nD
14
/nD
16
/nD
18
/nD
20/nD
22
/nD
24
/nD
26
/nD
28
/nD
0.2953
0.3543
0.4134
0.4724
0.5315
0.5906
0.6496
0.7087
0.7677
0.8268
0.51
0.59
0.69
0.71
0.75
0.75
0.74
0.72
0.72
0.69
【注：效率只跟
前进比有关，因为
C
T
,
C
p
也只与前进比有关，与转
速绝对值没关系】
0.8
0.75
0.7
效
率
0
.65
0.6
0.55
0.5
0.2
0.3
0.4
0
.5
0.6
J
0.7
< br>0.8
0.9
1
【分析：从上图中可以看出，螺旋桨最高效率为
0.75
，对应前进
比约为
0.5-0.8
之间，
效率都在
0.7
以上。
这一效率最好在巡航速度下
出现。同时可根据最高效率，可选择最佳的螺
旋桨】
第四步：利用
C
p
计算最大飞行速度下的最大转速功率
P
，并进功
率校核。
（多个桨则可以的选择：大于且
接近需用功率）
。
300
280
260
240
22
0
200
180
160
P(W)
140
120
100
80
60
40
20
0
10
12
16
14
18
22
< br>20
24
V(m/s)
28
26
2
0
0
1
5
0
转速
1
7
5
1
2
5
1
0
< br>0
（
V,
n
）对应下功率
P
数据
nV
100
112.5
125
137.5
150
162.5
175
187.5
200
10
29.2
42.9
59.1
12
26.4
14
21.2
16
17.1
18
-
20
-
nV
24
26
28
100
112.5
125
137.5
150
162.5
175
187.5
200
-
-
-
-
-
-
28.6
52.8
86.4
124.5
169.8
校验功率能否满足：最大转速功率
>
最
大平飞功率
/
最大效率。
（如
果多桨，
则可以根据功率情况进行选择，
以
”
可用功率
>
需用
功率且两
者接近
”
为准则，排除一部分
）
【分析
：
由前可知，最大需用功率为：
43.4W
，可在最大飞行速度<
/p>
下，螺旋桨功率满足大于且接近的要求。最小功率需求是在
12m
/s
下为
13W
，在
< br>12m/s
下，螺桨最小转速功率为
29W
，较为接近。
】
第五步：
一旦选定螺旋桨，则根据巡航速度
V
下的效率最大化确
定巡航最佳转速。
（
这就为电机选择提出了要求
）
a.
巡航状态
昌敏做法：
巡航速度：
18m/s
，推力：
0.9605N
0.8
0.75
0.7
效<
/p>
率
0.65
0.6
0.55
0.5
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
J
0.7
0.8
0.9
1
D=0.8
J
η
10/nD
12
/nD
14
/nD
16
/nD
18
/nD
20/nD
22
/nD
24
/nD
26
/nD
28
/nD
0.2953
0.3543
0.4134
0.4724
0.5315
0.5906
0.6496
0.7087
0.7677
0.8268
0.51
0.59
0.69
0.71
0.75
0.75
0.74
0.72
0.72
0.69
299.9752
250.0217
214.2784
187.5163
166.6654
149.9876
136.3650
124.9932
115.3871
107.1392
n
(V=18m/s)
×
10000
T
1.7999
23.2096
1.5001
15.6272
1.2857
11.4113
1.1251
7.6594
1.0000
5.6446
0.8999
3.7164
0.8182
2.4894
0.7500
1.6217
0.6923
1.0483
0.6428
0.5873
0.8
0.75
0.7
0.65
效
率
0.6
0.55
0.5
0.45
0.4
0.6
0.8
1
1.2
转
速
1.4
1.6
1.8
x 10
4
<
/p>
25
20
15
T
10
5
0
0.
6
0.8
1
1.2
转
速
1.4
1.6
1.8
x 10
4
巡航转速约
6500
转，效率约
0.72
从功率角度也可以，避免了以下的迭代
再由
C
T
?
T
Q
P
;
C
?
;
C
?
算出功率，计算出扭矩。为
Q
P
?
n
2
D
4
?
n
2
D
5
?
n
3
D
5
电机选择作输入，选取效率最高的电机。
< br>电机最大工作电压
16.9V
下，计算不同速度下的可用
推力或功率，进
而确定最大最小飞行速度，即速度范围。需要迭代计算，迭代出合适
的转速。效率就不考虑了。
%%%%%%
%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%
巡航速度：
18m/s
?
满足效率最高，螺旋桨功率：
P
prop
?
n
?
P
?
lj
?
17.19
?
22.34
W
<
/p>
0.75
V
18
?
?
161
r
/
s
?
9620
r
/
min
JD
0.55*0.254*0.8
功率校
核
：
（实际上不用校推力，只要功率即可）
P
?
C
P
?
n
3
D
5
?
0.0623*
1.225*161
3
*(0.254*0.8)
5
?
110.3
W
>22.34W
T
?
C
T
?
n
2
D
4
?
0.0791*1.225*161
2
*(0.254*0.8)
4
< br>?
4.28
N
>0.995N
以
n=9600r/min
为巡航转速
，效率最高，但螺旋桨功率过高，
不匹配，不合适。
【
降低转速，损失一点效率，换取功率
】
?
取
n=7500r/min
，
J=0.7087
，效率为
?
=0.72
，
螺旋桨功率：
P
prop
?
功率校核
：
P
?
C
P
?
n
3
D
5
?
0.0489*
1.225*125
3
*(0.254*0.8)
5
?
86.6
W
>23.88W
?
取
n=6000r/min
，
J=0.8858
，效率为
?
=0.66
螺旋桨功率：
P
prop
?
功率校核
：
P
?
C
P
?
n
3
D
5
?
0.0294*1.225*100
3
*(0.25
4*0.8)
5
?
12.4
W
<26.05W
螺旋桨功率不足，舍去。
【分析：如
果想定在此效率、转速，则需优化气动特性，改
进升阻比，降低需用功率。
】
?
取
< br>n=7000r/min
，
J=0.7593
，效率为
?
=0.72
螺旋桨功率：
P
prop
?
功率校核
：
3
5
3
5
?
(
0
.
2
W
5
4
*
0
.
8
< br>)
P
?
C
>23.88W
P
?
n
D
?
0
.
0
4
1
*<
/p>
1
.
2
2
5
*
(
7
0
0
0
/
6
0
)
*
P
?
lj
?
17.19
?
23.88
W
0.72
P
?
lj
?
17.19
?
26.05
W
0.66
P
?
lj
< br>?
17.19
?
23.88
W
0.72
2<
/p>
7
.
6
?
反复迭代，约
6900
转为最佳转速，可以满足效率与功率兼
得。
巡航最佳转速
:n=6800r/min<
/p>
，
J=0.7816
，
< br>?
=0.70
螺旋桨功率：
P
prop
?
功率校核
< br>：
P
?
C
P
?
n
3
D
5
?
0.0
38*1.225*(6800
/
60)
3
*(0.254*0.8)
5
?<
/p>
24.53
W
P
?
lj
?
1
7.19
?
24.55
W
0.70
巡航扭矩：
Q<
/p>
?
P
prop
n
*2
?
?
24
.55
?
0.034
N
?
m
(6800
/
60)*2
?
【分析：
如果想进一步提高效率，则需换桨，因此要准备尽可
能多的螺桨作为备选桨。
如果选择了效率最高的桨，
仍想再提高效率，
则需
要改进飞机升阻特性。也就是说，一方面改桨，一方面改飞机升
升阻特性】
【总结：为什么不能用需用功率、推力反推转速，因为这是一
个隐式关系，无法事前确定
Ct,Cp
】
b.
最大飞行速度状态
飞机需
用功率：
43.4W
，飞行速度：
28
m/s
?
由前面的功率
-
转速
-
速度表可得出，取转速
n=162.5r/s
，
(9750r/min)
，前进比为
J=0.8480
，效率
?
=0.65
，
螺旋桨功率：
P
prop
?
功率校核：
P
?
C
P
?
n
3
D
5
?
0.025*1.225*(9750
/
60)
3
*(0.254*0.8)
5
?
45.5
W
<66.8W
P
?
lj
?
43.4
?
66.8
W
0.65
功率不足。
?
取
n=175r/s
（
10500 r/min
）
，
前进
比为
J=0.7874
，
效率
?
=0.71
螺旋桨功率：
< br>P
prop
?
功率校核：
P
?
lj
?
43.4
?
61.1
W
0.71
P
?
C
P
?<
/p>
n
3
D
5
?
0.036*1.225*(175)
3<
/p>
*(0.254*0.8)
5
?
81.9
W
>61.1W
?
取
n=167r/s
（
10000 r/min
）
，
< br>前进比为
J=0.8274
，
效
率
?
=0.68
螺旋桨功率：
P
prop
?
功率校
核：
P
?
C
P
?
n
3
D
5
?
0.029
*1.225*(167)
3
*(0.254*0.8)
5
?
57.0
W
<63.8W
P
?
lj
?
43.4
?
< br>63.8
W
0.68
反复迭代
< br>?
取
n=170r/s
（
10200 r/min
）
，
前进比为
J=0.8106
，
效率
?
=0.70
螺旋桨功率：
P
prop
?
功率
校核：
P
?
C
P
?
n
3<
/p>
D
5
?
0.03
0*1.225*(170)
3
*(0.254*0.8)
5
?
62.5
W<
/p>
≈
62.0W
P
?
lj
?
43.4
< br>?
62.0
W
0.70
最大飞行速度转速为：
10200
r/min
最大飞行速度扭矩为：
Q
?
c.
爬升状态
任务书中：爬升率为
4m/s
，爬升平均速度为：
12m/s
飞机需用功率：
P
prop
?
W
T
gV
y
?
DV
?
1.5366*9.8*4
?
13.3273=73.6W
?
取转速
n=200r/s
（
12000 r/min
）
< br>V
?
12
2
?
4
2
?
12.6
m
/
s
，
J=0.3113
，
?
=0.51
P
prop
n
*2
?
?
6
2.5
?
0.0585
N
?
m
(10200
/
60)*2
?
螺旋
桨功率：
P
prop
?
P
?
lj
?
< br>73.6
?
144.3
W
0.51
功率校核：
P
?
C
P
?
n
3
D
5
?
0.0717*1.225*(200)
< br>3
*(0.254*0.8)
5
?
243.4
W
>144.3W
功率不接近。
?
取转速
n=187.5r/s
（
1
1250 r/min
）
V
?
12
2
?
4
2
?
12.6
m
/
s
，
J=0.3307
，
?
=0
.54
螺旋桨功率：
P
prop
?
功率校核：
P
?
lj
?
73
.6
?
136.3
W
< br>
0.54
P
?
C
P
?
n
3
D
5
?
0.0718*1.225*(187.5)
3
*(0.254
*0.8)
5
?
200.9
W
>144.3W
?
取
转速
n=175r/s
（
10500
r/min
）
V
?
12
2
?
4
2
?
12.6
m
/
s
，
J=0.3543
，
?
=0.59 <
/p>
螺旋桨功率：
P
prop
?
功率校核：
P
?
lj
?
73.6
?
124.7
W
<
/p>
0.59
P
?
C
P
?
n
3
D
5
?
0.071
9*1.225*(175)
3
*(0.254*0.8)
5
?
163.5
W
>124.7W
?
取转速
n=162.5r/s
（
9750
r/min
）
V
?
12
2
?
4
2
?
12.6
m
/
s
，
J=0.3816
，
?
=0.64 <
/p>
螺旋桨功率：
P
prop
?
功率校核：
P
?
lj
?
73.6
?
115.0
W
<
/p>
0.64
P
?
C
P
?
n
3
D
5
?
0.071
6*1.225*(162.5)
3
*(0.254*0.8)
5
?
130.4
W
>115.0W
?
取转速
n=150r/s
（
9000
r/min
）
V
?
12
2
?
4
2
?
12.6
m
/
s
，
J=0.4134
，
?
=0.69 <
/p>
螺旋桨功率：
P
prop
?
功率校核：
P
?
lj
?
73.6
?
106.7
W
<
/p>
0.69
P
?
C
P
?
n
3
D
5
?
0.071
3*1.225*(150)
3
*(0.254*0.8)
5
?
102.1
W
<106.7W
反复迭代，
爬升最佳转速约为：
9000r/min
爬升扭矩为：
Q
?
状态
爬升
巡航
最大速
P
prop
n
*2
?
?
1
06.7
?
0.1132
N
?
m
(9000
/
60)*2
?
螺桨
效率
0.69
0.70
0.70
螺桨功率
106.7
24.6
62.0
最佳转速
9000
6800
10200
扭矩
0.1132
0.0340
0.0585
（
3
）电机的选择
电机的主要性能参数有：
K
V
，内阻<
/p>
R
m
，空载电流
I
0
电机的效率：
< br>?
dj
?
P
prop
UI
选择电机的要求：巡航效率高，
电机
的输出扭矩：
Q
?
K
< br>T
(
I
?
I
0
)
电
动机的电压：
U
?
IR
m
?
n
K
V
30
9.5
< br>?
?
K
V
K
V
电机扭矩常数与
KV
值的关系：
K
T
?
根据上面公式：
Q
?
I
?
U
备选电动机的性能参数
型号
Hacker A20 34S
Hacker A20 22L
HiMax
HC2812-0650
HP-Z3007-26
Kv
1500
924
650
1240
空载电流
I
0
（
A
）
内阻
Rm(
Ω
< br>）
重量（
g
）
0.9
0.8
0.36
1.8
0.147
0.109
0.285
0.06
42.5
56.7
60.2
76.5
转速单位：
r/min
飞机
巡航状态下
电机的电流、电压、功率、效率
型号
Hacker A20 34S
Hacker A20 22L
HiMax
HC2812-0650
HP-Z3007-26
电流
6.2684
4.1069
2.6863
6.2379
电压
功率
效率
5.4548
7.8070
11.2271
5.8581
34.1929
32.0626
30.1594
36.5422
0.7194
0.7672
0.8157
0.6732
飞机<
/p>
爬升状态下
电机的电流、电压、功率、效率
型号
Hacker A20
34S
Hacker A20 22L
HiMax
HC2812-0650
HP-Z3007-26
电流
18.7737
11.8102
8.1053
16.5756
电压
功率
效率
8.7597
11.0276
16.1562
8.2526
164.4520
130.2382
130.9508
136.7918
0.6488
0.8193
0.8148
0.7800
飞机<
/p>
最大飞行速度状态下
电机的电流、电压、功率、效率
型号
Hacker
A20 34S
Hacker A20 22L
HiMax
HC2812-0650
HP-Z3007-26
电流
10.1368
6.4899
4.3626
9.4358
电压
功率
效率
8.2901
11.7464
16.9356
8.7920
84.0351
76.2330
73.8832
82.9596
0.7378
0.8133
0.8392
0.7474
【
分析：由上面可以看出，电机效率最高为
HiMax HC2812
-0650
，其
工作电压最大，工作电流最小。
】
综上所述，本方案螺旋桨采用
Taipan8-6
，电机采用
HiMax
HC2812-0650
，巡航状态：桨的效率
0.
70
，电机效率
0.8157
，巡航状
态电机电压
11.3V
，电机最大工作
电压
16.9V
，采用
5
节聚合物锂电
池串联，电压为
3.7*5=18.5
，电池重量：
0.31kg
。近似等于
与之前估
计值。
【注：
如果严重大于前面估计值，
还得重新走一遍前面的设计工作。
】
6.
飞机布局几何参数确定
（
1
）机翼几何参数
根据翼载可得：
机翼面积：
S
?
W
T
/
(
W
/
< br>S
)
?
1.5366
/
7
?
0.2195
m
2
翼展：
B
?
AS
?
0.2195*5.5
?
1.1
m
几何平均弦长：
b
?
平均气动弦长：
2
0.58
2
0.58
?
0.13
?
0.27
?
b
?
?
[
b
(
z
)]
2
dz
?
?
?
z
?
< br>0.27
?
dz
?
0.2233
m
S
0
S
0
?
0.58
?
2
S
0.22
?
?
0.2<
/p>
B
1.1
根弦
长：
2
S
2*0.2195
?
?
0.2661
(1
?
?
)
B
1.5*1.1
尖弦长：
< br>0.133
机翼视图
（
2
）翼型的选择
本方案设计的无尾布局电动无人机尺寸小，
飞行速度低，
雷诺数
很小。翼型厚度相对较小【不能太小，重量过大】
。起飞和着陆段可
能需要人工遥控飞行，
飞机必须具
有很好的自然飞行稳定性，
由于飞
翼布局无平尾，这要求机翼具
有正的零升俯仰力矩。
总体对翼型的要求：
< br>S
型翼型，较高的升阻比，低雷诺数下的翼
型效率较高，
在整个飞行速度范围内力矩线性变化。
现有的小型无尾式无人
机和飞翼模型的翼型有：
EMX-07
、
MH62
、
E186
、
S5010
、
HS510
。
备选翼型
翼型
EMX-07
MH62
E186
S5010
HS510
相对厚度
9.9%
9.29%
10.23%
9.82%
8.79%
最大厚度位置
29.7%
26.9%
29%
27%
27%
相对弯度
2.53%
1.59%
1.30%
2.19%
2.19%
最大弯度位置
20.6%
36.6%
29%
27%
27%
a.
设计点
设计升力系数：
【设计升力系数是指飞机常用的升力系数，通常
指巡航飞行时的升力系数。
】
1
?
Wg
?
1
C
L
?
?
?
?
7*9.8
?
?
0.3457
?
2
S
q
0.5
*1.225*18
?
?
xh
设计雷诺数：
【采用几何平均气动弦长：
S/B
】
Re
?<
/p>
?
Vb
1.225*18*0.2195
/1.1
?
?
2.9*10
5
?
< br>5
?
1.527*10
b.
翼型气动性能分析
从
Cm-alpha
曲线上可以看出：
只有
EMX07
、
E186
零升俯仰力矩
系数为正，其它的均为负，纵向配平较难。
< br>E186
零升俯仰力矩系数
大，但从升阻比曲线上可以看
出，
EMX07
最大升阻比大，从
CL
-alpha
曲线上看出，
EMX07
失速迎角大。从
CL-Cd
曲线上可以看出，在设计
升力
0.3457
附近，阻力基本不变。而且在不
同雷诺数下，
EMX07
的
零升俯仰力
矩系数变化不大。
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