飞机总体设计 - 设计过程及算例

无人机整体设计算例之杨若古兰创作

任务请求：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，任务载荷分量：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：

无尾规划

【方法：参考已有同类无人机】

确定规划方式：主如果机翼、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°°，

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，气动效力降低】

【展弦比增大，弦长减小，翼型厚度减小，机翼结构分量上升】

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，低速机翼普通取0.4-0.5】

后掠角

【后掠角添加，横向波动性增大，配下反角】

【后掠角添加，尾翼舵效添加】

【后掠角添加，纵向阻尼加强，纵向动波动性加强】

下反角

    【上反角添加，横向波动性添加，下反角相反】

安装角

     【巡航阻力最小对应机翼的迎角，通用航空飞机和便宜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°，在当前的设计阶段，可通过气动计算来检查设计形态所须要的机翼实际的安装角.】

机翼外型草图

（2）垂尾

垂尾方式：翼尖垂尾

尾空系数：Cvt=0.04/2=0.02 【双重尾】

（3）动力零碎方式

电动无人机推进零碎安装地位次要有：机头拉进式、机尾推进式、单发机翼前缘拉进式、双发方式、单发机翼后缘推进式.上面研讨各种安插方式对规划设计的影响.

动力方式	利益	缺点	实例
机头拉进式	螺旋桨前方进气波动未被干扰； 容易实现重心地位设计； 手抛发射不会对发射员形成风险；	排气被机身和机翼禁止，影响动力零碎的效力； 回收降落时，电动机和螺旋桨容易触地损坏
机尾推进式	机头可以安装任务设备； 螺旋桨也不容易在着陆时触地损坏； 对螺旋桨的干扰较小；	重心配置在设计重心点非常困难；
单发翼前缘拉进式	电动机不在占用机头地位； 以便在机头安装任务设备；	机身的阻力会发生一个较大的低头力矩； 过高的机身也增大的结构分量，浸润面积也比较大
双发翼前缘拉进式	机头安装摄像设备	安插须要两台电动机，添加了零碎的复杂性
单发机翼后缘推进式	机头安装摄像设备	螺旋桨的滑流直接吹在尾翼上，形成无人机的波动性变更

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，还须要晓得“起飞分量”、“翼载荷”，然后进行规划缩放.

确定起飞分量，关键是电池分量，电池分量由飞机须要的能量决定，能量由飞机升阻特性决定.升阻特性由飞机规划方式决定，可参考同类飞机，进行初步估算.

飞机的极曲线： 

（1）零升阻力系数

，普通可取为2.X（一张纸打比方）

【参考面积统一为机翼面积】

对于机身： 

对于机翼、尾翼，普通以翼型最大绝对厚度为基础计算.

也能够直接根据各类飞机的统计值，拔取参考值.

这里假设：机翼：，则; 

机身：取，则;

          垂尾：，则;

（2）升致阻力因子

    对于后掠翼飞机： 

至此，可以估算得到飞机的极曲线

（3）飞机极曲线

升阻比最大时， 

最大升阻比： 

如果飞机分量晓得，

获得了升阻特性，根据速度可以得到功率需求，

根据航时请求可以得到能量请求，

即：起飞分量决定功率能量

但是起飞分量次要包含机体结构、任务设备、动力安装、电池.而电池分量又决定它包含的能量的多少.

即：功率能量决定起飞分量

确定其中一个须要依附对方，从而提出功重比的概念.

起飞分量决定机翼大小，机翼大小又决定起飞分量，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束缚分析方程：

普通情况下，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 无尾规划小型电动无人机参数统计

名称	翼展(m)	机长(m)	机翼面积(m2)	分量(kg)	翼载荷(kg/m2)
Dragon Eye
Duigan	3	-
P15035
UAVZALA421-08

从统计值可知，翼载可取7kg/m2

代入上式，可得到

巡航形态

爬升形态：

手抛速度V=10m/s：

V=0.5（人手抛速度+巡航速度）=12m/s，Vy=4m/s：

巡航盘旋形态

最大平飞速度形态

工况	功重比
巡航形态
爬升形态	48.4 W/kg
巡航盘旋形态	20.1 W/kg
最大平飞速度形态

实际上，各种工况下，翼载与功重比之间关系图可以画出来，然后根据一些条件（起飞距离.....），找范围，确定响应满足条件的翼载和功重比若干组.

其中，是结构分量，是动力安装分量，是电池分量，是航空电子与任务设备.其中，在分量设计中是不变的，是任务请求中给定的.

（1）飞机结构分量

其中，为结构分量系数.普通起飞分量在几公斤范围内的小型无人机结构分量系数在0.25-0.35范围内，作为初步分析，可取为0.3.

惯例飞机品种结构分量系数

飞机品种
亚音速干线客机	轻型
	中型
	重型
.........		......

（2）动力安装分量

动力安装包含电机、减速器、螺旋桨等.电动飞机起飞分量不随飞行发生变更.

推导过程：

其中，为电机的最大输出功率，为飞机最大功重比，为动力安装的比功率（功率/动力安装分量）.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分量不大于5kg，是以，最大需求的功率：250W】

注：通常手抛电动无人机300w的电机分量约为100g，电调约为50g，电机与螺旋桨连接器为30g.从而有，动力安装的分量约为

（3）电池分量

电池分量=能量/能量密度

其中，为飞行中电池提供的能量，为电池实际比能量（能量密度）.

其中，为飞行中电池提供的平均功率，为飞行时间.

因为飞机在爬升段须要较高功率，在飞行高度不高（绝对地面<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，飞行过程中分量不变，是以，可暗示为

其中，分别为电机调速器效力、电机效力、减速器效力、螺旋桨效力. 为飞机巡航段的需用功率. 为巡航段飞机的升阻比. 为巡航速度. 为重力加速度.

综上可得：电池分量表达式为

普通地， 

螺旋桨效力：在未知转速的前提下，可以利用已有的小型螺旋桨效力-速度曲线，预选一个初值.在巡航速度下，效力;在起飞爬升段，效力.

从而得到：

巡航段动力零碎效力： 

爬升段动力零碎效力： 

另外，还须要晓得电池特性：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（分歧电流下）.（怎样转换，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更较小，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.

LiSO2比能量高，但比能量随着比功率增大敏捷降低，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.

是以，本方案拔取LiSO2电池，根据航时请求为1小时，斜线与曲线交点得到，比能量：180Wh/kg，比功率：120W/kg.

另外，也能够根据统计来取值

电池的比能量比功率统计

品牌	容量(Ah)	电压(V)	分量(kg)	放电倍率(C)	比能量(70％)	比功率(1h)
AKE				15
dn power				15	105	105
HIMODEL	4			15
BLUEARROW				12
tp6000-2s3pl	6			12

综上可知：

通常还要满足：，这是电池放电倍率的.

（4）飞机的起飞总分量

其中，为已知条件，在任务书中获取.

综合前面可得：

主如果根据曾经确定的无人机整体参数及功能参数，确定无人机的需用功率，根据需用功率拔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，须要的功率

取飞行速度：，间隔.

由，求出，根据之前初步估计的升阻特性

，求出，再利用求出，进而求得.

进而画出图.

V	CL	CD	L/D	P	D

海平面下平飞需用功率曲线

海平面下的飞机需用推力

（2）螺旋桨拔取

请求：

昌敏：以推力作为目标，以巡航作为设计点

a、螺旋桨必须在全部飞行速度范围内，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力最大化，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，响应推力为：1.55N.

（可以自已设计桨，也能够选择现有的桨）

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：

（以上参数、只跟进前比有关）

螺旋桨的效力：，    【注：转速用r/s】

以上参数须要通过实验测量、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、

普通情况下，通过六分量天平测试分歧转速n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、.

所选桨的螺距6吋、直径8吋 （1英寸=0.0254米）

n	P	Cp0	T	CT0
6000
7000
…
10000
….
注：普通小型无人机，经常使用转速10000r/min，因此测试以此为中间向两侧睁开.

第二步：获取分歧前进比J（V）下的、

（留意：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Cp-V（Cp-J），CT-V（Cp-J）曲线.利用文献桨与所选桨在V=0时的系数，，对文献桨的Cp-V，CT-V曲线平移，得到所选桨的Cp-V，CT-V曲线（次要缘由：目前没有折算公式）.

【方法二】通过仿真软件PropCalc计算，并结合静态结果批改

【方法三】风洞测试

所选桨的螺距6吋、直径8吋 （1英寸=0.0254米）

J	Cp	CT
0
…	…	…..
		0.1235
		197
		190
		043
		0.0973
		791
		1
		497
		377
		245
注：Cp /CT在转速固定下改变空速，实际上是改变了前进比.

第三步：计算不由J（改变V, n=10000r/min）对应下的各螺旋桨效力，确定最大效力-前进比曲线.以“巡航速度效力最高，各速度效力普遍较高”为原则，确定所选螺旋桨.（或改进螺旋桨，再提高效力.）

【注：转速不变，空速变更，相当于改变前进比，也能够用6000转，出来的曲线折算为前进比后，应当是分歧的】

螺旋桨的效力：， 

J	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	0.96	0.7087	0.7677	0.8268
η		0.59	0.69	1	5	5	0.74	2	2	0.69

【注：效力只跟前进比有关，因为也只与前进比有关，与转速绝对值没关系】

【分析：从上图中可以看出，螺旋桨最高效力为0.75，对应前进比约为0.5-0.8之间，效力都在0.7以上.这一效力最好在巡航速度下出现.同时可根据最高效力，可选择最好的螺旋桨】

第四步：利用Cp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）.

（V, n）对应下功率P数据

n\\V	10		12		14		16		18	20
100 125 150 175 200									-	-
n\\V		24		26		28
100 125 150 175 200		-		-		- - - - 169.8

校验功率能否满足：最大转速功率>最大平飞功率/最大效力.（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”为原则，排除一部分）

【分析，可在最大飞行速度下，螺旋桨功率满足大于且接近的请求.最小功率需求是在12m/s下为13W，在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下的效力最大化确定巡航最好转速.（这就为电机选择提出了请求）

a.巡航形态

昌敏做法：

J	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	0.96	0.7087	0.7677	0.8268
η		0.59	0.69	1	5	5	0.74	2	2	0.69
n (V=18m/s)
×10000
T

从功率角度也能够，防止了以下的迭代

再由算出功率，计算出扭矩.为电机选择作输入，拔取效力最高的电机.

电机最大工作电压16.9V下，计算分歧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.须要迭代计算，迭代出合适的转速.效力就不考虑了.

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

巡航速度：18m/s

❶满足效力最高，螺旋桨功率： 

功率校核：（实际上不必校推力，只需功率即可）

以n=9600r/min为巡航转速，效力最高，但螺旋桨功率过高，不匹配，分歧适.【降低转速，损失一点效力，换取功率】

❷取n=7500r/min，J=0.7087，效力为ƞ=0.72，

螺旋桨功率： 

功率校核：

❸取n=6000r/min，J=0.8858，效力为ƞ

螺旋桨功率： 

功率校核：

螺旋桨功率缺乏，舍去.

【分析：如果想定在此效力、转速，则需优化气动特性，改进升阻比，降低需用功率.】

❹取n=7000r/min，J=0.7593，效力为ƞ

螺旋桨功率： 

功率校核：

❺反复迭代，约6900转为最好转速，可以满足效力与功率兼得.

巡航最好转速:n=6800r/min，J=0.7816，ƞ

螺旋桨功率： 

功率校核：

巡航扭矩： 

【分析：如果想进一步提高效力，则需换桨，是以要筹办尽可能多的螺桨作为备选桨.如果选择了效力最高的桨，仍想再提高效力，则须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：为何不克不及用需用功率、推力反推转速，因为这是一个隐式关系，没法事前确定Ct,Cp】

飞机需用功率：43.4W，飞行速度：28m/s

❶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，效力ƞ=0.65，

螺旋桨功率： 

功率校核：

功率缺乏.

❷取n=175r/s（10500r/min），前进比为J=0.7874，效力ƞ

螺旋桨功率： 

功率校核：

❸取n=167r/s（10000r/min），前进比为J=0.8274，效力ƞ

螺旋桨功率： 

功率校核：

反复迭代

❹取n=170r/s（10200r/min），前进比为J=0.8106，效力ƞ

螺旋桨功率： 

功率校核：

≈

最大飞行速度转速为：10200r/min

最大飞行速度扭矩为： 

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： 

❶取转速n=200r/s（12000r/min）

，J=0.3113，ƞ

螺旋桨功率： 

功率校核：

功率不接近.

❷取转速n=187.5r/s（11250r/min）

，J=0.3307，ƞ

螺旋桨功率： 

功率校核：

❸取转速n=175r/s（10500r/min）

，J=0.3543，ƞ

螺旋桨功率： 

功率校核：

❹取转速n=162.5r/s（9750r/min）

，J=0.3816，ƞ

螺旋桨功率： 

功率校核：

❺取转速n=150r/s（9000r/min）

，J=0.4134，ƞ

螺旋桨功率： 

功率校核：

反复迭代，

爬升最好转速约为：9000r/min

爬升扭矩为： 

形态	螺桨效力	螺桨功率	最好转速	扭矩
爬升			9000
巡航			6800
最大速			10200

（3）电机的选择

电机的次要功能参数有：，内阻，空载电流

电机的效力： 

选择电机的请求：巡航效力高，

电机的输出扭矩： 

电动机的电压： 

电机扭矩常数与KV值的关系： 

根据上面公式：   

备选电动机的功能参数

型号	Kv	空载电流I0（A）	内阻Rm(Ω）	分量（g）
Hacker A20 34S	1500
Hacker A20 22L	924
HiMax HC2812-0650	650
HP-Z3007-26	1240

转速单位：r/min

飞机巡航形态下电机的电流、电压、功率、效力

型号	电流	电压	功率	效力
Hacker A20 34S
Hacker A20 22L
HiMax HC2812-0650
HP-Z3007-26

飞机爬升形态下电机的电流、电压、功率、效力

型号	电流	电压	功率	效力
Hacker A20 34S
Hacker A20 22L
HiMax HC2812-0650
HP-Z3007-26

飞机最大飞行速度形态下电机的电流、电压、功率、效力

型号	电流	电压	功率	效力
Hacker A20 34S
Hacker A20 22L
HiMax HC2812-0650
HP-Z3007-26

【分析：由上面可以看出，电机效力最高为HiMax HC2812-0650，其工作电压最大，工作电流最小.】

综上所述，本方案螺旋桨采取Taipan8-6，电机采取HiMax HC2812-0650，巡航形态：桨的效力0.70，电机效力0.8157，巡航形态电机电压11.3V，电机最大工作电压16.9V，采取5节聚合物锂电池串联，电压为3.7*5=18.5，电池分量：0.31kg.近似等于与之前估计值.

【注：如果严严重于前面估计值，还得从头走一遍前面的设计工作.】

（1）机翼几何参数

根据翼载可得：

机翼面积： 

翼展： 

几何平均弦长： 

平均气动弦长：

根弦长： 

机翼视图

（2）翼型的选择

本方案设计的无尾规划电动无人机尺寸小，飞行速度低，雷诺数很小.翼型厚度绝对较小【不克不及太小，分量过大】.起飞和着陆段可能须要人工遥控飞行，飞机必须具有很好的天然飞行波动性，因为飞翼规划无平尾，这请求机翼具有正的零升俯仰力矩.

整体对翼型的请求：S型翼型，较高的升阻比，低雷诺数下的翼型效力较高，在全部飞行速度范围内力矩线性变更.

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	绝对厚度	最大厚度地位	绝对弯度	最大弯度地位
EMX-07	9.9%	29.7%	2.53%	20.6%
MH62	9.29%	26.9%	1.59%	36.6%
E186	10.23%	29%	1.30%	29%
S5010	9.82%	27%	2.19%	27%
HS510	8.79%	27%	2.19%	27%

设计升力系数：【设计升力系数是指飞机经常使用的升力系数，通常指巡航飞行时的升力系数.】

设计雷诺数：【采取几何平均气动弦长：S/B】

从Cm-alpha曲线上可以看出：只要EMX07、E186零升俯仰力矩系数为正，其它的均为负，纵向配平较难.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.而且在分歧雷诺数下，EMX07的零升俯仰力矩系数变更不大.

综上分析，本方案选用翼型为：EMX-07

最大厚度	零升迎角	零升力矩系数	最大升力系数	最大升阻比	失速迎角
9.9%				75	11
翼型升力线斜率	线性迎角范围
	9

（3）垂尾设计

尾翼具体参数计算采取典型飞机的尾翼容量系数法，本方案尾容系数初步为.

【尾容系数*尾翼升力系数=尾翼发生的力矩系数】

从机翼俯视图上看，可得： 

由可得：

垂尾面积： 

展弦比：2.0；垂尾后掠角：45

翼展： 

垂尾平均气动弦长： 

重尾视图

（4）舵面设计

小型无尾规划电动无人机大多采取升降副翼混合控制实现俯仰和偏航控制，普通在机翼后缘安插舵面，利用控制零碎实现副翼和升降舵的功能.

舵面设计在前期阶段不次要，要根据后期把持功能来进一步点窜.

对速度不高的飞机，舵面绝对面积约取为0.3~0.4.副翼面积绝对机翼面积普通5%~7%；副翼绝对弦长约为20%~25%；普通副翼偏角δ，不超出25º.

本方案无人机的升降副翼安插在翼尖.

2

后缘上下偏角±25°

因为本方案飞机起飞着陆时需人工把持，所以须要有较好的静定性.初步确定纵向静波动裕度为.即

其中，为全机重心地位与全机焦点地位间的距离与平均气动弦长之比.重心地位由内部装载安插确定，焦点则由气动规划确定.

利用AAA飞机设计软件计算无人机的焦点位于机翼根弦前缘点后距离.（使用软件来确定飞焦点）

对于本方案的飞翼规划，机翼焦点可近似为全机的焦点，具体确定后掠翼焦点的方法如下：

从而可以求得： 

即重心位于机翼根弦前缘点后0.1982m，重心地位确定.

对于小型电动无人机，其重心地位可以根据操稳特性计算后，通过挪动电池地位来调整.

（1）三维模型

本方案三维数学模型的建立使用CATIA完成.

三面图

前视图

俯视图

侧视图

后果图

（2）内部装载安插

电动无人机机身内部装载有电池、主动驾驶仪、数据传输设备、图象传输设备、窥伺设备.在机翼中段的分置见图所示.

内部装载安插

可以工程解析法计算，也能够涡格法ALV软件计算.估计AAA也能计算.

气动特性包含飞机的升力特性、阻力特性和力矩特性.工程估算分析结果将作为功能计算的输入，用于飞行功能的分析.

（1）全机升力特性分析

对于低速惯例的直线边梯形机翼，机翼升力线斜率可用下式估算：

其中，，为翼型升力线斜率，，为展弦比.

因为全机没有平尾，是以，机翼的升力线斜率就是全机的升力线斜率.

亚音速时，对于具有等翼型、线性扭转角分布的机翼，其零升迎角可用下式估计：

其中，——翼型零升迎角；——每度扭转角惹起的零升迎角增量；——紧缩性批改因子.

【注：速度低空气紧缩性不考虑，因为飞翼规划忽略机翼扭转】

【注：机翼的零升迎角不是全机的零升迎角，因为存在安装角.】

零升力系数【零升力系数=零升迎角*升力线斜率】

通常机翼的零升力系数为机翼零升力系数与平尾升力系数之和.

本方案无平尾.则

其中，为机翼安装角.

有了全机的零升力系数和升力线斜率，可以求得零升迎角：

实际上，有了机翼的零升迎角，因为无尾翼，但机翼存在安装角，可知，全机的零升迎角为-2.8度.

初步估计可采取下式

在雷诺数差不多的情况下，干净机翼的最大升力系数通常取由二维翼型数据确定的翼型最大升力系数的90％摆布.机翼后掠使最大升力系数减小，由无后掠机翼的最大升力值乘以1/4弦利益的后掠角的余弦得到下式：

对于本方案巡航形态全机的雷诺数为300000，翼型在此雷诺数下的最大升力系数由翼型选择可知.

机翼最大升力对应的迎角：

其中，分离惹起的迎角增量为【通过查表，查什么表？】

全机的最大升力系数：

全机的最大升力系数对应的失速迎角：

（有点成绩，没考虑安装角）

（2）全机阻力特性分析

阻力分为零升阻力和升致阻力，对于低速电动机，零升阻力次要为压差阻力和摩擦阻力.

a.全机零升阻力系数

部件构成法是用平板摩擦阻力系数和外形因子FF来估算飞机每一部件的亚音速零升阻力.然后用因子Q来考虑部件阻力的彼此干扰，总的部件阻力等于浸湿面积、、FF和Q的乘积.【可以用于计算机翼、平尾垂尾等的零升阻力系数】

采取部件构成法，亚音速飞机零升阻力估算公式为：

其中，——部件概况摩擦系数；——部件外形因子；Q为干扰因子；——部件的浸湿面积；——参考面积

对于大部分飞机，流过部件的气流可认为是紊流，但对于低雷诺数飞行器，气流大部分可能是层流.普通地，当雷诺数在50万时，气流流过平板会从层流变成紊流，转捩点地位为:

❶机翼

机翼雷诺数为： 

机翼处于层流层和紊流层的摩擦阻力系数为：

层流： 

紊流：

从而，机翼的平板摩擦阻力系数为：

机翼的外形因子：

【注：这里近似将】

机翼浸湿面积与参考面积比：【从CATIA三维设计图中测量，S为三视图外露平面面积】

干扰因子：【因为干扰较小】

机翼零升阻力系数：

❷垂尾

【留意：参考面积需统一】

干扰因子：【因为干扰较小】

垂尾零升阻力系数： 

总的废阻力还包含飞机特殊部件的杂项阻力，如襟翼、固定式起落架、上翘的后机身及底部面积，而且把估计的漏泄及鼓包阻力一路加到总阻力中.

杂项阻力可以使用大量的经验图表及公式分别确定，然后把结果加到上面已确定的零升阻力中去.本机的杂项阻力取为总废阻力的4%.

【飞翼规划全机零升阻力系数可用机翼零升阻力系数近似，这里不计两个垂尾的零升阻力系数】

全机零升阻力系数：

b.全机升致阻力系数

可以采取涡格法求引诱阻力因子.也能够用解析法

    对于后掠翼飞机： 

c.全机极曲线

升阻比最大时， 

最大升阻比： 

（3）全机俯仰力矩特性分析

全机俯仰力矩由机翼和尾翼俯仰力矩构成，但飞翼规划没有平尾，则机翼俯仰力矩则为全机俯仰力矩.可以用涡格法计算.

❶机翼

计算机翼俯仰力矩系数的参考面积为机翼面积，参考长度取为平均气动弦长.力矩参考点取为设计重心处.

机翼的零升俯仰力矩系数一部分来源于翼型，另一部分来源于机翼的扭转和平面外形.当全部机翼处于零升力迎角时，局部剖面的升力其实不都为零，会惹起附加的零升力矩.当展弦比大于2.5，后掠角小于线性扭转时，可用下式估算机翼低速时的

机翼的俯仰力矩系数为： 

是以，机翼俯仰力矩系数对升力导数为：

【如何查表获得】

❷垂尾

没有垂尾

全机零升俯仰力矩系数为：

飞机波动性是飞机设计的一项次要目标.在评价飞机波动性过程中主如果通过飞机的气动导数来判断.

【请求：理解各导数物理意义，把握一种计算方法】

（1）横航向静导数计算

横航向静导数是指飞机因侧滑而惹起的横向力、滚转力矩和偏航力矩等系数对侧滑角的导数.

a.横向力对侧滑角的导数

❶翼身组合体

次要包含：机翼、机身、翼身干扰、机翼上反角等.小迎角时，机翼贡献是小量，机身贡献包含干扰，则

对于亚音速飞机， 

其中， 为翼身干扰因子、为机身位于横向力感化点的横截面积.S为机翼面积【如何得来？】

❷垂尾

本机机翼两端设置垂尾，此处按照双垂尾计算：

式中：—机翼＋机身＋平尾对双垂尾侧滑导数的干扰因子，

——双垂尾横向力系数导数的无效值，

——单垂尾面积，S为机翼面积；

从而，全机的横向力对侧滑角的导数为

b.滚转力矩对侧滑角的导数