王子琦　劉福佳

摘要：超輕型飛機(jī)具有輕便、安全、使用要求低、能在草地短距起降、易于操作、價(jià)格便宜等特點(diǎn)，可廣泛應(yīng)用于農(nóng)林牧業(yè)、勘探、航空攝影、航空運(yùn)動(dòng)和旅游等，是通用航空技術(shù)發(fā)展的方向之一。文章完成了飛機(jī)的方案設(shè)計(jì)，將來下一階段的設(shè)計(jì)會(huì)結(jié)合文章內(nèi)的數(shù)據(jù)繼續(xù)進(jìn)行。

摘要：超輕型飛機(jī)；方案設(shè)計(jì)；通用航空技術(shù)；布局外形設(shè)計(jì)；機(jī)翼外形設(shè)計(jì)；尾翼外形設(shè)計(jì) 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

中圖分類號(hào)：V221 文章編號(hào)：1009-2374（2016）03-0017-02 DOI：10.13535/j.cnki.11-4406/n.2016.03.009

近年來，超輕型飛機(jī)的發(fā)展引起了我國航空界人士和使用部門的極大關(guān)注，主要原因在于超輕型飛機(jī)具有輕便、安全、使用要求低、能在草地短距起降、易于操作、價(jià)格便宜等特點(diǎn)，可廣泛應(yīng)用于農(nóng)林牧業(yè)、勘探、航空攝影、航空體育運(yùn)動(dòng)和旅游等，因此超輕型飛機(jī)的發(fā)展能夠促進(jìn)我國通用航空事業(yè)的迅速發(fā)展，是通用航空技術(shù)發(fā)展的方向之一。

本文結(jié)合傳統(tǒng)的飛機(jī)方案設(shè)計(jì)方法，提出一套超輕型飛機(jī)方案設(shè)計(jì)的步驟。根據(jù)飛機(jī)的設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)，提出超輕型飛機(jī)的設(shè)計(jì)參數(shù)要求并完成飛機(jī)的布局形式設(shè)計(jì)。本文只完成飛機(jī)的方案設(shè)計(jì)，將來下一階段的設(shè)計(jì)會(huì)結(jié)合本論文的數(shù)據(jù)繼續(xù)進(jìn)行。

1 方案設(shè)計(jì)階段的任務(wù)

在飛機(jī)的方案設(shè)計(jì)階段，主要完成飛機(jī)的總體布局、動(dòng)力裝置選型、主要參數(shù)確定等方面的內(nèi)容，目的是確定能夠滿足設(shè)計(jì)要求的飛機(jī)方案的主要特征和參數(shù)，為后續(xù)的初步設(shè)計(jì)和詳細(xì)設(shè)計(jì)奠定基礎(chǔ)。本文的方案設(shè)計(jì)首先對(duì)現(xiàn)存的超輕型飛機(jī)進(jìn)行資料的收集與整理，分析現(xiàn)存的超輕型飛機(jī)的布局形式，如機(jī)翼位置、起落架位置、尾翼位置、螺旋槳位置，得到最好的新型飛機(jī)的布局形式；其次對(duì)現(xiàn)存超輕型飛機(jī)的性能參數(shù)進(jìn)行分析，得到新型飛機(jī)最佳的性能參數(shù)要求；最后對(duì)飛機(jī)的外形進(jìn)行設(shè)計(jì)，主要包括機(jī)身的外形設(shè)計(jì)、機(jī)翼的外形設(shè)計(jì)、尾翼的外形設(shè)計(jì)、起落架的位置設(shè)計(jì)、發(fā)動(dòng)機(jī)的選擇等。

2 飛機(jī)的布局外形設(shè)計(jì)

2.1 飛機(jī)的機(jī)身外形設(shè)計(jì)

新型超輕型飛機(jī)主要用于娛樂飛行，所以飛機(jī)的結(jié)構(gòu)盡量簡單。由于后機(jī)身采用尾桿式，因此機(jī)身外形設(shè)計(jì)的難點(diǎn)在駕駛艙的外形設(shè)計(jì)，而駕駛艙的外形設(shè)計(jì)要滿足有足夠的空間、飛行員的舒適性、良好的視野、容易進(jìn)出，最關(guān)鍵的是要保證飛行員的舒適性，即保證飛行員有足夠的伸展空間以及良好的坐姿，因此這里主要按照人機(jī)工程的合理性進(jìn)行設(shè)計(jì)的，此外，座艙的設(shè)計(jì)還要保證飛行員的最佳視野，這里飛行員的尺寸參考GB 10000-88和GB/T 14779-93要求，樣本采用男性中等身材即50百分位的尺寸，圖1為飛行員的坐姿及飛行員的視線與水平線的夾角圖。

經(jīng)過綜合考慮，最后取座艙長度為2100mm，座艙寬度為770mm，座艙高度1275mm，機(jī)身總長為6300mm。

2.2 飛機(jī)的機(jī)翼外形設(shè)計(jì)

2.2.1 機(jī)翼翼型的選擇。通過對(duì)收集的同類飛機(jī)的翼型來看，NACA4415翼型應(yīng)用得較多，而且這個(gè)翼型的最大升力系數(shù)較大且失速過程較為緩和，因此這里選擇NACA4415為機(jī)翼的翼型，這款翼型的相對(duì)厚度為15%，彎度為3.77%，前緣半徑為2.18。

設(shè)計(jì)要求中對(duì)失速速度的規(guī)定為45km/h，對(duì)應(yīng)的雷諾數(shù)為1210000，此時(shí)翼型的最大升力系數(shù)為1.49，升力系數(shù)隨迎角變化曲線。但是根據(jù)升力公式計(jì)算可知，此時(shí)所需的最大升力系數(shù)為1.85，此翼型不能滿足要求，所以機(jī)翼要增加襟翼以提高最大升力系數(shù)，一般機(jī)翼增加襟翼后，最大升力系數(shù)可達(dá)到2.0左右。

2.2.2 機(jī)翼的尺寸設(shè)計(jì)。機(jī)翼的形狀主要與機(jī)翼的面積、展弦比、跟梢比、后掠角有關(guān)。由于超輕型飛機(jī)應(yīng)盡量保持廉價(jià)生產(chǎn)，所以機(jī)翼的形狀應(yīng)以簡單為主，因此機(jī)翼的形狀選為矩形翼，雖然矩形翼的重量較大，機(jī)翼的氣動(dòng)外形較差，翼尖的誘導(dǎo)阻力較大，但是其結(jié)構(gòu)形式簡單、造價(jià)便宜、易生產(chǎn)。對(duì)于低速飛機(jī)來說，機(jī)翼的后掠角都很小，所以為了簡單，機(jī)翼的1/4弦線后掠角度為0°，無后掠的機(jī)翼相對(duì)于有后掠的機(jī)翼的質(zhì)量也較低。

在前面的設(shè)計(jì)參數(shù)中提出機(jī)翼的翼載荷值為18.14kg/m2，展弦比為6.38，這樣通過翼載荷公式及展弦比公式可以得到機(jī)翼的面積為12.68m2、翼展為9m、機(jī)翼弦長為1.41m。

2.3 飛機(jī)的尾翼外形設(shè)計(jì)

飛機(jī)的基本氣動(dòng)力特性是由機(jī)翼和機(jī)身決定的，而飛機(jī)的操縱性及穩(wěn)定性是依靠尾翼來保證的，所以尾翼翼面的設(shè)計(jì)應(yīng)能保證飛機(jī)在所有可能的飛行狀態(tài)下都獲得必須的穩(wěn)定性和操縱性。

平尾和垂尾的翼型選為平板翼型，其幾何尺寸的確定與平尾和垂尾的尾容量系數(shù)有關(guān)，這兩個(gè)系數(shù)的大小影響著飛機(jī)的穩(wěn)定性程度，式（1）和式（2）為平尾和垂尾的尾容量系數(shù)表達(dá)式：

通過統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)，估算出平尾尾容量系數(shù)為0.435和平尾尾臂為3.15m，垂尾尾容量系數(shù)為0.039和垂尾尾臂為2.96m，代入式（1）、式（2）得到平尾面積為2.47m2和垂尾面積為1.51m2。

2.4 起落架的布局設(shè)計(jì)

前三點(diǎn)式起落架的主要幾何參數(shù)包括縱向輪距b、主輪距B、防倒立角γ、防擦尾角、停機(jī)角ψ。本文在后面只估算了重心縱向位置，沒有對(duì)重心高度進(jìn)行估算，所以這里只給出縱向輪距b和主輪距B的估算值以及起落架在整個(gè)飛機(jī)的位置。

前主輪距取決于機(jī)身長度。由各種形式和不同用途的飛機(jī)資料統(tǒng)計(jì)得出：

參考國外的超輕型飛機(jī)的數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)，主輪距B與機(jī)身寬度存在如下的關(guān)系：

起落架相對(duì)機(jī)身的位置根據(jù)前起落架所承受的載荷進(jìn)行估算，一般前起落架承受的載荷為飛機(jī)重量的6%～12%。

通過以上關(guān)系式，求出前主輪距b為1890mm；主輪距B為1668mm；主起落架的軸線位置相對(duì)于機(jī)翼前緣的距離為693.004mm。

2.5 發(fā)動(dòng)機(jī)的選擇

發(fā)動(dòng)機(jī)的選擇主要依據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)功率的大小進(jìn)行選擇，發(fā)動(dòng)機(jī)功率的選擇必須要滿足飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求，本文發(fā)動(dòng)機(jī)的選型主要依據(jù)飛機(jī)起飛滑跑時(shí)所需功率的大小進(jìn)行選擇，這里假設(shè)起飛滑跑是一個(gè)勻加速過程。螺旋槳平均推力為T，起飛滑跑距離L為45m，飛機(jī)的離地升阻比為8，飛機(jī)的離地升力系數(shù)Cyld為1.35，地面摩擦系數(shù)μg為0.08，螺旋槳效率取為0.5，發(fā)動(dòng)機(jī)功率的估算如下：

通過式（5）和式（6），可以求出螺旋槳的平均推力為780.26N，發(fā)動(dòng)機(jī)在相應(yīng)的起飛工作狀態(tài)下的地面靜推力為866.96N，這樣可以求出飛機(jī)起飛時(shí)的螺旋槳輸出功率為17.285hp，通過效率的計(jì)算，可得到所需發(fā)動(dòng)機(jī)的功率近似為34.57hp，并且在前面的參數(shù)選取中，要求發(fā)動(dòng)機(jī)的功率要在40hp左右，因此本文選擇的發(fā)動(dòng)機(jī)為Hirth 2702，最大功率為40hp，最大耗油率為17L/h。

2.6 飛機(jī)的外形布局圖

因?yàn)榉桨冈O(shè)計(jì)的主要目的是給出飛機(jī)外形布局圖，所以根據(jù)前面的飛機(jī)外形及尺寸設(shè)計(jì)，運(yùn)用CATIA三維建模軟件建立這架新型飛機(jī)的三維數(shù)模圖，如圖2所示：

3 結(jié)語

本文通過運(yùn)用傳統(tǒng)的方案設(shè)計(jì)的方法，提出了一套超輕飛機(jī)方案設(shè)計(jì)的思路，從中能夠得到以下主要結(jié)論：（1）飛機(jī)的方案設(shè)計(jì)中，對(duì)滿足設(shè)計(jì)要求的同類型飛機(jī)資料的整理與分析是至關(guān)重要的，它可以提供一個(gè)很好的設(shè)計(jì)思路；（2）飛機(jī)的方案設(shè)計(jì)中，重點(diǎn)考慮飛機(jī)的布局形式，不同的布局形式對(duì)飛機(jī)的重心及氣動(dòng)焦點(diǎn)影響較大，進(jìn)而影響飛機(jī)的穩(wěn)定性。

參考文獻(xiàn)

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[4] 李為吉.飛機(jī)總體設(shè)計(jì)[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2005.

作者簡介：王子琦（1989-），女，沈陽航空航天大學(xué)在讀研究生，研究方向：設(shè)計(jì)學(xué)；劉福佳，供職于遼寧通用航空研究院，博士。

（責(zé)任編輯：周 瓊）