一种固定翼航测型无人机设计方法
【专利摘要】本发明一种固定翼航测型无人机设计方法，从机身结构和工作性能出发，设计出机翼翼型和机身，将设计出的参数通过Profili软件模型分析，在CAD中制做底图，将制作好的底图在SketchUp中进行3D建模，在得到载机3D模型后打印图纸进行手工制作，最后得到成本费用低、操作简单、稳定性强的XW-06航测型无人机载机。通过本发明提供的设计方法制作出的无人机，成本低、荷载能力强，能够针对不同的天气条件实现较强的抗干扰能力和稳定性，实现人性化的人机交互性。
【专利说明】一种固定翼航测型无人机设计方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于航空摄影测量领域，具体涉及一种固定翼航测型无人机设计方法。
【背景技术】
[0002] 由于航测内业影像处理过程中，对影像质量（航向重叠度、旁向重叠度、旋偏角、 俯仰角、横滚角、对比度、饱和度等）要求较高，这就使得作为作业平台的无人机载机系统 具有抗风性强、飞行姿态稳定、巡航航线准确、操作简便等优良的性能。
[0003] 就现今社会无人机航测技术正在如火如荼的发展，其复杂的操控技术、高昂的成 本与培训费用成为许多单位的绊脚石。若降低成本，设计出的无人机常常达不到规范要求， 旋偏角过大、负载小，导致拍摄到的影响模糊不清晰。
【发明内容】
[0004] 为了解决现有技术的不足，本发明提供了一种固定翼航测型无人机设计方法，能 够以最低成本费用制作出固定翼航测型无人机，并搭载航测设备获取优质的高分辨率数码 影像数据。
[0005] 本发明为解决其技术问题所采用的技术方案是：提供了一种固定翼航测型无人机 设计方法，具体包括以下步骤：
[0006] (1)设计机翼参数；
[0007] (la)所述机翼采用S型翼型；根据以下公式确定雷诺系数Re:
[0008]Re=PVb/U......(1)
[0009] 其中，P表示空气密度，V表示飞行速度，b表示机翼弦长，y表示黏性系数；本定 翼航测型无人机的飞行高度在1000米以下，空气密度、飞行速度和黏性系数均为已知量， 机翼弦长b为设置值；
[0010] (lb)根据步骤（la)得到的雷诺系数Re确定以零升力迎角a为横轴、以机翼升力 系数为纵轴的升力系数曲线Q，所述升力系数曲线Q用以下公式表示：
【权利要求】
1. 一种固定翼航测型无人机设计方法，其特征在于具体包括以下步骤： (1)确定机翼翼型参数； (la) 所述机翼采用S型翼型；根据以下公式确定雷诺系数Re: Re=pVb/u......(1) 其中，P表示空气密度，V表示飞行速度，b表示机翼弦长，y表示黏性系数；本定翼航 测型无人机的飞行高度在1000米以下，空气密度、飞行速度和黏性系数均为已知量，机翼 弦长b为设置值； (lb) 根据步骤（la)得到的雷诺系数Re确定以零升力迎角a为横轴、以机翼升力系数 为纵轴的升力系数曲线Q，所述升力系数曲线Q用以下公式表示：
其中，为升力系数曲线的斜率，A为展弦比，通过以下公式计算： A=L2/S......(3) 其中，L表示翼展，为设置值，S为主翼面积，为设置值； 根据公式（2)得到当零升力迎角a为9°时，升力系数曲线(^的斜率B。； (lc) 根据步骤（la)得到的雷诺系数Re确定以零升力迎角a为横轴、以翼型阻力系数 为纵轴的翼型阻力系数曲线CdQ，再根据以下公式得到以零升力迎角a为横轴、以机翼阻力 系数为纵轴的机翼阻力系数曲线Cd : cd = Cd0+cdi……（4) 其中，Cdi表示诱导阻力系数，根据以下公式计算：
则根据机翼阻力系数曲线得到当零升力迎角为9°时的机翼阻力系数Cd ; (ld) 机翼升力对于机翼上一点所产生的力矩不随零升力迎角改变而改变，以这一点作 为支点，升力产生的力矩为常数，这一点为机翼焦点，升力对机翼焦点产生的力矩称为焦点 力矩吣，通过以下公式计算：
其中，MzQ为当零升力迎角a为9°时的焦点力矩系数； 根据飞行速度V、翼弦长度L以及机翼面积S分别计算、阻力对重心产生的力矩M2 ; 根据以下公式计算升力对重心产生的力矩札： =1/2PV2SClX......(7) 其中，Q为零升力迎角a为9°时的机翼升力系数，x为重心距焦点的前后距离； 根据以下公式计算： M2 = 1/2PV2SCdy……（8) 其中，Q为零升力迎角a为9°时的机翼阻力系数，y为重心距焦点的上下距离； 根据以下公式计算机翼对重心产生的力矩M: M=Mi+M^Mo......(9) (le)确定其他机翼设计参数： 通过以下公式计算有力迎角ai:a: =MAX(C1/Cd)……（10) 其中，Q和Cd分别为机翼升力系数曲线和阻力系数曲线中的点的纵坐标，他们的取值 使得Q/Q为最大值； 通过以下公式计算升阻比R: R= (VCd……（11) 其中，Q为零升力迎角a为9°时的机翼阻力系数，Cd为零升力迎角a为9°时的阻 力系数； 通过以下公式计算下洗角k:k= 36. 5Q/A......(12) 其中，Q为零升力迎角a为9°时的机翼升力系数； 通过以下公式计算诱导迎角n:n= 18. 2Q/A......(13) 其中，Q为零升力迎角a为9°时的机翼升力系数； 通过以下公式计算升力Y: Y= 0? 5V2pSQ......(14) 其中，Q为零升力迎角a为9°时的机翼升力系数； 通过以下公式计算理想阻力Di: D: = 0. 5V2PSCd......(15) 其中，Cd为零升力迎角a为9°时的阻力系数； 通过以下公式计算涡流诱导阻力D2: D2 = 0. 5V2PSCdi......(16) 其中，Cdi为零升力迎角a为9°时的诱导阻力系数； 通过以下公式计算阻力D: D=D!+D2......(17) 将前缘半径设置为翼弦长度的1/10 ; 将最大弦厚位置设置为翼弦长度的1/3; (2) 机翼翼型建模： (2a)利用步骤（1)得到的机翼翼型参数在CAD中进行制图，得到机翼翼型CAD数据； (2b)将机翼翼型CAD数据导入SketchUp进行3D建模，将翼展设置为2m，得到机翼3D 模型； (3) 确定机身参数； (3a)机身前段：载重舱垂直于机翼，其尾部与机翼中心处连接，其长度设置为翼展的 2/5 到 3/5 ; (3b)垂直于机翼的2根中梁：分别位于机身前段的左边和右边，2根中梁的前部分别与 机翼连接，其长度设置为翼展的2/5到3/5 ; (3c)机身后段：机身后段包括分别位于2根中梁尾部上方的尾梁，以及安装在尾梁上 方、平行于机翼的水平尾翼，水平尾翼的长度设置为翼展的1/5到2/5 ; (4) 机身建模： (4a)利用机身参数在CAD中进行制图，得到机身CAD数据； (4b)将机身CAD数据导入SketchUp进行3D建模，得到机身3D模型； (5) 将机翼3D模型和机身3D模型打印为加工图纸，根据图纸进行加工制作和组装； (6) 将搭载的电子设备安装在机身前段中； (7) 对无人机进行飞行调试。
2. 根据权利要求1所述的固定翼航测型无人机设计方法，其特征在于：在步骤（2)进 行机翼翼型建模之前，将步骤（1)计算得到的机翼参数输入Profili软件进行模拟，得到不 同迎角下的机翼受到的升力和阻力曲线分布图，验证设计参数是否正确；所述机翼参数包 括零升力迎角a、飞行速度V、机翼弦长b、雷诺系数Re、翼弦长度L、前缘半径和最大弦厚位 置。
3. 根据权利要求2所述的固定翼航测型无人机设计方法，其特征在于：利用Profili软 件进行模拟时，分别计算零升力迎角a为-3°、0°、3°、6°、9°和13°时，机翼受到的阻 力和升力曲线分布图。
4. 根据权利要求1所述的固定翼航测型无人机设计方法，其特征在于：该无人机的翼 弦长度b= 0. 2m，翼展L= 2m;计算雷诺系数Re时的空气密度p= 1. 226Kg/m3,飞行速度 V=lOm/s;计算机翼对重心产生的力矩M时的焦点力矩吣=0? 4774N/m，升力产生的力矩 M! = 0? 58848N/m，阻力产生的力矩M2 = -0? 0175N/m。
5. 根据权利要求1所述的固定翼航测型无人机设计方法，其特征在于：该无人机的机 身前段长度设置为翼展的1/2,中梁的长度设置为翼展的1/5,水平尾翼的长度设置为翼展 的 1/2。
6. 根据权利要求1所述的固定翼航测型无人机设计方法，其特征在于：机身采用epp 与eps材质。
7. 根据权利要求1所述的固定翼航测型无人机设计方法，其特征在于：步骤（6)所述 的搭载的电子设备包括舵机、舵角、拉杆、接收机、遥控器、飞控、摄像头、Li-Po电池、GPS模 块、图像传输发射机、图像传输接收机、数传电台发射机、数传电台接收机。
【文档编号】G06F17/50GK104401504SQ201410665303
【公开日】2015年3月11日 申请日期:2014年11月19日 优先权日:2014年11月19日
【发明者】许伟, 陈刚, 吴鹏, 赵茹玥 申请人:中国地质大学（武汉）