某超轻型飞机的方案设计探讨

王子琦　刘福佳

摘要：超轻型飞机具有轻便、安全、使用要求低、能在草地短距起降、易于操作、价格便宜等特点，可广泛应用于农林牧业、勘探、航空摄影、航空运动和旅游等，是通用航空技术发展的方向之一。文章完成了飞机的方案设计，将来下一阶段的设计会结合文章内的数据继续进行。

摘要：超轻型飞机；方案设计；通用航空技术；布局外形设计；机翼外形设计；尾翼外形设计 文献标识码：A

中图分类号：V221 文章编号：1009-2374（2016）03-0017-02 DOI：10.13535/j.cnki.11-4406/n.2016.03.009

近年来，超轻型飞机的发展引起了我国航空界人士和使用部门的极大关注，主要原因在于超轻型飞机具有轻便、安全、使用要求低、能在草地短距起降、易于操作、价格便宜等特点，可广泛应用于农林牧业、勘探、航空摄影、航空体育运动和旅游等，因此超轻型飞机的发展能够促进我国通用航空事业的迅速发展，是通用航空技术发展的方向之一。

本文结合传统的飞机方案设计方法，提出一套超轻型飞机方案设计的步骤。根据飞机的设计标准，提出超轻型飞机的设计参数要求并完成飞机的布局形式设计。本文只完成飞机的方案设计，将来下一阶段的设计会结合本论文的数据继续进行。

1 方案设计阶段的任务

在飞机的方案设计阶段，主要完成飞机的总体布局、动力装置选型、主要参数确定等方面的内容，目的是确定能够满足设计要求的飞机方案的主要特征和参数，为后续的初步设计和详细设计奠定基础。本文的方案设计首先对现存的超轻型飞机进行资料的收集与整理，分析现存的超轻型飞机的布局形式，如机翼位置、起落架位置、尾翼位置、螺旋桨位置，得到最好的新型飞机的布局形式；其次对现存超轻型飞机的性能参数进行分析，得到新型飞机最佳的性能参数要求；最后对飞机的外形进行设计，主要包括机身的外形设计、机翼的外形设计、尾翼的外形设计、起落架的位置设计、发动机的选择等。

2 飞机的布局外形设计

2.1 飞机的机身外形设计

新型超轻型飞机主要用于娱乐飞行，所以飞机的结构尽量简单。由于后机身采用尾杆式，因此机身外形设计的难点在驾驶舱的外形设计，而驾驶舱的外形设计要满足有足够的空间、飞行员的舒适性、良好的视野、容易进出，最关键的是要保证飞行员的舒适性，即保证飞行员有足够的伸展空间以及良好的坐姿，因此这里主要按照人机工程的合理性进行设计的，此外，座舱的设计还要保证飞行员的最佳视野，这里飞行员的尺寸参考GB 10000-88和GB/T 14779-93要求，样本采用男性中等身材即50百分位的尺寸，图1为飞行员的坐姿及飞行员的视线与水平线的夹角图。

经过综合考虑，最后取座舱长度为2100mm，座舱宽度为770mm，座舱高度1275mm，机身总长为6300mm。

2.2 飞机的机翼外形设计

2.2.1 机翼翼型的选择。通过对收集的同类飞机的翼型来看，NACA4415翼型应用得较多，而且这个翼型的最大升力系数较大且失速过程较为缓和，因此这里选择NACA4415为机翼的翼型，这款翼型的相对厚度为15%，弯度为3.77%，前缘半径为2.18。

设计要求中对失速速度的规定为45km/h，对应的雷诺数为1210000，此时翼型的最大升力系数为1.49，升力系数随迎角变化曲线。但是根据升力公式计算可知，此时所需的最大升力系数为1.85，此翼型不能满足要求，所以机翼要增加襟翼以提高最大升力系数，一般机翼增加襟翼后，最大升力系数可达到2.0左右。

2.2.2 机翼的尺寸设计。机翼的形状主要与机翼的面积、展弦比、跟梢比、后掠角有关。由于超轻型飞机应尽量保持廉价生产，所以机翼的形状应以简单为主，因此机翼的形状选为矩形翼，虽然矩形翼的重量较大，机翼的气动外形较差，翼尖的诱导阻力较大，但是其结构形式简单、造价便宜、易生产。对于低速飞机来说，机翼的后掠角都很小，所以为了简单，机翼的1/4弦线后掠角度为0°，无后掠的机翼相对于有后掠的机翼的质量也较低。

在前面的设计参数中提出机翼的翼载荷值为18.14kg/m2，展弦比为6.38，这样通过翼载荷公式及展弦比公式可以得到机翼的面积为12.68m2、翼展为9m、机翼弦长为1.41m。

2.3 飞机的尾翼外形设计

飞机的基本气动力特性是由机翼和机身决定的，而飞机的操纵性及稳定性是依靠尾翼来保证的，所以尾翼翼面的设计应能保证飞机在所有可能的飞行状态下都获得必须的稳定性和操纵性。

平尾和垂尾的翼型选为平板翼型，其几何尺寸的确定与平尾和垂尾的尾容量系数有关，这两个系数的大小影响着飞机的稳定性程度，式（1）和式（2）为平尾和垂尾的尾容量系数表达式：

通过统计数据，估算出平尾尾容量系数为0.435和平尾尾臂为3.15m，垂尾尾容量系数为0.039和垂尾尾臂为2.96m，代入式（1）、式（2）得到平尾面积为2.47m2和垂尾面积为1.51m2。

2.4 起落架的布局设计

前三点式起落架的主要几何参数包括纵向轮距b、主轮距B、防倒立角γ、防擦尾角、停机角ψ。本文在后面只估算了重心纵向位置，没有对重心高度进行估算，所以这里只给出纵向轮距b和主轮距B的估算值以及起落架在整个飞机的位置。

前主轮距取决于机身长度。由各种形式和不同用途的飞机资料統计得出：

参考国外的超轻型飞机的数据发现，主轮距B与机身宽度存在如下的关系：

起落架相对机身的位置根据前起落架所承受的载荷进行估算，一般前起落架承受的载荷为飞机重量的6%～12%。

通过以上关系式，求出前主轮距b为1890mm；主轮距B为1668mm；主起落架的轴线位置相对于机翼前缘的距离为693.004mm。

2.5 发动机的选择

发动机的选择主要依据发动机功率的大小进行选择，发动机功率的选择必须要满足飞机的设计要求，本文发动机的选型主要依据飞机起飞滑跑时所需功率的大小进行选择，这里假设起飞滑跑是一个匀加速过程。螺旋桨平均推力为T，起飞滑跑距离L为45m，飞机的离地升阻比为8，飞机的离地升力系数Cyld为1.35，地面摩擦系数μg为0.08，螺旋桨效率取为0.5，发动机功率的估算如下：

通过式（5）和式（6），可以求出螺旋桨的平均推力为780.26N，发动机在相应的起飞工作状态下的地面静推力为866.96N，这样可以求出飞机起飞时的螺旋桨输出功率为17.285hp，通过效率的计算，可得到所需发动机的功率近似为34.57hp，并且在前面的参数选取中，要求发动机的功率要在40hp左右，因此本文选择的发动机为Hirth 2702，最大功率为40hp，最大耗油率为17L/h。

2.6 飞机的外形布局图

因为方案设计的主要目的是给出飞机外形布局图，所以根据前面的飞机外形及尺寸设计，运用CATIA三维建模软件建立这架新型飞机的三维数模图，如图2所示：

3 结语

本文通过运用传统的方案设计的方法，提出了一套超轻飞机方案设计的思路，从中能够得到以下主要结论：（1）飞机的方案设计中，对满足设计要求的同类型飞机资料的整理与分析是至关重要的，它可以提供一个很好的设计思路；（2）飞机的方案设计中，重点考虑飞机的布局形式，不同的布局形式对飞机的重心及气动焦点影响较大，进而影响飞机的稳定性。

参考文献

[1] BOURBON P-A.Design of a sub 115 kg microlight aircraft for deregulated regime[D].Cranfield University，2007.

[2] JACKSON， P.Janes all the worlds aircraft[M].Jane's Information Group，2006.

[3] 顧诵芬.飞机总体设计[M].北京：北京航空航天大学出版社，2001.

[4] 李为吉.飞机总体设计[M].西安：西北工业大学出版社，2005.

作者简介：王子琦（1989-），女，沈阳航空航天大学在读研究生，研究方向：设计学；刘福佳，供职于辽宁通用航空研究院，博士。

（责任编辑：周 琼）