CN104401504A - 一种固定翼航测型无人机设计方法 - Google Patents

Abstract

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。

Description

一种固定翼航测型无人机设计方法

技术领域

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

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。 

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

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。 

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： 

(1)设计机翼参数； 

(1a)所述机翼采用S型翼型；根据以下公式确定雷诺系数Re： 

Re＝ρVb/μ……(1) 

其中，ρ表示空气密度，V表示飞行速度，b表示机翼弦长，μ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； 

(1b)根据步骤(1a)得到的雷诺系数Re确定以零升力迎角α为横轴、以机翼升力系数为纵轴的升力系数曲线C_l，所述升力系数曲线C_l用以下公式表示： 

$C_1=\frac{\frac{C_1}{\mathrm{\α}}\mathrm{\α}}{1+\frac{18.2C_L}{\mathrm{\αA}}}=\frac{B_0\mathrm{\α}}{1+\frac{18.2B_0}{A}}......\left(2\right)$

其中，B₀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α为9°时，升力系数曲线C_l的斜率B₀； 

(1c)根据步骤(1a)得到的雷诺系数Re确定以零升力迎角α为横轴、以翼型阻力系数为纵轴的翼型阻力系数曲线C_d0，再根据以下公式得到以零升力迎角α为横轴、以机翼阻力系数为纵轴的机翼阻力系数曲线C_d： 

C_d＝C_d0+C_di……(4) 

其中，C_di表示诱导阻力系数，根据以下公式计算： 

$C_{\mathrm{di}}=\frac{{C_1}^2}{\mathrm{\πA}}......\left(5\right)$

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C_d； 

(1d)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M₀，通过以下公式计算： 

$M_0=\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{V}^2{\mathrm{SM}}_{z0}......\left(6\right)$

其中，M_z0为当零升力迎角α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分别计算升力对重心产生的力矩M₁、阻力对重心产生的力矩M₂； 

根据以下公式计算重心距焦点的前后距离x： 

M₁＝1/2ρV²SC_lx……(7) 

其中，C_l为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 

根据以下公式计算重心距焦点的上下距离y： 

M₂＝1/2ρV²SC_dy……(8) 

其中，C_l为零升力迎角α为9°时的机翼阻力系数； 

根据以下公式计算机翼对重心产生的力矩M： 

M＝M₁+M₂+M₀……(9) 

(1e)计算其他机翼设计参数： 

通过以下公式计算有力迎角α₁： 

α₁＝MAX(C_l/C_d)……(10) 

通过以下公式计算升阻比R： 

R＝C_l/C_d……(11) 

其中，C_l为零升力迎角α为9°时的机翼阻力系数，C_d为零升力迎角α为9°时的阻力系数； 

通过以下公式计算下洗角k： 

k＝36.5C_l/A……(12) 

其中，C_l为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 

通过以下公式计算诱导迎角n： 

n＝18.2C_l/A……(13) 

其中，C_l为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 

通过以下公式计算升力系数曲线的斜率B₀： 

B₀＝C_l/(a+n)……(14) 

其中，C_l为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 

通过以下公式计算升力Y： 

Y＝0.5vvpsC_l……(15) 

其中，C_l为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 

通过以下公式计算理想阻力D₁： 

D₁＝0.5vvpsC_d……(16) 

其中，C_d为零升力迎角α为9°时的阻力系数； 

通过以下公式计算涡流诱导阻力D₂： 

D₂＝0.5vvpsC_di……(17) 

其中，C_di为零升力迎角α为9°时的诱导阻力系数； 

通过以下公式计算阻力D： 

D＝D₁+D₂……(18) 

(2)机翼翼型建模： 

(2a)利用机翼翼型参数在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)设计机身参数； 

所述机身包括连接于机翼中部的机身前段、通过机身中段和机身尾段；根据机身前段的载重要求分别设计机身前段、机身中段和机身尾段的长度、宽度和高度； 

(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；机身采用epp与eps材质； 

(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。 

进一步的改进是，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α、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。 

进一步的改进是，利用Profili软件进行模拟时，分别计算零升力迎角α为-3°、0°、3°、6°、9°和13°时，机翼受到的阻力和升力曲线分布图。 

进一步的改进是，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＝10m/s；计算机翼对重心产生的力矩M时的焦点力矩M₀＝0.4774N/m，升力产生的力矩M₁＝0.58848N/m，阻力产生的力矩M₂＝-0.0175N/m。 

进一步的改进是，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。 

本发明基于其技术方案所具有的有益效果在于： 

(1)本发明的设计方法根据空气动力学原理、模型空间结构力学原理、无线电通讯原理等理论知识，通过室内实验数据和多次外场试飞分析得到，采用S型翼型，并进一步确定展弦比、雷诺系数以及零升力迎角，翼型的此种组合避免了机翼交互在层流层与湍流层中过度，最大程度上保证了机翼在恶劣飞行环境下为飞机提供最大升力； 

(2)机身采用“卉”字型布局，机身前段的设置能够搭载所需的动力设备、测量设备等电子设备，2根中梁连接机身前段、机翼与机身尾端，保证了机身连接的牢固性；机身尾端包括两块尾梁和水平尾翼，能够控制飞行过程中飞机的飞行姿态；采用上述机身类型布局方式，相对于常规布局无人机在机身牢固性与稳定性方面大有提高； 

(3)本发明的整个机身材料在制作时可以采用高密度发泡的EPS材质，最大程度上保证了飞机高质量的同时使飞机自身重量降到最小； 

(4)利用本发明制成的无人机具有飞行风险低、成本费用低廉、操作灵活度高等优点，可以完全应用于开设与航测技术相关专业的高校及其学生的日常无人机教学课程和小面积范围航测作业。 

附图说明

图1是雷诺系数Re＝137000时的升力系数曲线。 

图2是雷诺系数Re＝137000时的机翼阻力系数曲线。 

图3是当零升力迎角α为-3°时，模拟得到的升力与阻力分布曲线图。 

图4是当零升力迎角α为0°时，模拟得到的升力与阻力分布曲线图。 

图5是当零升力迎角α为3°时，模拟得到的升力与阻力分布曲线图。 

图6是当零升力迎角α为6°时，模拟得到的升力与阻力分布曲线图。 

图7是当零升力迎角α为9°时，模拟得到的升力与阻力分布曲线图。 

图8是当零升力迎角α为13°时，模拟得到的升力与阻力分布曲线图。 

图9为机身结构示意图。 

图中：1-机身前段，2-机翼，3-中梁，4-尾梁，5-水平尾翼。 

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。 

本发明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： 

(1)设计机翼参数； 

(1a)所述机翼采用S型翼型； 

雷诺系数是空气密度、气流速度、翼弦长的乘积与空气黏性系数的比值，雷诺系数是判断机翼处于什么飞行状态的重要因素，雷诺系数越大流经机翼表面的边界层越早从层流边层过渡为湍流边界层，而湍流边界层不容易从翼表面分离，所以比较不容易失速。失速是指机翼提供的升力小于飞机的总阻力，导致飞机将要坠落的状态。雷诺系数小的机翼边界层尚未从层流边层过渡为湍流边界层时就先分离了，很容易造成机翼失速，所 以在设计该翼型时首要的要知道其最适合的雷诺系数。 

根据以下公式确定雷诺系数Re： 

Re＝ρVb/μ……(1) 

其中，ρ表示空气密度，V表示飞行速度，b表示机翼弦长，μ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，空气密度ρ＝1.226Kg/m3，ρ/μ为定值68500，飞行速度V＝10m/s，机翼弦长b设为0.2m；计算得出雷诺系数Re＝137000。 

(1b)根据步骤(1a)得到的雷诺系数Re确定以零升力迎角α为横轴、以机翼升力系数为纵轴的升力系数曲线C_l，该曲线用以下公式表示： 

$C_1=\frac{\frac{C_1}{\mathrm{\α}}\mathrm{\α}}{1+\frac{18.2C_L}{\mathrm{\αA}}}=\frac{B_0\mathrm{\α}}{1+\frac{18.2B_0}{A}}......\left(2\right)$

其中，B₀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，S为主翼面积。由公式(3)可知，展弦比应该愈大愈好，但大展弦比机翼是很难制作得又轻又坚固的。对于无人机来说，考虑展弦比的时候还应该同时考虑到雷诺系数的影响。由于主翼的面积有一定的限制，所以用大展弦比就要求短翼弦，也就是小雷诺系数，小雷诺系数时机翼容易失速。雷诺系数愈大，机翼的性能便愈好，尤其是最大升力系数受雷诺系数的影响更大，所以在进行翼型设计时要综合考虑到二者的影响。L主要是参考了飞机的负载，因为L越大飞机的负载能力越大，但由此产生的阻力也会越大，基于本固定翼航测型无人机，其L取值为2m时，在制作出来后，配上任务荷载2.2kg进行测试飞行，完全可以符合荷载要求，飞机自重加任务荷载总共重4.6kg。综合考虑，翼展L设置为2m，主翼面积设置为0.4m²。 

如图1所示为雷诺系数Re＝137000时的升力系数曲线，由该曲线可知，该翼型升力系数随着零升力迎角α的增大逐渐增大，在零升力迎角α达到9°时升力系数逐渐降低，这也就意味着机翼的升力逐渐开始减少，之后如果在大迎角飞行时将会损失大部分的升力；确定零升力迎角α后，根据公式(2)得到当零升力迎角α为9°时升力系数曲线C_l的斜率B₀，B₀＝0.104。 

(1c)根据步骤(1a)得到的雷诺系数Re确定以零升力迎角α为横轴、以翼型阻 力系数为纵轴的翼型阻力系数曲线C_d0，再根据以下公式得到以零升力迎角α为横轴、以机翼阻力系数为纵轴的机翼阻力系数曲线C_d： 

C_d＝C_d0+C_di……(4) 

其中，C_di表示诱导阻力系数，根据以下公式计算： 

$C_{\mathrm{di}}=\frac{{C_1}^2}{\mathrm{\πA}}......\left(5\right)$

所得的机翼阻力系数曲线如图2所示，由该曲线可知当机翼迎角低于零升力迎角时，阻力系数随着迎角的逐渐增大而减小，但当过了零升力迎角阻力系数随着迎角的增大逐渐增大，在迎角达到9°增大的斜率逐渐增大，如果飞机飞行迎角超过这个角度，那将会处于阻力大于升力的状态，飞机将处于失速状态会产生危险；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C_d； 

(1d)机翼升力对于机翼上离前缘约1/4机翼弦长处的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M₀，通过以下公式计算： 

$M_0=\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{V}^2{\mathrm{SM}}_{z0}......\left(6\right)$

其中，M_z0为焦点力矩系数，当零升力迎角α为9°时焦点力矩系数M_z0为-0.13，负号表示力矩具有使模型飞机低头的趋势；计算得到焦点力矩M₀＝0.4774N/m。 

对重心产生的力矩一共有3个，分别为焦点力矩M₀、升力对重心产生的力矩M₁、阻力对重心产生的力矩M₂。根据飞行速度V、翼弦长度L以及机翼面积S能够分别计算升力对重心产生的力矩M₁＝0.58848N/m、阻力对重心产生的力矩M₂＝-0.0175N/m。 

根据以下公式计算重心距焦点的前后距离x： 

M₁＝1/2ρV²SC_lx……(7) 

其中，C_l为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数，为0.8；计算得到重心距焦点的前后距离x＝0.03m。 

根据以下公式计算重心距焦点的上下距离y： 

M₂＝1/2ρV²SC_dy……(8) 

其中，C_d为零升力迎角α为9°时的机翼阻力系数，为0.05；计算得到重心距焦点的上下距离y＝0.01m。 

x与y的取值本身为不确定量，因为决定其数值的焦点的位置也是不确定的，在飞机飞行过程中，重心和焦点的位置在天空中是时刻在变的，具体值根据已有的机翼参数进行参考，然后在此基础上进行设计。x与y的取值是参考了T2机翼的参数，但是又在其上进行了改正，确定出重心和焦点位置，根据最大弦厚位置、下弧线、上弧线的位置计算出x，y的值，x，y值的表示在翼型设计图中可以看出相对位置关系。 

根据以下公式计算机翼对重心产生的力矩M： 

M＝M₁+M₂+M₀……(9) 

(1e)计算其他机翼设计参数： 

通过以下公式计算有力迎角α₁： 

α₁＝MAX(C_l/C_d)……(10) 

通过以下公式计算升阻比R： 

R＝C_l/C_d……(11) 

其中，C_l为零升力迎角α为9°时的机翼阻力系数，C_d为零升力迎角α为9°时的阻力系数； 

通过以下公式计算下洗角k： 

k＝36.5C_l/A……(12) 

其中，C_l为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 

通过以下公式计算诱导迎角n： 

n＝18.2C_l/A……(13) 

其中，C_l为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 

通过以下公式计算升力系数曲线的斜率B₀： 

B₀＝C_l/(a+n)……(14) 

其中，C_l为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 

通过以下公式计算升力Y： 

Y＝0.5vvpsC_l……(15) 

其中，C_l为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 

通过以下公式计算理想阻力D₁： 

D₁＝0.5vvpsC_d……(16) 

其中，C_d为零升力迎角α为9°时的阻力系数； 

通过以下公式计算涡流诱导阻力D₂： 

D₂＝0.5vvpsC_di……(17) 

其中，C_di为零升力迎角α为9°时的诱导阻力系数； 

通过以下公式计算阻力D： 

D＝D₁+D₂……(18) 

至此，得到如下表所示的机翼翼型参数： 

表1机翼翼型参数 

在步骤(2)进行机翼翼型建模之前，可以将步骤(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α、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。 

利用Profili软件进行模拟时，分别计算零升力迎角α为-3°、0°、3°、6°、9°和13°时，机翼受到的阻力和升力曲线分布图。 

当零升力迎角α为-3°时，模拟得到的升力与阻力分布曲线图如图3所示。可以看出在零升力迎角α为负时，机翼产生向下的升力，此角度不利于飞机飞行。 

当零升力迎角α为0°时，模拟得到的升力与阻力分布曲线图如图4所示。在零升力迎角α逐渐增大的过程中机翼产生向上的升力并且逐渐增大，但还是有部分向下的负 升力。 

当零升力迎角α为3°时，模拟得到的升力与阻力分布曲线图如图5所示。此零升力迎角α下，升力逐渐增大，但同时阻力也随之增大。 

当零升力迎角α为6°时，模拟得到的升力与阻力分布曲线图如图6所示。在此零升力迎角α下，升力与阻力同时逐渐增大。 

当零升力迎角α为9°时，模拟得到的升力与阻力分布曲线图如图7所示。在此零升力迎角α下升力与阻力随着零升力迎角α的增大都增大，但是机翼上表面已经出现了升力不稳定的趋势，翼尖与翼根压差过大，气流将在这个阶段发生层流层与湍流层的过度，飞机将进入升力与阻力混乱的现象，也就是失速状态。 

当零升力迎角α为13°时，模拟得到的升力与阻力分布曲线图如图8所示。在此阶段流进机翼表面的气流已经相当紊乱，机翼侧端在这种情况下很容易使下表面的气流往上表面流动，形成翼尖涡流，从而使诱导阻力增大，飞机不应在此零升力迎角α下飞行。 

由模拟结果可以进一步验证设计机翼参数时的零升力迎角α取值应为9°。 

(2)机翼翼型建模： 

(2a)利用机翼翼型参数在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)设计机身参数；如图9所示： 

(3a)机身前段1：载重舱垂直于机翼2，其尾部与机翼中心处连接，考虑到搭载任务设备以及自身电子设备的能力，要保障在容纳下最多任务设备的同时使机身最小，将其长度设置为翼展的1/2； 

(3b)垂直于机翼的2根中梁3：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4，以及安装在尾梁上方、平行于机翼的水平尾翼5；考虑到其与机翼及机身前段的链接紧密程度和质量强度，在此基础上设计两根尾梁也是出于飞行稳定性的考虑，一般设计而言机翼与机身的设计尺寸比例是1:0.6—1:1，本无人机的水平尾翼的长度设置为翼展的1/2； 

最后适当选择所搭载设备的尺寸，得到如下表所示的机身设计参数： 

表2机身设计参数 

(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；机身采用epp与eps材质； 

(6)将搭载的电子设备安装在机身前段中；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； 

(7)对无人机进行飞行调试。 

Claims (7)

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； 

(1a)所述机翼采用S型翼型；根据以下公式确定雷诺系数Re： 

Re＝ρVb/μ……(1) 

其中，ρ表示空气密度，V表示飞行速度，b表示机翼弦长，μ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； 

(1b)根据步骤(1a)得到的雷诺系数Re确定以零升力迎角α为横轴、以机翼升力系数为纵轴的升力系数曲线C_l，所述升力系数曲线C_l用以下公式表示： 

其中，B₀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α为9°时，升力系数曲线C_l的斜率B₀； 

(1c)根据步骤(1a)得到的雷诺系数Re确定以零升力迎角α为横轴、以翼型阻力系数为纵轴的翼型阻力系数曲线C_d0，再根据以下公式得到以零升力迎角α为横轴、以机翼阻力系数为纵轴的机翼阻力系数曲线C_d： 

C_d＝C_d0+C_di……(4) 

其中，C_di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C_d； 

(1d)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M₀，通过以下公式计算： 

其中，M_z0为当零升力迎角α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M₁： 

M₁＝1/2ρV²SC_lx……(7) 

其中，C_l为零升力迎角α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＝1/2ρV²SC_dy……(8) 

其中，C_l为零升力迎角α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＝M₁+M₂+M₀……(9) 

(1e)确定其他机翼设计参数： 

通过以下公式计算有力迎角α₁： 

α₁＝MAX(C_l/C_d)……(10) 

其中，C_l和C_d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C_l/C_d为最大值； 

通过以下公式计算升阻比R： 

R＝C_l/C_d……(11) 

其中，C_l为零升力迎角α为9°时的机翼阻力系数，C_d为零升力迎角α为9°时的阻力系数； 

通过以下公式计算下洗角k： 

k＝36.5C_l/A……(12) 

其中，C_l为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 

通过以下公式计算诱导迎角n： 

n＝18.2C_l/A……(13) 

其中，C_l为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 

通过以下公式计算升力Y： 

Y＝0.5V²ρSC_l……(14) 

其中，C_l为零升力迎角α为9°时的机翼升力系数； 

通过以下公式计算理想阻力D₁： 

D₁＝0.5V²ρSC_d……(15) 

其中，C_d为零升力迎角α为9°时的阻力系数； 

通过以下公式计算涡流诱导阻力D₂： 

D₂＝0.5V²ρSC_di……(16) 

其中，C_di为零升力迎角α为9°时的诱导阻力系数； 

通过以下公式计算阻力D： 

D＝D₁+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α、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α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＝10m/s；计算机翼对重心产生的力矩M时的焦点力矩M₀＝0.4774N/m，升力产生的力矩M₁＝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。