对于本方案的飞翼布局，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：

x2c?0.25?Sb?0.580x(z)b(z)dz?120.58'?0.13?4?0.2195*0.2233?0?z*tan????0.27?0.58z?0.27??dz ?120.58?0.13?0.274?0.2195*0.2233?0?z*0.5921???0.58z?0.27???dz?0.9679xc?0.9679*0.2233?0.2161m

从而可以求得：xm?(0.9679?0.08)*0.2233?0.1983m 即重心位于机翼根弦前缘点后0.1982m，重心位置确定。 对于小型电动无人机，其重心位置可以根据操稳特性计算后，通过移动电池位置来调整。

8.三维模型建立及内部装载布置 （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

效果图

（2）内部装载布置

电动无人机机身内部装载有电池、自动驾驶仪、数据传输设备、

图象传输设备、侦察设备。在机翼中段的分置见图所示。

内部装载布置

9.无人机气动特性分析

可以工程解析法计算，也可以涡格法ALV软件计算。估计AAA也能计算。

气动特性包括飞机的升力特性、阻力特性和力矩特性。工程估算分析结果将作为性能计算的输入，用于飞行性能的分析。

（1）全机升力特性分析

a.全机升力线斜率

对于低速常规的直线边梯形机翼，机翼升力线斜率CLa,w可用下式估算：

CLa,w?2?AA222???tan?1/2??42?K2*3.14*5.52?5.50.9972?0.47142??42?(6.95/6.28)2

?4.4088(1/rad)?其中，K?Cla/2?，Cla为翼型升力线斜率，??1?Ma2，A为展弦比。

由于全机没有平尾，因此，机翼的升力线斜率就是全机的升力线斜率。

CLa?CLa,w?4.4088(1/rad)

b.全机零升力系数

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：

?L0,w????0????0,com????0?????0.8?0?*1??0.8o ???w??????w????0,incom????0其中，?0——翼型零升迎角；量；

?w——每度扭转角引起的零升迎角增

?0,com——压缩性修正因子。 ?0,incom【注：速度低空气压缩性不考虑，由于飞翼布局忽略机翼扭转】 【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。

CL0?CL0,w?CL0,h

本方案无平尾。则

CL0?CL0,w?(iw??L0,w)CL?,w??2?0.8??180*4.4088?0.2155

其中，iw为机翼安装角。 c.全机零升迎角

有了全机的零升力系数以及升力线斜率，可以求得零升迎角：

?0??CL0?0.2155?(rad)??2.8o CL?4.4088