# W1 report (2022/3/21)
###### tags: `AIAA DBF`
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## Rule
### 團隊需求
1. 至少三分之一成員為大三以下
2. 飛手可為校外人員(必須是AMA成員)，若無飛手大會會提供合格飛手
### 飛機需求
1. 飛行途中不可掉落物品
2. 必須為以螺旋槳及電力驅動
3. 電池須為鎳氫電池或鎳鎘電池，不可使用鋰電池，且在電池正極和馬達控制器間須使用保險絲(額定值無限制)
4. 裝載起飛重量不可大於55lb(24.95kg)
5. 比賽前必須上傳試飛證明
6. 飛機主要構型必須和報告一致，但小地方可以更改(例如舵面面積)，比賽當天技術檢查環節會以報告中的三視圖為依據檢查
### 安全檢查
* 比賽當天的技術檢查會由大會人員來執行，檢查時須備妥完整的Pre-Tech and First-Flight certification sheet (表單在網站上)
* Pre-Tech and First-Flight certification:需賽前由指導教授或符合資格的飛手完成試飛和檢查並簽名，檢查內容和比賽當天一樣
* 檢查項目:
## Proposal(2021)
The State University of New Jersey
1. 簡述整體計畫
3. 各組別應該要做的事情，及所需具備的能力
* 氣動力組：以穩定性為基礎對外型尺寸進行最佳化設計
* 製作組：部件的製作及組裝，次系統的設計、測試
* 推力組：動力系統選擇，所需航電系統配置
* 結構組：機體結構設計（CAD圖），結構分析
5. 團隊結構組織圖
6. 時程安排(甘特圖)
7. 預算規劃
8. 進行任務分析，列出各任務內容，並列舉出相對應的需求，像是酬載空間大小
9. 討論如何將得分最大化，分析評分方式及各項參數變動對得分的影響
10. 飛機尺寸：從概念設計的構型選擇、決定外型尺寸、及簡易外型示意圖繪製
11. 製作計畫
12. 測試計畫
* 風洞測試
* 推力系統測試
* 航電系統測試
* 翼尖負載測試
* 起落架強度測試
* 實際飛行測試
## Report(San Jose State University)
### 任務需求
根據評分標準，RAC越小越好
RAC = (PR飛機空重 * PR飛機電池重 * PR飛機組件數) + (MS飛機空重 * MS飛機電池重)，為了使得到高的分數而有了以下幾點考量。
1.能夠將PR飛機不經由拆解裝入MS飛機
2.減輕電池重量
最大起飛距離100m(目標80m，20%安全裕度)
巡航速度:70ft/s

### 概念設計
#### 次組件數量對於RAC的影響
當只有1個次組合件時即使MS飛機的質量是最大的情況下RAC也比兩個次組合件的RAC小
#### 構型選擇
評分標準中重量也占了一大部分，因此在構型選擇上重量占比也較重
符合要求的分數為1 不影響為0 有害的-1
1. 機翼選擇
比較單翼、雙翼、飛翼的優缺點
以重量占比最多，其次是製作難易度，最後為攻角0的阻力係數
MS飛機最終由單翼勝出
同樣是對單翼、雙翼、飛翼進行比較
以重量占比最多，其次為組件數目、製作難易度，最後為攻角0的阻力係數
PR飛機最終由單翼勝出
2. 機翼位置選擇
兩者都由高翼勝出
3. 機身選擇
次組合件的數量會對RAC造成影響，因此在PR飛機的分數安排上多考慮了體積的因素
兩者皆由傳統構型勝出
4. 尾翼選擇
在尾翼選擇的配分上PR飛機則以體積佔的分數為重
PR飛機由BOX勝選 MS飛機由傳統構型勝選
5. 起落架選擇
起落架則由前三點 後三點來比較
因為前三點需要較大的前輪，使得前三點的重量會大於後三點
6. 引擎配置選擇
引擎選擇上除了前拉與後推外，引擎數量也是考慮因素
當引擎選擇後推時，需要額外的冷卻管道，但在前拉時可以將通風口置於飛機前端，使得前拉的效率較高。

### 初步設計
初步設計階段開始確定飛機主要部件的尺寸。 使用迭代過程，利用多個貿易和參數研究。 匹配圖，靜態和動態完成了穩定性分析和空氣動力學分析，以幫助確定初步設計
兩架飛機。
#### 機身
PR飛機容量盡量貼近32oz，瓶子的CG點也要接近PR飛機的CG點，避免空機與有payload時飛機的CG點偏差太多
MS飛機的容量接近PR飛機的容量，減少額外的重量
在Mission 1時，MS飛機的電裝案排在機鼻附近，讓CG點保持在一定位置
#### 機翼
在機翼方面有4個方面需要決定
1. 升阻比

2. 翼面積

3. 翼剖面

4. 上反角

## Report(Georgia Tech)
### 設計需求
根據評分標準，飛機空重、電池重及PA組件數越低越好，因此訂定PA不拆卸，由MSA圍繞PA組裝，避免結構複雜且重量盡可能輕。
起飛距離100ft，巡航速度35+mph。
### 大概
團隊列出傳統構型、飛翼及雙翼構型進行評分，以下為評分項目及比重
製作難易度占比最多，其次是重量
評分結果為傳統構型勝出

比賽場地平均風速影響巡航速度的決定，結合推重比及翼負載
### 初步設計
團隊從Constraint sizing來選擇能符合任務需求的設計，從這些設計分析可行的推進系統及氣動特性來建立任務模型，分析這些模型的任務執行及穩定程度，就可以得到飛機的構型。
- Constraint Sizing
- Constraint Sizing分析是測試(W/S)翼負載與(P/W)功重比對於飛機在任務表現及得分能力上的影響。
- 為了確保MSA能載PA，MSA的設計會在PA完成後
- PA
- 為了獲得最高的分數需要最少的電池重量
- 較高的W/S可以降低巡航時所需要的P/W
- 需要足夠大的P/W使飛機能符合起飛要求
- 因此PA的設計會選擇有最大速度40mph以及有大於80ft.的起飛距離
- MSA
- MSA需要能夠裝PA，因此MSA最小的W/S為0.7
- MSA在起飛時的P/W非常小相對於巡航時，因此在Constraint Sinzing analysis時只考慮巡航時的速度
- MSA的設計選擇巡航速度在35mph
- 推進系統選擇
- 從上面的表格可以發現兩架飛機的動力需求相近，因此可以選擇相同的推進系統
- 為了減少複雜性以及重量，團隊選擇使用定距螺槳
- 為了能從電池中取得更多的動力，團隊選擇使用有高Kv的直驅式無刷馬達
- 利用MotoCalc去估算馬達效率、靜推力及在30mph下各個馬達和螺旋槳的組合
- 以下是能迎合起飛及最大速度需求的兩種組合
- 任務模型
- 利用這三個公式可以得到飛機在飛行中的位置及方向，模擬飛機執行任務的表現
- 上述的模擬會因為下面的原因而產生限制及不確定性
- 缺少垂直尺寸 (隨著高度的變化捕捉氣動效應、在爬升及俯衝的能量供給)
- 缺少wind model (因為側風產生的阻力、逆風時的速度變化)
- 不理想的飛行路徑
- 不理想的飛手操作
- 任務預測時發生的錯誤及推/阻力預測時產生的錯誤
- 氣動力特性
- 翼剖面選擇
- 可製造性
翼剖面應避開大彎度翼型及尖銳的後緣並保持足夠的翼型厚度
- 翼型厚度
增加翼型厚度會增加內部結構構件的空間因此在減少結構重量的同時增加結構的結構鋼度；最後MSA選擇大於12%的翼型厚度
- 升力係數/升阻比分析
因為環境因素及翼尖渦流產生的下沖氣流使得升力係數會產生變化，因此在升力係數會變化且阻力係數相對低且穩定的區域是比較的重點，且在短場起降的情況下，較大的升力係數是較為理想的，因此選擇SD7062為MSA的翼剖面，S4110為PA的翼剖面
- 升力面分析
The lift distribution shown in Figure 4.8 was generated in AVL using elevator trim to maintain flight at a moderate angle of attack on approach and landing. Due to the distribution shape, stall is expected to occur at the wing root, allowing the pilot to maintain roll control using the ailerons that are mounted outboard.
- 阻力分析
初步的寄生阻力估算是計算各個部件的阻力，下表是飛機各個主要零件的阻力及相對的比重
- 升阻比
分析結果繪製出升阻比圖，可得PA最大升阻比為5.81，MSA為4.23

- 穩定性及控制
為確保飛機能完整執行飛行任務，考慮最高速、最低速、最高重量、最低重量、巡航、爬升及轉彎狀態進行分析。
- 靜態穩定分析
靜態穩定性是使用AVL裡的vortex lattice method來測量，下面的表格列出了飛機在該情況下的穩定性導數。可以發現飛機在static margin18.2% for PA及12.7% for MSA時，飛機是縱向地、靜態穩定的。

- 動態穩定分析
同樣也是利用AVL
### 細部設計
最終設計前提為足以容納所有負載飛行穩定性、簡單和結構效率
以下為兩架飛機外型參數
- 結構特徵
該團隊將飛機所需承受之荷力分為三類:馬達負載、氣動力負載及地面負載，飛機結構設計須能承受上述所有可能的力或力矩，依據各部件功能及承受力方向強度不同而有個別的材料及工法選擇。
### 次系統設計
- 機身
PA使用棍子機身，用碳纖作為主結構，目標就是把所有東西連在一起並最小化重量。MSA的設計要確保PA塞得進去。
- 主翼
PA主結構用平長方碳管連接，MSA用兩根碳管在分別在leading and trailing edge
- 尾翼
PA尾翼使用平板巴莎木，再在上面打洞減輕重量，MSA尾翼盡量減輕重量，以巴莎木為主，再一些重點區域使用膠合板。

- 載重外殼設計
夠堅固並減少阻力和重量，符合空氣動力。
- 馬達選擇
- 根據大小重量和推力選擇Cobra 2814/12 motor
- 伺服馬達選擇
輕+可以動
- 
### 飛行和任務表現
- 飛行表現

- Thrust available
- 任務表現
## 製作
### 各式材料比較
- Built-up Balsa
用快乾把巴莎木黏起來做結構，用雷切切巴莎木，如果有需要就再加木頭或碳纖布。
- Foam Core Composite
用CNC切發泡材料來做出飛機外型，有需要再加碳纖或玻纖。
- Thermoformed Plastic
用真空成型，拿來做整流罩或非結構零件。
- 比較圖
### 製作工法
- 選擇材料
把輕的巴莎木留下來作為最後的比賽飛機。
- 部分加固
不夠堅固的地方加強
- 減少扭矩
因為要塞機翼進去，所以加上X型交叉來增強。
- 挖洞減重
盡量挖洞並避免結構損失
- 蒙皮
他們本來用Monokote，這次改使用Ultracote。雖然麻煩，但很輕。
- 熱縮成型
侯先生的艙蓋作法，拿來做裝酬載的東西。
## 測試
選擇最佳系統配置，最終進行完整比賽測試
### 推力測試
在前述選擇之兩組推進系統中確定最適合的組合，獲得推力、扭矩、轉速及電壓數據以估測推進系統性能。靜態推力測試使用MotoCaic進行預測及比較，EagleTree紀錄轉速、電壓及電流消耗。測試行程為10秒全推，10秒加速，10秒減速。
### 結構測試
為證實機翼設計而進行翼尖測試，以最大負重及僅支撐翼尖模擬飛行時機翼所受最大負載
### 飛行測試
進行兩次迭代，第三次為實際演練比賽任務。
第一次迭代為觀測飛行品質，並驗證結構及負載，模擬任務運行。第二次迭代修改PA機翼結構及負翼尺寸，使飛機更輕更容易安奘在MSA內，並修改MSA機身及起落架高度以幫助起降。此外還需驗證PA電池規格是否足以完成M3，及MSA於M2的負載表現。
### checklist
### 最終表現

## Report(UC Irvine)

## 初步設計
### 設計和尺寸大小
#### 空氣動力學的權衡選擇
- chord
為了最小化誘導阻力以便降低功率需求，翼展應根據以下誘導阻力方程式最大化
雖然理論上對於給定的升力和機翼面積，弦應該最小化，不過翼弦會受到雷諾數和結構約束的限制，因此大多數翼型在低雷諾數下的空氣動力學性能會下降，綜合上述，訂下
- PA: PA弦固定在7in，45 ft/s的巡航速度下保持150000雷諾數
- MA: 由於MA機翼要容納PA所以MA的弦長取決於翼型的形狀
- 機翼翼型
為了減少爬升和巡航功率PA和MA都需要低速飛行，因此設計重點放在**低雷諾數下具有高理想特性的翼型上**。所需的特性包括起飛和給定機翼設計的最大升力係數，以及機翼結構的最大平均厚度。

- PA的翼型選擇
PA最後翼型的選擇是**BA9**，因為根據上面的圖BA9比Clark Y和NACA0012，最大升力係數增加了0.18-0.46，

- MA的翼型選擇
MA的選擇就兩個重點:
1.前面提到的在低雷諾數下的特性
2.翼型的形狀必須得以容納PA，

因此選擇兩個NACA 44XX的翼型，根據圖，雖然NACA 4418比 NACA 4412 有更高的截面阻力係數，不過看下面兩張圖就可以發現4418的翼型更適合容納PA的BA9，因此最後的選擇是**NACA 4418**

- 尾翼
- PA尾翼:**NACA0012**
- MA尾翼:**NACA0015**

#### 推進系統
- 馬達

- PA馬達
最初是想選擇低kV的馬達，因為可以在低速下使用較大直徑的螺旋槳高效運行。不過 PA 不允許使用可折疊螺旋槳，因此在Mission 2中裝載時更傾向於該飛機的較小螺旋槳。隨著螺旋槳直徑的減小，產生相同推力所需的功率會增加。而且，對於相同的電池重量系統，產生相同推力所需的 RPM 也會增加。總結以上PA必須使用更高 kV 的馬達。
根據圖表，Neu 1107-3Y、1107-6D 和 1110-3Y 不能用於任何變速箱組合。因此，PA 選擇了帶有 **4.4:1 齒輪箱的 Neu 1105-2.5Y**，而不是 Turnigy 電機，因為它具有更大的比功率。

- MA馬達
MA 比 PA 具有更大的離地間隙，因此它能夠以更大的直徑運行以產生必要的動態推力。所以選擇配備**6.7:1 變速箱的 Neu 1105-2.5Y** 是因為在飛行條件下不需要 Neu 1110 和 1107 中多餘的功率。 Turnigy G10不納入考量因為相對來說重量不討喜。
- 電池
電池的考慮會根據任務來決定，由於Mission1和Mission2將會使用相同的電池系統，因此圖表上分析的是Mission2和Mission3可用的電池。
- 決定因素
1.能量
2.重量

藉由估計飛行時間來選擇所需電池的單位並估算出推進系統的電流和**能量**，能量的大小決定了電池的必要電容。 重複該過程以找到最小的電池**重量**。
最後決定使用 **Elite 1500**，因為所需的 KAN 電池系統將超過 Elite 電池系統，導致重量太重，而Elite 2000的電容過大，不符合任務所需，所以不選。
#### 最終定案
最佳化的總和結果:高升力，厚翼型，和適當的推進系統
- MA

- PA


### 升力，阻力，和穩定特性
每個任務的升力阻力圖和速度。
- 圖表中因為Mission2有酬載，所以比Mission1有更高的升力和阻力係數

- 圖表顯示的是各個任務阻力的組成，由圖中可以觀察到M1和M2的主要阻力都是由機身所造成，而M3的阻力組成則主要由，誘導阻力，起落架，和機翼造成。
#### 穩定和控制
使用AVL(Athena Vortex Lattice)工具進行初步分析來評估翼展載荷初步結構尺寸，重心位置的中性點，穩定性和控制的初步估計飛機，以及V尾尺寸和角度。
- PA
- 團隊使用AVL來評估嚴重的側風可能缺乏控制的狀況，由於比賽場地的大風。兩架飛機被認為具有必要的控制權限來調整側滑和著陸水平。
- 圖4.13的Trefettz Plot是由圖4.14中輸入創建，而從圖中可以看到升力係數的峰值分別出現在半翼展50%的地方，而翼尖的地方則是CL最低的地方

- MA

#### 預測任務性能

## 細部設計
MA任務預測緊隨PA之後，先做PA再做MA
### 設計參數

### 結構特徵

- PA
設計使著陸時的衝擊能量通過起落架快速傳遞並被機身內部吸收，而起落架的位置使施加在起落架底部的力矩最小化。
PA的飛機全部重量由吊臂(boom)支撐。
這張圖顯示PA在巡航時沿著機翼的力分布，力的集中主要位於 PA 的中心 30 inches內，需要更多結構性的支撐。
而每個翼尖的最後 7 inches會受到最小的力，從而可以取出結構中的一些材料。 這導致決定在翼尖處使用空心腹板以減輕重量，同時將實心腹板保持在中心，即結構需要更多的力量。

- MA
MA的外殼結構薄弱，因此該設計採用boom作為主要承重部件。
PA 的機翼安裝在 MA 的機翼內，提供結構強度。 MA飛機的起落架將衝擊能 量直接傳遞到Boom上。
這張圖顯示MA在巡航時沿著機翼的力分布，跟PA具有類似的力分布，在中心的翼梁結構中使用實心腹板來處理增加的扭轉負荷，並在機翼外部使用空心腹板。
要特別注意的是為了裝PA，MA機翼是中空的，因此翼梁不能設置在四分之一弦長處。 所以MA 機翼使用兩根翼梁而不是一根，提供與單根翼梁相當的剛度。

### 系統的設計和組件選擇
對以下系統組件進行了更詳細的分析，以最終確定飛機設計。
#### 機翼
- 巴爾莎木機翼
輕木組裝機翼由翼肋、翼梁、薄片和蒙皮組成。
翼肋承受來自機翼的彎曲和壓縮負載以及來自蒙皮的一些扭矩，而抗剪力腹板則在翼梁承受剪切負載。 輕木翼梁帽頂部較厚，可承受飛行中的壓縮負載。 複合材料集成到翼梁中以增加彎曲和扭轉剛度。 機翼的頂部和底部覆蓋有輕木，以覆蓋距前緣約 35% 弦長的壓力恢復區域。 輕木板提供抗扭強度並保持機翼形狀。 Microlite™ 用於覆蓋機翼和機尾，以提供額外的剛性並降低表面粗糙度。

- PA機翼
漸縮的 PA 機翼旨在減少機翼面積，同時最大化翼展，進而增加展弦比和減輕重量
PA 的最大起飛重量為 4.25 磅 (1G)，
機翼的設計可承受 2.5G 的彎曲負載係數和 1.25G 的最小安全係數。
翼肋上有減輕機翼重量的孔洞，同時保持結構完整性
- MA機翼
MA機翼主要目的在於容納PA，所以翼肋被挖空，比 PA 機翼稍大，以便 PA 機翼可以在 MA 機翼內滑動。
PA 的最大起飛重量為 4.875 磅 (1G)
機翼設計用於彎曲負載係數為 3.5G，最小安全係數為 1.25G
#### 尾翼
PA和MA都是使用V尾
#### 控制面
控制面設計為大約 25% 的弦長，以實現穩定姓。
為了保持翼型和翼型的空氣動力學特性，必須製造為盡可能接近機翼形狀。 選擇發泡玻璃纖維複合材料而不是巴爾莎木，因為重量相似，且能提供更高的抗扭剛度。
#### 馬達基座

馬達支架設計用於承受馬達發出的扭矩和推力。
用碳纖維使其對扭矩的抵抗力最大化。 該安裝座旨在通過把馬達包起來抑制振動。 馬達支架固定在機身前部的吊臂(Boom)上。
#### 起落架
- PA起落架

PA選擇了與機身集成的起落架，以便機身可以彈性變形以吸收一些降落著陸力。
該結構盡可能輕巧緊湊，同時保持著陸衝擊的剛度。
在可能的側風降落影響的情況下，使用連續軸來提供額外的支撐和剛度。
- MA起落架
MA選擇了三輪起落架設置，以確保在滑行中具有良好的操控性。
主起落架考慮了兩種選擇：兩個固定在翼樑上的 V 形剛性支柱和一個設計用於擁抱機身的倒 U 形。
雖然倒 U 形具有減震功能並具有一定的靈活性，但飛機上相對於CG的位置並不理想。
由於翼梁是加固的裝載構件，所以最後選擇了錨定在翼樑上的 V 形配置。
#### 機身/酬載
- PA機身
PA 機身設計用於快速裝載和卸載酬載，同時緊緊固定著，設計限制讓團隊創建了一個管子，其中酬載在插入物之間，以牢固地固定。
整流罩用於封閉機身並使酬載完全在內部。

- MA機身
MA 機身採用半硬殼式設計，可大限度地減少支撐 PA 所需的材料和濕面積。
此外，增加了螺旋槳整流罩和起落架整流罩以容納 PA。
機身的前部和後部也用整流罩封閉。
MA機身的底部設計為可拆卸的，以方便裝載Mission 2有效酬載(PA)
#### 結構脊柱
- 就是前面一直講的Boom，PA和MA上的中央碳纖維吊桿是連接整架飛機的主要結構構件。
馬達、電池、機翼、機身和尾翼都與這個吊桿相連。
#### 接收器選擇
- 兩架飛機都選擇了 **Futaba R6008HS 8** ，因為它們重量輕，並提供比賽所需的故障保護功能。
#### SERVO 選擇
選擇舵機時有兩個標準
1.必須具有控製表面偏轉所需的扭矩，
2.足夠輕，不會顯著增加 RAC。

使用AVL分析後，兩架飛機MA和PA都選擇了 Dymond D47、HS-65MG 伺服系統，因為它的重量和滿足扭矩所要求能力。
#### speed controller 選擇
- 由於比賽規則不限制馬達電流，對於 1105 馬達給定連續 15V 限制，必須從電池汲取 15-20A 範圍內的電流。 必須使用的額定電流超過 20A 。 所以選擇**Phoenix HV 30** 用於兩架飛機，因為它的額定電流為 30A 且電阻低。
### 重量和平衡
- MA的重量估計為 3.35 磅，最大空重為 4.8 磅
- PA的重量估計為 2 磅，最大空重為 4.25 磅
全部測量是從螺旋槳的前面進行的。 配件的放置使重心落在飛機長度的 25-28% 之間，以確保穩定性。
- M1

- M2

- M3

### 飛行性能參數

### 預測任務性能

- M1-MA Arrival Flight
專注於在 100 英尺的起飛跑道上在 5 分鐘內飛行三圈。
最高分基於任務的完成情況。
因此，整個任務需要一個適合起飛和爬升的電池。
MA還必須在巡航期間以接 近失速速度飛行，並且仍然能夠完成任務。

- M2-MA Delivery Flight
目標是在 MA裝PA的每個子組件，然後滑行到指定的有效負載更換區域，為了獲得最高分，這一切都必須在十分鐘內完成。
電池的需求是可以用一個子組件有效負載起飛，但足夠小，可以在接近失速速度的情況下巡航。 這樣做是為了獲得更高的 RAC。

- M3-PA Flight
目標是PA載32oz的瓶子，電池的容量必須足夠大，以便在 100 英尺內起飛， 但不能大到超過在 5 分鐘分配時間內飛行三圈所需的最小功率。
- BM-Ground Mission
需兩分鐘即可組裝PA並由一名地勤人員重新安裝Gatorade bottle。
單部件飛機使組裝大大簡化，使地勤人員可以專注於固定Gatorade bottle。 現場測試確定的估計時間平均為 28 秒