6.第二章無人機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)(第三節(jié))

1、LOGO1空氣動(dòng)力學(xué)與飛行原理第二章：無人機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)第三節(jié)：機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)2機(jī)翼的主要功用是產(chǎn)生升力，從而克服重力，維持無人機(jī)在空中飛行，同時(shí)機(jī)翼上的副翼、襟翼等操縱面也起到操縱作用。從二維的翼型到三維的機(jī)翼，對空氣動(dòng)力有較大影響的機(jī)翼參數(shù)主要是翼載荷、展弦比和機(jī)翼后掠角。機(jī)翼的主要幾何參數(shù)如圖所示，主要包括根弦長、梢弦長、展長、前緣后掠角、1/4弦線位置后掠角等。機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)機(jī)翼幾何參數(shù)3常見的機(jī)翼平面形狀有：平直機(jī)翼、后掠機(jī)翼和三角翼，其平面形狀如圖所示機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)機(jī)翼平面形狀4翼面負(fù)載展弦比后掠角根梢比目錄頁壹5翼面負(fù)載也叫翼載荷，是機(jī)翼每單位面積所承擔(dān)的重量（單位是克/平方厘

2、米），它是無人機(jī)性能的關(guān)鍵指標(biāo)之一。翼面負(fù)載越大表明相同機(jī)翼面積要負(fù)擔(dān)更大的重量，此時(shí)無人機(jī)的滑跑距離越長，抵抗突風(fēng)干擾的能力也越強(qiáng)。同時(shí)，它也直接影響無人機(jī)定直平飛飛行速度，翼面負(fù)載壹2LmgvS C它表明在相同翼型下，翼載荷越大，則定直平飛速度越快。從另一個(gè)方面來看minmax2LmgvS C即，最小平飛速度為機(jī)翼接近失速迎角飛行。在翼型失速迎角一定的情況下，翼載荷越大，最小平飛速度也越大。6下面是典型的無人機(jī)的翼面負(fù)載。翼面負(fù)載壹無人機(jī)機(jī)型起飛重量翼面積翼載荷全球鷹1039450.17207.2長空-120608.55240.9捕食者85011.4574.2徘徊者2503.4173.3A

3、SN-1041401.8575.6開拓者2182.490.8Hermes4506.965.2搜索者2404.42754.27翼面負(fù)載展弦比后掠角根梢比目錄貳8展弦比定義為翼展L除以平均翼弦b(=L/b)。展弦比對機(jī)翼升力的影響為：當(dāng)機(jī)翼產(chǎn)生升力時(shí)，下表面壓強(qiáng)向上，上表面壓強(qiáng)向下，且下表面壓強(qiáng)值大于上表面。則在翼尖處，下表面的高壓氣流流向上表面，減小了翼尖附近的升力。同時(shí)，如上節(jié)所述，有限展長機(jī)翼也是誘導(dǎo)阻力產(chǎn)生的重要來源。因此，展弦比越大，則翼尖效應(yīng)對機(jī)翼升力的影響越小。理想情況是和翼型升阻特性一樣。對于低速和亞聲速無人機(jī)，機(jī)翼展弦比越大，則升力線斜率和升阻比都較大。展弦比的另外一個(gè)特性是翼尖

4、渦減小了翼尖處的有效迎角，增大了翼尖處的失速迎角。因此，在機(jī)翼展向各翼型扭轉(zhuǎn)角相同的情況下，翼根比翼尖較易失速，這也是要設(shè)計(jì)機(jī)翼扭轉(zhuǎn)的作用。一般翼尖剖面翼型與翼根剖面翼型的扭轉(zhuǎn)角在3度左右。另外，相同情況下，展弦比越大則機(jī)翼滾轉(zhuǎn)方向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量越大，滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)性越差。展弦比貳翼尖渦產(chǎn)生原因9增大展弦比的目的是減小氣流展向流動(dòng)導(dǎo)致的翼尖渦，從而減小誘導(dǎo)阻力。在展弦比一定的情況下，可以對翼稍進(jìn)行處理從而減小誘導(dǎo)阻力，如:（1）把翼端整成圓弧狀，讓渦流離開翼端。（2）把下翼面往上翻卷，讓渦流盡量離開翼端。（3）翼梢小翼：目前最流行的作法，大部分小翼是往上伸，但也有些是往下伸的，小翼的作用除了隔離翼端上下的

5、空氣減少誘導(dǎo)阻力外，因安裝的角度關(guān)系還可提供一些向前的分力。這是無人機(jī)最常見的方式。展弦比貳翼梢小翼整形210翼面負(fù)載展弦比后掠角根梢比目錄叁11后掠角是指機(jī)翼與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角。后掠角又包括前緣后掠角（機(jī)翼前緣與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角，一般用0表示）、后緣后掠角（機(jī)翼后緣與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角，一般用1表示）及1/4弦線后掠角（機(jī)翼1/4弦線與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角，一般用1/4表示）。后掠角翼梢后掠角示意圖叁12低速無人機(jī)上廣泛采用大展弦比直機(jī)翼。高速無人機(jī)上廣泛采用各種展弦比和各種平面形狀的后掠翼。后掠角對空氣動(dòng)力特性的影響主要為：有效升力減小，流線呈現(xiàn)“S”形，氣動(dòng)壓強(qiáng)

6、分布發(fā)生改變，呈現(xiàn)“翼根效應(yīng)”和“翼尖效應(yīng)”。主要原因如下：設(shè)無限翼展斜置機(jī)翼的后掠角為，這時(shí)可將來流速度V分解成兩個(gè)分速：一個(gè)是垂直于前緣的法向分速Vn=Vcos，另一個(gè)是平行于前緣的展向分速Vt=Vsin。展向分速Vt不影響機(jī)翼表面的壓強(qiáng)分布，因而它對機(jī)翼的升力沒有貢獻(xiàn)，而只有法向分速流經(jīng)機(jī)翼時(shí)才會產(chǎn)生升力，這與來流以流速Vcos流過平直機(jī)翼一樣，因此，無限展長斜置機(jī)翼的空氣動(dòng)力特性僅取決于法向分量Vn，來流速度有所降低，導(dǎo)致升力減小。后掠角后掠角影響叁13展向分速Vt雖然對機(jī)翼的升力特性不發(fā)生影響，但它會使氣流流線在機(jī)翼表面發(fā)生改變。氣流流經(jīng)機(jī)翼時(shí)，展向分速Vt是個(gè)常量，法向分速Vn變化

7、如下： 氣流從遠(yuǎn)前方流向機(jī)翼前緣時(shí)，其法向分速Vn受到阻滯而越來越小，致使氣流的合速向左偏斜。當(dāng)氣流從前緣流向最小壓強(qiáng)點(diǎn)時(shí)，法向分速又逐漸增大，而展向分速Vt仍保持不變，所以氣流的合速變大并向右偏轉(zhuǎn)。當(dāng)氣流流過最小壓強(qiáng)點(diǎn)后，法向分速又逐漸減小，致使氣流的合速又向左偏轉(zhuǎn)，因此，氣流流經(jīng)斜置翼時(shí)，流線就呈現(xiàn)“S”形。叁后掠角 14同時(shí)，后掠翼由于有翼根和翼尖的存在，會引起“翼根效應(yīng)”和“翼尖效應(yīng)”，這將使后掠翼的氣動(dòng)特性和無限翼展斜置翼有所不同。從圖中可以看出，在翼根上表面的前段，流線偏離對稱面，流管擴(kuò)張變粗，而在后段流線向內(nèi)偏斜，流管收縮變細(xì)。在低速或亞聲速時(shí)，由于前段流管變粗，流速減慢，壓強(qiáng)升

8、高（吸力變小），而后段流管變細(xì)，流速加快，壓強(qiáng)降低（吸力增大）。至于翼尖部分，情況正好相反，在翼剖面前段吸力變大，后段吸力變小。因此，在翼根和翼尖處，沿弦向的壓強(qiáng)系數(shù)分布將與半翼展中間部分的壓強(qiáng)系數(shù)分布不同后掠角 翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)叁15后掠機(jī)翼的“翼根效應(yīng)”與“翼尖效應(yīng)”引起翼弦的壓強(qiáng)分布發(fā)生變化，這種變化在機(jī)翼上表面前段較為明顯。由于上表面前段對升力貢獻(xiàn)較大，所以“翼根效應(yīng)”使翼根部分的升力系數(shù)減小，而“翼尖效應(yīng)”使翼尖部分的升力系數(shù)增大。后掠機(jī)翼剖面升力系數(shù)沿展向的分布如圖所示。這對無人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)產(chǎn)生一定影響。即后掠翼無人機(jī)翼梢處氣動(dòng)力增大，需要適當(dāng)加強(qiáng)梢部結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。后掠角叁后掠機(jī)翼升力分布16翼面負(fù)載展弦比后掠角根梢比目錄肆17機(jī)翼根梢比定義為=b0/b1（機(jī)翼根弦長與梢弦長的比值），長直機(jī)翼根梢比為1，大部分低速無人機(jī)根梢比在1-3之間。后掠機(jī)翼