無人機(jī)結(jié)構(gòu)與系統(tǒng)課件：固定翼無人機(jī)的結(jié)構(gòu)及飛行原理

固定翼無人機(jī)的結(jié)構(gòu)及飛行原理

結(jié)構(gòu)組成固定翼無人機(jī)大部分由機(jī)身、機(jī)翼、尾翼、起落架和發(fā)動(dòng)機(jī)組成，如圖1-27所示。1.4.1結(jié)構(gòu)組成1.機(jī)身

這種機(jī)身雖然強(qiáng)度和沖擊性較好，但剛度不好，特別是抗扭特性較差和有效容積率較小。（1）構(gòu)架式1.4.1結(jié)構(gòu)組成1.機(jī)身

這種機(jī)身具有結(jié)構(gòu)簡單、氣動(dòng)外形光滑及內(nèi)部空間可全部利用的優(yōu)點(diǎn)，但因?yàn)闄C(jī)身的相對載荷較小，而且機(jī)身不可避免要大開口，會(huì)使蒙皮材料利用率不高，因開口補(bǔ)強(qiáng)增重較大。所以這種形式的機(jī)身實(shí)際上用得很少。（2）硬殼式圖1-29硬殼式機(jī)身

從桁梁式機(jī)身的受力特點(diǎn)可以看出，在桁梁之間布置大開口不會(huì)顯著降低機(jī)身的抗彎強(qiáng)度和剛度。雖然因大開口會(huì)減小結(jié)構(gòu)的抗剪強(qiáng)度和剛度而必須補(bǔ)強(qiáng)，但相對桁條式和硬殼式結(jié)構(gòu)的機(jī)身來說，同樣的開口，桁梁式的機(jī)身補(bǔ)強(qiáng)引起的重量增加較少。因此這種形式的機(jī)身便于開較大的艙口。（3）半硬殼式1）桁梁式機(jī)身圖1-30桁梁式機(jī)身1.4.1結(jié)構(gòu)組成

（3）半硬殼式2）桁條式機(jī)身圖1-31桁條式機(jī)身主要由桁條、隔框和蒙皮組成，如圖1-31所示。桁條和蒙皮較強(qiáng)，是承受機(jī)身力的主要部件。1.4.1結(jié)構(gòu)組成2.機(jī)翼（1）縱向骨架

1)翼梁：是最主要的縱向構(gòu)件，是機(jī)翼主要受力部件。

2)縱墻：與翼梁十分相像，二者的區(qū)別在于縱墻的緣條很弱并且不與機(jī)身相連，其長度有時(shí)僅為翼展的一部分。

3)桁條：鉚接在蒙皮內(nèi)表面，支持蒙皮以提高其承載能力，并共同將氣動(dòng)力分布載荷傳給翼肋。通常用鋁合金擠壓或板材彎制而成。

1.4.1結(jié)構(gòu)組成2.機(jī)翼（2）橫向骨架

1)普通翼肋：其作用是將縱向骨架和蒙皮連成一體，把由蒙皮和桁條傳來的空氣動(dòng)力載荷傳遞給翼梁，并保持翼剖面的形狀。

2)加強(qiáng)翼肋：除了具有普通翼肋功能外，還能承受集中載荷，因此，它的腹板較厚或用支柱加強(qiáng)。1.4.1結(jié)構(gòu)組成（3）蒙皮3.尾翼尾翼是固定翼無人機(jī)的重要部件之一。尾翼由垂直尾翼和水平尾翼組成。在垂直尾翼上可活動(dòng)的表面稱為方向舵，在水平尾翼上可活動(dòng)的表面稱為升降舵，如圖1-34所示。還有一種尾翼不需要升降舵，在中央的鉸鏈點(diǎn)安裝一片水平尾翼，鉸鏈軸是水平的，這種類型的尾翼稱為全動(dòng)式水平尾翼，如圖1-35所示。1.4.1結(jié)構(gòu)組成4.起落架1.4.1結(jié)構(gòu)組成滑撬式滑板式浮筒式機(jī)輪式1.4.2飛行原理1.飛機(jī)飛行時(shí)受到的作用力飛機(jī)在飛行時(shí)會(huì)受到4個(gè)基本的作用力：升力（lift）、重力（weight）、推力（thrust）與阻力（drag），如圖1-36所示。(1)升力1.4.2飛行原理提問:當(dāng)飛機(jī)在勻速下降準(zhǔn)備降落時(shí),升力和重力是否相等？牛頓三大運(yùn)動(dòng)定律第一定律：除非受到外來的作用力，否則物體的速度(v)會(huì)保持不變。沒有受力即所有外力合力為零，當(dāng)飛機(jī)在天上保持等速直線飛行時(shí)，這時(shí)飛機(jī)所受的合力為零，與一般人想象不同的是，當(dāng)飛機(jī)降落保持相同下沉率下降，這時(shí)升力與重力的合力仍是零，升力并未減少，否則飛機(jī)會(huì)越掉越快。13對高速飛機(jī)來說，如何在起飛和著陸階段的低速情況下獲得足夠的升力就成了一大難題。由于迎角與升力成正比，因此增大飛機(jī)的迎角可以使升力增加，然而對現(xiàn)代的超音速飛機(jī)而言，即使迎角達(dá)到極限，升力仍然不夠。如果不采取適當(dāng)措施，則必須加大起飛和降落時(shí)的速度，才能獲得足夠的升力。這樣做的后果是不僅使滑跑距離增長，而且也不安全。解決這個(gè)問題的措施就是在機(jī)翼上采用增升裝置。

增升裝置用于增大飛機(jī)的最大升力系數(shù)，從而縮短飛機(jī)在起飛著陸階段的地面滑跑距離。14主要增升裝置包括：前緣縫翼leadingedgeslats后緣襟翼trailingedgeflap前緣襟翼Leadingedgeflap增升裝置介紹-前緣縫翼前緣縫翼是安裝在基本機(jī)翼前緣的一段或者幾段狹長小翼，是靠增大翼型彎度來獲得升力增加的一種增升裝置。下面用前緣縫翼的一個(gè)剖面來看看它的工作原理（如圖所示）。前緣縫翼延緩機(jī)翼的氣流分離現(xiàn)象，以提高臨界迎角和最大升力系數(shù)。前緣縫翼打開時(shí)，氣流分離被推遲打開合閉氣流分離氣流分離減少增升裝置介紹-前緣縫翼在前緣縫翼閉合時(shí)（即相當(dāng)于沒有安裝前緣縫翼），隨著迎角的增大，機(jī)翼上表面的分離區(qū)逐漸向前移，當(dāng)迎角增大到臨界迎角時(shí)，機(jī)翼的升力系數(shù)急劇下降，機(jī)翼失速。當(dāng)前緣縫翼打開時(shí)，它與機(jī)翼前緣表面形成一道縫隙，下翼面壓強(qiáng)較高的氣流通過這道縫隙得到加速而流向上翼面，增大了上翼面附面層中氣流的速度，降低了壓強(qiáng)，消除了這里的分離旋渦，從而延緩了氣流分離，避免了大迎角下的失速，使得升力系數(shù)提高。前緣縫翼打開時(shí)，氣流分離被推遲打開合閉增升裝置介紹-前緣縫翼因此，前緣縫翼的作用主要有兩個(gè)：一是延緩機(jī)翼上的氣流分離，提高了飛機(jī)的臨界迎角，使得飛機(jī)在更大的迎角下才會(huì)發(fā)生失速；二是增大機(jī)翼的升力系數(shù)。其中增大臨界迎角的作用是主要的。這種裝置在大迎角下，特別是接近或超過基本機(jī)翼的臨界迎角時(shí)才使用，因?yàn)橹挥性谶@種情況下，機(jī)翼上才會(huì)產(chǎn)生氣流分離。增升裝置介紹-前緣縫翼前緣縫翼有固定式和自動(dòng)式兩種：固定式前緣縫翼：固定式前緣縫翼直接固定在機(jī)翼前緣上，與基本機(jī)翼之間構(gòu)成一條固定的狹縫，不能隨迎角的改變而開閉。它的優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡單，但在飛行速度增加時(shí)，所受到的阻力也急劇增大，目前應(yīng)用不多，只有在早期低速飛機(jī)上使用。自動(dòng)式前緣縫翼：自動(dòng)式前緣縫翼用滑動(dòng)機(jī)構(gòu)與機(jī)翼相連，它可以根據(jù)迎角的變化而自動(dòng)開閉。在小迎角情況下，空氣動(dòng)力將它壓在基本機(jī)翼上，處于閉合狀態(tài)；當(dāng)迎角增大到一定程度，機(jī)翼前緣的空氣動(dòng)力變?yōu)槲?，將前緣縫翼自動(dòng)吸開。自動(dòng)式前緣縫翼的優(yōu)點(diǎn)是顯而易見的，目前應(yīng)用十分廣泛。自動(dòng)式前緣縫翼機(jī)翼本身縫翼打開操縱機(jī)構(gòu)縫翼合閉固定式前緣縫翼縫翼機(jī)翼本身增升裝置介紹–

后緣襟翼在機(jī)翼上安裝襟翼可以增加機(jī)翼面積，提高機(jī)翼的升力系數(shù)。襟翼的種類很多，常用的有簡單襟翼、分裂襟翼、開縫襟翼和后退襟翼等等。一般的襟翼均位于機(jī)翼后緣。當(dāng)襟翼下放時(shí)，機(jī)翼面積增大，升力增大，同時(shí)阻力也增大，因此一般用于起飛和著陸階段，以便獲得較大的升力，減少起飛和著陸滑跑距離。后緣襟翼后緣襟翼已放出增升裝置介紹–

后緣襟翼襟翼分類：簡單襟翼、分裂襟翼、開縫襟翼、后退襟翼簡單襟翼：簡單襟翼的形狀與副翼相似，其構(gòu)造簡單。簡單襟翼在不偏轉(zhuǎn)時(shí)形成機(jī)翼后緣的一部分，當(dāng)放下（即向下偏轉(zhuǎn)）時(shí)，相當(dāng)于增大了

機(jī)翼的彎度，從而使升力增大。當(dāng)它在著陸偏轉(zhuǎn)

50～60度時(shí)，大約能使升力系數(shù)增大65％～75％。分裂襟翼：也稱為開裂襟翼，象一塊薄板，緊貼于機(jī)翼后緣下表面并形成機(jī)翼的一部分。使用時(shí)放下(即向下旋轉(zhuǎn))，在后緣與機(jī)翼之間形成一個(gè)低壓區(qū)，對機(jī)翼上表面的氣流有吸引作用，使氣流流速增大，從而增大了機(jī)翼上下表面的壓強(qiáng)差，使升力增大。除此之外，襟翼下放后，增大了機(jī)翼翼型的彎度，同樣可提高升力。這種襟翼一般可把機(jī)翼的升力系數(shù)提高75％～85％。簡單襟翼機(jī)翼機(jī)翼分裂襟翼21TB200的簡單襟翼增升裝置介紹–

后緣襟翼襟翼分類：簡單襟翼、分裂襟翼、開縫襟翼、后退襟翼開縫襟翼：它是在簡單襟翼的基礎(chǔ)上改進(jìn)而成的。除了起簡單襟翼的作用外，還具有類似于前緣縫翼的作用，因?yàn)樵陂_縫襟翼與機(jī)翼之間有一道縫隙，下面的高壓氣流通過這道縫隙以高速流向上面，延緩氣流分離，從而達(dá)到增升目的。開縫襟翼的增升效果較好，一般可使升力系數(shù)增大85％～95％。后退襟翼：在下放前是機(jī)翼后緣的一部分，當(dāng)其下放時(shí)，一邊向下偏轉(zhuǎn)一邊向后移動(dòng)，既加大了機(jī)翼的彎度，又增大了機(jī)翼面積，從而使升力增大。此外它還有開裂襟翼的效果。這種襟翼的增升效果比前三種的增升效果都好，一般可使翼型的升力系數(shù)增加110％～140％。開縫襟翼機(jī)翼23747的后退開縫襟翼增升裝置介紹–

后緣襟翼對于現(xiàn)代飛機(jī)，一般來說，由于增升裝置導(dǎo)致的翼形改變可以增加升力系數(shù)

110％～140％25③

前緣襟翼

前緣襟翼位于機(jī)翼前緣。前緣襟翼放下后能延緩上表面氣流分離，能增加翼型彎度，使最大升力系數(shù)和臨界迎角得到提高。前緣襟翼廣泛應(yīng)用于高亞音速飛機(jī)和超音速飛機(jī)。26B737-800的前緣襟翼27增升裝置的原理總結(jié)

增升裝置主要是通過三個(gè)方面實(shí)現(xiàn)增升：增大翼型的彎度，提高上下翼面壓強(qiáng)差。延緩上表面氣流分離，提高臨界迎角和最大升力系數(shù)。增大機(jī)翼面積。增升裝置的目的是增大最大升力系數(shù)。1.4固定翼無人機(jī)的結(jié)構(gòu)及飛行原理自學(xué)阻力，完成藍(lán)墨云班課測試題。1.4固定翼無人機(jī)的結(jié)構(gòu)及飛行原理1.4.3飛行控制方式1.升降運(yùn)動(dòng)2.滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)3.偏航運(yùn)動(dòng)4.俯仰運(yùn)動(dòng)操縱副翼，實(shí)現(xiàn)固定翼無人機(jī)繞著縱軸運(yùn)動(dòng)，即滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。向左壓桿，左副翼向上，右副翼向下，發(fā)生左滾轉(zhuǎn)；向右壓桿，發(fā)生右滾轉(zhuǎn)。操縱方向舵，實(shí)現(xiàn)偏航運(yùn)動(dòng)。向左壓桿，方向舵向左偏轉(zhuǎn)，使機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)；向右壓桿，方向舵向右偏轉(zhuǎn)，機(jī)頭也向右偏轉(zhuǎn)。操縱