固定翼無人機(jī)技術(shù)-全機(jī)空氣動(dòng)力特性

全機(jī)空氣動(dòng)力特性

全機(jī)空氣動(dòng)力特性5.1

機(jī)身的空氣動(dòng)力特性機(jī)身幾何參數(shù)機(jī)身空氣動(dòng)力特性機(jī)身幾何參數(shù)-子午面

旋成體就是由一條母線（光滑曲線或折線）圍繞某軸回轉(zhuǎn)而成的物體。該軸稱為旋成體的體軸。包含體軸在內(nèi)的任一平面稱為旋成體的子午面。旋成體邊界與任一子午面的交線即為母線。在任一子午面內(nèi)，旋成體邊界形狀都是相同的。旋成體外形與參數(shù)R（x），旋成體半徑沿體軸的分布；D，旋成體最大直徑；Db，旋成體底圓直徑；L，旋成體全長；Lh、Lc、Lt分別為旋成體頭部、圓柱段、尾部的長度；ηt，旋成體尾部收縮比，ηt＝Db/D；Sf，旋成體最大橫截面積；λ，旋成體長細(xì)比，λ＝L/D；λh、λc、λt分別為旋成體頭部、圓柱段、尾部的長細(xì)比；機(jī)身空氣動(dòng)力特性

這種軸對稱流動(dòng)具有以下特點(diǎn)：第一，流體流動(dòng)是在通過體軸x的平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)。第二，所有通過子午面內(nèi)的流動(dòng)，其性質(zhì)是相同的。

式中，CDfF為機(jī)身摩擦阻力系數(shù)；CDh為頭部壓差阻力系數(shù)；CDt為尾部壓差阻力系數(shù)；CDb為底部阻力系數(shù)，同時(shí)，有：5.2

飛機(jī)各部件的空氣動(dòng)力干擾機(jī)翼與機(jī)身的相互干擾機(jī)翼、機(jī)身對尾翼的干擾機(jī)翼與機(jī)身的相互干擾機(jī)身使機(jī)翼外露部分升力增大的原因是：當(dāng)正迎角時(shí)，在機(jī)身周圍會(huì)出現(xiàn)自下而上的側(cè)面繞流，在機(jī)翼外露部分形成上洗速度vy，使其有效迎角增大，升力增大。

①對壓差阻力的影響②對波阻的影響1.對升力的影響2.對阻力的影響跨聲速面積律

只要組合體的橫截面積沿機(jī)身軸線分布是光滑變化的，且接近于單獨(dú)機(jī)身橫截面積的分布，則組合體在跨聲速時(shí)得到較小的波阻，這一規(guī)律稱為跨聲速面積律。機(jī)翼、機(jī)身對尾翼的干擾Kq稱為速度阻滯系數(shù)，其大小與尾翼位置有關(guān)，一般由實(shí)驗(yàn)確定，近似計(jì)算中可取Kq＝0.85～1。

迎角減小量式中εα為下洗角對迎角的導(dǎo)數(shù)1.阻滯作用2.下洗作用5.3

全機(jī)的空氣動(dòng)力特性全機(jī)升力特性全機(jī)阻力特性飛機(jī)極曲線全機(jī)的空氣動(dòng)力特性

常規(guī)布局飛機(jī)翼-身-尾組合體示意圖。機(jī)翼根弦與機(jī)身軸線的夾角φω稱為機(jī)翼安裝角。水平尾翼與機(jī)身軸線的夾角φｔω稱為水平尾翼安裝角。中單翼、上單翼和下單翼

在翼身組合體中，機(jī)翼根弦水平面與通過機(jī)身軸線水平面之間的垂直距離，稱為機(jī)翼高度。按照機(jī)翼高度的不同，可以分為中單翼、上單翼和下單翼。全機(jī)升力特性

對于中等以上展弦比機(jī)翼，由于機(jī)身和水平尾翼產(chǎn)生的升力相對較小，可以忽略不計(jì)。因而全機(jī)的升力就等于翼身組合體的升力，也等于單獨(dú)全機(jī)翼的升力，即：從而，全機(jī)的升力系數(shù)也就等于機(jī)翼的升力系數(shù)：對于小展弦比的機(jī)翼，則應(yīng)計(jì)算機(jī)身和水平尾翼的升力：全機(jī)升力特性

根據(jù)機(jī)身、全機(jī)翼和水平尾翼的升力系數(shù)，可以得到全機(jī)升力系數(shù)為：其中，CLws為全機(jī)翼升力系數(shù)，CLf為機(jī)身升力系數(shù)，CLht為水平尾翼升力系數(shù)，Sm為機(jī)身投影面積，Sht為水平尾翼面積。全機(jī)阻力特性

對中等以上展弦比機(jī)翼的飛機(jī)，可以認(rèn)為全機(jī)的零升阻力在考慮相互干擾影響時(shí)，應(yīng)等于各部件零升阻力放大1.1倍，即：

式中，D0wa為外露機(jī)翼零升阻力，D0f為機(jī)身零升阻力，D0ht為水平尾翼零升阻力，D0vt為垂直尾翼零升阻力，Dad為附加物阻力。式中，Stw、Svt、Sad分別為水平尾翼、垂直尾翼外露部分面積及附加物最大迎風(fēng)面積。全機(jī)阻力特性

一般飛機(jī)的CD0是Ma和Re的函數(shù)，常畫成用高度H為參數(shù)的CD0～Ma曲線。飛機(jī)極曲線

計(jì)算飛機(jī)飛行性能時(shí)，經(jīng)常使用極曲線。極曲線是在得到各種Ma下飛機(jī)的CD和CL后，建立起函數(shù)關(guān)系。式中，A為誘導(dǎo)阻力因子，它與Ma和升力系數(shù)有關(guān)5.4

地面效應(yīng)地面效應(yīng)對空氣動(dòng)力特性的影響地效飛機(jī)地面效應(yīng)

飛機(jī)在起飛、著陸階段，由于貼近地面飛行時(shí)，流經(jīng)飛機(jī)的氣流會(huì)受到地面的影響，導(dǎo)致氣流的方向發(fā)生改變，致使飛機(jī)的空氣動(dòng)力發(fā)生變化，這種現(xiàn)象稱為地面效應(yīng)。地面效應(yīng)對空氣動(dòng)力特性的影響

由于地面效應(yīng)的影響，機(jī)翼升力沿展向分布也發(fā)生變化。對于直機(jī)翼來說，地面效應(yīng)使翼根部分下洗速度減小較多，有效迎角增加較多，升力系數(shù)增加較多。地面效應(yīng)對直機(jī)翼的升力系數(shù)展向分布的影響地面效應(yīng)對升力系數(shù)展向分布的影響

地面效應(yīng)引起的升力系數(shù)增量（ΔCLg）取決于機(jī)翼后緣到地面的相對高度，。地面效應(yīng)一般在飛行高度低于一個(gè)翼展時(shí)（）開始顯現(xiàn)，大于0.5～1.0時(shí)，地面效應(yīng)影響不大，ΔCLg不超過0.1～0.15。相對高度較小時(shí)，ΔCLg可能達(dá)到0.2～0.3，甚至更大。地效飛機(jī)

地效飛機(jī)貼近地面飛行，能夠獲取更大的升力，消耗更少的功率，安全性高，利于隱身，設(shè)計(jì)與制造費(fèi)用均比飛機(jī)低。地效飛機(jī)的應(yīng)用范圍廣闊，既可用于反潛反艦、掃雷布雷、軍用運(yùn)輸?shù)溶娛骂I(lǐng)域，也可用于貨物運(yùn)輸、污染監(jiān)測、資源調(diào)查等民用領(lǐng)域。5.5

氣動(dòng)布局簡介

變后掠翼布局

變后掠翼（或可變后掠翼）是指在飛行過程中機(jī)翼后掠角可以隨飛機(jī)飛行高度、速度變化而改變的機(jī)翼。變后掠翼飛機(jī)最大的優(yōu)點(diǎn)在于飛行中可以通過改變機(jī)翼后掠角來改進(jìn)飛機(jī)升力、阻力特性，使飛機(jī)飛行性能在高速、低速都能得到優(yōu)化。在一定程度上可以提高飛機(jī)的升阻比，在相同的航程情況下，可以節(jié)省燃油量，提高經(jīng)濟(jì)效益。鴨式布局

1903年萊特兄弟發(fā)明的第一架飛機(jī)“飛行者一號(hào)”就是將操縱面放在機(jī)翼之前，也就是現(xiàn)在所說的鴨式布局。

根據(jù)鴨翼距機(jī)翼的相對位置，鴨式布局可以分為遠(yuǎn)距鴨式布局和近距鴨式布局兩種形式，如左下圖。而右下圖是采用近距鴨式布局的瑞典戰(zhàn)斗機(jī)JAS-39“鷹獅”的三視圖。鴨式布局

不管是遠(yuǎn)距還是近距鴨式布局的飛機(jī)，與常規(guī)布局的飛機(jī)相比，其受力形式大不相同。對于靜穩(wěn)定的飛機(jī)，重心在氣動(dòng)中心之前，平尾的平衡力方向向下，對全機(jī)來說起著降低升力的作用；而鴨式布局的飛機(jī)則相反，鴨翼的平衡力向上，提高了全機(jī)的升力。近距鴨式布局優(yōu)點(diǎn)提高配平更容易實(shí)現(xiàn)直接力控制對重心安排有利低空乘坐品質(zhì)較好超聲速阻力較小更適合于推力矢量控制

減小鴨翼載荷，減小配平阻力，提高配平能力。

對提高戰(zhàn)斗機(jī)的對空和對地作戰(zhàn)能力有很大好處。

鴨式布局飛機(jī)則鴨翼在機(jī)翼之前，不需要增大平尾面積，那樣對重量和重心都不利。

鴨式布局飛機(jī)一般采用大后掠角小展弦比機(jī)翼，它的升力線斜率較低。

鴨式布局飛機(jī)一般都采用大后掠角三角形機(jī)翼，其縱向面積分布較好

推力矢量的操縱效率較高，比較容易實(shí)現(xiàn)配平，而且鴨翼配平力的方向與推力矢量的方向一致。減小重量都有好處

俯仰操縱除了依靠鴨翼外，還可用后緣襟翼做輔助操縱。鴨式布局飛機(jī)的缺點(diǎn)和問題影響操縱和配平的能力鴨翼處在機(jī)翼的上洗氣流中，在大迎角或鴨翼大偏度時(shí)有失速問題，影響操縱和配平的能力。為此鴨翼一般采用大后掠角小展弦比的平面形狀，雖然這樣可以緩和失速，但同時(shí)帶來鴨翼操縱效率降低的問題。不能使用后緣襟翼鴨式布局飛機(jī)的起飛著陸性能受鴨翼配平能力的限制，不能使用后緣襟翼，或者只能使用很小的偏度。為解決這一問題，有時(shí)要在鴨翼上采用前、后緣襟翼，甚至采用吹氣襟翼，使結(jié)構(gòu)復(fù)雜化，重量增加。三翼面布局

三翼面布局由前翼（鴨翼）、機(jī)翼和水平尾翼構(gòu)成，可以綜合常規(guī)布局和鴨式布局的優(yōu)點(diǎn)，經(jīng)過仔細(xì)設(shè)計(jì)，有可能得到更好的氣動(dòng)特性，特別是操縱和配平特性。翼面布局飛機(jī)載荷分配的比較

三翼面布局飛機(jī)在氣動(dòng)載荷分配上也更加合理，如圖所示。當(dāng)法向過載為時(shí)，從三翼面和兩翼面（常規(guī)和鴨式）布局飛機(jī)的升力載荷的比較可以出，在進(jìn)行同樣過載的機(jī)動(dòng)時(shí)，三翼面布局飛機(jī)的機(jī)翼載荷較小，全機(jī)載荷分配更為均勻合理，因而可以降低飛機(jī)對結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的要求，減小飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量，提高飛機(jī)的飛行性能。三翼面布局的問題三翼面布局的優(yōu)點(diǎn)主要來自于漩渦的有利干擾，但在迎角增大到一定程度時(shí)，漩渦會(huì)發(fā)生破裂，導(dǎo)致飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的突然變化，以及非線性氣動(dòng)力的產(chǎn)生。

由于增加了一個(gè)升力面，三翼面布局飛機(jī)在小迎角時(shí)的阻力比兩翼面的要大，超聲速狀態(tài)增加的更多。三翼面布局飛機(jī)的氣動(dòng)載荷在幾個(gè)翼面上的分配更為合理，對減小結(jié)構(gòu)重量有好處，但由于增加了一個(gè)升力面（同時(shí)也是操縱面）和相應(yīng)的操縱系統(tǒng)。1.穩(wěn)定性和操縱性的突然變化2.強(qiáng)調(diào)超聲速性能不太適合3.減小全機(jī)重量不太確定無尾布局

一般來說，無尾布局飛機(jī)可以分為無平尾、無垂尾和平尾兩種情況。無尾布局是戰(zhàn)斗機(jī)、運(yùn)輸機(jī)和無人駕駛飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)中廣泛采用的布局形式。飛翼布局

飛翼布局的飛機(jī)只有機(jī)翼。與常規(guī)布局相比，飛翼布局的氣動(dòng)優(yōu)勢主要表現(xiàn)在兩個(gè)方面：一是飛翼，二是無尾（尾即垂尾、平尾及安裝在后機(jī)身的組合件，亦稱尾部）。一體化飛行器的優(yōu)勢飛翼布局具有一體化設(shè)計(jì)的最大優(yōu)勢。由于無尾，只剩下機(jī)翼和機(jī)身，最適宜采用一體化設(shè)計(jì)技術(shù)。一體化設(shè)計(jì)技術(shù)包括兩個(gè)方面：一是機(jī)體內(nèi)部空間的一體化設(shè)計(jì)和利用；二是機(jī)翼和機(jī)身的相互融合設(shè)計(jì)。無尾優(yōu)勢飛翼布局無尾部，可以減小飛機(jī)的重量。由于無尾，飛機(jī)結(jié)構(gòu)可以大大簡化，重量自然比有尾飛機(jī)小。一般來說尾翼部位離飛機(jī)重心最遠(yuǎn)。前掠翼布局

前掠翼的翼尖位于機(jī)翼根部之前，在氣動(dòng)載荷的作用下，翼尖相對于翼根產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)變形使得翼尖的局部迎角增