無人機(jī)翼型基礎(chǔ)知識(shí)及其選擇

無人機(jī)翼型基礎(chǔ)知識(shí)及其選擇無人機(jī)翼型基礎(chǔ)知識(shí)及其選擇翼型的幾何參數(shù)和主要類型第一節(jié)確定翼型第二節(jié)2.1.2翼型的主要類型2.1.1翼型的定義和幾何參數(shù)2.2.1翼型空氣動(dòng)力特性2.2.2影響翼型空氣動(dòng)力的因素2.2.3翼型的選擇無人機(jī)的翼型直接影響到無人機(jī)的飛行原理和飛行性能，因此本章主要介紹了無人機(jī)翼型的幾何參數(shù)和主要類型、翼型空氣動(dòng)力特性及其影響因素，并在此基礎(chǔ)上選擇出滿足無人機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)要求的翼型。學(xué)習(xí)導(dǎo)論1.了解翼型的幾何參數(shù)和主要類型；2.掌握NACA4位和NACA5位數(shù)字翼型族表示方法；3.熟悉翼型空氣動(dòng)力特性，包括升力特性、阻力特性、極曲線等；4.了解影響翼型空氣動(dòng)力的因素，如雷諾數(shù)、馬赫數(shù)、音障等5.掌握翼型選擇辦法。學(xué)習(xí)目標(biāo)翼型的幾何參數(shù)和主要類型1.定義固定翼無人機(jī)的機(jī)翼或多旋翼無人機(jī)的螺旋槳橫剖面形狀稱為翼型中弧線：到上下翼面距離相等的曲線，如圖2-1所示。2.幾何參數(shù)前緣點(diǎn)：中弧線與上下翼面的外形線在前端的交點(diǎn)后緣點(diǎn)：中弧線與上下翼面的外形線在后端的交點(diǎn)翼弦：前緣點(diǎn)與后緣點(diǎn)之間的連線弦長(zhǎng)(b)：中弧線與上下翼面的外形線在前端的交點(diǎn)后緣角：上下翼面在后緣點(diǎn)處切線間的夾角前緣半徑：與前緣相切的圓的半徑

2.1.1翼型的定義和幾何參數(shù)翼型的幾何參數(shù)和主要類型2.1.2翼型的主要類型翼型是是產(chǎn)生升力和阻力的主要部件，影響無人機(jī)的氣動(dòng)性能和飛行品質(zhì)的關(guān)鍵因素之一，對(duì)于不同類型的無人機(jī)和不同的飛行速度，所需要的翼型是不同的。一般翼型可分為兩類，一類是圓頭尖尾型，另一類是尖頭尖尾型。絕大多數(shù)無人機(jī)采用為圓頭尖尾型。在每類中又分為對(duì)稱型和非對(duì)稱型，如圖2-2所示。（1）翼型的分類翼型的幾何參數(shù)和主要類型2.1.2翼型的主要類型一般，多數(shù)無人機(jī)屬于低速航空器，典型的低速翼型有NACA4位數(shù)字和5位數(shù)字。NACA4位數(shù)字翼型用4個(gè)數(shù)字表示翼型的幾何參數(shù)。第1個(gè)數(shù)字表示相對(duì)彎度，第2個(gè)數(shù)字表示最大彎度相對(duì)位置數(shù)值的1/10。第3和第4個(gè)數(shù)字一起表示翼型的相對(duì)厚度。以NACA2415翼型為例說明，如圖2-3所示。（2）翼型的標(biāo)準(zhǔn)號(hào)

翼型一般都有標(biāo)準(zhǔn)號(hào)，是用設(shè)計(jì)者或者研究機(jī)構(gòu)名字的縮寫加數(shù)字來表示。確定翼型2.2.1翼型空氣動(dòng)力特性在翼型平面上，氣流V∞與翼弦線之間的夾角為翼型的幾何迎角，簡(jiǎn)稱迎角α。當(dāng)氣流繞過翼型時(shí)，在翼型表面上每點(diǎn)都作用有壓強(qiáng)p（垂直與翼面）和摩擦切應(yīng)力τ（與翼面相切），它們將產(chǎn)生一個(gè)合力R，合力的作用點(diǎn)成為壓力中心，合力在氣流方向的分量為阻力X，在垂直于氣流方向的分量為升力Y，如圖2-5所示。1.翼型的升力特性翼型無量綱升力系數(shù)定義為

確定翼型2.2.1翼型空氣動(dòng)力特性空氣是有黏性的，雖然很小，但是由于黏性的存在，當(dāng)空氣流過物體時(shí)，就會(huì)產(chǎn)生阻力。無人機(jī)翼型阻力是主要有表面摩擦和流動(dòng)分離兩種情況產(chǎn)生的，包括摩擦阻力和形狀阻力（形阻也叫黏性壓差阻力）兩部分。翼型摩擦阻力是空氣流經(jīng)翼型表面時(shí)，由于空氣黏性的作用而產(chǎn)生的阻力，另外，空氣離開翼型表面時(shí)因與附近的空氣相互牽制摩擦也要產(chǎn)生阻力。圖2-7所示為翼型阻力特性曲線?；【€的形狀、翼型厚度和厚度分布對(duì)翼型的升力和阻力特性的影響較大，特別是彎度和翼型厚度的影響很大。翼型彎度增加，升力系數(shù)增加，翼型厚度減小，最小阻力系數(shù)減小。無論摩擦阻力，還是壓差阻力，都與黏性有關(guān)。2.翼型的阻力特性翼型無量綱阻力系數(shù)定義為1）在任何迎角下阻力系數(shù)都不會(huì)等于零，因?yàn)榭諝馐丘ば缘?，流過翼型時(shí)必然產(chǎn)生阻力。2）在迎角較小時(shí)，隨著迎角的增大，阻力系數(shù)基本不變；當(dāng)迎角較大時(shí)，阻力系數(shù)隨著迎角的增大而較快增加，這是由于黏性作用導(dǎo)致邊界層分離而引起的。3）存在一個(gè)最小阻力系數(shù)。在迎角較小時(shí)，翼型的阻力主要是摩擦力，阻力系數(shù)隨迎角變化不大；在迎角較大時(shí)，出現(xiàn)了黏性壓差阻力的增量，阻力系數(shù)與迎角的二次方成正比；當(dāng)迎角等于或大于臨界迎角后，分離區(qū)擴(kuò)及整個(gè)上翼面，阻力系數(shù)增大。確定翼型2.2.1翼型空氣動(dòng)力特性3.翼型的極曲線通常情況下，把翼型升力特性和阻力特性結(jié)合起來，構(gòu)成表示翼型升力系數(shù)和阻力系數(shù)的關(guān)系曲線，稱為極線，如圖2-8所示。

確定翼型2.2.1翼型空氣動(dòng)力特性4.翼型的氣動(dòng)中心

5.翼型的壓力中心翼型壓力中心又叫壓心，是翼型上下表面所受的氣動(dòng)分布力合力（按照力的合成的基本原則進(jìn)行合成）的作用點(diǎn)，所有的分布力相對(duì)于這一點(diǎn)合力矩（假設(shè)抬頭力矩為正，低頭力矩為負(fù)）為零。壓力中心隨著迎角的變化在翼型中央弦線上前后移動(dòng)，翼型的彎度越大，移動(dòng)的距離越大。壓力中心的位置與速度無關(guān)。對(duì)于對(duì)稱機(jī)翼，即使迎角變化，壓力中心在弦線25％附近不變化，壓力中心P與焦點(diǎn)F重合。而對(duì)于非對(duì)稱翼型來說兩者是不重合。確定翼型2.2.2影響翼型空氣動(dòng)力的因素1.雷諾數(shù)Re無人機(jī)的飛行高度、飛行速度、風(fēng)速、空氣溫度和濕度狀況、翼型的幾何形狀、表面粗糙度等參數(shù)都影響翼型空氣動(dòng)力，但其中最主要的影響因素有雷諾數(shù)、馬赫數(shù)和失速。雷諾數(shù)（ReynoldsNumber）是一種可用來表征流體流動(dòng)情況的無量綱數(shù)，以Re表示。在流體力學(xué)中，雷諾數(shù)Re是指在給定來流條件下，流體慣性力和黏性力的比值。雷諾數(shù)的大小決定了黏性流體的流動(dòng)特性，雷諾數(shù)越小意味著黏性力影響越顯著，雷諾數(shù)越大則慣性力影響越顯著。

確定翼型2.2.2影響翼型空氣動(dòng)力的因素2.馬赫數(shù)M

確定翼型2.2.2影響翼型空氣動(dòng)力的因素3.音障音障是一種物理現(xiàn)象，當(dāng)無人機(jī)的速度接近音速時(shí)，將會(huì)逐漸追上自己發(fā)出的聲波。聲波疊合累積的結(jié)果，會(huì)造成震波的產(chǎn)生，進(jìn)而對(duì)無人機(jī)的加速產(chǎn)生障礙，而這種因?yàn)橐羲僭斐商嵘俣鹊恼系K稱為音障。突破音障進(jìn)入超音速后，從無人機(jī)最前端起會(huì)產(chǎn)生一股圓錐形的音錐（見圖2-10），這股震波如爆炸一般，故稱為音爆或聲爆。強(qiáng)烈的音爆不僅會(huì)對(duì)地面建筑物產(chǎn)生損害，對(duì)無人機(jī)本身伸出沖擊面以外的部分也會(huì)產(chǎn)生破環(huán)。而音爆不僅僅有聲波，還有來自空氣的阻力。對(duì)于多旋翼無人機(jī)旋翼而言，當(dāng)旋翼槳葉槳尖接近1馬赫時(shí)，槳葉前方急速?zèng)_來的空氣不能夠像平常一樣通過旋翼擴(kuò)散開，于是氣體都堆積到了旋翼和機(jī)體的周圍，產(chǎn)生極大的壓力，也會(huì)引發(fā)出一種看不見的空氣漩渦，俗稱“死亡漩渦”（見圖2-11），這也被叫做音障，如果旋翼和機(jī)體不做特殊加固處理，那么將會(huì)被瞬間搖成碎片。確定翼型2.2.2影響翼型空氣動(dòng)力的因素4.失速由圖2-6可知，當(dāng)翼型迎角小于臨界迎角αs，無人機(jī)螺旋槳的升力與迎角成正比的關(guān)系，即升力隨迎角增加而增大。但當(dāng)超過臨界迎角之后，流經(jīng)槳葉上表面的氣流會(huì)出現(xiàn)嚴(yán)重分離，形成大量渦流，升力開始下降，阻力急劇增加，飛行速度發(fā)生急劇下降，無人機(jī)劇烈抖動(dòng)，隨后下墜，造成嚴(yán)重的飛行事故，這種現(xiàn)象稱為失速。為了避免產(chǎn)生失速，螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)的迎角必須小于臨界迎角。螺旋槳臨界迎角的大小是決定最大升力的關(guān)鍵因素之一。臨界迎角與雷諾數(shù)也有關(guān)聯(lián)，雷諾數(shù)越大，越不容易失速。不同的翼型在失速時(shí)的特性并不相同，有的失速后升力很快減小，有的幅度減小就緩和得多。依據(jù)翼型厚度不同，可以把翼型分為厚型、較薄型和薄型三種類型，如圖2-12所示。（1）厚型一般指圓前緣，最大厚度大于14%的翼型。發(fā)生失速時(shí)，翼型從后緣開始失速，開始時(shí)，湍流邊界層隨著迎角的增加而增厚，在迎角為10°左右時(shí)，邊界層開始從后緣分離。迎角進(jìn)一步增大，分離點(diǎn)向前移動(dòng)。此時(shí)升力的損失比較緩慢，俯仰力矩的改變也較小。（2）較薄型翼型從前緣開始失速。中等厚度（6%~14％）的翼型，在很小的迎角下氣流就從前緣分離，但是立即會(huì)又附著在翼型表面上，因此操作人員幾乎無法覺察到失速。在更大的迎角下，邊界層不再附著，整個(gè)翼型幾乎立即失速，從而導(dǎo)致升力和俯仰力矩劇烈變化。（3）薄型發(fā)生失速時(shí)，在小迎角下從頭部分離，而后立即再附著，這些分離氣泡隨著迎角的增加會(huì)向后延伸，當(dāng)延伸到翼型后緣時(shí)，翼型達(dá)到最大升力。超過這一迎角后，氣流在整個(gè)翼型上分離，從而失速，升力下降比較平緩，但是俯仰力矩變化較大。確定翼型2.2.3翼型的選擇1.翼型總體外形的考慮1)雙凸翼型的上弧線和下弧線都向外凸，但上弧線的彎度比下弧線大。這種翼型比對(duì)稱翼型的升阻比大。2)平凸翼型的下弧線是一條直線，這種翼型的最大升阻比要比雙凸翼型大。3)凹凸翼型的下弧線向內(nèi)凹入，這種翼型能產(chǎn)生較大的升力，升阻比也比較大。4)S形翼型的中弧線像橫放的S形，這種翼型的力矩特性是穩(wěn)定的。對(duì)現(xiàn)有各種翼型的幾何參數(shù)和性能進(jìn)行對(duì)比分析，從中選出能滿足無人機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)要求的翼型，此過程為翼型的選擇。選擇翼型時(shí)通常要考慮以下兩大因素。確定翼型2.2.3翼型的選擇2.翼型幾何參數(shù)的考慮1）適當(dāng)增加翼型彎度是提高翼型最大升力系數(shù)的有效手段，一般為2%~6%，其中4%比較常見。2）適當(dāng)前移最大彎度位置也可以提高翼型的最大升力系數(shù)，失速形式為前緣失速。3）最大彎度位置靠后，最大升力系數(shù)降低，但是可以取得比較緩和的失速特性。4）對(duì)低速和亞聲速翼型，阻力主要來自摩擦阻力，因此常選擇小彎度層流翼型來減小阻力。1）翼型頭部是確定大迎角下氣流分離流動(dòng)，從而決定最大升力系數(shù)及其他重要?dú)鈩?dòng)性能的參數(shù)。2）適當(dāng)增加翼型的頭部半徑還可以提高翼型的升力斜率。3）翼型前緣半徑越小，越易分離，最大升力越小，波阻也越小。4）圓前緣翼型失速迎角大，最大升力系數(shù)大，超聲速波阻大。5）亞音速翼型采樣圓前緣，超音速翼型采樣尖前緣。1）適當(dāng)增加翼型的厚度可以提高翼型的升力斜率,使最大升力系數(shù)增加。2）翼型每減小1％的相對(duì)厚度可以增加0.015的臨界馬赫數(shù)。3）對(duì)常規(guī)的NACA翼型，一般在相對(duì)厚度12%~15%達(dá)到最大升力系數(shù)。4）低速翼型相對(duì)厚度可以在12%~18%之間選擇，亞聲速翼型相對(duì)厚度可以在10%~15%之間選擇，超聲速翼型參數(shù)只能在4%~8%之間較薄翼型和較薄前緣半徑翼型間選擇。1）對(duì)稱翼型的中弧線和翼弦重合，上弧線和下弧線對(duì)稱。這種翼型阻力系數(shù)比較小，但升阻也比較小。2）對(duì)稱翼型的最大失速特性遠(yuǎn)