空氣動力學(xué)與飛行原理課件：固定翼無人機(jī)基本飛行原理

空氣動力學(xué)與飛行原理固定翼無人機(jī)基本飛行原理第一節(jié)：固定翼無人機(jī)空氣動力學(xué)一、二、三、四、不同布局的氣動特點(diǎn)機(jī)翼上反角翼身組合體其他因素目錄頁第一節(jié)五、尾翼當(dāng)翼型和機(jī)翼的平面形狀確定以后，固定翼無人機(jī)空氣動力學(xué)特性主要由機(jī)翼、機(jī)身和尾翼的氣動布局決定。主要的氣動布局參數(shù)包括機(jī)翼的上反角、安裝角、機(jī)翼與機(jī)身的相對位置、尾翼的布局形式。這些布局形式不僅對全機(jī)空氣動力學(xué)性能有較大影響，對無人機(jī)的飛行性能和無人機(jī)結(jié)構(gòu)也有一定影響。本節(jié)重點(diǎn)講述氣動布局形式對氣動性能（升力、阻力、升阻比）的影響。引言第一節(jié)一、二、三、四、不同布局的氣動特點(diǎn)機(jī)翼上反角翼身組合體其他因素目錄頁壹五、尾翼（1）正常式布局常規(guī)布局指的是將飛機(jī)的水平尾翼和垂直尾翼都放在機(jī)翼后面、飛機(jī)尾部的氣動布局形式。這種布局的飛機(jī)的機(jī)翼，不管是平直翼、后掠翼還是三角翼都是產(chǎn)生升力的重要部件，并普遍采用前三點(diǎn)式的起落架。這種布局一直沿用到現(xiàn)在，也是現(xiàn)代飛機(jī)經(jīng)常采用的氣動布局，因此稱之為“常規(guī)布局”，又稱之為正常式布局。常見的氣動布局形式有：不同布局的氣動特點(diǎn)壹1903年萊特兄弟發(fā)明的第一架飛機(jī)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。但那時(shí)候人們對空氣動力學(xué)還缺乏基本的研究，也不了解飛機(jī)穩(wěn)定性的要求，因此飛行遇到了重重困難。隨著人們對飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性了解的逐漸深入，后來的飛機(jī)大都采用常規(guī)布局。因?yàn)轼喴砣菀资?，將它作為縱向平衡和操縱的主要操縱面是不利的，因而鴨式布局沒有得到廣泛應(yīng)用；而常規(guī)布局飛機(jī)特別適合于初期的螺旋槳飛機(jī)，因?yàn)榘l(fā)動機(jī)、螺旋槳和飛行員都在飛機(jī)的前部，平尾可以具有很大的力臂，另外平尾處于機(jī)翼的下洗流場和螺旋槳的滑流中，對平尾的平衡能力和操縱效率都起到有利作用。不同布局的氣動特點(diǎn)（2）鴨式布局

壹隨著飛機(jī)進(jìn)入超聲速飛行，機(jī)翼采用大后掠角引起飛機(jī)氣動中心后移，同時(shí)由于發(fā)動機(jī)功率增大引起發(fā)動機(jī)重量增加，而大多數(shù)軍用飛機(jī)發(fā)動機(jī)都安裝在機(jī)身后部，這些因素使飛機(jī)的重心越來越靠后，平尾力臂不斷減小，這就需要增大平尾面積，因而導(dǎo)致重心后移和增加平尾面積的惡性循環(huán)。而鴨式布局飛機(jī)的鴨翼在后掠機(jī)翼的前面，可以得到較長的力臂，因而有較好的操縱性。加上主動控制技術(shù)的發(fā)展和電傳操縱技術(shù)的日趨成熟的應(yīng)用，所以此時(shí)鴨式布局又引起人們的重視，特別是對于軍用飛機(jī)。例如，美國在20世紀(jì)60年代研制的可以在高度21,500米、以馬赫數(shù)3飛行的試驗(yàn)轟炸機(jī)XB-70就采用了鴨式布局。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，如右圖所示。而左圖則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。不同布局的氣動特點(diǎn)壹不管是遠(yuǎn)距還是近距鴨式布局的飛機(jī)，飛機(jī)受力更為合理。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，如圖所示。延緩氣流分離，提高大迎角升力。在中、大迎角時(shí)，鴨翼和機(jī)翼前緣同時(shí)產(chǎn)生脫體渦，兩者相互干擾，使渦系更穩(wěn)定而產(chǎn)生很高的渦升力。它與邊條翼不同之處在于其主翼（基本翼后掠角也大）也產(chǎn)生脫體渦，兩個(gè)脫體渦產(chǎn)生強(qiáng)有力干擾，屬于脫體渦流型；而邊條翼僅邊條產(chǎn)生脫體渦，基本翼仍是分離流，屬于混合流型。而近距鴨式布局則進(jìn)一步利用鴨翼和機(jī)翼前緣分離漩渦的有利相互干擾作用不同布局的氣動特點(diǎn)壹使漩渦系更加穩(wěn)定，推遲漩渦的分裂，這樣就提高了大迎角時(shí)的升力。為了充分利用漩渦的作用，近距鴨式布局一般采用大后掠角小展弦比的鴨翼和機(jī)翼。因?yàn)檫@種升力面的特點(diǎn)是在較小的迎角時(shí)就產(chǎn)生前緣渦系（脫體渦流型），而且它的漩渦強(qiáng)度大，比較穩(wěn)定。而中等或小后掠角、中等展弦比機(jī)翼在迎角增大時(shí)氣流分離并不形成漩渦，或者產(chǎn)生弱的或不穩(wěn)定的漩渦。這種機(jī)翼是否適合近距鴨式布局是一個(gè)令人十分關(guān)心的問題。不同布局的氣動特點(diǎn)壹一二

配平能力強(qiáng)?，F(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)一般都采用主動控制技術(shù)，亞聲速采用放寬靜穩(wěn)定性技術(shù)，可以減小鴨翼載荷，減小配平阻力，提高配平能力。對重心安排有利。現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的推重比高，發(fā)動機(jī)重量大，重心靠后；另外由于超聲速性能的需要，一般都采用大后掠角小展弦比的機(jī)翼。由于這兩個(gè)因素的影響，常規(guī)布局飛機(jī)的平尾尾臂減小，為保證穩(wěn)定性和操縱的要求，需要增大平尾面積，對重量和重心都不利。鴨式布局飛機(jī)則鴨翼在機(jī)翼之前，不存在此問題。不同布局的氣動特點(diǎn)壹近距鴨式布局在氣動上的最大特點(diǎn)就是它能與機(jī)翼產(chǎn)生有利干擾，推遲機(jī)翼的氣流分離，

大幅度提高飛機(jī)大迎角的升力并減小阻力，對提高飛機(jī)的機(jī)動性有很大好處。除此以外，近距鴨式布局還有下列一系列優(yōu)點(diǎn)。四五三容易實(shí)現(xiàn)直接力控制。根據(jù)鴨式布局飛機(jī)比常規(guī)布局飛機(jī)和無尾布局飛機(jī)更容易實(shí)現(xiàn)直接力控制，這對提高戰(zhàn)斗機(jī)的對空和對地作戰(zhàn)能力有很大好處。比如，鴨翼差動配以方向舵操縱可以實(shí)現(xiàn)直接側(cè)力控制；鴨翼加后緣襟翼控制可實(shí)現(xiàn)直接升力控制和阻力調(diào)節(jié)。鴨式布局飛機(jī)的低空乘坐品質(zhì)較好，因?yàn)轼喪讲季诛w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，鴨翼位置靠近飛行員，有利于陣風(fēng)減緩系統(tǒng)的應(yīng)用。飛行阻力小。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；另外由于沒有平尾及其支撐機(jī)構(gòu)，機(jī)身后部外形光滑且流線型好。這些原因造成鴨式布局飛機(jī)的超聲速阻力較小。不同布局的氣動特點(diǎn)壹六七利于推力矢量應(yīng)用?，F(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)一般采用推力矢量控制，這對于彌補(bǔ)大迎角操縱能力的不足，提高機(jī)動性和實(shí)現(xiàn)短距起降都很有好處。由于鴨翼離發(fā)動機(jī)噴口很遠(yuǎn)，鴨式布局飛機(jī)的重心離噴口距離也較遠(yuǎn)，不但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，因此鴨式布局飛機(jī)更適合于推力矢量控制的應(yīng)用。利于提高飛機(jī)的機(jī)動性。鴨式布局飛機(jī)的俯仰操縱除了依靠鴨翼外，還可用后緣襟翼做輔助操縱，因此鴨翼的面積可以較小，再加上鴨式布局飛機(jī)一般采用大后掠角小展弦比機(jī)翼，這些對減小重量都有好處。在相同重量的情況下，與常規(guī)布局飛機(jī)相比，鴨式布局飛機(jī)的翼載較?。ǔＲ?guī)布局飛機(jī)的機(jī)翼要承擔(dān)全機(jī)重量的102％，而鴨式布局飛機(jī)的機(jī)翼只承擔(dān)飛機(jī)重量的80％，其余由鴨翼承擔(dān)），不但可以改善鴨式布局飛機(jī)因不能充分使用后緣襟翼而使著陸性能變差的缺點(diǎn)，而且對提高飛機(jī)的機(jī)動性也很有好處。不同布局的氣動特點(diǎn)壹12鴨翼易失速，操縱效率低。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。起飛著陸性能受限。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。每一種氣動布局形式都有自己的優(yōu)點(diǎn)，也有自己的缺點(diǎn)和存在問題，鴨式布局飛機(jī)也不例外，其缺點(diǎn)和問題主要有：不同布局的氣動特點(diǎn)壹3橫向操縱效率低。常規(guī)布局飛機(jī)使用差動平尾加副翼操縱可以得到很高的操縱效率。而鴨式布局飛機(jī)一般采用大后掠角小展弦比的鴨翼，差動時(shí)的橫向操縱效率不高，而且機(jī)翼后緣的后緣襟副翼往往還要當(dāng)作俯仰操縱面使用，著陸時(shí)還可能要做增升襟翼。這些都限制了后緣襟副翼的橫向操縱能力，因此鴨式布局飛機(jī)的橫向操縱能力比常規(guī)布局飛機(jī)的要差。常規(guī)布局的飛機(jī)都有水平尾翼和垂直尾翼，它們是保證飛機(jī)穩(wěn)定飛行和方向操縱的部件，但也是飛機(jī)沉重的累贅。由于尾段離飛機(jī)重心遠(yuǎn)，因此它們對全機(jī)結(jié)構(gòu)重量的影響舉足輕重，尾部質(zhì)量減小1千克，相當(dāng)于其它部件質(zhì)量減小2千克，所以如果能夠去掉平尾和垂尾，那么飛機(jī)的重量可以減小很多。同時(shí)尾段又是難以隱蔽的雷達(dá)反射源，所以沒有了“尾巴”，飛機(jī)的固有隱身特性可以上一個(gè)新臺階。一般來說，無尾布局飛機(jī)可以分為無平尾、無平尾和垂尾兩種情況。無尾布局是戰(zhàn)斗機(jī)、運(yùn)輸機(jī)和無人駕駛飛機(jī)氣動設(shè)計(jì)中廣泛采用的布局形式。例如，美國的F-102、F-106飛機(jī)，法國的“幻影Ⅲ”和“幻影2000”飛機(jī)均為無平尾布局飛機(jī)；美國的SR-71“黑鳥”、X-45等為無平尾和垂尾布局的飛機(jī)。此外，英國的“火神”轟炸機(jī)、英法聯(lián)合研制的M2“協(xié)和”和前蘇聯(lián)的圖-144超聲速運(yùn)輸局，也都是無平尾布局的飛機(jī)。圖1-15是“幻影2000D”無平尾布局戰(zhàn)斗機(jī)，圖1-16是無平尾和垂尾布局的X-45無人駕駛戰(zhàn)斗機(jī)。不同布局的氣動特點(diǎn)壹那么，用什么來代替飛機(jī)的“尾巴”呢？一是在飛機(jī)上設(shè)計(jì)新的操縱面；二是通過機(jī)載計(jì)算機(jī)和電（光）傳操縱系統(tǒng)對所有操縱面進(jìn)行瞬態(tài)聯(lián)動來模擬平尾和垂尾的作用；三是利用發(fā)動機(jī)可轉(zhuǎn)動噴口的轉(zhuǎn)向推力對飛機(jī)進(jìn)行輔助操縱。通過人們對多種常規(guī)布局、鴨式布局和無尾布局飛機(jī)方案的研究發(fā)現(xiàn)，相對于常規(guī)布局飛機(jī)和鴨式布局飛機(jī)而言，在同樣的設(shè)計(jì)要求下，無尾布局飛機(jī)的重量最輕，結(jié)構(gòu)和制造也相對簡單，從而成本和價(jià)格較低；機(jī)動飛行性能中的穩(wěn)態(tài)盤旋性能和加減速性能也最好。但這種氣動布局也有不少缺點(diǎn)。由于無尾布局飛機(jī)沒有鴨翼和尾翼，如果飛機(jī)的縱向操縱和配平僅僅靠機(jī)翼后緣的升降舵來實(shí)現(xiàn)，則由于力臂較短，操縱效率不高；在起飛著陸時(shí)，增加升力需升降舵下偏較大角度，由此帶來下俯力矩，為配平又需升降舵上偏，因而限制了飛機(jī)的起飛著陸性能，特別是著陸性能，而且改進(jìn)余地不大。不同布局的氣動特點(diǎn)壹特性。美國“先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)技術(shù)綜合”（AFTI）項(xiàng)目的AFTI-15在F-15飛機(jī)上加裝鴨翼而構(gòu)成三翼面布局后，機(jī)動性能明顯改善；俄羅斯在蘇-27上加小鴨翼改為艦載型蘇-33，在蘇-27飛機(jī)上加大鴨翼改成蘇-35飛機(jī)（圖1-17），機(jī)動性得到更大提高。這些說明三翼面布局具有較大優(yōu)勢。易實(shí)現(xiàn)直接力控制。三翼面布局除了保持鴨式布局利用漩渦空氣動力帶來的優(yōu)點(diǎn)外，有一個(gè)重要的潛在優(yōu)勢，那就是它比較容易實(shí)現(xiàn)主動控制技術(shù)中的直接力控制，從而達(dá)到對飛機(jī)飛行軌跡的精確控制。例如，當(dāng)鴨翼、機(jī)翼后緣和平尾同時(shí)進(jìn)行操縱時(shí)，就能實(shí)現(xiàn)縱向直接力控制，進(jìn)行縱向直接升力、俯仰指向和垂直平移控制。這就將現(xiàn)代作戰(zhàn)飛機(jī)的機(jī)動能力提高到了一個(gè)新的水平和領(lǐng)域。無論在空中格斗還是對地攻擊中，都能創(chuàng)造出前所未有的機(jī)會，顯著提高飛機(jī)的作戰(zhàn)效能和生存率。（4）三翼面式布局近距鴨式布局應(yīng)用在現(xiàn)代作戰(zhàn)飛機(jī)上有許多優(yōu)點(diǎn)，將鴨翼加到常規(guī)布局飛機(jī)上，能否還保持鴨式布局飛機(jī)的優(yōu)點(diǎn)呢？鴨式布局飛機(jī)在穩(wěn)定性、操縱性和配平能力上還存在一些問題，而將鴨翼和平尾結(jié)合形成三翼面布局，是否能綜合這兩種布局的優(yōu)點(diǎn)，而克服各自的缺點(diǎn)呢？這些是人們感興趣的問題。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特性，特別是操縱和配平不同布局的氣動特點(diǎn)壹?xì)鈩虞d荷分配合理。三翼面布局飛機(jī)在氣動載荷分配上也更加合理，如圖1-18所示。當(dāng)法向過載為ny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。提高大迎角時(shí)機(jī)動性和操縱性。三翼面布局飛機(jī)由于增加了一個(gè)前翼操縱自由度，它與機(jī)翼的前、后緣襟翼以及水平尾翼結(jié)合在一起進(jìn)行直接控制，可以減小配平阻力，還可以提高大迎角時(shí)操縱面的操縱效率，保證飛機(jī)大迎角時(shí)有足夠的下俯恢復(fù)力矩，改善飛機(jī)大迎角氣動特性，提高最大升力，提高大迎角時(shí)的機(jī)動性和操縱性。不同布局的氣動特點(diǎn)壹三翼面布局雖然可以綜合利用常規(guī)布局和鴨式布局的優(yōu)點(diǎn)，但也有一些問題值得注意和需要進(jìn)一步研究解決：（1）大迎角氣動力的非線性。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，以及氣動力非線性的產(chǎn)生。（2）超聲速飛行時(shí)阻力大。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。因此，對于強(qiáng)調(diào)超聲速性能的飛機(jī)，三翼面布局是否是一種很好的選擇需要綜合衡量。（3）全機(jī)重量增大。雖然三翼面布局飛機(jī)的氣動載荷在幾個(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)，三翼面布局最終能否減小全機(jī)重量，需要通過具體的飛機(jī)設(shè)計(jì)才能澄清。世界上沒有任何事物是十全十美的，三翼面布局也有它的優(yōu)點(diǎn)和缺點(diǎn)。但無論如何，三翼面布局為高機(jī)動作戰(zhàn)飛機(jī)和現(xiàn)有飛機(jī)以及無人機(jī)的設(shè)計(jì)改進(jìn)提供了一種可選擇的途徑。不同布局的氣動特點(diǎn)壹1）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)?？臻g利用充分，隱身性好。一體化設(shè)計(jì)的結(jié)果是飛機(jī)不但無尾，而且無機(jī)身。這樣，從機(jī)體內(nèi)部看，內(nèi)部空間得到了最大的利用，如翼、身融合部位空間被充分利用，各種機(jī)載設(shè)備埋裝在機(jī)體內(nèi)，有利于飛機(jī)隱身。不同布局的氣動特點(diǎn)壹（5）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）。結(jié)構(gòu)重量小，強(qiáng)度大。各種機(jī)載設(shè)備均可順著機(jī)翼剛性軸沿翼展方向布置，與機(jī)翼的氣動載荷分布基本一致。如美國的B-2隱身轟炸機(jī)（圖1-19），兩側(cè)機(jī)翼的外段是整體油結(jié)構(gòu)重量小，強(qiáng)度大。各種機(jī)載設(shè)備均可順著機(jī)翼剛性軸沿翼展方向布置，與機(jī)翼的氣動載荷分布基本一致。如美國的B-2隱身轟炸機(jī)（圖1-19），兩側(cè)機(jī)翼的外段是整體油箱，起落架艙、發(fā)動機(jī)艙和武器艙從外到內(nèi)依次排開，沿著展向布置得緊湊合理，這不僅有利于飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的增加和結(jié)構(gòu)重量的減小，而且有利于承受大機(jī)動產(chǎn)生的過載。翼身融合體提高升力。從氣動外形看，翼身融為一體，整架飛機(jī)是一個(gè)升力面，可以大大增加升力；翼、身光滑連接，沒有明顯的分界面，可大幅度降低干擾阻力和誘導(dǎo)阻力。另外，機(jī)體結(jié)構(gòu)主要由先進(jìn)復(fù)合材料制造，外形光滑，又無外掛等突出物，加上氣動外形隱身設(shè)計(jì)，大大減小了雷達(dá)截面積（RCS）?？傊?，無尾布局一體化設(shè)計(jì)，可大大增升減阻，減小重量和翼載，對延長續(xù)航時(shí)間和提高機(jī)動性等飛行性能極為有利，也提高了經(jīng)濟(jì)性，同時(shí)大大減小了雷達(dá)截面積。其中氣動外形隱身設(shè)計(jì)可使全機(jī)的雷達(dá)截面積減小80％以上，增強(qiáng)其隱身性。不同布局的氣動特點(diǎn)壹2）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)。據(jù)統(tǒng)計(jì)，尾部質(zhì)量減小1千克相當(dāng)于機(jī)體部位質(zhì)量減小2千克，而尾部重量一般占全機(jī)最大起飛重量的6%～7%。由于取消了尾部，全機(jī)重量更合理地轉(zhuǎn)移到機(jī)翼翼展分布，從而減小了機(jī)翼的彎曲和扭轉(zhuǎn)載荷，使得結(jié)構(gòu)重量進(jìn)一步減小。除此以外，飛翼布局可以顯著地減小阻力，有效地提高隱身性，明顯地降低飛機(jī)的壽命成本，經(jīng)濟(jì)性好。但是，飛翼布局也有缺點(diǎn)，其存在的主要問題有：操縱效率低。由于無尾布局飛機(jī)沒有鴨翼和尾翼，如果飛機(jī)的縱向操縱和配平僅靠機(jī)翼后緣的升降舵來實(shí)現(xiàn)，則由于力臂較短，操縱效率不高。起飛著陸性能差。在起飛著陸時(shí)，增加升力需升降舵下偏較大角度，由此帶來下俯力矩，為配平又需升降舵上偏，因而限制了飛機(jī)的起飛著陸性能。縱向和航向穩(wěn)定性差。由于無尾，飛機(jī)的縱向和航向都不易穩(wěn)定，這就需要飛翼布局的飛機(jī)采用各種操縱面和推力矢量等裝置來共同產(chǎn)生所需的各種力和力矩，相應(yīng)地就大大增加了飛機(jī)操縱和控制的難度。例如，B-2飛機(jī)的機(jī)翼后緣成W形，有4對操縱面，綜合了副翼、方向舵、升降舵和襟翼的功能。為了更好地利用飛翼布局的優(yōu)點(diǎn)，需要對世界前沿技術(shù)——“創(chuàng)新控制方式”、“自適應(yīng)重構(gòu)系統(tǒng)”和“主動柔性機(jī)翼”等，進(jìn)行深入研究。不同布局的氣動特點(diǎn)壹（6）變后掠翼布局后掠角在飛行中可以改變的機(jī)翼稱為變后掠翼。采用變后掠翼的氣動布局稱為變后掠翼布局。對變后掠機(jī)翼的研究始于20世紀(jì)40年代，但直到20世紀(jì)60年代才設(shè)計(jì)出實(shí)用的變后掠飛機(jī)。應(yīng)用變后掠翼布局的作戰(zhàn)飛機(jī)有美國的F-111、F-14（圖1-20）、B-1B，英國的“狂風(fēng)”，俄羅斯的米格-23和“逆火”等。一般的變后掠翼的內(nèi)翼是固定的，外翼用鉸鏈軸同內(nèi)翼連接，通過液壓助力器操縱外翼前后轉(zhuǎn)動，以改變外翼段的后掠角和整個(gè)機(jī)翼的展弦比。亞聲速時(shí)轉(zhuǎn)向小后掠角、大展弦比機(jī)翼，其升力和升阻比明顯增加，起降和巡航性能明顯改善；超聲速時(shí)轉(zhuǎn)向大后掠角、小展弦比機(jī)翼，其波阻小，超聲速性能良好。不同布局的氣動特點(diǎn)壹變后掠翼布局飛機(jī)也有它的缺點(diǎn)。一是飛機(jī)的平衡不易保證。當(dāng)機(jī)翼后掠時(shí)，氣動中心后移，重心也后移，但前者移動量大，需要調(diào)整燃油移動重心或者增加平尾向下的配平力來保持飛機(jī)的平衡。而增加平尾的配平力就會增加飛機(jī)的配平阻力，從而降低飛機(jī)的飛行性能。二是由于轉(zhuǎn)動機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)和操縱系統(tǒng)復(fù)雜，帶來較大的重量增加，不適合輕型飛機(jī)使用。此外，這種布局的飛機(jī)難于滿足大迎角高機(jī)動以及隱身能力等要求，所以在新一代作戰(zhàn)飛機(jī)的設(shè)計(jì)中已經(jīng)不再采用變后掠翼布局。不同布局的氣動特點(diǎn)壹世界上最早采用的斜掠機(jī)翼是前掠翼，而不是現(xiàn)在廣泛采用的后掠翼，而機(jī)翼采用前掠翼的氣動布局形式稱為前掠翼布局。世界上最早采用前掠翼布局的飛機(jī)是德國的轟炸機(jī)JU-287。近年來，美國的X-29（圖1-21）、俄羅斯的S-37“金雕”等飛機(jī)相繼問世，并以其獨(dú)特的氣動布局形式，在世界飛機(jī)中占領(lǐng)了一席之地。（7）前掠翼布局當(dāng)飛機(jī)的飛行速度達(dá)到高亞聲速時(shí)，出現(xiàn)壓縮性影響，氣流經(jīng)過機(jī)翼上表面加速，局部達(dá)到超聲速，產(chǎn)生激波和激波誘導(dǎo)的附面層分離，導(dǎo)致阻力急劇增長，這就是所謂的阻力發(fā)散現(xiàn)象，它阻礙飛機(jī)速度的進(jìn)一步增大。解決這個(gè)問題的辦法就是采用斜掠機(jī)翼，推遲激波的發(fā)生。因?yàn)檫@時(shí)的有效馬赫數(shù)，即垂直于機(jī)翼前緣的馬赫數(shù)減小。前緣和后緣均向前伸展的機(jī)翼稱為前掠機(jī)翼，無論是前掠翼還是后掠翼同樣都能起到提高臨界Ma數(shù)、降低波阻的作用。不同布局的氣動特點(diǎn)壹前掠翼的翼尖位于機(jī)翼根部之前，在氣動載荷的作用下，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大，迎角增大又引起氣動載荷的進(jìn)一步增大，這種惡性循環(huán)的發(fā)展將使機(jī)翼結(jié)構(gòu)發(fā)生氣動彈性發(fā)散而導(dǎo)致破壞。為解決前掠翼的氣動彈性發(fā)散問題，需要結(jié)構(gòu)重量大大增加，從而達(dá)到不能容忍的地步。這就是后來的高速飛機(jī)從采用前掠翼轉(zhuǎn)向采用后掠翼的原因。自從復(fù)合材料出現(xiàn)以后，前掠翼的發(fā)展才有了轉(zhuǎn)機(jī)。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的面板鋪層厚度和纖維的方向可以任意變化，因此能夠控制復(fù)合材料機(jī)翼的剛度和扭轉(zhuǎn)變形。由于復(fù)合材料密度小，只要付出很小的重量代價(jià)，甚至不付出重量代價(jià)就可以解決前掠翼的氣動彈性發(fā)散問題。而且復(fù)合材料前掠翼的展向載荷分布也更加合理。不同布局的氣動特點(diǎn)壹不同布局的氣動特點(diǎn)壹前掠翼的氣動特性應(yīng)用到飛機(jī)上將具有下列優(yōu)點(diǎn)：

（1）失速從翼根開始

前掠翼布局和后掠翼布局一樣，同樣具有延緩激波產(chǎn)生的作用。但后掠翼布局由于展向分速是從翼根流向翼尖，其附面層分離是首先在翼尖出現(xiàn)。雖然采用在機(jī)翼表面安裝翼刀、翼尖采用氣動及幾何扭轉(zhuǎn)，或采用復(fù)雜的附面層分離控制技術(shù)，但在較大的迎角下，其附面層分離仍然是首先在翼尖發(fā)生。一旦附面層分離，必然導(dǎo)致翼尖操縱面失效。因此，后掠翼布局的失速迎角小，機(jī)動性差。而前掠翼布局由于機(jī)翼前掠，氣流有一個(gè)平行于前緣、指向翼根的分量，因此使流經(jīng)前掠翼的氣流向機(jī)翼內(nèi)側(cè)偏轉(zhuǎn)，附面層向翼根方向增厚，使氣流首先在翼根發(fā)生分離。這點(diǎn)和后掠翼完全相反，后掠翼的分離首先是從翼尖開始的。前掠翼的氣流分離從翼根開始的特點(diǎn)，可以使副翼的效率保持到更大的迎角，不像后掠翼普遍存在的大迎角操縱副翼效率不足和飛機(jī)上仰問題。前掠翼的中、外翼展向流動具有較好的分離特性，機(jī)翼失速迎角增大，可用升力高，外翼段的舵面操縱效率高，大迎角機(jī)動能力良好。

如果保持前掠翼和后掠翼的展弦比、根梢比、機(jī)翼面積、激波的弦向位置和激波線的斜掠角相同，則前掠翼的前緣斜掠角要比后掠翼的小，如圖1-23所示（研究和使用中發(fā)現(xiàn)，隨著前掠翼前掠角的增加，前掠翼的氣動彈性發(fā)散速度迅速下降。當(dāng)機(jī)翼前掠角由0°增加到28°時(shí)，機(jī)翼的發(fā)散速度下降90％）。這樣，在前緣未分離時(shí)，前掠翼的前緣吸力在自由流方向的分量較大，因而阻力要比后掠翼的小。（2）前掠翼的阻力小從理論上分析，前掠翼的跨聲速阻力較低，這可以從以下幾個(gè)方面來說。如果保持前掠翼和后掠翼的展弦比、根梢比、機(jī)翼面積、激波的弦向位置和前緣斜掠角相同，則前掠翼激波線的斜掠角要比后掠翼的大，如圖1-22所示。激波線的斜掠角和激波的位置決定著激波引起的壓差阻力，激波線的斜掠角越大、激波的位置越靠后，壓差阻力越小，因此，前掠翼的壓縮性影響和波阻較后掠翼低。不同布局的氣動特點(diǎn)壹HR七大通病一二三四五六七不同布局的氣動特點(diǎn)壹（3）有利于近距鴨式布局

現(xiàn)代飛機(jī)的推重比大，發(fā)動機(jī)重量大，因此飛機(jī)的重心比較靠后，而前掠翼的幾何特點(diǎn)是機(jī)翼根部靠后。由于這兩個(gè)因素，前掠翼布局飛機(jī)的機(jī)翼根部就很靠近機(jī)身的后部，使得平尾很難布置。如果將縱向穩(wěn)定面和操縱面布置在機(jī)翼之前，形成鴨式布局，就是一個(gè)非常合理的解決方案。前掠翼翼根后置，結(jié)構(gòu)布置更具靈活性，易于合理分配機(jī)翼和前起落架的受力，增大了機(jī)體容積，為設(shè)置內(nèi)部武器艙創(chuàng)造了條件，并有利于采用鴨翼耦合設(shè)計(jì)。而且近距鴨式耦合進(jìn)一步提高了前掠翼布局在大迎角下的升力系數(shù)。鴨翼所產(chǎn)生的渦系對主機(jī)翼渦系產(chǎn)生有利干擾，對翼根附面層分離進(jìn)行控制，使前掠翼布局失速緩慢的特點(diǎn)得到加強(qiáng)，提高了主翼氣動效率，具有改善失速特性的作用。

不同布局的氣動特點(diǎn)壹（4）起飛著陸性能好

與相同翼面積的后掠翼飛機(jī)相比，前掠翼飛機(jī)的升力更大，載重量增加30％，因而可縮小飛機(jī)機(jī)翼，降低飛機(jī)的迎面阻力和飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量；減少飛機(jī)配平阻力，加大飛機(jī)的亞聲速航程；改善飛機(jī)低速操縱性能，縮短起飛著陸滑跑距離。據(jù)美國專家計(jì)算，F(xiàn)-16戰(zhàn)斗機(jī)若使用前掠翼結(jié)構(gòu)，可提高轉(zhuǎn)彎角速度14％，提高作戰(zhàn)半徑34％，并將起飛距離縮短35％。

此外，由于前掠翼的失速特性較好，因而具有良好的抗尾旋性能。從飛機(jī)的總體布置來看，由于前掠翼翼根靠后，飛機(jī)的主要受力結(jié)構(gòu)后移，這將增大機(jī)身內(nèi)可利用的容積，使得內(nèi)部布置具有更大的靈活性。

但是前掠機(jī)翼存在氣動彈性發(fā)散問題。對于后掠機(jī)翼，當(dāng)機(jī)翼迎角增大而使升力增加

時(shí)，機(jī)翼產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)變形使機(jī)翼后緣提高，前緣降低，機(jī)翼相對于來流的迎角減小，從而減小升力。亦即機(jī)翼的結(jié)構(gòu)是穩(wěn)定的。而前掠機(jī)翼則相反，當(dāng)迎角增大，升力增加時(shí)，機(jī)翼產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)變形使得前緣提高，后緣降低，機(jī)翼相對于來流的迎角增大，從而使機(jī)翼升力和扭轉(zhuǎn)變形繼續(xù)增大，這種不穩(wěn)定性稱為氣動彈性發(fā)散現(xiàn)象。前掠角越大，氣動彈性發(fā)散現(xiàn)象越嚴(yán)重。為消除氣動彈性發(fā)散，必須增加機(jī)翼結(jié)構(gòu)剛度，使飛機(jī)重量增加，從而抵消了前掠機(jī)翼的優(yōu)越性。這就是前掠機(jī)翼技術(shù)多年沒有得到發(fā)展的主要原因。

不同布局的氣動特點(diǎn)壹較后掠翼，前掠翼存在的最大不足是氣動效率較低。主要原因在于根部氣流分離，機(jī)翼根部占機(jī)翼面積的比例最大，對升力的貢獻(xiàn)也最大，根部氣流分離早，分離區(qū)發(fā)展快，使前掠翼大迎角時(shí)的升力損失較大，同時(shí)也帶來焦點(diǎn)前移，因此，控制根部氣流分離是前掠翼布局設(shè)計(jì)的關(guān)鍵?？刂埔砀蛛x的主要方法有多種，比如機(jī)翼根部活動邊條、固定邊條、邊條襟翼和鏈接邊條的修形。另外，還可以利用鴨翼脫體渦的干擾改善前掠翼根部的流態(tài)，從而改善前掠翼根部過早分離的缺陷。前掠翼的參數(shù)選擇，如前掠角、展弦比、根梢比、翼型等，原則上跟后掠翼的是一致的。從實(shí)際的設(shè)計(jì)角度來看，前掠翼的前掠角不能太大，否則其后緣前掠角就太大，這樣不但翼根失速嚴(yán)重，而且降低了后緣襟翼和副翼的操縱效率，并增加結(jié)構(gòu)上的設(shè)計(jì)難度。另外，前掠角太大，將使得前掠翼的翼根太靠近機(jī)身的后端，很難保證機(jī)身受力框的足夠強(qiáng)度。反過來，前掠翼的前掠角也不能太小，因?yàn)榍奥咏翘沓曀僮枇Υ蟮膯栴}。所以，前掠翼前掠角的選擇，應(yīng)和后掠翼布局的現(xiàn)代飛機(jī)采用中等后掠角機(jī)翼類似，采用中等前掠角。一、二、三、四、目錄貳四、不同布局的氣動特點(diǎn)機(jī)翼上反角其他因素尾翼翼身組合體從無人機(jī)后視圖來看，上反角是機(jī)翼平面與機(jī)身平面的夾角，如圖2.32所示。對于有上反角的機(jī)翼，其法向力分解為升力、阻力與側(cè)向力。全機(jī)（只包括機(jī)翼）有效升力小于單獨(dú)機(jī)翼升力，升阻比小于單獨(dú)機(jī)翼升阻比。在定直平飛狀態(tài)，升力與重力平衡，側(cè)力主要起橫向穩(wěn)定性的作用。一般為了增強(qiáng)橫向穩(wěn)定性，無人機(jī)機(jī)翼上反角在1度到5度之間。機(jī)翼上反角貳一、二、三、四、目錄叁五、不同布局的氣動特點(diǎn)機(jī)翼上反角其他因素尾翼翼身組合體01020304翼身組合體對空氣動力特性的影響有兩方面：一是機(jī)身會產(chǎn)生一部分升力。另外，機(jī)身本身阻力以及機(jī)身和機(jī)翼連接處的干擾阻力會增加全機(jī)的總阻力。機(jī)身在滿足裝載要求的情況下，長細(xì)比保持合理范圍，以減小其摩擦阻力和壓差阻力。一般機(jī)身會產(chǎn)生一定的升力，但是相對于機(jī)翼機(jī)身處的阻力，貢獻(xiàn)要小一些。因此，全機(jī)的升阻比要小于單獨(dú)機(jī)翼的升阻比。為了增加機(jī)身升力，減小翼身組合體的干擾阻力，許多無人機(jī)將機(jī)身機(jī)翼處增加圓弧相切的“整流包皮”，或者將機(jī)身做成加厚形式的“翼型”，與機(jī)翼做成翼身融合體布局形式。這種形式能極大減小干擾阻力，提高全機(jī)升阻比，但對無人機(jī)結(jié)構(gòu)、工藝及維護(hù)性提出較高要求。機(jī)翼組合體叁一、二、三、四、目錄肆五、不同布局的氣動特點(diǎn)機(jī)翼上反角其他因素尾翼翼身組合體其他因素肆機(jī)翼相對機(jī)身的垂直位置會影響全機(jī)的阻力特性。上單翼會增加無人機(jī)的橫航向穩(wěn)定性，下單翼則相反。中單翼翼身干擾阻力最小。但結(jié)構(gòu)形式也較為復(fù)雜。另外，小型或大型無人機(jī)上會有襟翼，微型和輕型無人機(jī)由于尺寸限制等沒有襟翼。無人機(jī)襟翼放下時(shí)升力系數(shù)增加，同時(shí)阻力系數(shù)也會增加，但升力增加更為明顯。襟翼一般只在起降階段使用。且收放角度不同。其他因素肆一般微型或輕型無人機(jī)多采用彈射、滑撬或輪式起降方式。滑撬或輪式起降方式起落架不可回收。其對空氣動力學(xué)特性的影響主要體現(xiàn)在增加干擾阻力方面，起落架放下阻力系數(shù)增加，飛機(jī)的極曲線向右下方移動。一、二、三、五、目錄伍四、不同布局的氣動特點(diǎn)機(jī)翼上反角其他因素尾翼翼身組合體尾翼伍固定翼無人機(jī)的尾翼主要起配平、增強(qiáng)縱向和航向穩(wěn)定性及操縱性的作用。對全機(jī)升力貢獻(xiàn)較小。按照尾翼的布局形式，無人機(jī)有無尾布局形式、正常式布局、V尾、T尾、倒V尾、H型尾翼等布局形式。無尾布局無人機(jī)的氣動性能與翼身組合體性能相同。其它布局形式的無人機(jī)，為了保證尾翼具有足夠的操縱性，尾翼要晚于主翼失速，因此尾翼安裝角一般小于主翼安裝角。并且由于配平需要，尾翼一般采用對稱翼型，其零升攻角基本為零。尾翼對全機(jī)的升力貢獻(xiàn)可正可負(fù)，依據(jù)尾翼安裝角和升降舵角度決定。謝謝觀看空氣動力學(xué)與飛行原理固定翼無人機(jī)基本飛行原理第二節(jié)：固定翼無人機(jī)飛行性能一、二、三、四、平飛性能爬升性能下降性能航程目錄頁第一節(jié)五、六、七、續(xù)航時(shí)間活動半徑起飛、著陸性能為了描述無人機(jī)實(shí)現(xiàn)其設(shè)計(jì)目標(biāo)的有效性，通常使用“性能”這個(gè)術(shù)語來進(jìn)行描述。不同的無人機(jī)會強(qiáng)調(diào)不同的性能，如平飛性能、機(jī)動性能、巡航性能、負(fù)載能力、起飛著陸性能等。固定翼無人機(jī)主要的飛行性能如下。引言第一頁二、三、四、爬升性能下降性能航程目錄頁壹五、六、七、續(xù)航時(shí)間活動半徑起飛、著陸性能一、平飛性能平飛性能是無人機(jī)最重要的性能之一，決定了無人機(jī)的飛行速度和飛行高度范圍，與無人機(jī)的氣動力特性、動力裝置和結(jié)構(gòu)等因素密切相關(guān)。對于大型和小型無人機(jī)，更關(guān)注其飛行包線，即高度-速度范圍。對于輕型和微型無人機(jī)，飛行高度較低，則只關(guān)注其飛行速度范圍。平飛時(shí)，升力、阻力、推力和重力沿機(jī)體軸平衡，同時(shí)，這些力對質(zhì)心的力矩也為零。如圖3.6所示。無人機(jī)的平飛性能主要包括最大平飛速度、最小平飛速度、經(jīng)濟(jì)巡航速度及平飛速度范圍。這些速度主要取決于升力系數(shù)和發(fā)動機(jī)推力。平飛性能壹12（一）最大平飛速度在一定高度和重量下，無人機(jī)處于最大推力狀態(tài)時(shí)，無人機(jī)所能達(dá)到的穩(wěn)定平飛速度即做定常直線飛行時(shí)所能到達(dá)的最大平飛速度。不同高度狀態(tài)，發(fā)動機(jī)推力不同。在一定高度下，速度越大，阻力越大，當(dāng)阻力引起的需用功率和發(fā)動機(jī)可用功率平衡時(shí)，維持定直平飛狀態(tài)。最大速度主要受到發(fā)動機(jī)推力限制，同時(shí)還受到結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、顫振等限制。（二）最小平飛速度無人機(jī)做等速平飛所能保持的最小速度。對無人機(jī)的要求來說，最小平飛速度越小越好，因?yàn)樽钚∑斤w速度越小，飛機(jī)就可用最小速度接地，以改善飛機(jī)的著陸性能。最小平飛速度一方面受無人機(jī)失速特性限制。這是因?yàn)椋S持等速直線飛行，則升力要等于重力，且保持定值，速度越小，在保持配平構(gòu)型的升力線斜率一定的情況下，攻角則越大。失速時(shí)的攻角為升力系數(shù)最大值，也是平飛速度最小值。此外，最小平飛速度還受發(fā)動機(jī)使用特性等影響。平飛性能壹平飛性能壹34（三）平飛經(jīng)濟(jì)巡航速度用最小所需功率做水平飛行時(shí)的速度。此時(shí)發(fā)動機(jī)耗油最小。一般均以巡航速度飛行，此時(shí)經(jīng)濟(jì)性最好。（四）平飛的速度范圍一定高度下，從最小平飛速度到最大平飛速度，稱平飛速度范圍。平飛速度范圍越大，即最小平飛速度越小，最大平飛速度越大，平飛性能越好。一、三、四、平飛性能下降性能航程目錄頁貳五、六、七、續(xù)航時(shí)間活動半徑起飛、著陸性能二、爬升性能飛機(jī)沿向上傾斜的軌跡所做的等速直線飛行叫做上升（爬升），爬升是固定翼無人機(jī)取得高度的基本方法。通常爬升開始可以通過加大迎角來實(shí)現(xiàn)，這將導(dǎo)致升力的瞬間增加，但只會持續(xù)幾秒鐘，隨后無人機(jī)會減速，升力比原來小，小于無人機(jī)的重力的。如圖所示。爬升性能主要包括最大爬升角、最大爬升率、爬升時(shí)間和爬升所經(jīng)過的水平距離。影響爬升性能的主要因素是發(fā)動機(jī)的剩余推力和爬升方式。爬升有兩種極限狀態(tài)。一種是快速爬升或者最大上升率爬升，即無人機(jī)以最短的時(shí)間爬升到指定高度。另外一個(gè)是陡升或者最大爬升角爬升，這時(shí)無人機(jī)可以避開機(jī)場周圍障礙物。這兩種方案會有不同的爬升路徑和空速，參考如圖。爬升性能貳二、一、四、爬升性能平飛性能航程目錄頁叁五、六、七、續(xù)航時(shí)間活動半徑起飛、著陸性能三、下降性能下降性能叁無人機(jī)沿向下傾斜的軌跡做的等速直線飛行叫下降，下降是無人機(jī)降低高度的基本方法。下降中作用于飛機(jī)的外力與平飛、爬升一樣，也有升力、重力、拉力和阻力。下降時(shí)作用力如圖所示。某些情況下，下降時(shí)可以不需要動力。此時(shí)只有升力、阻力和重力。下降時(shí)升力同樣小于平飛升力。二、三、一、爬升性能下降性能平飛性能目錄頁肆五、六、七、續(xù)航時(shí)間活動半徑起飛、著陸性能四、航程01020304續(xù)航性能是指無人機(jī)持續(xù)航行的能力，主要包括航程和續(xù)航時(shí)間兩個(gè)指標(biāo)。航程是指無人機(jī)在起飛后不再加油或充電的情況下，以巡航速度或預(yù)定航線所能到達(dá)的最遠(yuǎn)距離。提高航程的辦法：(a)減小發(fā)動機(jī)的耗油率（油動無人機(jī)）；(b)增加無人機(jī)的最大升阻比；(c)減小無人機(jī)的結(jié)構(gòu)重量；(d)進(jìn)行空中加油（具備空中加油能力的大型無人機(jī)）。航程肆二、三、四、爬升性能下降性能航程目錄頁伍一、六、七、平飛性能活動半徑起飛、著陸性能五、續(xù)航時(shí)間續(xù)航時(shí)間伍續(xù)航時(shí)間又稱航時(shí)，指的是無人機(jī)在一次加油或一次充滿電的情況下在空中所能持續(xù)飛行的時(shí)間。目前一般微型或輕型無人機(jī)續(xù)航時(shí)間都在1h以內(nèi)。下表為RQ-4A“全球鷹”無人機(jī)飛行性能參數(shù)。二、三、四、爬升性能下降性能航程目錄頁陸五、一、七、續(xù)航時(shí)間平飛性能起飛、著陸性能六、活動半徑無人機(jī)由指定位置起飛，到達(dá)某一空中位置，完成一定任務(wù)（如灑藥、巡線等）后返回起飛位置所能到達(dá)的最遠(yuǎn)單程距離，如圖所示，無人機(jī)的活動半徑略小于其航程的一半。活動半徑陸二、三、四、爬升性能下降性能航程目錄頁柒五、六、一、續(xù)航時(shí)間活動半徑平飛性能七、起飛、著陸性能起飛性能主要指起飛速度和起飛滑跑距離。起飛速度主要受失速速度和擦尾角的限制。起飛速度達(dá)到失速速度的1.2倍，無人機(jī)離地較為安全。起飛滑跑指無人機(jī)從靜止?fàn)顟B(tài)到完全離地所經(jīng)過的距離。對于前三點(diǎn)式無人機(jī)，起飛滑跑分為三輪滑跑和抬前輪后的兩輪滑跑兩部分，滑跑距離主要由第一部分決定，此時(shí)發(fā)動機(jī)性能和地面粗糙度對滑跑距離影響大。在第二部分滑跑階段，無人機(jī)已達(dá)到失速速度，一般以該速度繼續(xù)滑跑3s認(rèn)為達(dá)到完全離地狀態(tài)。著陸性能也主要指著陸速度和著陸滑跑距離。著陸拉飄時(shí)發(fā)動機(jī)不工作，著陸速度為起飛、著陸性能柒k為地面效應(yīng)因子，一般為0.9～0.95。著陸接地速度主要受失速攻角和著陸質(zhì)量決定。著陸質(zhì)量越小，失速攻角越大，則著陸接地速度越小。則滑跑距離越短。謝謝觀看空氣動力學(xué)與飛行原理固定翼無人機(jī)基本飛行原理第四節(jié)固定翼無人機(jī)操縱及控制原理飛機(jī)在大氣中飛行的過程中，經(jīng)常會受到各種不可預(yù)測的擾動，如大氣擾動、發(fā)動機(jī)推力脈動、飛行員無意識的動桿等等。這些擾動都會使飛機(jī)的飛行狀態(tài)發(fā)生改變。因此必須研究飛機(jī)在受到擾動后，自動恢復(fù)原狀態(tài)的能力，即飛機(jī)的穩(wěn)定性問題。通常稱飛機(jī)飛行狀態(tài)及受擾前飛機(jī)平衡狀態(tài)為配平狀態(tài)，因此穩(wěn)定性問題就是研究飛機(jī)在配平狀態(tài)受到外界擾動而偏離配平狀態(tài)時(shí)，飛機(jī)自身能否有力矩產(chǎn)生使之回到原配平狀態(tài)的能力。即要飛機(jī)平衡狀態(tài)的性質(zhì)。固定翼無人機(jī)飛行穩(wěn)定性壹固定翼無人機(jī)飛行穩(wěn)定性壹同樣穩(wěn)定性是衡量無人機(jī)飛行品質(zhì)的一個(gè)重要參數(shù)。如果飛機(jī)受到擾動之后，在不進(jìn)行任何緊急操作的情況下無人機(jī)能夠回到受擾動前的原始狀態(tài)，則稱無人機(jī)是穩(wěn)定的，反之是不穩(wěn)定的。固定翼無人機(jī)的飛行穩(wěn)定性分為縱向穩(wěn)定性、橫向穩(wěn)定性與航向穩(wěn)定性，均在機(jī)體坐標(biāo)系中定義。機(jī)體坐標(biāo)系如圖所示。原點(diǎn)位于飛行器的質(zhì)心O；X軸在飛行器對稱平面內(nèi)，平行于機(jī)身軸線或機(jī)翼的平均氣動弦線，指向前，Z軸亦在對稱面內(nèi)，垂直于X軸指向下，