無人機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)與飛行原理第2章無人機(jī)飛行原理與翼型特征2.1固定翼無人機(jī)飛行的基本原理2.2旋翼無人機(jī)飛行的基本原理2.3翼型的幾何參數(shù)和主要類型2.4翼型的空氣動(dòng)力特征和影響因素翼型的幾何參數(shù)和主要類型翼型的幾何參數(shù)翼型——平行于飛機(jī)對(duì)稱平面所切割機(jī)翼所成的剖面前緣——翼型的最前端后緣——翼型的最后端翼弦——前緣和后緣的連線迎角——翼弦與相對(duì)氣流速度的夾角壓力中心——升力作用線與翼弦的交點(diǎn)翼型的幾何參數(shù)和主要類型翼型：用平行于對(duì)稱平面的切平面切割機(jī)翼所得的剖面，稱為翼剖面，簡(jiǎn)稱翼型。幾何弦長(zhǎng)c：連接翼型的前緣點(diǎn)(x=0)和后緣點(diǎn)(x=c)的直線長(zhǎng)度。翼型厚度(t)：指上下翼面在垂直于翼弦方向的距離，其中最大者稱為最大厚度Tmax

厚度分布(yt)：在弦向任一位置x處，翼型的厚度t=yu-yl=2yu，用yt=t/2表示翼型厚度分布前緣半徑(rl)：翼型前緣為一圓弧，該圓弧半徑稱為前緣半徑后緣角(τ)：翼型后緣上下兩弧線切線的夾角稱為后緣角弦線、弦長(zhǎng)(c)：連接前緣與后緣的直線稱為弦線；其長(zhǎng)度稱為弦長(zhǎng)。弦長(zhǎng)是很重要的數(shù)據(jù)，翼型上的所有尺寸數(shù)據(jù)都是弦長(zhǎng)的相對(duì)值。cxyOyuylrlτ翼型的幾何參數(shù)和主要類型翼型：用平行于對(duì)稱平面的切平面切割機(jī)翼所得的剖面，稱為翼剖面，簡(jiǎn)稱翼型。cxyOyfyl中弧線：翼型厚度中點(diǎn)的連線彎度分布：有厚度的非對(duì)稱翼，構(gòu)造非對(duì)稱翼型的“骨架”，稱為中弧線的彎板，

它的高度yf的分布（即中弧線方程）稱為彎度分布。相對(duì)厚度：翼型最大厚度（Tmax

）與翼型弦長(zhǎng)（c）的比值Tmax/c相對(duì)彎度（f）：翼型最大彎度（fmax

）與翼型弦長(zhǎng)（c）的比值，f=fmax/c翼型的幾何參數(shù)和主要類型翼型的主要類型NACA四位數(shù)系列翼型NACAXYZZX—相對(duì)彎度Y—最大彎度位置ZZ—相對(duì)厚度例如，NACA2412翼型，表示相對(duì)彎度2%，最大彎度在弦長(zhǎng)的0.4處，相對(duì)厚度為12%的翼型。翼型的空氣動(dòng)力特性和影響因素升力的計(jì)算公式：式中：

ρ為飛機(jī)所在高度處的空氣密度，

v為飛機(jī)的飛行速度,(1/2ρv2)稱為動(dòng)壓;

S為機(jī)翼的面積，

Cy為升力系數(shù)。翼型的空氣動(dòng)力特性和影響因素升力系數(shù)的斜率為升力線斜率：對(duì)于某一種翼型、某一種機(jī)翼剖面形狀，通常通過實(shí)驗(yàn)來獲得升力系數(shù)與迎角的關(guān)系曲線（翼型的升力特性曲線），即Cy—α曲線，如右圖。翼型的空氣動(dòng)力特性和影響因素在Cy—α曲線中，對(duì)應(yīng)于升力系數(shù)等于零的迎角稱為零升力迎角；對(duì)應(yīng)于最大升力系數(shù)Cymax的迎角叫臨界迎角或失速迎角。翼型的空氣動(dòng)力特性和影響因素阻力的計(jì)算公式：式中：

ρ為飛機(jī)所在高度處的空氣密度，

v為飛機(jī)的飛行速度,(1/2ρv2)稱為動(dòng)壓;

S為機(jī)翼的面積，

Cx

為阻力系數(shù)。翼型的空氣動(dòng)力特性和影響因素在任何迎角下阻力系數(shù)都不為0；小迎角下阻力系數(shù)變化不大，大迎角下阻力系數(shù)急劇增大；存在最小阻力系數(shù)。同樣，通過實(shí)驗(yàn)來獲得阻力系數(shù)與迎角的關(guān)系曲線（翼型的阻力特性曲線），即Cx—α曲線，如右圖。翼型的空氣動(dòng)力特性和影響因素存在阻力系數(shù)最小的點(diǎn)；存在升阻比最大的點(diǎn)；存在續(xù)航時(shí)間最久的點(diǎn)；存在升力系數(shù)最大的點(diǎn)；零升阻力數(shù)。翼型的極曲線