第2章

飛行原理〖學(xué)習(xí)目標〗

掌握流體的兩個基本定理

掌握無人機是怎樣產(chǎn)生升力的

掌握無人機的常用坐標系以及坐標系間的轉(zhuǎn)換

了解無人機阻力的產(chǎn)生以及影響升力和阻力的因素2.0內(nèi)容框架圖氣流特性

飛行原理升力和阻力的產(chǎn)生常用坐標系及其轉(zhuǎn)換大氣的物理特性與標準大氣基本概念運動相對性原理穩(wěn)定氣流飛機的穩(wěn)定性和操縱性翼型升力阻力飛行環(huán)境流體的兩個基本定理大氣層影響升力和阻力的因素空氣動力的特征曲線常用坐標系及其定義坐標系之間的變換關(guān)系無人機的發(fā)射回收方式飛機的穩(wěn)定性2.1飛機的飛行環(huán)境1．大氣層2．大氣的物理特性與標準大氣

介紹：飛行器的飛行離不開飛行環(huán)境，飛行環(huán)境對飛行器的結(jié)構(gòu)、材料、機載設(shè)備和飛行性能都有著非常重要的影響。只有了解和掌握了飛行環(huán)境的變化規(guī)律，并設(shè)法克服或減少飛行環(huán)境對飛行器的影響，才能保證飛行器飛行的準確性和可靠性。

2.1.1大氣層除了宇宙航行的飛行器外，所有的航空器唯一的飛行活動就是大氣層，我們把包圍在地球外表的那一層空氣叫做大氣層，它可以分為五層：

1．變溫層2．同溫層3．中間層4．電離層5．散逸層1.變溫層

變溫層是貼近地面的一層也稱為對流層，它的底界是地球表面，頂界則由地球緯度和季節(jié)等情況而變化。就緯度而言，對流層的頂界在赤道區(qū)的平均高度約為17~18km，在中緯度地區(qū)的平均高度約為10~12km，在南北極約為8~9km。也就是說，由赤道向南北極，隨著緯度的增加，對流層頂界逐漸降低。就季節(jié)而言，對流層的頂界夏季高于冬季。這層大氣有以下特點：

（1）對流層的高度是隨地面溫度的高低而變化的，所以同一地區(qū)早、中、晚和夏季、冬季，它的厚度是變化的?？諝獾臏囟入S高度的增加而降低，同時氣壓隨高度的增加而降低。這層氣體溫度的變化，是因為氣體很少能直接吸收太陽照射的熱能，而是依靠地面吸收太陽熱能而被加熱的。所以離地面越近，氣溫越高；離地面越遠，氣溫越低。

（2）含有大量的水蒸氣及其他灰塵微粒，因而有云、雨、雪、雹、風(fēng)等氣象變化。

（3）由于地面情況不同以及地形的不同，因而造成垂直方向或水平方向的風(fēng)。例如沙漠吸熱多散熱快，當沙漠上空的空氣被加熱，溫度高而膨脹上升時，四周的冷空氣就流過來補充，因而造成水平方向和垂直方向的風(fēng)。另外水平風(fēng)遇到山峰就會轉(zhuǎn)折成為垂直風(fēng)，此外海洋、森林、湖泊、草地等地面情況的不同也是產(chǎn)生風(fēng)的原因。風(fēng)對飛行器的飛行也會產(chǎn)生一定的影響。2.同溫層同溫層位于對流層的上面也稱為平流層，其頂界伸展到50~55km。在平流層大氣主要是水平方向的流動，沒有上下對流。隨著高度的增加，起初氣溫基本保持不變；到20～32km以上，氣溫升高較快，到了平流層頂界，氣溫升高。平流層的這種氣溫分布特征同它受地面影響較小和存在大量臭氧有關(guān)。平流層的主要特點是空氣沿鉛垂方向的運動較弱，因而氣流比較平穩(wěn)，能見度較好。這層大氣的特點：

（1）溫度大致相等，約為-56.5℃左右，但赤道上空的氣溫高于兩極上空的氣溫。

（2）幾乎不存在水蒸氣，因而沒有云、霧、雨、雪等現(xiàn)象。

（3）這層空氣沒有上下對流，只有水平方向的風(fēng)，所以又叫平流層。由于這層空氣中的風(fēng)是因地球自西向東自轉(zhuǎn)，下層空氣通過摩擦作用而跟著地球自轉(zhuǎn)，并通過摩擦作用帶動上層空氣，所以空氣越高越稀薄，摩擦作用也越來越少，從而形成與地球自轉(zhuǎn)方向相反的風(fēng)。

（4）同溫層中的空氣約占總質(zhì)量的1/4。飛行器的飛行的理想環(huán)境是對流層和平流層。3.其它層中間層

中間層為離地球表面50～85km的一層。在這一層內(nèi)，氣溫隨高度升高而下降，且空氣有相當強烈的鉛垂方向的運動。該層內(nèi)空氣非常稀薄，質(zhì)量僅占整個大氣質(zhì)量的1/3000。電離層

從中間層頂界到離地平面800km之間的一層稱為電離層也叫熱層。在此層內(nèi)，空氣密度極小，由于空氣直接受到太陽短波輻射，所以溫度隨著高度增加而上升。同時空氣處于高度電離狀態(tài)，因此帶有很強的導(dǎo)電性，能吸收、發(fā)射和折射無線電波。這對遠距離無線電通信起著很大的作用。散逸層

熱層頂界以上為散逸層，它是地球大氣的最外層。在此層內(nèi)，空氣極其稀薄，又遠離地面，受地球引力很小，因而大氣分子不斷地向星際空間逃逸。大氣外層的頂界約為2000～3000km的高度。2.1.2大氣的物理特性與標準大氣1．大氣的物理特性2．標準大氣3．國際標準大氣及其物理性質(zhì)1.大氣的物理特性連續(xù)性

大氣是由分子構(gòu)成的，在標準狀態(tài)下，每立方毫米的空間里含有2.7×106個分子。在研究飛行器和大氣之間的相對運動時，氣體分子之間的距離完全可以忽略不計，即把氣體看成是連續(xù)的介質(zhì)。壓強

大氣的壓強是指物體的單位面積上所承受的大氣的法向作用力的大小。壓強的單位是帕，1Pa=1N/m2。粘性

大氣的粘性是空氣在流動過程中表現(xiàn)出的一種物理性質(zhì)，大氣的粘性力是相鄰大氣層之間相互運動時產(chǎn)生的牽扯作用力，也叫做大氣的內(nèi)摩擦力?？蓧嚎s性

氣體的可壓縮性是指當氣體的壓強改變時其密度和體積改變的性質(zhì)。不同狀態(tài)的物質(zhì)可壓縮性也不同。液體對這種變化的反應(yīng)很小，因此一般認為液體是不可壓縮的；而氣體對這種變化的反應(yīng)很大，所以一般來講氣體是可壓縮的物質(zhì)。聲速

聲速是指聲波在物體中傳播的速度，聲波是一個振動的聲源在介質(zhì)中傳播時產(chǎn)生的疏密波。2.標準大氣及國際標準大氣物理性質(zhì)前面所述的大氣物理性質(zhì)是隨著所在地理位置、季節(jié)和高度而變化的，這樣就使得航空器上產(chǎn)生的空氣動力也發(fā)生變化，從而使飛行性能發(fā)生變化。為了在進行航空器的設(shè)計、試驗和分析時所用大氣物理參數(shù)不因地而異，必須建立一個統(tǒng)一的標準，即所謂的標準大氣。

國際標準大氣的規(guī)定：

（1）大氣被看成理想氣體。

（2）以海平面的高度為零。國際標準大氣及其物理性質(zhì)：

航空飛行器都在大氣層（主要是變溫層和同溫層）飛行。空氣的壓強、溫度和高度有關(guān)。2.2氣流特征1．基本概念2．運動相對性原理3．穩(wěn)定氣流4．流體的兩個基本定理2.2.1

基本概念本節(jié)簡單介紹無人機飛行涉及到的一些空氣動力學(xué)基本概念：（1）流體質(zhì)點：在連續(xù)介質(zhì)內(nèi)對某一點取得極小，但卻包含有足夠多的分子（宏觀：足夠??；微觀：足夠大）使其不失去連續(xù)介質(zhì)的特性而有確定的物理值。（2）連續(xù)介質(zhì):從流體的宏觀特性出發(fā)，流體充滿的空間里是有大量的沒有間隙存在的流體質(zhì)點組成的。（3）流體微團(元體、微元體)：由質(zhì)點組成、比質(zhì)點稍大的流體單元。（4）流場：將上述連續(xù)介質(zhì)模型描述的流體叫流場，或流體流動的全部范圍叫流場。流體的速度、壓強、溫度、密度、濃度等屬性都可看做時間和空間的連續(xù)函數(shù)，從而可以利用數(shù)學(xué)上連續(xù)函數(shù)的方法來定量描述。（5）流線：在流場中每一點上都與速度矢量相切的曲線稱為流線。流線是同一時刻不同流體質(zhì)點所組成的曲線，它給出該時刻不同流體質(zhì)點的速度方向。（6）流管：流管是在運動流體空間內(nèi)作一微小的閉合曲線，通過該閉合曲線上各點的流線圍成的細管。（7）流體的粘性：流體的粘性是指在流體運動時，流體內(nèi)部各微團或流層之間由于具有相對運動而產(chǎn)生內(nèi)摩擦力以阻止流體做相對運動的性質(zhì)。顯然，任何實際流體都是具有粘性的。粘性是實際流體的固有屬性。

（8）理想流體：不可壓縮的、沒有粘滯性的流體，稱為理想流體。理想流體是一種理想化的模型。（9）定常流動：流體（氣體、液體）流動時，若流體中任何一點的壓力，速度和密度等物理量都不隨時間變化，則這種流動就稱為定常流動，也可稱之為“穩(wěn)態(tài)流動”或者“恒定流動”；反之，只要壓力，速度和密度中任意一個物理量隨時間而變化，流體就是作非定常流動或者說流體作時變流動。2.2.2

運動相關(guān)性原理作用在飛機上的空氣動力不會因觀察者的角度發(fā)生變化而變化，無論是飛機在靜止的空氣中飛行還是氣流流過靜止的飛機，只要兩者相對速度相等，飛機上所受的空氣動力就完全相等。這個原理就叫做“相對運動原理”。風(fēng)洞實驗的理論依據(jù)就是運動相對性原理和流動相似性原理。根據(jù)相對性原理，飛機在靜止空氣中飛行所受到的空氣動力，與飛機靜止不動、空氣以同樣的速度反方向吹來，兩者的作用是一樣的。但飛機迎風(fēng)面積比較大，如機翼翼展小的幾米、十幾米，大的幾十米（波音747是60米），使迎風(fēng)面積如此大的氣流以相當于飛行的速度吹過來，其動力消耗將是驚人的。根據(jù)相似性原理，可以將飛機做成幾何相似的小尺度模型，只要保持某些相似參數(shù)一致，試驗的氣流速度在一定范圍內(nèi)也可以低于飛行速度，并可以根據(jù)試驗結(jié)果推算出真實飛行時作用于飛機的空氣動力。2.2.3

穩(wěn)定氣流要研究空氣動力，首先要了解氣流的特性。氣流特性是指空氣在流動中各點的速度、壓力和密度等參數(shù)的變化規(guī)律。而穩(wěn)定氣流是指空氣在流動時，空間各點上的參數(shù)不隨時間而變化。如果空氣流動時，空間各點上的參數(shù)隨時間而改變，這樣的氣流稱為不穩(wěn)定氣流。在穩(wěn)定氣流中，空氣微團流動的路線叫做流線。流體流過物體時，由許多流線所組成的圖形，就叫做“流線譜”，流線譜真實反映了空氣流動的全貌，可以看出空間各點空氣流動的方向，也可以比較出空間各點空氣流動的快慢。因為空氣微團總是沿著流線流動，所以在流線一邊的空氣不會流到流線的另一邊。對管道的橫截面而言，任何相鄰流線都可以看成是管道的管壁。兩條流線之間的空氣就好像沿管中流動一樣，通常把流線所組成的管子叫做流管。流線愈稠密，流線之間的距離越小，就是流管變細。相反，流線愈稀疏，流線之間的距離擴大，就是流管變粗。如果流動是穩(wěn)定的，由于同一流線上的空氣微團都以同樣的軌道流動，那么，流管的形狀就不隨時間變化。這樣，在穩(wěn)定流動中，整個氣流可以認為是許多單獨的流管組成。從上面四個圖中可以得出，流過凸起部分的流線之間的距離越小，則流管越細。2.2.4

流體的兩個基本定理飛機為什么能升空飛行呢？這就是說，存在一種力量，能托起飛機，而這個力就是升力。升力的產(chǎn)生來源于機翼上、下表面的壓強差，即下表面的壓強大于上表面。當空氣流過機翼時，氣流會沿上下表面分開，并在后緣處匯合。由于機翼上表面凸起，則流管越細，根據(jù)流體的連續(xù)性定理，流管細的地方，流速越快，而機翼下表面，流管相對較粗，則流速比較慢；根據(jù)伯努利原理，上表面高速氣流對機翼的壓力較小，下表面低速氣流對機翼壓力較大，這就機翼上、下表面就產(chǎn)生了壓力差。飛機就是利用這種大氣壓力差，產(chǎn)生升力并克服自身的重量飛上天的。流體（包括氣體和液體）的兩個基本定理：1.連續(xù)性定理

2.伯努利原理

1.連續(xù)性定理

我們來做一個簡單的實驗，如圖，在一個容器中注滿了流體，把進口和出口開關(guān)同時打開，讓流體經(jīng)過一根剖面積不等的管道流出來，并保持液面的高度不變，這時流體的流動便是穩(wěn)定的流動。所謂穩(wěn)定的流動，就是指物體流動時的物理特性，如速度、密度、壓強等不隨時間而變化。同時假定流速不是很快，因而認為流體是不可壓縮的。此外管道壁和容器壁沒有漏損。那么根據(jù)“質(zhì)量守恒法則”，在一秒鐘內(nèi)有多少質(zhì)量的流體流入，就有多少質(zhì)量的物體流出。即在相等的時間內(nèi)，流過管道任一剖面的質(zhì)量是相等的。例如在一秒鐘內(nèi)流過任一剖面S1，S2及S3的流體質(zhì)量均相等。否則流體的質(zhì)量就會有增、有減而不符合“質(zhì)量守恒”法則，而且流體的流動也會中斷。這就違反了流體連續(xù)流動的本性。1.連續(xù)性定理

由式（2-3）可以看出：當液體在管道中穩(wěn)定地流動時，在管道細的地方流速快；在管道粗的地方流速慢。即流體流速的快慢與管道剖面積成反比，因為在管道細的地方流體必須流得快才能趕上與其他流體一道流出，否則會產(chǎn)生流體的堆積，而在管道粗的地方，流體必須流得慢一些，才能充滿整個管道，而不產(chǎn)生空隙的流出去。流體的連續(xù)性定理是流體流動的一條重要基本定理，也是“質(zhì)量守恒”定理的具體表現(xiàn)。2.伯努利原理圖中管道三個粗細不等的剖面處，裝上三根粗細一樣的測壓管，它們起到壓力表的作用。當進出水開關(guān)關(guān)閉時，管內(nèi)流體沒有流動，三根測壓管內(nèi)的液面高度相等，表示管道中三個剖面不等的地方靜壓強是相等的。這時三個剖面處流體的流速均為零，液體沒有流動。現(xiàn)在，同時打開進出口開關(guān)，保持容器內(nèi)液面高度不變，此時，管道內(nèi)液體開始流動，三個壓力計中的液面都降低了，這表明，當液體流動時，它的靜壓強減小了。我們繼續(xù)做實驗：而三個測壓管的液面高度下降不同，說明它們的壓強不同，A管液面最高，表明剖面S1處靜壓大，由連續(xù)性定理可知，S1處速度v1最小，C管的液面最低，表明S3處靜壓最小，此處v3最大2.伯努利原理伯努利原理告訴我們：流體在管道中穩(wěn)定流動時，流速大的地方壓強小，流速小的地方壓強大。綜合連續(xù)性定理和伯努利定理，可總結(jié)出如下結(jié)論：流管變細的地方，流速加大，壓力變??；反之，流管變粗的地方，流速減少，壓力變大。根據(jù)這一結(jié)論，就可初步說明機翼上產(chǎn)生升力的原因了。2.伯努利原理－煙風(fēng)洞實驗煙風(fēng)洞實驗用來觀察空氣流過翼型時的流動情況，從煙風(fēng)洞實驗可以看到，隨著氣流流進機翼前緣，氣流分為兩股，沿機翼上、下表面繼續(xù)向后流動。在迎角為正的情況下，流經(jīng)翼型下表面的氣流流線先變疏（流管擴張）然后逐漸變密恢復(fù)原狀；流經(jīng)翼型上表面的氣流流線先變密（流管收縮）然后逐漸變疏恢復(fù)原狀。正迎角增大，翼型上、下表面流線的疏密變化更加明顯。流經(jīng)翼型上表面的流線進一步被擠緊，而流經(jīng)翼型下表面的流線進一步被拉稀。考慮到低速氣流中氣流速度與流管截面積的關(guān)系，在正迎角下，翼型上表面的氣流速度將加快，而翼型下表面的氣流速度將減慢，由伯努利定理可知，這將使翼型上表面的壓力降低而使翼型下表面的壓力升高。迎角越大，上述效果越明顯。2.伯努利原理－翼型表面壓力分布測量為了測量翼型表面的壓力分布，事先在翼型上、下表面各開一系列小孔，并用橡皮管與氣壓計的各對應(yīng)玻璃管相通（見上圖）。當氣流流過機翼表面時，多管壓力計就指出表面壓力的大小。當機翼產(chǎn)生壓力時，連通機翼上表面各點的水柱比連通大氣壓力的水柱高，說明相應(yīng)各點（1~8）的壓力比大氣壓低。水柱高出量越多，說明該處的壓力越小，或者說吸力越大；相反，連通機翼下表面各點（9~16）的水柱比連通大氣的水柱低，說明相應(yīng)各點的壓力比大氣壓力高。水柱降低量越多，則該處正壓力越大。這樣，機翼在上、下表面壓力差的作用下，產(chǎn)生向上的升力?？梢钥闯鲆硇捅砻娴膲毫Ψ植紲y量結(jié)果與煙風(fēng)洞試驗分析結(jié)果是一致的。2.3升力與阻力的產(chǎn)生1．翼型2．升力

3．阻力

4．影響升力與阻力的因素

5．空氣動力的特征曲線2.3.1翼型作用于機翼上的空氣動力情況與飛機性能密切相關(guān)，而機翼的空氣動力特性受到機翼外形的影響。機翼的幾何外形可分為:1.機翼平面幾何形狀2.機翼部面幾何形狀。2.3.1翼型－機翼平面幾何參數(shù)機翼平面幾何參數(shù)：（1）機翼面積：機翼投影面積。（2）翼展長：表征機翼左右翼梢之間最大的橫向距離，一般用I表示。（3）后掠角：主要有前緣后掠角、1/4弦后掠角等。前緣后掠角x0指的是機翼前緣線同垂直于翼根對稱面的直線之間的夾角。（4）翼弦：翼型前后緣之間的連線；其長度稱為弦長，通常以b表示。若機翼的平面形狀不是矩形，則機翼不同地方的翼弦是不一樣的，有翼根弦長b0、翼尖弦長b1。一般常采用“平均氣動力弦長”來代替弦長，它用Bav表示，定義為：Bav=S/L。（5）展弦比：指機翼展長和平均氣動力弦長之比；以λ表示，λ=I/Bav。同時，展弦比也可以表示為翼展的平方與翼展面積的比值。展弦比越大，機翼的升力系數(shù)也越大，但阻力也增大，因此，高速飛機一般采用小展弦比的機翼。（6）根梢比：機翼的翼跟弦長與翼梢弦長之比，也稱“梯形比”或者“尖削比”。一般用η表示，η=b0/b1。（7）相對厚度：相對厚度是機翼翼型的最大厚度與翼弦b的比值。2.3.1翼型－翼型幾何外形的參數(shù)用平行于對稱平面的切平面切割機翼所得的剖面，稱為翼剖面（簡稱翼型）。主要幾何參數(shù)包括：（1）前緣：翼型最前端的一點。（2）后緣：翼型最后端的一點。（3）翼弦：翼型前緣點與后緣點之間的連線。（4）厚度：以翼弦為基礎(chǔ)作垂線，每一條垂線在翼型內(nèi)的長度即為該處的翼型厚度。（5）最大厚度：Cmax；（6）相對厚度=Cmax/b（b為翼型弦長）；（7）彎度：厚度線中點的連線叫中弧線。（8）最大彎度：fmax，中弧線與翼弦之間的最大距離。（9）相對彎度=fmax/b。機翼的效率受翼型的影響極大，而且在一定程度上是受翼型彎度和厚度的影響。一般，翼型的幾何形狀可分為兩大類。一類是圓頭尖尾翼型，另一類是尖頭尖尾翼型。飛機上采用的絕大多數(shù)為圓頭尖尾翼型。2.3.2升力（1）升力產(chǎn)生的原因

結(jié)合連續(xù)性定理和伯努利原理，就可以解釋機翼為什么會產(chǎn)生升力了。由翼型表面的壓力分布測量實驗與煙風(fēng)洞試驗可以看出，當氣流流過機翼表面時，由于氣流參數(shù)的變化，機翼表面各點將受到不同壓力的作用。這些壓力向量的合向量就是作用于機翼的總空氣動力，其垂直于氣流速度方向上的分力記為升力。（2）機翼表面壓力分布

機翼各部位升力的大小是不同的，要想了解機翼各個部位升力的大小，就需知道機翼表面壓力分布的情形。

機翼表面壓力的分布可通過實驗來測定。凡是比大氣壓力低的叫吸力(負壓力)，凡是比大氣壓力高的叫壓力(正壓力)。機翼表面各點的吸力和正壓力都可用向量表示。向量的長短表示吸力或正壓力的大小。向量的方向同機翼表面垂直，箭頭方向朝外，表示吸力；箭頭指向機翼表面，表示正壓力。將各個向量的外端用平滑的曲線連接起來。壓力最低(即吸力最大)的一點，叫最低壓力點。在前緣附近，流速為零，壓力最高的一點，叫駐點。

NOTICE:機翼壓力分布不是一成不變的。如果機翼在相對氣流中的關(guān)系位置改變了，流線譜就會改變，機翼的壓力分布也就隨之而變。

機翼升力的產(chǎn)生主要是靠上表面吸力的作用，而不是主要靠下表面的壓力高于大氣壓的情況下，由上表面吸力所形成的升力，一般占總升力的60%到80%左右，而下表面的正壓力所形成的升力只不過占總升力的20%到40%左右。如果下表面的壓力低于大氣壓力產(chǎn)生向下的吸力，則機翼總升力就等于上表面吸力減去下表面的吸力。在此情況下，機翼升力就完全由上表面吸力所形成。2.3.3阻力阻力是與飛機運動方向相反的空氣動力，起著阻礙飛機前進的作用。本章以固定翼飛機為例說明阻力產(chǎn)生的原因。固定翼飛機的阻力按其產(chǎn)生的原因可分為以下幾種：摩擦阻力壓差阻力誘導(dǎo)阻力干擾阻力2.3.3阻力－摩擦阻力產(chǎn)生的原因：摩擦阻力是在“附面層”(或叫邊界層)內(nèi)產(chǎn)生的。所謂附面層，就是指空氣流過飛機時，貼近飛機表面、氣流速度由層外主流速度逐漸降低為零的那一層空氣流動層。附面層是怎樣形成的呢？原來是，當有粘性的空氣流過飛機時，緊貼飛機表面的一層空氣，與飛機表面發(fā)生粘性摩擦，這一層空氣完全粘附在飛機表面上，氣流速度降低為零。緊靠這靜止空氣層的外面第二氣流層，因受這靜止空氣層粘性摩擦的作用，氣流速度也要降低，但這種作用要弱些，因此氣流速度不會降低為零。再往外，第三氣流層又要受第二氣流層粘性摩擦的作用，氣流速度也要降低，但這種作用更弱些，因此氣流速度降低就更少些。這樣，沿垂直于飛機表面的方向，從飛機表面向外，由于粘性摩擦作用的減弱，氣流速度就一層一層的逐漸增大，到附面層邊界，就和主流速度相等了。這層氣流速度由零逐漸增大到主流速度的空氣層，就是附面層。附面層內(nèi)，氣流速度之所以越貼近飛機表面越慢，這必然是由于這些流動空氣受到了飛機表面給它的向前的作用這些被減慢的空氣，也必然要給飛機表面一個向后的反作用力，這就是飛機表面的摩擦阻力。總的說來，摩擦阻力的大小，決定于空氣的粘性，飛機的表面狀況，以及同空氣相接觸的飛機的表面積?？諝庹承栽酱螅w機表面越粗糙，飛機表面積越大，摩擦阻力就越大。2.3.3阻力－壓差阻力壓差阻力產(chǎn)生的原因：人在逆風(fēng)中行走，會感到阻力的作用，這就是一種壓差阻力；空氣流過機翼時，在機翼前緣部分，受機翼阻擋，流速減慢，壓力增大;在機翼后緣，由于氣流分離形成渦流區(qū)，壓力減小。這樣，機翼前后便產(chǎn)生壓力差，形成阻力。這種由前后壓力差形成的阻力叫壓差阻力。機身、尾翼等飛機的其它部件都會產(chǎn)生壓差阻力。為什么在機翼后緣會出現(xiàn)氣流分離呢？其根本原因是空氣有粘性，空氣流過機翼的過程中，在機翼表面產(chǎn)生了附面層。附面層中氣流速度不僅要受到粘性摩擦的阻滯作用，而且還要受到附面層外主流中壓力的影響。結(jié)論：根據(jù)實驗的結(jié)果，渦流區(qū)的壓力與分離點處氣流的壓力，其大小相差不多。這就是說:分離點靠機翼后緣，渦流區(qū)的壓力比較大;分離點離開機翼后緣越遠，渦流區(qū)的壓力就越小?？梢?，分離點在機翼表面的前后位置，可以表明壓差阻力的大小?？偟恼f來，壓差阻力與物體的迎風(fēng)面積、形狀和物體在氣流中的相對位置有很大關(guān)系。迎風(fēng)面積越大，壓差阻力越大。象水滴那樣的，前端園鈍，后面尖細的流線形物體，壓差阻力最小。物體相對于氣流的角度越大，壓差阻力越大。由上面的分析可知，摩擦阻力和壓差阻力都是由于空氣的粘性面引起產(chǎn)生的阻力，如果空氣沒粘性，那么上面兩種阻力都將不會存在。2.3.3阻力－誘導(dǎo)阻力由于升力的產(chǎn)生，還要產(chǎn)生一種附加的阻力。這種由于產(chǎn)生升力而誘導(dǎo)出來的附加阻力稱為誘導(dǎo)阻力?？梢哉f，誘導(dǎo)阻力是為產(chǎn)生升力而付出的一種“代價”。產(chǎn)生的原因：當機翼產(chǎn)生升力時，機翼下表面的壓力比上表面的大，而機翼翼展長度又是有限的，所以下翼面的高壓氣流會繞過兩端翼尖，向上翼面的低壓區(qū)流去。當氣流繞過翼尖時，在翼尖部分形成旋渦，這種旋渦的不斷產(chǎn)生而又不斷地向后流去即形成了所謂翼尖渦流。翼尖渦流使流過機翼的空氣產(chǎn)生下洗速度，而向下傾斜形成下洗流。氣流方向向下傾斜的角度，叫下洗角。由翼尖渦流產(chǎn)生的下洗速度，在兩翼尖處最大，向中心逐漸減少，在中心處最小。這是因為空氣有粘性，翼尖旋渦會帶動它周圍的空氣一起旋轉(zhuǎn)，越靠內(nèi)圈，旋轉(zhuǎn)越快，越靠外圈，旋轉(zhuǎn)越慢。因此離翼尖越遠，氣流下洗速度越小把實際升力分解成垂直于飛行速度方向和平等于飛行速度方向的兩個分力。垂直于飛行速度方向的分力，仍起著升力的作用，這就是我們經(jīng)常使用的升力。平等于飛行速度方向的分力，則起著阻礙飛機前進的作用，成為一部份附加阻力。而這一部分附加阻力，是同升力的存在分不開的，因此這一部分附加阻力稱為誘導(dǎo)阻力。實踐表明，誘導(dǎo)阻力的大小與機翼的升力和展弦比有很大關(guān)系。升力越大，誘導(dǎo)阻力越大。展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小。2.3.3阻力－干擾阻力干擾阻力：就是飛機各部分之間因氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外的阻力。產(chǎn)生的原因：氣流流過機翼和機身的連接處，在機翼和機身結(jié)合的中部，由于機翼表面和機身表面都向外凸出，流管收縮，流速迅速加快，壓力很快降低。而在后部由于機翼表面和機身表面都向內(nèi)彎曲，流管擴張，流速減慢，壓力很快增高。這種壓力的變化，就促使氣流的分離點前移，并使機身和機翼結(jié)合處后部渦流區(qū)擴大，從而產(chǎn)生了一種額外的阻力。這一阻力是因氣流的干擾而產(chǎn)生的，因此叫干擾阻力。應(yīng)用：為了減小干擾阻力，除了在設(shè)計飛機時要考慮飛機各部分的相對位置外，在機翼與機身、機身與尾翼等結(jié)合部，可安裝整流包皮。這樣可使連接處較為圓滑，流管不致過分擴張，而產(chǎn)生氣流分離。2.3.4影響升力與阻力的因素1．迎角對升力和阻力的影響2．飛行速度和空氣密度對升、阻力的影響3．機翼面積形狀和表面質(zhì)量對升、阻力的影響1.迎角對升力和阻力的影響

(1)迎角：相對氣流方向（飛機運動方向）與翼弦所夾的角度；相對氣流方向指向機翼下表面，為正迎角；相對氣流方向指向機翼上表面，為負迎角．飛行中，飛行員可通過前后移動駕駛盤來改變迎角的大小或者正負．飛行中經(jīng)常使用的是正迎角。(2)迎角對升力的影響

在飛行速度等其它條件相同的情況下，得到最大升力的迎角，叫做臨界迎角。在小于臨界迎角的范圍內(nèi),增大迎角，升力增大；超過臨界邊角后，再增大迎角，升力反而減小。

改變迎角，不僅升力大小要發(fā)生變化，而且壓力中心也要發(fā)生前后移動。迎角由小逐漸增大時，由于機翼上表面前段吸力增大，壓力中心前移．超過臨界迎角以后，機翼前段和中段吸力減小，而機翼后段吸力稍有增加，所以壓力中心后移。(3)迎角改變對機翼阻力的影響

迎角增大，阻力增大；迎角越大，阻力增加越多；超過臨界迎角，阻力急劇增大。2.飛行速度和空氣密度對升、阻力的影響飛行速度：飛行速度越大，空氣動力（升力、阻力）越大。實驗證明：速度增大到原來的兩倍，升力和阻力增大到原來的四倍；速度增大到原來的三倍，升力和阻力增大到原來的九倍。即升力、阻力與飛行速度的平方成正比例。(2)空氣密度

空氣密度大，空氣動力大，升力和阻力自然也大．這是因為，空氣密度增大，則當空氣流過機翼，速度發(fā)生變化時，動壓變化也大，作用在機翼上表面的吸力和下表面的正壓力也都增大。所以，機翼的升力和阻力隨空氣密度的增大而增大。3.機翼面積形狀和表面質(zhì)量對升、阻力的影響(1)機翼面積：機翼面積大，升力大，阻力也大。(2)機翼形狀：

1.機翼切面形狀來說，相對厚度大，機翼的升力和阻力也大。

2.最大厚度位置，對升阻力也有影響：最大厚度位置靠前，機翼前緣勢必彎曲得更厲害些，導(dǎo)致流管在前緣變細，流速加快，吸力增大，升力較大．但因后緣渦流區(qū)大，阻力也較大。最大厚度位置靠近翼弦中央，升力較小，但其阻力也較小。因為，最大厚度位置靠后，最低壓力點，轉(zhuǎn)捩點均向后移，層流附面層加長，紊流附面層減短，使摩擦阻力減小，所以阻力較小。

3.在相對厚度相同情況下，中弧曲度大，表明上表面彎曲比較厲害，流速大，壓力低，所以升力比較大。

4.橢園形機翼誘導(dǎo)阻力最小，而矩形機翼和菱形機翼誘導(dǎo)阻力最大。展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小。(3)飛機表面質(zhì)量：飛機表面光滑與否對摩擦阻力影響很大。減小阻力是中心思想。

2.3.5

空氣動力的特征曲線1．升力系數(shù)曲線2．阻力系數(shù)曲線3．升阻比曲線4．極曲線1.升力系數(shù)曲線升力系數(shù)曲線的橫坐標代表迎角大小，縱坐標代表升力系數(shù)的大小。從圖中可以看出，在迎角不太大時，機翼升力系數(shù)會隨迎角加大而線性增大。但當迎角繼續(xù)增加時，機翼上表面氣流會出現(xiàn)分離。尤其在迎角超過某一臨界值時，機翼上表面氣流會出現(xiàn)嚴重分離，導(dǎo)致升力急劇下降、飛行器無法保持正常飛行，這一現(xiàn)象叫做失速，對應(yīng)的迎角叫做失速迎角或臨界迎角。零升迎角是指升力系數(shù)為零時所對應(yīng)的迎角，在這一攻角附近,機翼的阻力最小。對稱翼型的零升迎角等于零，非對稱翼型的零升迎角不等于零，具有正彎度的翼型其零升迎角為一個小的負角度。2.阻力系數(shù)曲線升力系數(shù)曲線的橫坐標代表迎角大小，縱坐標代表阻力系數(shù)的大小。從圖中可以看出，阻力隨迎角的增大而增大。小迎角時阻力增大較慢，此時摩擦阻力占主導(dǎo)地位，大迎角時阻力增大較快，此時壓差阻力占主導(dǎo)地位。超過臨界迎角后阻力迅速增大，此時機翼表面氣流分離嚴重，渦流區(qū)迅速增大。3.升阻比曲線飛機飛行時升力與阻力之比，也即升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比簡稱升阻比，是表示飛機氣動效率的一個重要參數(shù)。其值與飛行器迎角、飛行速度等參數(shù)有關(guān)，此值愈大說明飛行器的空氣動力性能愈好。升阻比曲線是表征升阻比與迎角比的關(guān)系。當飛機以最大升阻比對應(yīng)的飛行狀態(tài)運動時，其氣動效率將是最高的。當升阻比最大時所對應(yīng)的飛行迎角一般稱為有利迎角。從有利迎角到臨界迎角，升力增加緩慢，阻力增加較快，因此升阻比較小。超過臨界迎角時，壓差阻力急劇增大，升阻比急劇減小。4.極曲線當飛機以一定的構(gòu)型和速度（或馬赫數(shù)）在一定的高度上飛行時，把不同迎角所對應(yīng)的的升力系數(shù)、阻力系數(shù)繪制在同一坐標系上，所得到的的曲線稱為飛機的極曲線。2.4常用坐標系及其轉(zhuǎn)換1．常用坐標系及其定義

2．坐標系之間的變換關(guān)

2.4.1常用坐標系及其定義2.4.2常用坐標系及其轉(zhuǎn)換2.5飛機的穩(wěn)定性根據(jù)飛機繞機體軸的運動形式，飛機飛行時的穩(wěn)定性可分為：1.縱向穩(wěn)定性2.航向穩(wěn)定性3.橫向穩(wěn)定性1.縱向穩(wěn)定性縱向穩(wěn)定性：當飛機受微小擾動而偏離原來縱向平衡狀態(tài)(俯仰方向)，并在擾動消失以后，飛機能自動恢復(fù)到原來縱向平衡狀態(tài)的特性。

1.當飛機受到擾動而機頭上仰時，機翼和水平尾翼的迎角增大，產(chǎn)生一個向上附加升力，如果飛機重心位于焦點位置的前面，則此向上的附加升力會對飛機產(chǎn)生一個下俯的穩(wěn)定力矩，如圖(a)所示，使飛機趨向于恢復(fù)原來的飛行狀態(tài)。反之，當飛機受擾動而機頭下俯時，機翼和水平尾翼的迎角減小，會產(chǎn)生向下的附加升力，此附加升力對重心形成一個上仰的穩(wěn)定力矩，也使飛機趨向于恢復(fù)原來的穩(wěn)定狀態(tài)。2.飛機的縱向穩(wěn)定性主要取決于飛機重心的位置，只有當飛機的重心位于焦點前面時，飛機才是縱向穩(wěn)定的；如果飛機的重心位于焦點之后，飛機則是縱向不穩(wěn)定的，如圖(b)所示。重心前移可以增加飛機的縱向靜穩(wěn)定性，但并不是靜穩(wěn)定性越大越好。例如，靜穩(wěn)定性過大，升降舵的操縱力矩就難以使飛機抬頭。因此，由于重心前移使穩(wěn)定性過大，會導(dǎo)致飛機的操縱性變差。2.航向穩(wěn)定性在飛行中，飛機受到擾動以至于方向平衡狀態(tài)遭到破壞，而在擾動消失后，飛機如能催向于恢復(fù)原來的平衡狀態(tài)，就具有較好的方向穩(wěn)定性。飛機主要靠垂直尾翼的作用來保證方向穩(wěn)定性。方向穩(wěn)定力矩是在側(cè)滑中產(chǎn)生的。飛機主要靠垂直尾翼的作用來保證方向穩(wěn)定性。方向穩(wěn)定力矩是在側(cè)滑中產(chǎn)生的。飛機的側(cè)滑飛行是一種既向前、又向側(cè)方的運動，此時，飛機的對稱面和相對氣流方向不一致如下圖右圖所示。飛機產(chǎn)生側(cè)滑時，空氣從飛機側(cè)方吹來，這時，相對氣流方向和飛機對稱面之間就有一個側(cè)滑角。相對氣流從左前方吹來叫左側(cè)滑；相對氣流從右前方吹來叫右側(cè)滑。3.橫側(cè)穩(wěn)定性在飛行中，飛機受擾動以致橫側(cè)平衡狀態(tài)遭到破壞，而在擾動消失后，如飛機自身產(chǎn)生一個恢復(fù)力矩，使飛機恢復(fù)原來的平衡狀態(tài)，就具有橫側(cè)穩(wěn)定性；反之，就沒有橫側(cè)穩(wěn)定性。在飛行過程中，使飛機自動恢復(fù)原來橫側(cè)向平衡狀態(tài)的滾轉(zhuǎn)力矩，主要是由機翼上反角、機翼后掠角和垂直尾翼是作用產(chǎn)生的。1.當一陣風(fēng)吹到飛機的左翼上，使飛機的左翼抬起，右翼下沉，飛機受擾動而產(chǎn)生向右的傾斜，使飛機沿著合力的方向沿右下方產(chǎn)生側(cè)滑。左右機翼升力之差形成的滾轉(zhuǎn)力矩，力圖減小或消除傾斜，進而消除側(cè)滑。2.一旦因外界干擾使飛機產(chǎn)生了向右的傾斜，飛機的升力也跟著傾斜，飛機將沿著合力R的方向產(chǎn)生側(cè)滑。3.垂直尾翼上產(chǎn)生附加側(cè)力的作用點高于飛機重心一段距離，此力對飛機重心形成橫側(cè)向穩(wěn)定力矩。2.6無人機的發(fā)射回收方式1．發(fā)射方式

2．回收2.6.1發(fā)射方式

1.起落架滑跑起飛：起落架滑跑起飛是固定翼無人機最常見的起飛方式，安全性高，機動靈活性差，適合軍用無人機，但民用領(lǐng)域多數(shù)并不具備足夠的起飛空間，因此在一定程度上限制了固定翼無人機在民用領(lǐng)域的大范圍推廣。這種起飛方式與有人機相似，所不同的是：（1）有些無人機采用可棄式起落架，在無人機滑跑起飛后，起落架便被扔下