無人機(jī)空氣動力學(xué)

與飛行原理

（3）無人飛機(jī)氣動結(jié)構(gòu)的組成除了少數(shù)特殊形式的無人飛機(jī)外，大多數(shù)無人飛機(jī)都由機(jī)翼、機(jī)身、尾翼、起落裝置和動力裝置五個(gè)主要部分組成

“先鋒”無人飛機(jī)三視圖無人飛機(jī)氣動布局的類型氣動布局就是指無人飛機(jī)的各翼面，如主翼、尾翼等是如何放置的，氣動布局主要決定無人飛機(jī)的機(jī)動性。無人飛機(jī)的設(shè)計(jì)任務(wù)不同，機(jī)動性要求也不一樣，這必然導(dǎo)致氣動布局形態(tài)各異。現(xiàn)代作戰(zhàn)無人飛機(jī)的氣動布局有很多種，主要有常規(guī)布局、無尾布局、鴨式布局、三翼面布局和飛翼布局等。這些布局都有各自的特殊性及優(yōu)缺點(diǎn)無人飛機(jī)氣動結(jié)構(gòu)無人飛機(jī)整體氣動結(jié)構(gòu)的特點(diǎn)是沒有駕駛艙。它不以人作為氣動設(shè)計(jì)的核心因素，不需要考慮人在飛行當(dāng)中的生物維持和安全問題，所以無人飛機(jī)不需要駕駛艙，不需要圍繞人而展開的各種設(shè)備和系統(tǒng)。這不僅僅影響到無人飛機(jī)的大小，更重要的是無人飛機(jī)的氣動布局。

例如，有人飛機(jī)為了讓飛行員獲得更好的視野，駕駛艙往往是位于無人飛機(jī)更靠前的位置，那么發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道就必須避開駕駛艙的位置，從而決定了有人飛機(jī)的基本氣動布局。而無人飛機(jī)則不同，它的前部是雷達(dá)罩和各種觀測系統(tǒng)。另外，由于無人飛機(jī)上消除了人的因素，技戰(zhàn)術(shù)要求也不同，造成兩者氣動結(jié)構(gòu)布局差異很大。

總之，無人飛機(jī)比起有人無人飛機(jī)，.氣動結(jié)構(gòu)上會簡單很多。無人飛機(jī)氣動布局的特點(diǎn)根據(jù)無人飛機(jī)本身的特點(diǎn)，大部分現(xiàn)有的有人飛機(jī)的空氣動力學(xué)理論可用。但很多無人飛機(jī)尺寸小，也沒有人在機(jī)內(nèi)直接控制和操縱，所以無人飛機(jī)本身和飛行過程中便遇到一些新問題。例如，對于作戰(zhàn)無人飛機(jī)來說，其氣動外形除了要滿足隱身和高升阻比的要求外，還要滿足高機(jī)動性的要求?，F(xiàn)在提出的作戰(zhàn)無人飛機(jī)的氣動布局方案大多是無尾方案，有的采用推力矢量控制。對于無尾構(gòu)型來說，在氣動力方面的最大挑戰(zhàn)是尋找新的操縱機(jī)構(gòu)，能代替被取消的垂直尾翼，產(chǎn)生足夠的偏航力矩，使無人飛機(jī)能完成高敏捷性所要求的各種動作。大多數(shù)無人飛機(jī)會遇到小雷諾數(shù)空氣動力學(xué)問題，這是其重要特點(diǎn)。過去這方面的空氣動力學(xué)研究比較少。如果要研制超聲速無人飛機(jī)反而可以大量應(yīng)用已有的超聲速無人飛機(jī)和導(dǎo)彈的研究成果。基本機(jī)翼和機(jī)翼基本平面的定義（1）基本機(jī)翼：指包括穿越無人飛機(jī)機(jī)身部分但不包含邊條等輔助部件的機(jī)翼。（2）機(jī)翼基本平面：指垂直于無人飛機(jī)參考面且包含中心弦線（位于無人飛機(jī)參考面上的局部弦線）的平面。無人飛機(jī)參考面就是機(jī)體的左右對稱面，無人飛機(jī)的主要部件對于此面是左右對稱布置的。（3）機(jī)翼平面形狀：指基本機(jī)翼在機(jī)翼基本平面上的投影形狀。機(jī)翼平面形狀的主要參數(shù)（1）機(jī)翼面積。機(jī)翼面積是指基本機(jī)翼在機(jī)翼基本平面上的投影面積（2）翼展。在機(jī)翼之外剛好與機(jī)翼輪廓線接觸，且平行于機(jī)翼對稱面的兩個(gè)平面之間的距離稱為機(jī)翼的展長，簡稱翼展（3）展弦比。機(jī)翼翼展的平方與機(jī)翼面積之比（4）梯形比。機(jī)翼翼尖弦長與中心弦長之比，稱為機(jī)翼的梯形比，又稱尖削比（5）后掠角。描述翼面特征線與參考軸線相對位置的夾角稱為后掠角。無人飛機(jī)機(jī)翼相對機(jī)身的安裝位置（1）根據(jù)機(jī)翼相對于機(jī)身中心線的高度位置分為：

上單翼、下單翼和中單翼。（2）根據(jù)機(jī)翼相對于機(jī)身的角度分為：

上反角和下反角。機(jī)翼的各部分裝置（1）副翼。副翼是指安裝在機(jī)翼翼梢后緣外側(cè)的一小塊可動的翼面，翼展長而翼弦短。副翼的翼展一般約占整個(gè)機(jī)翼翼展的1/6到1/5左右，其翼弦占整個(gè)機(jī)翼弦長的1/5到1/4左右。副翼作為無人飛機(jī)的主操作舵面，操縱左右副翼差動偏轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩可使無人飛機(jī)做橫滾機(jī)動（2）前緣縫翼。前緣縫翼是安裝在基本機(jī)翼前緣的一段或者幾段狹長小翼，主要功用是靠增大無人飛機(jī)臨界迎角來獲得升力增加的一種增升裝置。（3）襟翼。襟翼是安裝在機(jī)翼后緣內(nèi)側(cè)的翼面，襟翼可以繞軸向后下方偏轉(zhuǎn)，是靠增大機(jī)翼的彎度來獲得升力增加的一種增升裝置。（4）擾流板。分為飛行、地面擾流板兩種，左右對稱分布，地面擾流板只能在地面才可打開，實(shí)際上擾流板是鉸接在機(jī)翼上表面的一些液壓致動板，向上翻起時(shí)可增加機(jī)翼的阻力，減少升力，阻礙氣流的流動達(dá)到減速、控制無人飛機(jī)姿態(tài)的作用。無人飛機(jī)在飛行中所受到的作用力（1）升力。由機(jī)翼產(chǎn)生的向上作用力。（2）重力。與升力相反的向下作用力，由無人飛機(jī)及其運(yùn)載的人員、貨物、設(shè)備的重量產(chǎn)生的。（3）推力。發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的向前作用力。（4）阻力。由空氣阻力產(chǎn)生的向后作用力，能使無人飛機(jī)減速。機(jī)翼升力系數(shù)和翼尖旋渦機(jī)翼的升力系數(shù)定義為

式中CL

為機(jī)翼的升力系數(shù)；L為的升力；ρ為空氣密度；V氣流相對速度（無人飛機(jī)飛行速度）；S為機(jī)翼面積。

在產(chǎn)生正升力的情況下，機(jī)翼下翼面的壓力總要比上翼面的大，所以有限翼展機(jī)翼下表面的高壓氣流會繞過翼尖而流向上翼面低壓區(qū)，形成繞翼尖的空氣漩渦，機(jī)翼增升裝置的類型無人飛機(jī)機(jī)翼的增升裝置是指利用增加機(jī)翼彎度、面積和延遲氣流分離的等方法增加升力的裝置。簡單襟翼簡單襟翼與副翼形狀相似，放下簡單襟翼，改變了翼型的彎度，使機(jī)翼更加彎曲。這樣，流過上翼面的氣流流速加快，壓強(qiáng)降低；而流過下翼面的氣流流速減慢，壓強(qiáng)提高，因而上、下翼面壓強(qiáng)差增大，升力系數(shù)增大。開放襟翼開放襟翼也稱為分裂襟翼，它是從機(jī)翼后段下表面一塊向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面。放下襟翼后，一方面，在機(jī)翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流，壓強(qiáng)降低，對機(jī)翼上表面的氣流有吸引作用，使其流速增大，上下翼面壓差增大，既增大了升力系數(shù)，同時(shí)又延緩了氣流分離；另一方面，放下襟翼翼型彎度增大使上下翼面壓強(qiáng)差增大，升力系數(shù)增大。一般最大升力系數(shù)可增大75%~85%。開縫襟翼

開縫襟翼是在簡單襟翼的基礎(chǔ)上改進(jìn)而成的，這種襟翼在下偏的同時(shí)開縫，其類型有單縫襟翼和多縫襟翼（例如開2-3條縫）幾種。放下開縫襟翼時(shí)，一方面，襟翼前緣與機(jī)翼后緣之問形成縫隙，下翼面的高壓氣沆通過縫隙高速流向上翼面后緣，使上翼面后緣附面層中空氣流速加快，能量增多，延緩氣流分離，減少渦流區(qū)，提高升力系數(shù)。另一方，放下單開縫襟翼，使機(jī)翼彎度增大，也有增升的效果。最大升力系數(shù)一般可以增大85%~95%。后退襟翼后退襟翼是在簡單襟翼的基礎(chǔ)上改進(jìn)而成的，這種襟翼在下偏的同時(shí)還向后滑動。放下后退襟翼，不僅能增大機(jī)翼的彎度，使升力系數(shù)增大，而且還增大了機(jī)翼面積，增升效果好，且臨界迎角減小得少。后退開縫襟翼后退開縫襟翼就是將后退襟翼與開縫襟翼結(jié)合起來：當(dāng)襟翼下偏和后退時(shí)，它的前緣和機(jī)翼的后緣形成一條或多條縫隙。它兼有后退襟翼和開縫襟翼的優(yōu)點(diǎn)，增升效果很好，現(xiàn)代高速大、重型飛機(jī)廣泛使用。

①查格襟翼：查格襟翼后退量不多，因而機(jī)翼面積增加較少，機(jī)翼最大升力系數(shù)可增大110%-115%。起飛時(shí)，查格襟翼下偏角度小，阻力系數(shù)增加少，而升力系數(shù)卻增加很多，升阻比增大，有利于縮短起飛滑跑距離。著陸時(shí)，查格襟翼下偏角度大，阻力系數(shù)和升力系數(shù)都提高較多，有利于縮短著陸滑跑距離。

②富勒襟翼：富勒襟翼的后退量和機(jī)翼面積的增加量都比查格襟翼的多，而且后退到某些位置時(shí)，與翼間形成的縫隙也更大，增升效果更好，其最大升力系數(shù)可增大110%-140%前緣襟翼前緣襟翼位于機(jī)翼前緣，，廣泛用于高亞音速無人飛機(jī)和超音速無人飛機(jī)。放下前緣襟翼，一方面可以減小前緣與相對氣流之間的夾角，使氣流能夠平順地沿上翼面流動，延緩氣流分離；另一方面也增大了翼型彎度。這樣就使得最大升力系數(shù)和臨界迎角增大。前緣縫翼前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，作用是延緩機(jī)翼的氣流分離，提高最大升力系數(shù)和臨迎角。前緣縫翼打開時(shí)與機(jī)翼之間有一條縫隙，一方面，下翼面的高壓氣流流過縫隙后，貼近上翼面流動，給上翼面氣流補(bǔ)充了能量，降低了逆壓梯度，延緩氣流分離，達(dá)到增大升力系數(shù)和臨界迎角的目的；另一方面，氣流從壓強(qiáng)較高的下翼面通過縫隙流向上翼面，減小了上下翼面的壓強(qiáng)差，又具有減小升力系數(shù)的副作用。吹氣襟翼吹氣襟翼又稱邊界層吹除增升裝置，基本原理是利用從渦輪噴氣發(fā)動機(jī)引出的壓縮空氣或燃燒熱氣流，通過襟翼與機(jī)翼前緣的縫隙沿上翼耐高速向后噴出，形成壓制氣流，稱為前緣吹氣襟翼，或通過襟翼與機(jī)翼后緣的縫隙向后下方以高速噴出，形成噴氣幕，稱為后緣吹氣襟翼。

前緣吹氣襟翼和后緣吹氣襟翼都可以利用邊界層吸附效應(yīng)，又稱射流效應(yīng)或康達(dá)效應(yīng)，推遲氣流分離減小渦流區(qū)，改善機(jī)翼氣流的流場，增加上、下翼面的壓力差，從而使升力系數(shù)和臨界迎角都增大。另外，后緣吹氣襟翼所噴出氣沆的反作用力在豎直方向上的分力也可使機(jī)翼升力增加。

吹氣襟翼的增升效果很好，但其結(jié)構(gòu)復(fù)雜，對發(fā)動機(jī)、機(jī)翼材料都提出了新的要求，目前還沒有得到廣泛的應(yīng)用。邊界層吸取增升裝置與吹氣襟翼相反，這種增升裝置利用吸氣泵，通過機(jī)翼上表面的縫隙，抽吸邊界層的氣流，使氣流速度和能量增大，減小逆壓梯度的作用。這樣也可以推遲氣流分離，減小渦流區(qū)，改善機(jī)翼表面氣流的流場，增加上、下翼面的壓力差，從而使升力系數(shù)和臨界迎角都增大機(jī)翼扭轉(zhuǎn)機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)是為了防止翼尖失速，改善其升力分布，使之接近橢圓分布的理想狀態(tài)。一般扭轉(zhuǎn)角在0~5°之間。1）幾何扭轉(zhuǎn)無人飛機(jī)機(jī)翼各剖面繞其前緣相對于機(jī)身縱軸的轉(zhuǎn)角稱為幾何扭轉(zhuǎn)角，其中翼根處的扭轉(zhuǎn)角即為機(jī)翼的安裝角。翼梢的扭轉(zhuǎn)角一般為負(fù)值，翼根的扭轉(zhuǎn)角一般為正值。如果機(jī)翼具有“線性扭轉(zhuǎn)”，則機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)與距翼根的距離成正比2）氣動扭轉(zhuǎn)氣動扭轉(zhuǎn)是指機(jī)翼某一剖面的零升迎角與翼根的零升迎角之間的夾角。當(dāng)機(jī)翼的剖面外形沿展向變化并引起剖面彎度沿展向的變化時(shí)，則機(jī)翼具有氣動扭轉(zhuǎn)。剖面的氣功扭轉(zhuǎn)角等于其零升迎角的負(fù)值。如果整個(gè)機(jī)翼采用相同的翼型，則氣動扭轉(zhuǎn)和幾何扭轉(zhuǎn)相同。擾流板

擾流板主要是指安裝在機(jī)翼上表面或者機(jī)身背部的可偏轉(zhuǎn)小翼面。當(dāng)擾流板向上打開時(shí)，一方面可以增加無人飛機(jī)的阻力，使無人飛機(jī)速度降低，又稱為減速扳。另一方面，打開機(jī)翼上的擾流板相當(dāng)于增加了翼型向上的彎曲程度，由于擾流板的阻滯作用，使從上翼面流過的氣流減速，壓力差減小，從而減小機(jī)翼產(chǎn)生的升力，即擾流扳還具有減小力或卸除升力的作用，這點(diǎn)與增升裝置正好是相反的。當(dāng)擾流板收起時(shí)，它緊貼于機(jī)翼或機(jī)身上，不影響機(jī)翼表面氣流。翼尖小翼為了提高無人飛機(jī)機(jī)翼升阻比，可以采用翼尖小翼的方法。有人曾經(jīng)對一種小型無人飛機(jī)進(jìn)行過試驗(yàn)研究，結(jié)果是加裝翼尖小翼后，機(jī)翼最大升阻比可提高10.6%。但是翼尖小翼的流場復(fù)雜，影響翼尖小翼氣動特性的幾何參數(shù)很多，例如，小翼的高度、弦長、傾斜角、安裝角、前緣后掠角、根梢比、面積和翼型等，難以精確計(jì)算。一般采用的方法是借助風(fēng)洞試驗(yàn)確定其參數(shù)的最佳組合。此外，對原型機(jī)的氣動特性進(jìn)行改進(jìn)時(shí)，還要注意其對機(jī)翼根部彎矩的增加和對全機(jī)靜穩(wěn)定性所帶來的影響。附面層的基本概念附面層是指空氣流過無人飛機(jī)時(shí)，貼近無人飛機(jī)表面、氣流速度由層外主流速度逐漸降低為零的那一層。附面層的厚度很薄，而且與物面的長度成正比，物面長度越長，附面層越厚。在無人飛機(jī)機(jī)翼上形成的附面層一般都是很薄的，厚度大的只有幾厘米；螺旋槳上的附面層就更薄，只有幾毫米；可是巨型飛船和海輪船舷上的附面層，其厚度可以達(dá)幾十厘米，甚至半米。附面層按其性質(zhì)不同，可分為層流附面層和紊流附面層兩類。就無人飛機(jī)機(jī)翼而言，一般在最大厚度以前，附面層的氣流各層不相混雜而分層的流動。這部份叫層流附面層。在這之后，氣流流動轉(zhuǎn)變?yōu)殡s亂無章，并且出現(xiàn)了旋渦和橫向運(yùn)動。這部份叫紊流附面層。附面層的分離

層流轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞯哪且稽c(diǎn)叫分離點(diǎn)。紊流附面層厚度比層流附面層的厚，而且紊流附面層底部氣流的橫向速度梯度也比層流附面層大得多。在紊流附面層內(nèi)，流體微團(tuán)雜亂無章的上下運(yùn)動也使氣流的能量大量消耗，這說明在紊流附面層的底層，物體表面對氣流的黏性阻滯作用要比在層流附面層的底層大得多。摩擦阻力摩擦阻力是在附面層內(nèi)產(chǎn)生的。附面層內(nèi)，氣流速度之所以越貼近無人飛機(jī)表面越慢，這必然是由于這些流動空氣受到了無人飛機(jī)表面給它的向前的作用力的作用的結(jié)果。根據(jù)作用和反作用定律，這些被減慢的空氣，也必然要給無人飛機(jī)表面一個(gè)向后的反作用力，這就是無人飛機(jī)表面的摩擦阻力。

附面層內(nèi)的摩擦阻力與附面層的性質(zhì)有很大關(guān)系。實(shí)驗(yàn)表明，紊流附面層的摩擦阻力要比層流附面層的摩擦阻力大得多。因此，盡可能在機(jī)翼上保持層流附面層，對于減小阻力是有利的。所謂層流翼型，就是這樣設(shè)計(jì)的。

無人飛機(jī)摩擦阻力的大小，取決于空氣的粘性，無人飛機(jī)的表面狀況，以及同空氣相接觸的無人飛機(jī)的表面積?？諝庹承栽酱?，無人飛機(jī)表面越粗糙，無人飛機(jī)表面積越大，摩擦阻力就越大。壓差阻力空氣流過無人飛機(jī)機(jī)翼時(shí)，在機(jī)翼前緣部分，受機(jī)翼阻擋，流速減慢，壓力增大；在機(jī)翼后緣，由于氣流分離形成渦流區(qū)，壓力減小。這樣，機(jī)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(jī)身、尾翼等無人飛機(jī)的其它部件都會產(chǎn)生壓差阻力。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，物體的迎風(fēng)面積越大，壓差阻力也就越大。為了減小機(jī)身的迎風(fēng)面積，機(jī)身橫截面的形狀應(yīng)采取圓形或近似圓形，因?yàn)橄嗤w積下圓形的面積數(shù)小。物體形狀對壓差阻力的影響物體形狀對壓差阻力也有很大的影響。把一塊圓形的平板垂直地放在氣流中，在平板前面氣流被阻滯，壓力升高；平板后面會產(chǎn)生大量的渦流，造成氣流分離而形成低壓區(qū)。這樣它前后會形成很大的壓差阻力

如果在圓形平板的前面加一個(gè)圓錐體，它的迎風(fēng)面積并沒有改變，但形狀卻變了。這時(shí)平板前面的高壓區(qū)被圓錐體填滿了，氣流可以平滑地流過，壓強(qiáng)不會急劇升高。壓差阻力降低到原來平板壓差駔力的1/5。

如果在平板后面再加上一個(gè)細(xì)長的圓錐體，把充滿旋渦的低壓區(qū)也填滿，壓差阻力將會進(jìn)一步降低到原來平板的1/25-1/20。像這樣前端圓鈍、后端尖細(xì)，像水滴或雨點(diǎn)似的物體，叫作流線型物體。誘導(dǎo)阻力

翼尖渦流使流過機(jī)翼的空氣產(chǎn)生下洗速度，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。

把實(shí)際升力分解，垂直于飛行速度方向的分力，起著升力的作用，平行于飛行速度方向的分力，則起著阻礙無人飛機(jī)前進(jìn)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。

誘導(dǎo)阻力的大小與機(jī)翼形狀、展弦比、升力和飛行速度有關(guān)。橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小，矩形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最大，梯形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力介于其中。展弦比大，則誘導(dǎo)阻力??；展弦比小，則誘導(dǎo)阻力大。機(jī)翼升力越大，誘導(dǎo)阻力越大。低速時(shí)誘導(dǎo)阻力最大，誘導(dǎo)阻力與速度的平方成反比。干擾阻力所謂干擾阻力，就是無人飛機(jī)各部分之間因氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外的阻力。由于存在干擾阻力，所以無人飛機(jī)的各個(gè)部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼等，單獨(dú)放在氣流中所產(chǎn)生的阻力的總和總是小于把它們組成一個(gè)整體時(shí)所產(chǎn)生的阻力。

為了減小干擾阻力，除了在設(shè)計(jì)無人飛機(jī)時(shí)要考慮無人飛機(jī)各部分的相對位置外，在機(jī)翼與機(jī)身、機(jī)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。

對于機(jī)翼和機(jī)身之間的干擾阻力來說，中單翼干擾阻力最?。聠我碜畲?，上單翼居中?？傋枇o人飛機(jī)各種類型阻力中，只有誘導(dǎo)阻力與升力有關(guān)，也稱為升致阻力，是產(chǎn)生升力必須付出的代價(jià)；摩擦阻力、壓差阻力和干擾阻力都與升力的大小無關(guān)，通常稱為零升阻力、寄生阻力或廢阻力。無人飛機(jī)的總阻力是誘導(dǎo)阻力和廢阻力之和。無人飛機(jī)升力和阻力公式無人飛機(jī)升力公式、阻力公式分別為

式中，CL為升力系數(shù)；CD

為阻力系數(shù)；

為無人飛機(jī)的飛行動壓；S為機(jī)翼面積。無人飛機(jī)升力沿翼展的分布

無人飛機(jī)飛行時(shí)，由于機(jī)翼下表面的高壓氣流會繞過機(jī)翼翼尖而流向上翼面低壓區(qū)，使翼尖部分上、下表面的壓強(qiáng)趨于平衡，因此該處的升力趨于零。靠近翼尖附近的其他剖面顯然也要受到不同程度的影響，離翼尖越遠(yuǎn)，影響越小。無人飛機(jī)升力系數(shù)曲線升力曲線最高點(diǎn)對應(yīng)