無人機(jī)空氣動力學(xué)

與飛行原理

（1）飛行器的定義和分類

飛行器可分為三大類：航空飛行器、航天飛行器、火箭和導(dǎo)彈無人機(jī)的定義和特點1．無人機(jī)的定義

無人機(jī)是指不搭載操作人員的一種動力航空飛行器，采用空氣動力為飛行器提供所需的升力，能夠自動飛行或進(jìn)行遠(yuǎn)程引導(dǎo)；既能一次性使用也能進(jìn)行回收或自動著陸；能夠攜帶致命性或非致命性有效載荷。2．無人機(jī)的特點（1）不怕犧牲。（2）飛行隱蔽性強(qiáng)。（3）無人機(jī)研制、生產(chǎn)和使用成本大大低于有人機(jī)無人機(jī)系統(tǒng)的定義

無人機(jī)系統(tǒng)是指無人機(jī)及與其配套的地面控制設(shè)備、數(shù)據(jù)通信設(shè)備、維護(hù)設(shè)備，以及指揮控制及其必要的操作、維護(hù)人員等的統(tǒng)稱。無人機(jī)系統(tǒng)空中系統(tǒng)地面系統(tǒng)任務(wù)載荷綜合保障飛行平臺裝置控制導(dǎo)航機(jī)載終端偵察監(jiān)視指揮控制地面終端起降控制情報處理通信情報電子對抗武器彈藥維護(hù)保障人力配備人員培訓(xùn)設(shè)施建設(shè)空氣動力學(xué)的定義和研究方法空氣動力學(xué)研究物體和空氣之間有相對運動時，即物體在空氣中運動時，空氣的運動規(guī)律及作用力所服從的規(guī)律。

（1）實驗研究方法。（2）理論分析方法。①通過實驗或觀察，對問題進(jìn)行分析研究。②運用基本的定律、原理和數(shù)學(xué)分析，建立數(shù)學(xué)方程。③利用各種數(shù)學(xué)方法準(zhǔn)確地或近似地解出方程。④對所得結(jié)果進(jìn)行分析、判斷，并通過實驗與之比較。⑤考慮未計及的因素，對公式或結(jié)果進(jìn)行必要的修正。

（3）數(shù)值計算方法。無人機(jī)空氣動力學(xué)研究的內(nèi)容（1）基本理論方面。闡明無人機(jī)飛行過程中與周圍空氣相互作用的空氣動力現(xiàn)象、流動現(xiàn)象、流場分布等，分析空氣流動時無人機(jī)的受力情況，以便對無人機(jī)的幾何外形進(jìn)行改造，來改善無人機(jī)的氣動特性，提高無人機(jī)的飛行性能，增進(jìn)飛行品質(zhì)。（2）性能計算方面。在理論和實驗的基礎(chǔ)上，分析主要構(gòu)造參數(shù)對無人機(jī)飛行性能的影響，建立無人機(jī)的空氣動力計算方法，為無人機(jī)設(shè)計所用。（3）飛行力學(xué)方面。主要包括性能計算，如速度、高度、航程和燃油消耗量的定量計算；飛行動力學(xué)正解技術(shù)以及飛行動力學(xué)逆解技術(shù)（由給定的飛行軌跡求解所需的操縱規(guī)律等）（4）飛行品質(zhì)方面。研究整架無人機(jī)的平衡問題及其對控制系統(tǒng)與功率變化的反應(yīng)；分析無人機(jī)在各種飛行狀態(tài)下的穩(wěn)定性及操縱性，包括對大氣紊流的反應(yīng)及如何控制的問題等。大氣飛行環(huán)境飛行器在大氣層內(nèi)飛行時所處的環(huán)境條件，稱為大氣飛行環(huán)境。大氣層的上界可能延伸到離地面6400公里左右。（1）干空氣的組成包括78%的氮氣、21%的氧氣，以及少量的其他氣體，如氬氣、二氧化碳、氖氣和臭氧等。

（2）水蒸汽是低層大氣的重要成分，含量不多，只占大氣總?cè)莘e的0.4%，是大氣中含量變化最大的氣體。

（3）粉塵顆粒物主要是懸浮在大氣中的固態(tài)、液態(tài)的微粒，主要來源于有機(jī)物燃燒的煙粒、風(fēng)吹揚(yáng)起的塵土、火山灰塵、寧宙塵埃及工業(yè)排放物等，大多集中在大氣底,太陽輻射和地面輻射具有一定的吸收和散射作用，影響著大氣溫度的變化。雜質(zhì)大部分是吸濕性的，往往成為水汽凝結(jié)的核心大氣的分層

大氣層的空氣密度隨高度而減小，越高空氣越稀薄，但沒有明顯的界限。航空器飛行的大氣環(huán)境是對流層和平流層。連續(xù)介質(zhì)假設(shè)

氣體與固體不同，氣體沒有確定的幾何形狀。把氣體盛入某容器內(nèi)，它的形狀就取決于該容器的幾何形狀。氣體總是能夠充滿容納它的整個容器。因此，可以把氣體看成連綿一片的、沒有間隙的、充滿了它所占據(jù)的空間的連續(xù)介質(zhì)。這就是連續(xù)介質(zhì)假設(shè)。

連續(xù)介質(zhì)假設(shè)在空氣動力學(xué)中很有用。根據(jù)連續(xù)介質(zhì)假設(shè)，可以把氣體介質(zhì)的一切物理屬性，如密度、速度、壓強(qiáng)等都看作是空間的連續(xù)函數(shù)?？諝饷芏?、溫度和壓力1．空氣密度：空氣密度是指單位體積內(nèi)的空氣質(zhì)量。2．空氣溫度：空氣溫度是指空氣的冷熱程度，主要有3種標(biāo)定方法：攝氏溫度、華氏溫度和絕對溫度。大多數(shù)國家用攝氏溫度來表示，單位是攝氏度℃；少數(shù)國家和地區(qū)（如美國）使用華氏溫度，理論計算中常用熱力學(xué)溫度來表示。在大約11公里高度以下的大氣層內(nèi)，隨著高庋增加，大氣溫度下降，近似按線性變化。3．空氣壓力：空氣壓力是指空氣的壓強(qiáng)，即物體單位面積上所承受的空氣的垂直作用力。隨著高度的增加，氣壓不斷降低。大氣壓力隨著高度的增加，基本呈線性下降，無人機(jī)如果飛行高度太高，空氣密度和空氣壓力很小，發(fā)動機(jī)的效率就會很低，因此無人機(jī)的飛行高度是有限制的，即所謂“升限”?？諝鈮嚎s性、黏性和國際標(biāo)準(zhǔn)大氣1．空氣的壓縮性：空氣的壓縮性是指一定量的空氣，當(dāng)其所受到的壓力或溫度改變時，其密度或體積也要發(fā)生相應(yīng)變化的物理性質(zhì)。液體是不可壓縮的，而氣體是可壓縮的物質(zhì)。對應(yīng)于無人機(jī)低速飛行時，空氣的壓力變化一般不大，空氣密度的變化很小，可把氣流當(dāng)成是不可壓縮的氣流，。但是，對應(yīng)于無人機(jī)高速飛行時，由于速度變化所引起的壓力變化較大，就必須考慮空氣的壓縮性。2．空氣的黏性：空氣的黏性力是相鄰空氣分子之間相互運動時產(chǎn)生的牽扯作用力，也叫作空氣的內(nèi)摩擦力?？諝怵ば源笮∪Q于：（l）速度梯度。（2）空氣溫度。（3）氣體性質(zhì)。（4）接觸面積。3．國際標(biāo)準(zhǔn)大氣：國際標(biāo)準(zhǔn)大氣ISA是人為規(guī)定大氣溫度、密度、壓力等隨高度變化的關(guān)系，得出統(tǒng)一的數(shù)據(jù)，作為計算和試驗飛行器的統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)空氣流動的基本規(guī)律1．空氣的相對運動原理只要空氣和物體之間有相對運動，空氣就會對物體產(chǎn)生空氣動力。空氣相對于物體的流動稱為相對氣流，相對氣流的方向與物體運動方向相反。2．運動的轉(zhuǎn)換原理

當(dāng)無人機(jī)在原來靜止的空氣中作等速直線飛行時，將引起物體周圍空氣的運動，同時空氣將給無人機(jī)以作用力。無人飛機(jī)的相對氣流就是空氣相對于無人飛機(jī)的運動，相對氣流方向就是無人飛機(jī)飛行速度的反方向。影響空氣動力重要因素是無人飛機(jī)與空氣之問的相對速度，只要相對氣流速度相同，無人飛機(jī)產(chǎn)生的空氣動力就相同。流場的基本概念（1）流場的定義：流體流動所占據(jù)的空間稱為流場。大氣層是大流場（2）定常與非定常流動：流場中任一固定點的所有流動參數(shù)都不隨時間而變化的流動稱為定常流動。流動參數(shù)（如速度、壓強(qiáng)、密度等）隨時間而變化的流動稱為非定常流動。如果無人飛機(jī)運動參數(shù)隨時間變化十分緩慢，則至少在一段時間內(nèi)可近似認(rèn)為運動參數(shù)不變，這就是通常所說的“準(zhǔn)定常運動”。（3）跡線：跡線是流體質(zhì)點的運動軌跡。（4）流線：在某一瞬時繪制出許多稱為流線的空間曲線，在每一條曲線的各個點上，它的切線方向就是該點處空氣微團(tuán)的流動速度方向。流線不能相交，也不能折轉(zhuǎn)，只能是一條光滑曲線。（5）流線譜：由許多流線所組成的流動圖形稱之為流線譜，它真實地反映了空氣流動的全貌。一般分析無人飛機(jī)空氣動力的產(chǎn)生和變化，就是從分析空氣流過無人飛機(jī)的流線譜著手的。（6）流管和流束：在流場中任畫一封閉曲線，在該曲線上每一點做流線，由這許多流線所圍成的管狀曲面稱為流管。在穩(wěn)定流動時流管好像真實管子一樣。充滿在流管內(nèi)的流體，稱為流束?？諝饬鲃拥倪B續(xù)性定律質(zhì)量守恒定律說明物質(zhì)既不會消失，也不會憑空增加?？諝庠诹鲃訒r，需要遵守質(zhì)量守恒定律，這條定律在空氣動力學(xué)中稱為連續(xù)性定理。當(dāng)流體低速、連續(xù)不斷地、穩(wěn)定地流過一個粗細(xì)不等的流管時，由于流管中任一部分的流體都不能中斷或堆積起來，因此在同一時間，流過流管任意截面的流體質(zhì)量應(yīng)該相等，這就是流體的連續(xù)性定理。伯努利定理能量守恒定律則說明能量不會消失，也不會無中生有，只能從一種形式轉(zhuǎn)換為另一種形式，能量的總和保持不變。伯努利定理是能量守恒定律在流體流動中的應(yīng)用，其數(shù)學(xué)表達(dá)式稱為伯努利方程。

式中P0為總壓（全壓），

為動壓，即流體流動時在流動方向上所產(chǎn)生的壓強(qiáng)，它是單位體積空氣所具有的動能。P為靜壓，即流體流動時其本身實際具有的壓強(qiáng)，它是單位體積空氣所具有的壓力能。在靜止的空氣中，靜壓等于當(dāng)?shù)氐拇髿鈮骸？倝菏莿訅汉挽o壓之和，也可以理解為氣流速度減小到零點時的靜壓。謝謝!

無人機(jī)空氣動力學(xué)

與飛行原理

（2）飛機(jī)機(jī)翼的剖面形狀機(jī)翼的剖面形狀，簡稱為翼型，是用平行于對稱平面的切平面切割機(jī)翼所得的剖面。最早的飛機(jī)翼型是平板剖面，這種機(jī)翼升力很小。后來出現(xiàn)了彎板剖面，對升力特性有所改進(jìn)。再后來隨著飛機(jī)的發(fā)展又出現(xiàn)了平凸形、雙凸形、對稱形、層流形、菱形、網(wǎng)弧形等翼型。飛機(jī)機(jī)翼的平面形狀

機(jī)翼平面形狀是指從上往下看時機(jī)翼在平面上的投影形狀，是決定飛機(jī)性能的重要因素。早期的飛機(jī)，機(jī)翼平面形狀大都做成矩形，矩形機(jī)翼制造簡單．但阻力較大，后來制造出了梯形翼和橢圓翼。隨著噴氣式飛機(jī)的出現(xiàn)，為適應(yīng)高速飛行，出現(xiàn)了后掠翼、三角翼等機(jī)翼迎角的基本概念

翼弦與相對氣流速度之間的夾角叫迎角。迎角不同，相對氣流流過機(jī)翼時的情況就不同，產(chǎn)生的空氣動力就不同，所以迎角是飛機(jī)飛行中產(chǎn)生空氣動力的重要參數(shù)。迎角有正負(fù)之分，相對氣流方向與翼弦平面下表面的夾角為正迎角，相對氣流方向與翼弦平面上表面的夾角為負(fù)迎角。升力的產(chǎn)生

當(dāng)空氣接近機(jī)翼前緣時，氣流開始折轉(zhuǎn)，一部分空氣向上繞過機(jī)翼前緣流過機(jī)翼上表面；另一部分空氣仍然由機(jī)翼下表面通過。這兩部分空氣最后在機(jī)翼后緣的后方會合，恢復(fù)到與機(jī)翼前方未受擾動的氣流相同的均勻流動狀態(tài)。在氣流被機(jī)翼分割為上下兩部分時，由于翼型上表面凸起較多而下表面凸起較少，加上機(jī)翼有一定的迎角，使流過機(jī)翼上表面的流管面積減小，流速增大；翼型下表面氣流受阻而使流管面積增大，流速減小。由伯努利定理可知，機(jī)翼上表面的壓力降低，機(jī)翼下表面的壓力增大。這樣上下翼面之間產(chǎn)生壓力差，從而產(chǎn)生了翼型表面的空氣動力，將表面各處的空氣動力合成到一處就成了翼型的總空氣動力R，R的方向向上并向后傾斜。直升機(jī)旋翼的基本結(jié)構(gòu)直升機(jī)旋翼類似于飛機(jī)機(jī)翼的作用。旋翼由數(shù)片槳葉及一個槳轂組成，槳轂用來連接旋轉(zhuǎn)釉和槳葉。旋翼的槳葉在動力裝置的驅(qū)動下高速旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向上的升力。旋翼的槳葉在升力作用下，繞槳轂水平鉸向上揮舞，形成一個倒錐體，槳葉與槳轂旋轉(zhuǎn)平面之間的夾角稱為錐體角。直升機(jī)旋翼的主要幾何參數(shù)（1）旋翼的直徑：旋翼旋轉(zhuǎn)時，葉尖所劃圓圈的直徑叫做旋翼直徑，一般情況下，旋翼直徑增大拉力隨之增大，效率隨之提高。（2）旋翼槳葉寬度：槳葉剖面的弦長就是該半徑處的槳葉寬度。（3）旋翼槳葉數(shù)目：一般旋翼的拉力系數(shù)和功率系數(shù)與它的槳葉數(shù)目成正比。（4）旋翼槳葉翼型：旋翼槳葉的剖面形狀稱為翼型，它是旋翼能夠產(chǎn)生拉力的關(guān)鍵因素。（5）旋翼旋轉(zhuǎn)速度：旋翼轉(zhuǎn)速一般以每分鐘轉(zhuǎn)的圈數(shù)為單位，而角速度以每秒鐘一個弧長為單位。直升機(jī)的飛行原理

旋翼繞主軸旋轉(zhuǎn)時，槳葉類同于飛機(jī)的一個機(jī)翼，翼型弦線與垂直于槳轂旋轉(zhuǎn)軸平面之間的夾角稱為槳距，它相當(dāng)于飛機(jī)固定機(jī)翼的迎角。當(dāng)空氣接近槳葉前緣時，氣流開始折轉(zhuǎn)，一部分空氣向上繞過槳葉前緣流過槳葉上表面；另一部分空氣仍然由槳葉下表面通過。這兩部分空氣最后在槳葉后緣的后方會合，恢復(fù)到與槳葉前方未受擾動的氣流相同的均勻流動狀態(tài)。由伯努利定理可知槳葉上表面的壓力降低，槳葉下表面的壓力增大。這樣上下葉面之間產(chǎn)生壓力差，從而產(chǎn)生了槳葉表面的空氣動力。（a）（b）旋翼反扭矩及其補(bǔ)償措施

直升機(jī)旋翼由發(fā)動機(jī)驅(qū)動在空氣中旋轉(zhuǎn)，給周圍空氣以扭矩，因而空氣必定以大小相等、方向相反的扭矩作用于旋翼，繼而傳遞到機(jī)體上。為了消除這個反扭矩作用以保持直升機(jī)機(jī)體的航向，可以采用不同的方式，出現(xiàn)了不同構(gòu)造型式的直升機(jī)。翼型的定義無人飛機(jī)機(jī)翼和無人直升機(jī)旋翼槳葉的剖面稱之為翼型。翼型是所有依靠空氣動力飛行的飛行器能夠在天空飛翔的關(guān)鍵因素，對飛行器的性能影響很大。對于不同類型的飛行器和不同的飛行速度，所要求的翼型形狀是不同的。翼型的幾何參數(shù)（1）弦長：弦線被前緣、后緣所截長度，或前、后緣在弦線上投影之間的距離。（2）彎度：翼型中弧線是其上弧線和下弧線之間的內(nèi)切圓圓心的連線。如果中弧線是一條直線（與弦線合一），這個翼型是對稱翼型。如果中弧線是曲線，就說此翼型有彎度。（3）厚度：翼型于中弧線垂直的方向測量的上表面和下表面的距離稱為翼型厚度，其最大值稱為最大厚度。（4）前緣、后緣：翼型中弧線的最前點和最后點分別稱為翼型的前緣和后緣。（5）前緣半徑：翼型的前緣是圓的，要很精確地畫出前緣附近的翼型曲線，通常得給出前緣半徑。這個與前緣相切的圓，其圓心在=0.05處中弧線的切線上。（6）后緣角：翼型上下表面在后緣處切線間的夾角。翼型表面的壓力分布

由伯努利方程表明，較高的速度產(chǎn)生較低的壓力，翼型的上表面流速高而下表面流速低，因而旋翼槳葉上下表面的總壓差產(chǎn)生凈升力，這是旋翼升力的來源。

一個有彎度的翼型，即使其弦線與來流夾角（迎角）為零，也會產(chǎn)生升力。有彎度的翼型，存在一個產(chǎn)生升力為零的角度，因為有彎度的翼型迎角為零時升力大于零，所以這一角度小于零度，稱為零升迎角，此迎角幾乎等于以度為單位的翼型的相對彎度。NACA4位數(shù)字翼型族NACA4位數(shù)字翼型族用4個數(shù)字表示翼型的幾何特征。以NACA2415翼型為例。第1個數(shù)字2表示相對彎度的百倍數(shù)值，即相對彎度是2。第2個數(shù)字4表示最大彎度相對位置的10倍數(shù)值，即在40%弦長處彎度最大值（對稱翼型為0）。第3和第4個數(shù)字15表示翼型的相對厚度的百倍數(shù)值，即最大厚度位于15弦長處。NACA2415相對彎度2%最大厚度15%最大彎度相對位置15%翼型的空氣動力系數(shù)

在翼型平面上，把來流V∞與翼弦線之間的夾角定義為翼型的幾何迎角

。相對弦線而言，來流上偏為正，下偏為負(fù)?？諝鈩恿厝Q于力矩點的位置。如果取矩點位于壓力中心，力矩為零。如果取矩點位于翼型前緣，叫做前緣力矩；如果位于力矩不隨迎角變化的點，叫做翼型的氣動中心，為氣動中心力矩。規(guī)定使翼型抬頭為正、低頭為負(fù)。薄翼型的氣動中心為0.25b，大多數(shù)翼型在0.23b-0.24b之間，層流翼型在0.26b-0.27b之間翼型的升力特性翼型無量綱升力系數(shù)定義為

式中Cy翼型升力系數(shù)，ρ∞空氣密度，V∞氣流相對速度，b翼型弦長，Y翼型升力。αα00αSCymaxCy翼型的阻力特性翼型無量綱阻力系數(shù)定義為

式中Cx翼型阻力系數(shù)，X翼型阻力。Cx??0Re1Re2翼型的極曲線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。在極線上的每一個點代表相應(yīng)的一個迎角，由原點至該點的連線表示翼型在這一迎角下的氣動合力的大小和方向。因此，極線其實就是空氣動力合力的矢量曲線。從極線中還可以找出五個特征點①型阻系數(shù)最小值Cxmin點。②最有利狀態(tài)點（Cy/Cx）max點。⑧最經(jīng)濟(jì)狀態(tài)點（Cy3/2/Cx）max點。④升力系數(shù)最大點Cymax點。⑤零升阻力系數(shù)Cx0點。翼型的俯仰力矩特性翼型的俯仰力矩特性表示翼型繞前緣的力矩系數(shù)Cm相對于迎角α的變化曲線，也可以表示為Cm－Cy的關(guān)系所示。由于翼型壓力中心是氣動力合力作用線與翼型弦線的交點，則在應(yīng)用范圍內(nèi)，氣動合力力矩可以近似寫成

Cm＝－p?Cx

式中p＝xp/b

是翼型壓力中心離開前緣的相對距離，b弦長。對于普通翼型來說，有如下關(guān)系：

Cm＝Cm0+?Cy

式中Cm0為零升力矩，

力矩系數(shù)對升力系數(shù)的斜率為常數(shù)，一般為負(fù)數(shù)，意味著隨著升力系數(shù)的增大低頭力矩增加。翼型的氣動中心（焦點）

任意迎角下，翼型繞某一特定點的俯仰力矩保持不變，該點稱為氣動中心，又叫焦點，也即是氣動力增量的作用點，注意氣動力增量作用點和氣動力的作用點是不一樣的，是迎角發(fā)生變化時，氣動力的增加量力矩為零的點，是和飛行器的操縱性與穩(wěn)定性緊密相關(guān)的一個重要參數(shù)，也是測量俯仰力矩的參考點之一。

Cmx

＝Cm0

＝常數(shù)

此F點即為翼型焦點，繞焦點的力矩不隨Cy而變，始終等于零升力矩系數(shù)。焦點位置是固定的，它不因迎角變化而移動。在亞聲速情況下，大多數(shù)翼型繞1/4弦點的俯仰力矩幾乎與迎角無關(guān)，氣動中心位于1/4弦點處。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分布力按照力的合成的基本原則合成的總力的作用點，所有的分布力相對于這一點和力矩（假設(shè)抬頭力矩為正，低頭力矩為負(fù)）為零。壓力中心在迎角變化時，在翼型中央弦線上前后移動，翼型的彎度越大，移動的距離越大。壓力中心的位置和速度無關(guān)。對于對稱機(jī)翼，即使迎角變化，壓力中心在弦線25%附近不變化。對于對稱翼型Cm0=0，壓力中心（p）與焦點（F）重合。雷諾數(shù)Re在流體力學(xué)中，雷諾數(shù)Re是指給定來流條件下，流體慣性力和粘性力的比值。雷諾數(shù)的大小決定了粘性流體的流動特性，雷諾數(shù)越小意味著粘性力影響越顯著，雷諾數(shù)越大則慣性力影響越顯著。雷諾數(shù)很小的流動，其粘性影響遍及全流場；雷諾數(shù)很大的流動（如一般飛行器繞流），其粘性影響僅在物面附近的邊界層或尾跡中才是重要的。在不同的流動狀態(tài)下，流體的運動規(guī)律。流速的分布等都是不同的，因此雷諾數(shù)的大小決定了粘性流體的流動特性。雷諾數(shù)的計算公式為

式中v、ρ、η分別為流體的流速、密度與黏性系數(shù)，d為一特征長度。雷諾數(shù)對翼型升力特性的影響

雷諾數(shù)對常用翼型的升力線斜率影響很小，但對最大升力系數(shù)有明顯的影響。翼型阻力隨雷諾數(shù)的增大而減小。因為雷諾數(shù)越大，粘性的影響就越小，從而延緩了氣流分離的發(fā)生，雷諾數(shù)及翼型表面的光滑程度決定著翼型表面的附面層狀態(tài)和轉(zhuǎn)捩點位置，從而影響翼型摩擦阻力。馬赫數(shù)Ma馬赫數(shù)是物體速度與音速的比值，即音速的倍數(shù)。馬赫數(shù)主要用于亞音速、超音速或可壓流動計算。飛行器速度在Ma0.3以下可以認(rèn)為是低速（可以不考慮空氣壓縮性影響）；速度在Ma0.8以下的為亞音速；在Ma0.8~1.2上下為的跨音速；Ma1.2~5的為超音速、Ma5.0以上的為高超音速。

Ma對升力特性的影響Ma對阻力特性的影響音障音障是一種物理現(xiàn)象，當(dāng)飛行器的速度接近音速時，將會逐漸追上自己發(fā)出的聲波。聲波疊合累積的結(jié)果，會造成震波的產(chǎn)生，進(jìn)而對飛行器的加速產(chǎn)生障礙，而這種因為音速造成提升速度的障礙稱為音障。

突破音障進(jìn)入超音速后，從飛行器最前端起會產(chǎn)生一股圓錐形的音錐，這股震波如爆炸一般，故稱為音爆。強(qiáng)烈的音爆不僅會對地面建筑物產(chǎn)生損害，對于飛行器本身伸出沖擊面之外部分也會產(chǎn)生破壞。而音障不單單僅有聲波，還有來自空氣的阻力。當(dāng)飛行器突破這一障礙后周圍空氣壓力陡降，整個世界都安靜了，一切聲音全被拋在了身后。直升機(jī)避免發(fā)生音障的限制對于直升機(jī)旋翼而言，當(dāng)旋翼槳葉槳尖接近1馬赫時，槳葉前方急速沖來的空氣不能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，引發(fā)出一種看不見的空氣旋渦，俗稱“死亡漩渦”，即音障，使直升機(jī)旋翼和機(jī)體劇烈抖動，往往會被瞬間搖成碎片。

由于旋翼槳葉剖面的相對氣流與其半徑有關(guān)，因此直升機(jī)旋翼是不可能像飛機(jī)機(jī)翼一樣通過持續(xù)加速突破音障的。即使旋翼槳葉的槳尖速度超過了音速，那么在槳葉上靠近旋轉(zhuǎn)中心近一些的某一處必然是在音速附近的，這樣一來旋翼就會一直受到音障的影響而無法正常工作。此時為了保障安全，直升機(jī)飛行速度要立即降下來，即為了避免產(chǎn)生音障，飛行時要確保旋翼槳葉的槳尖速度不能超過音速，導(dǎo)致其前飛速度不可能高。通常直升機(jī)飛行速度一般不超過200~250公里/小時。失速在正常情況下，機(jī)翼的升力是與迎角成正比的，迎角增加，升力隨之增大。但是一旦迎角增大到某一數(shù)值時，則會出現(xiàn)相反的情況，即迎角增加，升力反而急劇下降，這個迎角稱為臨界迎角。當(dāng)超過臨界迎角之后，流經(jīng)槳葉上表面的氣流會出現(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，并劇烈抖動，隨后下墜，造成嚴(yán)重的飛行事故，這種現(xiàn)象就是失速。為了避免產(chǎn)生失速，機(jī)翼的迎角必須小于臨界迎角。翼型的選擇（1）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，能產(chǎn)生較大的升力，升阻比也比較大。（4）S形翼型的中弧線象橫放的S形，這種翼型的力矩特性是穩(wěn)定的。2．翼型幾何參數(shù)的考慮

1）彎度

（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，一般約為2%~6%，尤其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少阻力。翼型的選擇（2）2）厚度

（1）適當(dāng)增加翼型的厚度可提高翼型升力線斜率，使最大升力系數(shù)增加。（2）翼型每減小1%的相對厚度可以增加0.015的臨界馬赫數(shù)。（3）對常規(guī)的NACA翼型，一般在相對厚度12%~15%達(dá)到最大升力系數(shù)。（4）低速翼型相對厚度可以在12%~18%之間選擇；亞聲速翼型相對厚度可以在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。3）前緣

（1）翼型頭部是確定大迎角下氣流分離流動，從而決定最大升力系數(shù)及其他重要氣動性能的幾何參數(shù)。（2）適當(dāng)增加翼型的頭部半徑還可以提高翼型的升力線斜率。（3）翼型前緣半徑越小，越易分離，最大升力小，波阻也小。（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）亞音速翼型采用圓前緣，超音速翼型采用尖前緣。謝謝!

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)的特點是沒有駕駛艙。它不以人作為氣動設(shè)計的核心因素，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)氣動布局的特點根據(jù)無人飛機(jī)本身的特點，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。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機(jī)翼翼展的1/6到1/5左右，其翼弦占整個機(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，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，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，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，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，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，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，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，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，這點與增升裝置正好是相反的。當(dāng)擾流板收起時，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，難以精確計算。一般采用的方法是借助風(fēng)洞試驗確定其參數(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，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，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叫分離點。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。實驗表明，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，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，因為相同體積下圓形的面積數(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圓錐體，它的迎風(fēng)面積并沒有改變，但形狀卻變了。這時平板前面的高壓區(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)阻力小；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)的各個部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼等，單獨放在氣流中所產(chǎn)生的阻力的總和總是小于把它們組成一個整體時所產(chǎn)生的阻力。

為了減小干擾阻力，除了在設(shè)計無人飛機(jī)時要考慮無人飛機(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；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，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?？拷砑飧浇钠渌拭骘@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對應(yīng)的升力系數(shù)最大，對應(yīng)的迎角叫臨界迎角。最大升力系數(shù)越大，起飛速度就越小，所需要的跑道就越短。當(dāng)迎角不大時，升力系數(shù)基本上隨迎角的增大而成比例增大；當(dāng)迎角較大時，升力系數(shù)隨迎角增大的趨勢減弱，曲線變得平緩；當(dāng)迎角增大到一定值，即臨界迎角時升力系數(shù)達(dá)到最大；超過臨界迎角后，升力系數(shù)將隨迎角的增大而減小。無人飛機(jī)阻力系數(shù)曲線

阻力系數(shù)是隨著迎角的增大而不斷增大的。在小迎角下阻力系數(shù)較小．且增大得較慢；在大迎角下，阻力系數(shù)增大得較快；超過臨界迎角以后，阻力系數(shù)急劇增大。因為在小迎角范圍內(nèi)，無人飛機(jī)的阻力主要是摩擦阻力，迎角對其影響較??；迎角較大時，無人飛機(jī)的阻力主要為壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。無人飛機(jī)升阻比曲線

升阻比是在相同迎角下，升力與阻力之比，即升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比，用K表示，升阻比曲線表達(dá)了升阻比隨迎角變化的規(guī)律。升阻比大，說明在同一升力的情置下，阻力較小。升阻比越大，無人飛機(jī)的空氣動為性能越好。無人飛機(jī)極曲線無人飛機(jī)極曲線是把它的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角變化的關(guān)系綜合地用一條曲線畫出來。這條極曲線能比較全面地表達(dá)無人飛機(jī)的空氣動力性能。從圖中可找出零升迎角、臨界迎角、最大升力系數(shù)和最小阻力系數(shù)等參數(shù)，可查出各迎角下的升力系數(shù)和阻力系數(shù)。無人飛機(jī)的地面效應(yīng)地面效應(yīng)也稱為翼地效應(yīng)，是一種使飛行器阻力減小，同時能獲得比空中飛行更高升阻比的流體力學(xué)效應(yīng)。地面效應(yīng)指當(dāng)無人飛機(jī)貼近地面或水面進(jìn)行低空飛行時，由于地面或水面對無人飛機(jī)表面氣流的干擾，使無人飛機(jī)阻力減小，同時能獲得比空中飛行更高升阻比。地面效應(yīng)對飛行的影響與無人飛機(jī)距地面高度有關(guān)。當(dāng)機(jī)翼距地面的高度等于1個翼展時，誘導(dǎo)阻力僅降低1.4%；當(dāng)機(jī)翼距地面高度等于l/10個翼展時，誘導(dǎo)阻力大約降低48%謝謝!

無人機(jī)空氣動力學(xué)

與飛行原理

（4）無人飛機(jī)重心無人飛機(jī)的重量是由機(jī)翼、機(jī)身、尾翼、發(fā)動機(jī)、燃料和起落架、機(jī)內(nèi)設(shè)備等各部件的重量組成的。各部件重力的合力作用點稱為重心。無人飛機(jī)重力作用點所在的位置，叫作重心位置。大型無人飛機(jī)設(shè)計時都會按常規(guī)方法根據(jù)各部件重量及位置計算出重心位置。而微小型無人飛機(jī)則可直接測定，方法有以下幾種：1）直接測量法2）吊線法3）稱重法平均空氣動力弦

機(jī)翼的空氣動力可以認(rèn)為是作用在壓力中心上。機(jī)翼壓力中心和無人飛機(jī)重心的距離直接關(guān)系到無人飛機(jī)的俯仰平衡。平均氣動弦長指虛擬的與該機(jī)翼面積相等，在同一迎角下有相同空氣動力合力和壓力中心位置的矩形機(jī)翼的弦長，沿機(jī)身向后為正。即平均空氣動力弦就是一個假想的矩形機(jī)翼的翼弦，這個假想的矩形機(jī)翼的面積、空氣動力和俯仰力矩等特性都與原機(jī)翼相同。無人飛機(jī)的坐標(biāo)軸研究飛機(jī)的平衡、穩(wěn)定性和操縱性原理的時候，為了描述無人飛機(jī)的空同位置、運動軌跡、氣動力和力矩等向量，需要采用相應(yīng)的坐標(biāo)系。常用的坐標(biāo)系有地面坐標(biāo)軸系、機(jī)體坐標(biāo)軸系、氣流坐標(biāo)軸系和航跡坐標(biāo)軸系等。這些坐標(biāo)系都是三維正交右手系。為了方便研究問題，一般選用機(jī)體坐標(biāo)軸系來研究無人飛機(jī)的運動規(guī)律。作用在無人飛機(jī)上的力矩（1）俯仰力矩：俯仰力矩也稱為縱向力矩，它的作用是使無人飛機(jī)繞橫軸做抬頭或低頭的轉(zhuǎn)動（稱為俯仰運動）。升降舵向上偏轉(zhuǎn)，將引起正的俯仰力矩，使無人飛機(jī)抬頭；升降舵向下偏轉(zhuǎn)，將引起負(fù)的俯仰力矩，使無人飛機(jī)低頭。（2）偏航力矩：偏航力矩的作用是使無人飛機(jī)繞立軸做旋轉(zhuǎn)運動。方向舵向左偏，將引起正的偏航力矩，使無人飛機(jī)向左偏轉(zhuǎn)；方向舵向右偏，將引起負(fù)的偏航力矩，使無人飛機(jī)向右偏轉(zhuǎn)。（3）滾轉(zhuǎn)力矩：滾轉(zhuǎn)力矩也稱傾斜力矩，它的作用是使無人飛機(jī)繞縱軸做滾轉(zhuǎn)運動。副翼的偏轉(zhuǎn)，改變了左右機(jī)翼上的升力，從而產(chǎn)生無人飛機(jī)繞縱軸轉(zhuǎn)動的滾轉(zhuǎn)力矩。由于副翼偏轉(zhuǎn)角的正向定義（右副翼向下偏轉(zhuǎn)，左副翼向上偏轉(zhuǎn)）的緣故，副翼的正偏轉(zhuǎn)角將引起負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩，使無人飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)。無人飛機(jī)的俯仰平衡當(dāng)無人飛機(jī)作等速直線運動，沒有繞橫軸（Z軸）轉(zhuǎn)動時無人飛機(jī)就處于俯仰平衡狀態(tài)。無人飛機(jī)處于俯仰平衡狀態(tài)時，作用于無人飛機(jī)的各俯仰力矩之和為零，無人飛機(jī)迎角保持不變。無人飛機(jī)俯仰平衡狀態(tài)有：

（1）機(jī)翼升力正好在重心上。（2）機(jī)翼升力在重心前面，這時水平尾翼要產(chǎn)生升力來平衡機(jī)翼升力對重心的力矩。（3）機(jī)翼升力在重心的后面，這時水平尾翼產(chǎn)生負(fù)升力

無人飛機(jī)可以把重心放得很靠后，以充分利用水平尾翼的升力，也可以使重心在平均氣動弦長的35%以前，平飛時機(jī)翼升力與無人飛機(jī)重心位置很接近。無人飛機(jī)的方向平衡和橫向平衡1．無人飛機(jī)方向平衡

當(dāng)無人飛機(jī)作等速直線運動，沒有繞豎軸（Y軸）轉(zhuǎn)動時無人飛機(jī)就處于方向（航向）平衡狀態(tài)。無人飛機(jī)處于方向平衡狀態(tài)時，作用于無人飛機(jī)的各偏轉(zhuǎn)力矩之和為0，無人飛機(jī)航向保持不變。2．無人飛機(jī)橫向平衡當(dāng)無人飛機(jī)作等速直線運動，沒有繞縱軸（X軸）轉(zhuǎn)動時無人飛機(jī)就處于方橫向平衡狀態(tài)。無人飛機(jī)處于橫方向平衡狀態(tài)時，作用于無人飛機(jī)的各滾轉(zhuǎn)力矩之和為0，無人飛機(jī)不繞縱軸滾轉(zhuǎn)，飛行姿態(tài)坡度保持不變。無人飛機(jī)方向平衡與橫向平衡關(guān)系無人飛機(jī)的橫向平衡和方向平衡之間有著密切的聯(lián)系。橫向平衡如受到破壞，必然會引起方向平衡的破壞，反之亦然。因此這兩種平衡不能截然分開，把橫向平衡和方向平衡綜合起來考慮時稱為橫側(cè)平衡。實際的調(diào)整方法有下列幾種：使翼尖部分有扭角（外翼區(qū)翼型角度與翼根的不同）、斜裝機(jī)翼、斜拉力線等。當(dāng)無人飛機(jī)能夠進(jìn)行穩(wěn)定的盤旋上升時，可以說已經(jīng)達(dá)到橫向和方向平衡。物體穩(wěn)定狀態(tài)的類型（1）穩(wěn)定狀態(tài)。圖(a)所示的圓球，在擾動取消后，其在弧形槽中經(jīng)過若干次來回擺動，最后自動地恢復(fù)到原來的平衡位置，這種情況稱為穩(wěn)定狀態(tài)。（2）不穩(wěn)定狀態(tài)。圖(b)所示的圓球，在擾動取消后，其沿弧形坡道滾下，離原來的平衡位置越來越遠(yuǎn)，不能自動地恢復(fù)到原來的平衡位置，這種情況稱為不穩(wěn)定狀態(tài)。（3）中立穩(wěn)定狀態(tài)。圖(c)所示的圓球，在擾動取消后，就停在擾動消失時的位置，既不繼續(xù)偏離原來的平衡位置，也不自動地恢復(fù)到原來的平衡位置，這種情況稱為隨遇穩(wěn)定或中立穩(wěn)定狀態(tài)。穩(wěn)定力矩和阻尼力矩欲使處于平衡狀態(tài)的物體具有穩(wěn)定性，其必要條件是物體在受到擾動后能夠產(chǎn)生穩(wěn)定力矩，使物體具有自動恢復(fù)到原來平衡狀態(tài)的趨勢；其次是在恢復(fù)過程中同時產(chǎn)生阻尼力矩，保證物體最終恢復(fù)到愿來平衡狀態(tài)。

如果在飛行中無人飛機(jī)由于外界瞬時微小擾動而偏離了平衡狀態(tài)，這時若在飛機(jī)上能夠產(chǎn)生穩(wěn)定力矩，使無人飛機(jī)具有自動恢復(fù)到原來平衡狀態(tài)的趨勢，同時在恢復(fù)過程中，又能產(chǎn)生阻尼力矩，那么無人飛機(jī)無須外界的干預(yù)就能自動地恢復(fù)到原來的平衡狀態(tài)，因而是穩(wěn)定的；反之，若無人飛機(jī)偏離平衡狀態(tài)后產(chǎn)生的是不穩(wěn)定力矩，那么無人飛機(jī)就會越來越偏離原來的平衡位置，因而是不穩(wěn)定的，也就是沒有穩(wěn)定性。顯然，為了保證飛行安全和便于操縱控制，無人飛機(jī)應(yīng)當(dāng)具有良好的穩(wěn)定性。靜穩(wěn)定性和動穩(wěn)定性1）靜穩(wěn)定性：靜穩(wěn)定性是指無人飛機(jī)受擾后出現(xiàn)穩(wěn)定力矩，有自動回到原平衡狀態(tài)的趨勢。（1）正靜穩(wěn)定性。（2）負(fù)靜穩(wěn)定性。（3）中立靜穩(wěn)定性。2）動穩(wěn)定性：動穩(wěn)定性是指無人飛機(jī)在擾動過程中出現(xiàn)阻尼力矩，具有最終使物體回到原平衡狀態(tài)的特性。動穩(wěn)定性是研究無人飛機(jī)受擾運動的時間響應(yīng)歷程問題的。（1）正動穩(wěn)定性。（2）負(fù)動穩(wěn)定性。（3）中立動穩(wěn)定性。機(jī)翼焦點和無人飛機(jī)的焦點（1）機(jī)翼焦點是迎角改變時，機(jī)翼氣動升力增量的作用點。機(jī)翼迎角變化時，升力對焦點的力矩不變。根據(jù)焦點的這個特性，可以假設(shè)升力作用在焦點上，并用一個力矩（焦點力矩）來修正升力移了位置的影響（從壓力中心移到焦點上。機(jī)翼焦點和無人飛機(jī)的焦點（2）與機(jī)翼一樣，無人飛機(jī)的水平尾翼也有自己的焦點。當(dāng)迎角變化時，水平尾翼的升力對其焦點的力矩不變，所以同樣可以把水平尾翼的焦點看成是迎角變化時水平尾翼升力增量的作用點。如果將作用在機(jī)翼焦點上的機(jī)翼升力增量和作用在水平尾翼焦點上的平尾升力增量的合力作用點求出來，這一點就是整架無人飛機(jī)的焦點。當(dāng)迎角變化時，整架無人飛機(jī)的升力增量也可以認(rèn)為是作用在整架無人飛機(jī)的焦點上有水平尾翼的無人飛機(jī)縱向穩(wěn)定性

無人飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定性（縱向穩(wěn)定性）是指無人飛機(jī)受微小擾動以至迎角變化（縱向平衡遭到破壞）時，在擾動消失后，具有自動恢復(fù)它原來的縱向平衡狀態(tài)的能力。無人飛機(jī)之所以具有俯仰穩(wěn)定性，是俯仰穩(wěn)定力矩和俯仰阻尼力矩共同作用的結(jié)果。

有水平尾翼的無人飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定力矩主要由水平尾翼產(chǎn)生。平尾的作用相當(dāng)于使機(jī)翼焦點的位置向后移動到整個無人飛機(jī)的焦點上。一般水平尾翼距重心較遠(yuǎn)，穩(wěn)定性作用很大，只要無人飛機(jī)的迎角有一點改變，平尾就能產(chǎn)生相當(dāng)大的恢復(fù)力矩。有水平尾翼無人飛機(jī)俯仰阻尼力矩當(dāng)有水平尾翼無人飛機(jī)在擺動過程中抬頭時，機(jī)頭繞重心向上轉(zhuǎn)動，水平尾翼向下轉(zhuǎn)動，重心前各處的迎角變小，產(chǎn)生向下的附加升力；重心后各處的迎角變大，產(chǎn)生向上的附加升力。這個力對無人飛機(jī)重心產(chǎn)生一個低頭力矩，阻止無人飛機(jī)抬頭轉(zhuǎn)動，所以這個低頭力矩就是俯仰阻尼力矩。由于水平尾翼距離無人飛機(jī)重心遠(yuǎn)，氣動力面積大，產(chǎn)生的阻尼力矩比其他部件產(chǎn)生的阻尼力矩大得多，所以，俯仰阻尼力矩主要由水平尾翼產(chǎn)生。無水平尾翼的無人飛機(jī)縱向穩(wěn)定性1）無人飛機(jī)重心在機(jī)翼焦點后面（圖(a)）：如果以重心為支點，升力對重心產(chǎn)生的抬頭力矩與機(jī)翼的低頭焦點力矩相等，無人飛機(jī)處于俯仰平衡狀態(tài)。但是，當(dāng)外部氣流影響使機(jī)翼迎角增大時，機(jī)翼升力加大，而焦點力矩不變，無人飛機(jī)力與力矩都可以平衡，但俯仰不穩(wěn)定2）無人飛機(jī)的重心正好與焦點在同一垂直線上（圖(b)）：重心正好與焦點在同一垂直線上，升力大小與重力相等，可是機(jī)翼的焦點力矩?zé)o法平衡。當(dāng)迎角改變后升力大小雖然改變，但對重心不產(chǎn)生力矩，這種情況稱中立穩(wěn)定。無人飛機(jī)力矩不能平衡，也沒有穩(wěn)定性。3）無人飛機(jī)的重心在焦點前面（圖(c)）：升力大小可以和重力相等，可是升力對重心產(chǎn)生的低頭力矩與焦點力矩方向相同，所以力矩不平衡。但從穩(wěn)定性考慮，當(dāng)迎角增大時，增大了的升力使低頭力矩增加，有減小迎角的傾向，無人飛機(jī)是穩(wěn)定的。飛翼式無人飛機(jī)的縱向平衡和穩(wěn)定無尾的飛翼式無人飛機(jī)要能正常飛行，須使重心在機(jī)翼焦點前面。同時使機(jī)翼后緣上翹（或采用S翼型）。當(dāng)機(jī)翼迎角增加，升力的增量?L使機(jī)翼產(chǎn)生附加低頭力矩，減小迎角，使無人飛機(jī)具有穩(wěn)定性。另一方面后緣上翹后，作用在舵面上的空氣動力Le對無人飛機(jī)重心的力矩可以和升力對重心的力矩互相平衡。S翼型的焦點力矩是正值，即其方向與一般翼型相反，飛翼式無人飛機(jī)多采用這類翼型，以達(dá)到既平衡又穩(wěn)定。由于機(jī)翼后緣與無人飛機(jī)重心的距離比一般的水平尾翼到重心的距離小得多，所以用來平衡升力對重心的力矩所必需的后緣舵面空氣動力比較大。這個力是向下的，使整架無人飛機(jī)的有效升力下降，從而使整架無人飛機(jī)的升阻比下降，S翼型也有類似缺點。無人飛機(jī)的方向穩(wěn)定性

無人飛機(jī)的方向穩(wěn)定性是指無人飛機(jī)受微小擾動以至方向平衡遭到破壞時，在擾動消失后，具有自動恢復(fù)它原來的方向平衡狀態(tài)的能力。無人飛機(jī)之所以具有方向穩(wěn)定性，是方向穩(wěn)定力矩和方向阻尼力矩共同作用的結(jié)果。無人飛機(jī)原來處于方向平衡狀態(tài)，當(dāng)受到小擾動使機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)從而發(fā)生左側(cè)滑時，相對氣流從左前方吹向無人飛機(jī)，氣流與垂直尾翼之間就有了夾角，使垂直尾翼上產(chǎn)生向右的附加側(cè)向力。該力對無人飛機(jī)重心產(chǎn)生機(jī)頭偏向相對氣流的左偏力矩，力圖消除側(cè)滑，使無人飛機(jī)自動趨向恢復(fù)與來流方向一致的狀態(tài)，這個力矩就是方向穩(wěn)定力矩，機(jī)翼后掠角和上反角方向穩(wěn)定力矩后掠角產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩的原因是無人飛機(jī)受小擾動發(fā)生側(cè)滑時，側(cè)滑一側(cè)機(jī)翼的有效分速度大，側(cè)滑另一側(cè)機(jī)翼的有效分速度小，側(cè)滑一側(cè)機(jī)翼的阻力大于側(cè)滑另一側(cè)機(jī)翼的阻力，兩翼阻力差對重心產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩。

上反角產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩的原因是無人飛機(jī)受小擾動發(fā)生側(cè)滑時，側(cè)滑一側(cè)機(jī)翼的迎角增大，側(cè)滑另一側(cè)機(jī)翼的迎角減小，側(cè)滑一側(cè)機(jī)翼的阻力大于側(cè)滑另一側(cè)機(jī)翼的阻力，兩翼阻力差對重心產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩。如果無人飛機(jī)的機(jī)翼不是上反角而是下反角，側(cè)滑前翼（左機(jī)翼）的迎角會小于側(cè)滑后翼（右機(jī)翼）的迎角，將會產(chǎn)生方向不穩(wěn)定力矩，使無人飛機(jī)更加偏離原來的平衡狀態(tài)。無人飛機(jī)的方向阻尼力矩?zé)o人飛機(jī)在繞著重心的偏轉(zhuǎn)擺動過程中，垂直尾翼、機(jī)身、背鰭和腹鰭等部件都可以產(chǎn)生方向阻尼力矩，但方向阻尼力矩主要是由垂直尾翼產(chǎn)生的。無人飛機(jī)機(jī)頭右偏時，垂直尾翼向左運動，產(chǎn)生向右的相對氣流速度?v，垂直尾翼的實際氣流速度從垂直尾翼左前方吹來，在垂直尾翼上形成側(cè)滑角，產(chǎn)生向右的附加側(cè)力?Z尾，對重心產(chǎn)生方向阻尼力矩阻止機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)，方向擺動逐漸減弱。無人飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性（1）無人飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性是指無人飛機(jī)受微小擾動以至橫向平衡遭到破壞時，在擾動消失后，具有自動恢復(fù)它原來的橫向平衡狀態(tài)的能力。無人飛機(jī)之所以具有橫向穩(wěn)定性，是橫向穩(wěn)定力矩和橫向阻尼力矩共同作用的結(jié)果。（1）機(jī)翼上反角的作用：無人飛機(jī)平飛中受小擾動發(fā)生左傾斜，升力也隨之傾斜，出現(xiàn)左側(cè)滑。相對氣流從無人飛機(jī)左前方吹來，與左翼翼弦所形成的迎角增大，升力增大；右翼的迎角減小，升力減小。左右機(jī)翼升力之差產(chǎn)生向右的滾轉(zhuǎn)力矩，力圖減小或消除傾斜，進(jìn)而消除側(cè)滑，使無人飛機(jī)有自動恢復(fù)到原橫向平衡狀態(tài)的趨勢。無人飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性（2）

（2）機(jī)翼后掠角的作用：當(dāng)飛機(jī)由于擾動向右傾斜而引起右側(cè)滑時，氣流對右機(jī)翼的有效分速比左機(jī)翼分速大得多。因此右機(jī)翼的升力也就大，所以也能產(chǎn)生恢復(fù)力矩，從而起到增加橫向穩(wěn)定性的作用。機(jī)翼后掠角越大，其所起的橫向穩(wěn)定作用越強(qiáng)。無人飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性（3）

（3）機(jī)翼和機(jī)身的相對位置對橫向穩(wěn)定性的影響：當(dāng)無人飛機(jī)受到擾動呈現(xiàn)坡度產(chǎn)生側(cè)滑時，對于上單翼無人飛機(jī)來說，側(cè)滑前翼下表面氣流受到機(jī)身的阻擋，流速減慢，壓力升高，升力增大，于是形成橫向穩(wěn)定力矩，使無人飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性增強(qiáng)。

對于下單翼無人飛機(jī)，側(cè)滑前翼上表面，氣流受到阻擋流速減慢，壓力升高，升力減小，于是形成橫向不穩(wěn)定力矩，使無人飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性減弱。

對于中單翼無人飛機(jī)來說，側(cè)滑前翼上下表面氣流均受到機(jī)身阻擋，流速均減小，壓力均增高，對無人飛機(jī)穩(wěn)定性影響不大無人飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性（4）（4）垂直尾翼的作用：無人飛機(jī)的垂直尾翼也會產(chǎn)生橫向穩(wěn)定力矩。無人飛機(jī)出現(xiàn)側(cè)滑時，在垂直尾翼上就會產(chǎn)生側(cè)力，它不但能為航向提供恢復(fù)力矩，而且由于垂直尾翼一般都裝在機(jī)身的上面，垂直尾翼上產(chǎn)生的附加側(cè)力的作用點在無人飛機(jī)重心位置之上，也會對重心形成橫向穩(wěn)定力矩。無人飛機(jī)的橫向阻尼力矩

無人飛機(jī)橫向阻尼力矩主要由機(jī)翼產(chǎn)生。無人飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)，左翼下沉，在左翼上引起向上的相對氣流速度，使左翼實際速度向上傾斜，從而使左翼迎角增大，產(chǎn)生正的附加升力；右翼上揚(yáng)，在右翼上引起向下的相對氣流速度，使右翼實際速度向下傾斜，從而使右翼迎角減小，產(chǎn)生負(fù)的附加升力，左右機(jī)翼升力之差，形成向右的橫向阻尼力矩，阻止無人飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)，滾轉(zhuǎn)幅度逐漸減小以至最終停止?jié)L轉(zhuǎn)。無人飛機(jī)在飛行中，只要無人飛機(jī)繞縱軸滾轉(zhuǎn)，左右機(jī)翼迎角就有差別，只要迎角不超過臨界迎角，就會產(chǎn)生橫向向阻尼力矩。橫向穩(wěn)定性與方向穩(wěn)定性的關(guān)系無人飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性與方向穩(wěn)定性都是無人飛機(jī)有了側(cè)滑這個條件后，通過垂直尾翼、機(jī)翼上反角、機(jī)翼后掠角等產(chǎn)生恢復(fù)力矩，因此，兩者之間緊密聯(lián)系并互相影響。無人飛機(jī)有側(cè)滑時，除產(chǎn)生向側(cè)滑一邊偏轉(zhuǎn)的方向穩(wěn)定力矩外，同時還要產(chǎn)生向側(cè)滑反方向滾轉(zhuǎn)的橫向穩(wěn)定力矩。因此，無人飛機(jī)的方向穩(wěn)定性和橫向穩(wěn)定性是相互聯(lián)系、相互耦合的。一般把方向穩(wěn)定性和橫向穩(wěn)定性統(tǒng)稱為側(cè)向穩(wěn)定性。它們必須搭配適當(dāng)，才能使無人飛機(jī)有良好的側(cè)向穩(wěn)定性；如若匹配不當(dāng)，無人飛機(jī)將不具備側(cè)向穩(wěn)定性。飄擺不穩(wěn)定

如果無人飛機(jī)的上反角過大，無人飛機(jī)飛行中由于某種干擾產(chǎn)生左側(cè)滑后，上反角的作用使無人飛機(jī)出現(xiàn)右傾斜。如果垂直尾翼不夠大（相對上反角來說），不能很快消除側(cè)滑，由于右傾斜，會出現(xiàn)較嚴(yán)重的右側(cè)滑。在過大上反角的作用下，又產(chǎn)生過分的恢復(fù)力矩，使無人飛機(jī)再向左傾斜。上述過程反復(fù)進(jìn)行，結(jié)果無人飛機(jī)出現(xiàn)機(jī)翼左右搖擺的不穩(wěn)定現(xiàn)象，稱飄擺不穩(wěn)定。要避免這種現(xiàn)象，可以適當(dāng)減小上反角或者增加垂直尾翼面積。荷蘭滾如果無人飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性過強(qiáng)而方向穩(wěn)定性過弱，無人飛機(jī)在飛行中受到小擾動出現(xiàn)側(cè)滑時易產(chǎn)生明顯的飄擺現(xiàn)象，稱為“荷蘭滾”。如果垂尾面積太小，且機(jī)翼上反角較大，就會發(fā)生荷蘭滾或側(cè)向振蕩。

較大的上反角、后掠角，加上上單翼構(gòu)型和相對較小的垂直尾翼的時候，無人飛機(jī)易形成飄擺現(xiàn)象，無人飛機(jī)會持續(xù)地發(fā)生來回的滾動和偏航，且滾轉(zhuǎn)和偏航不同步。解決方法是增大垂尾面積或者減小上反角，或兩者同時進(jìn)行。螺旋不穩(wěn)定如果無人飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性過弱而方向穩(wěn)定性過強(qiáng)，在受擾產(chǎn)生傾斜和側(cè)滑后，易產(chǎn)生緩慢的螺旋下降，稱為螺旋不穩(wěn)定，它是一種與荷蘭滾相反的不穩(wěn)定。如果垂尾面積相對上反角過大，就會發(fā)生此類情況。

比如，無人飛機(jī)在平飛中受小擾動左傾斜時，無人飛機(jī)會沿著升力和重力合力的方向產(chǎn)生左側(cè)滑，如果使機(jī)頭左偏的方向穩(wěn)定力矩過強(qiáng)，無人飛機(jī)就會很快轉(zhuǎn)回與相對氣流方向一致的姿態(tài)，如果無人飛機(jī)有滾的橫向穩(wěn)定力矩過小，無人飛機(jī)坡度就不能立即改平，無人飛機(jī)左側(cè)滑消除時，無人飛機(jī)坡度還沒有改平，無人飛機(jī)機(jī)頭會繼續(xù)向左偏轉(zhuǎn)。無人飛機(jī)向左偏轉(zhuǎn)時，外側(cè)（右翼）前進(jìn)速度比內(nèi)側(cè)（左翼）大，外側(cè)的升力也比左翼大，有使無人飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)的趨勢。這樣升力的垂直分量就會減小，當(dāng)無人飛機(jī)向相對氣流方向擺動時，機(jī)頭開始下降，如此下去，無人飛機(jī)就會自動緩慢地進(jìn)入向左的螺旋下降。動不穩(wěn)定波狀飛行波狀飛行就是無人飛機(jī)在飛行時，軌跡成波浪形，一會抬頭上升，一會又低頭下滑，如此反復(fù)進(jìn)行，飛行高度迅速降低，最后觸地為止。常見的波狀飛行有兩種：一種是尖頂波狀飛行，另一種是圓頂波狀飛行。如果無人飛機(jī)在飛行中受外界影響較小，本身俯仰動穩(wěn)定性又較好，將出現(xiàn)圓頂波狀飛行。如果外界的影響大，引起無人飛機(jī)俯仰姿態(tài)變化劇烈，無人飛機(jī)的靜穩(wěn)定性又較差，機(jī)翼失速迎角也較小，當(dāng)無人飛機(jī)因不平衡或受干擾而抬頭時，很快超過了臨界迎角，使無人飛機(jī)失速下墜。這時若水平尾翼沒有失速，在水平尾翼的作用下，會使無人飛機(jī)低頭進(jìn)入俯沖。以后隨著速度增大和水平尾翼的作用，無人飛機(jī)機(jī)頭又逐漸上抬直到再次失速，結(jié)果形成尖頂?shù)牟铒w行。影響無人飛機(jī)穩(wěn)定性的因素1．重心位置對無人飛機(jī)穩(wěn)定性的影響重心前后位置對俯仰穩(wěn)定性影響較大。重心前后位置對方向穩(wěn)定性影響小。重心前后位置對橫向穩(wěn)定性無影響。2．速度變化對無人飛機(jī)穩(wěn)定性的影響在同一高度上無人飛機(jī)所產(chǎn)生的阻尼力矩與速度的一次方成正比，速度越大，阻尼力矩越大，迫使無人飛機(jī)擺動迅速消失，因而無人飛機(jī)穩(wěn)定性增強(qiáng)。反之，速度越小，穩(wěn)定性越弱。3．高度變化對無人飛機(jī)穩(wěn)定性的影響無人飛機(jī)飛行高度增加，空氣密度減小，使得無人飛機(jī)的阻尼力矩減小，從而導(dǎo)致無人飛機(jī)擺動的衰減時間增長，穩(wěn)定性減弱。4．大迎角飛行對無人飛機(jī)穩(wěn)定性的影響無人飛機(jī)在大迎角或接近臨界迎角飛行時，橫向阻尼力矩的方向可能發(fā)生變化，無人飛機(jī)可能喪失橫側(cè)穩(wěn)定性，出現(xiàn)機(jī)翼自轉(zhuǎn)現(xiàn)象。無人飛機(jī)操縱性的定義

無人飛機(jī)的操縱性是指無人飛機(jī)在自動駕駛儀操縱指令下，由操縱伺服系統(tǒng)操縱各種舵面機(jī)構(gòu)，改變其飛行狀態(tài)的特性。也就是無人飛機(jī)按照自動駕駛儀操縱指令的意圖做各種動作的能力。

實際飛行中，如果無人飛機(jī)對自動駕駛儀操縱指令的反應(yīng)不過分靈敏或者過分遲鈍，那么就認(rèn)為該無人飛機(jī)具有良好的操縱性。操縱性的好壞與無人飛機(jī)穩(wěn)定性的大小有密切關(guān)系，很穩(wěn)定的無人飛機(jī)，操縱往往不靈敏；操縱很靈敏的無人飛機(jī)，則往往不太穩(wěn)定。因此，穩(wěn)定性與操縱性二者需要協(xié)調(diào)統(tǒng)一，應(yīng)綜合考慮，以獲得最佳的無人飛機(jī)性能。無人飛機(jī)的縱向操縱性無人飛機(jī)的縱向操縱性是當(dāng)無人飛機(jī)按照自動駕駛儀操縱指令偏轉(zhuǎn)升降舵后，無人飛機(jī)繞橫軸轉(zhuǎn)動而改變其迎角、速度等飛行狀態(tài)的特性。無人飛機(jī)的方向操縱性無人飛機(jī)的方向操縱性是當(dāng)無人飛機(jī)按照自動駕駛儀操縱指令偏轉(zhuǎn)方向舵后，無人飛機(jī)繞豎軸轉(zhuǎn)動而改變其側(cè)滑等飛行狀態(tài)的特性。無人飛機(jī)方向操縱主要通過方向舵實現(xiàn)。無人飛機(jī)的橫向操縱性無人飛機(jī)的橫向操縱性是當(dāng)無人飛機(jī)按照自動駕駛儀操縱指令偏轉(zhuǎn)副翼后，無人飛機(jī)繞縱軸滾轉(zhuǎn)動或改變其滾轉(zhuǎn)角速度和傾斜角等飛行狀態(tài)的特性。無人飛機(jī)橫向操