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文檔簡介

1 1 2簡單來說就是有彎度的翼型因?yàn)榫哂兄谢【€，即使攻角為0°時(shí)也會(huì)有升力。但是本文研究的翼型是對(duì)稱翼型，如圖1.1所示，對(duì)稱翼型并沒有中弧線，所以攻角為0°時(shí)不會(huì)提供升力，只能憑借四個(gè)旋翼的升力，如果要想為四旋翼無人機(jī)攻角為零時(shí)，升力為零弦線來流速度V對(duì)稱翼型示。(2)對(duì)于攻角的優(yōu)化分析，考慮到對(duì)稱翼型的氣動(dòng)特性，當(dāng)迎角在0。附近的時(shí)候，升力系數(shù)為零，利用Profili軟件可對(duì)翼型進(jìn)行不同攻角下氣動(dòng)升阻的優(yōu)化分析?？梢苑治龅贸鲈诶字Z數(shù)為30000時(shí)，不同攻角下翼型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比以及俯仰力矩?cái)?shù)據(jù)。如圖1.3至圖1.16所示是在雷諾數(shù)為30000時(shí)，攻角為0°到13°范圍內(nèi)該翼型的氣動(dòng)力分布圖，由圖可見，攻角從0°變化到13°的過程中，升力先增大，后減小，且在攻角為11°時(shí)獲得最大的升力11。如圖1.3所示為攻角為0°的氣動(dòng)力分布圖。圖1.3攻角為0°的氣動(dòng)力分布圖如圖1.4所示為攻角為1°的氣動(dòng)力分布圖。如圖1.5所示為攻角為2°的氣動(dòng)力分布圖。如圖1.6所示為攻角為3°的氣動(dòng)力分布圖。如圖1.7所示為攻角為4°的氣動(dòng)力分布圖。如圖1.8所示為攻角為5°的氣動(dòng)力分布圖。如圖1.9所示為攻角為6°的氣動(dòng)力分布圖。如圖1.10所示為攻角為7°的氣動(dòng)力分布圖。如圖1.11所示為攻角為8°的氣動(dòng)力分布圖。如圖1.12所示為攻角為9°的氣動(dòng)力分布圖。如圖1.13所示為攻角為10°的氣動(dòng)力分布圖。如圖1.14所示為攻角為11°的氣動(dòng)力分布圖。如圖1.15所示為攻角為12°的氣動(dòng)力分布圖。如圖1.16所示為攻角為13°的氣動(dòng)力分布圖。由表1.1可知，在攻角為5°附近時(shí)該翼型能獲得最大的升阻比。攻角(Alfa)升力(CI)俯仰力矩(Cm)阻力(Cd)升力/阻力(CI/Cd))0如圖1.17至1.19是升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比系數(shù)關(guān)于攻角的曲線變化00

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