四旋翼無人機(jī)的升阻分析目錄TOC\o"1-3"\h\u12119四旋翼無人機(jī)的升阻分析 123061.1攻角簡介 17651.2攻角關(guān)于升力分析 21.1攻角簡介攻角，是流體力學(xué)范疇的一個專屬名詞，通俗點講也可以稱之為迎角。對于機(jī)翼來說，攻角是指機(jī)翼的升力矢量方向與機(jī)翼平行方向之間的夾角，攻角的符號常用α為。四旋翼無人機(jī)在飛行時，攻角與作用在機(jī)翼上的空氣動力有著密切的關(guān)系。在規(guī)定的攻角范圍內(nèi)，將攻角適當(dāng)增加，四旋翼無人機(jī)機(jī)翼的升力與阻力系數(shù)都會隨著相應(yīng)發(fā)生變化。當(dāng)無人機(jī)前飛時，為了獲得更大的升力，前飛速度快時以較小的攻角飛行，前飛速度慢時以較大的攻角飛行[10]。雖然四旋翼無人機(jī)四個旋翼可以提供升力，但是無人機(jī)在飛行時為了使升力最大化，機(jī)翼必須要有攻角或者彎度。如果翼型存在彎度，可以提供升力，那么簡單來說就是有彎度的翼型因為具有中弧線，即使攻角為0°時也會有升力。但是本文研究的翼型是對稱翼型，如圖1.1所示，對稱翼型并沒有中弧線，所以攻角為0°時不會提供升力，只能憑借四個旋翼的升力，如果要想為四旋翼無人機(jī)增大升力，必須要有攻角，。下文就是對攻角展開細(xì)致化的研究。圖1.1攻角為0時對稱翼型圖1.2攻角關(guān)于升力分析（1）綜合考慮各類翼型的特點，機(jī)翼采用對稱翼型NACA0009,如圖1.2所示。圖1.2對稱翼型NACA0009（2）對于攻角的優(yōu)化分析，考慮到對稱翼型的氣動特性，當(dāng)迎角在0。附近的時候，升力系數(shù)為零，利用Profili軟件可對翼型進(jìn)行不同攻角下氣動升阻的優(yōu)化分析?？梢苑治龅贸鲈诶字Z數(shù)為30000時，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數(shù)據(jù)。如圖1.3至圖1.16所示是在雷諾數(shù)為30000時，攻角為0°到13°范圍內(nèi)該翼型的氣動力分布圖，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°時獲得最大的升力[11]。如圖1.3所示為攻角為0°的氣動力分布圖。圖1.3攻角為0°的氣動力分布圖如圖1.4所示為攻角為1°的氣動力分布圖。圖1.4攻角為1°的氣動力分布圖如圖1.5所示為攻角為2°的氣動力分布圖。圖1.5攻角2°的氣動力分布圖如圖1.6所示為攻角為3°的氣動力分布圖。圖1.6攻角為3°的氣動力分布圖如圖1.7所示為攻角為4°的氣動力分布圖。圖1.7攻角為4°的氣動力分布圖如圖1.8所示為攻角為5°的氣動力分布圖。圖1.8攻角為5°的氣動力分布圖如圖1.9所示為攻角為6°的氣動力分布圖。圖1.9攻角為6°的氣動力分布圖如圖1.10所示為攻角為7°的氣動力分布圖。圖1.10攻角為7°的氣動力分布圖如圖1.11所示為攻角為8°的氣動力分布圖。圖1.11攻角為8°的氣動力分布圖如圖1.12所示為攻角為9°的氣動力分布圖。圖1.12攻角為9°的氣動力分布圖如圖1.13所示為攻角為10°的氣動力分布圖。圖1.13攻角為10°的氣動力分布圖如圖1.14所示為攻角為11°的氣動力分布圖。圖1.14攻角為11°的氣動力分布圖如圖1.15所示為攻角為12°的氣動力分布圖。圖1.15攻角為12°的氣動力分布圖如圖1.16所示為攻角為13°的氣動力分布圖。圖1.16攻角為13°的氣動力分布圖由表1.1可知，在攻角為5°附近時該翼型能獲得最大的升阻比。表1.1攻角關(guān)于升力分析（雷諾數(shù)（Re）=3000）NACA0009-Re=3000攻角（Alfa） 升力(Cl) 阻力（Cd） 升力/阻力（Cl/Cd）俯仰力矩（Cm）0.00.00000.02060.00000.00001.00.05490.02092.62680.00742.00.11220.02225.05410.01281.00.16580.02516.60560.01454.00.39000.028011.92860.00505.00.59000.032018.4375-0.00506.00.65810.041715.78180.00677.00.70100.056912.67140.00958.00.69210.08158.4920-0.00139.00.55990.11404.9114-0.045710.00.62870.13554.6399-0.045911.00.62120.14464.2960-0.044012.00.63870.15904.0170-0.044711.00.67710.17741.8168-