固定翼无人机技术-全机空气动力特性

全机空气动力特性

全机空气动力特性5.1

机身的空气动力特性机身几何参数机身空气动力特性机身几何参数-子午面

旋成体就是由一条母线（光滑曲线或折线）围绕某轴回转而成的物体。该轴称为旋成体的体轴。包含体轴在内的任一平面称为旋成体的子午面。旋成体边界与任一子午面的交线即为母线。在任一子午面内，旋成体边界形状都是相同的。旋成体外形与参数R（x），旋成体半径沿体轴的分布；D，旋成体最大直径；Db，旋成体底圆直径；L，旋成体全长；Lh、Lc、Lt分别为旋成体头部、圆柱段、尾部的长度；ηt，旋成体尾部收缩比，ηt＝Db/D；Sf，旋成体最大横截面积；λ，旋成体长细比，λ＝L/D；λh、λc、λt分别为旋成体头部、圆柱段、尾部的长细比；机身空气动力特性

这种轴对称流动具有以下特点：第一，流体流动是在通过体轴x的平面内运动。第二，所有通过子午面内的流动，其性质是相同的。

式中，CDfF为机身摩擦阻力系数；CDh为头部压差阻力系数；CDt为尾部压差阻力系数；CDb为底部阻力系数，同时，有：5.2

飞机各部件的空气动力干扰机翼与机身的相互干扰机翼、机身对尾翼的干扰机翼与机身的相互干扰机身使机翼外露部分升力增大的原因是：当正迎角时，在机身周围会出现自下而上的侧面绕流，在机翼外露部分形成上洗速度vy，使其有效迎角增大，升力增大。

①对压差阻力的影响②对波阻的影响1.对升力的影响2.对阻力的影响跨声速面积律

只要组合体的横截面积沿机身轴线分布是光滑变化的，且接近于单独机身横截面积的分布，则组合体在跨声速时得到较小的波阻，这一规律称为跨声速面积律。机翼、机身对尾翼的干扰Kq称为速度阻滞系数，其大小与尾翼位置有关，一般由实验确定，近似计算中可取Kq＝0.85～1。

迎角减小量式中εα为下洗角对迎角的导数1.阻滞作用2.下洗作用5.3

全机的空气动力特性全机升力特性全机阻力特性飞机极曲线全机的空气动力特性

常规布局飞机翼-身-尾组合体示意图。机翼根弦与机身轴线的夹角φω称为机翼安装角。水平尾翼与机身轴线的夹角φｔω称为水平尾翼安装角。中单翼、上单翼和下单翼

在翼身组合体中，机翼根弦水平面与通过机身轴线水平面之间的垂直距离，称为机翼高度。按照机翼高度的不同，可以分为中单翼、上单翼和下单翼。全机升力特性

对于中等以上展弦比机翼，由于机身和水平尾翼产生的升力相对较小，可以忽略不计。因而全机的升力就等于翼身组合体的升力，也等于单独全机翼的升力，即：从而，全机的升力系数也就等于机翼的升力系数：对于小展弦比的机翼，则应计算机身和水平尾翼的升力：全机升力特性

根据机身、全机翼和水平尾翼的升力系数，可以得到全机升力系数为：其中，CLws为全机翼升力系数，CLf为机身升力系数，CLht为水平尾翼升力系数，Sm为机身投影面积，Sht为水平尾翼面积。全机阻力特性

对中等以上展弦比机翼的飞机，可以认为全机的零升阻力在考虑相互干扰影响时，应等于各部件零升阻力放大1.1倍，即：

式中，D0wa为外露机翼零升阻力，D0f为机身零升阻力，D0ht为水平尾翼零升阻力，D0vt为垂直尾翼零升阻力，Dad为附加物阻力。式中，Stw、Svt、Sad分别为水平尾翼、垂直尾翼外露部分面积及附加物最大迎风面积。全机阻力特性

一般飞机的CD0是Ma和Re的函数，常画成用高度H为参数的CD0～Ma曲线。飞机极曲线

计算飞机飞行性能时，经常使用极曲线。极曲线是在得到各种Ma下飞机的CD和CL后，建立起函数关系。式中，A为诱导阻力因子，它与Ma和升力系数有关5.4

地面效应地面效应对空气动力特性的影响地效飞机地面效应

飞机在起飞、着陆阶段，由于贴近地面飞行时，流经飞机的气流会受到地面的影响，导致气流的方向发生改变，致使飞机的空气动力发生变化，这种现象称为地面效应。地面效应对空气动力特性的影响

由于地面效应的影响，机翼升力沿展向分布也发生变化。对于直机翼来说，地面效应使翼根部分下洗速度减小较多，有效迎角增加较多，升力系数增加较多。地面效应对直机翼的升力系数展向分布的影响地面效应对升力系数展向分布的影响

地面效应引起的升力系数增量（ΔCLg）取决于机翼后缘到地面的相对高度，。地面效应一般在飞行高度低于一个翼展时（）开始显现，大于0.5～1.0时，地面效应影响不大，ΔCLg不超过0.1～0.15。相对高度较小时，ΔCLg可能达到0.2～0.3，甚至更大。地效飞机

地效飞机贴近地面飞行，能够获取更大的升力，消耗更少的功率，安全性高，利于隐身，设计与制造费用均比飞机低。地效飞机的应用范围广阔，既可用于反潜反舰、扫雷布雷、军用运输等军事领域，也可用于货物运输、污染监测、资源调查等民用领域。5.5

气动布局简介

变后掠翼布局

变后掠翼（或可变后掠翼）是指在飞行过程中机翼后掠角可以随飞机飞行高度、速度变化而改变的机翼。变后掠翼飞机最大的优点在于飞行中可以通过改变机翼后掠角来改进飞机升力、阻力特性，使飞机飞行性能在高速、低速都能得到优化。在一定程度上可以提高飞机的升阻比，在相同的航程情况下，可以节省燃油量，提高经济效益。鸭式布局

1903年莱特兄弟发明的第一架飞机“飞行者一号”就是将操纵面放在机翼之前，也就是现在所说的鸭式布局。

根据鸭翼距机翼的相对位置，鸭式布局可以分为远距鸭式布局和近距鸭式布局两种形式，如左下图。而右下图是采用近距鸭式布局的瑞典战斗机JAS-39“鹰狮”的三视图。鸭式布局

不管是远距还是近距鸭式布局的飞机，与常规布局的飞机相比，其受力形式大不相同。对于静稳定的飞机，重心在气动中心之前，平尾的平衡力方向向下，对全机来说起着降低升力的作用；而鸭式布局的飞机则相反，鸭翼的平衡力向上，提高了全机的升力。近距鸭式布局优点提高配平更容易实现直接力控制对重心安排有利低空乘坐品质较好超声速阻力较小更适合于推力矢量控制

减小鸭翼载荷，减小配平阻力，提高配平能力。

对提高战斗机的对空和对地作战能力有很大好处。

鸭式布局飞机则鸭翼在机翼之前，不需要增大平尾面积，那样对重量和重心都不利。

鸭式布局飞机一般采用大后掠角小展弦比机翼，它的升力线斜率较低。

鸭式布局飞机一般都采用大后掠角三角形机翼，其纵向面积分布较好

推力矢量的操纵效率较高，比较容易实现配平，而且鸭翼配平力的方向与推力矢量的方向一致。减小重量都有好处

俯仰操纵除了依靠鸭翼外，还可用后缘襟翼做辅助操纵。鸭式布局飞机的缺点和问题影响操纵和配平的能力鸭翼处在机翼的上洗气流中，在大迎角或鸭翼大偏度时有失速问题，影响操纵和配平的能力。为此鸭翼一般采用大后掠角小展弦比的平面形状，虽然这样可以缓和失速，但同时带来鸭翼操纵效率降低的问题。不能使用后缘襟翼鸭式布局飞机的起飞着陆性能受鸭翼配平能力的限制，不能使用后缘襟翼，或者只能使用很小的偏度。为解决这一问题，有时要在鸭翼上采用前、后缘襟翼，甚至采用吹气襟翼，使结构复杂化，重量增加。三翼面布局

三翼面布局由前翼（鸭翼）、机翼和水平尾翼构成，可以综合常规布局和鸭式布局的优点，经过仔细设计，有可能得到更好的气动特性，特别是操纵和配平特性。翼面布局飞机载荷分配的比较

三翼面布局飞机在气动载荷分配上也更加合理，如图所示。当法向过载为时，从三翼面和两翼面（常规和鸭式）布局飞机的升力载荷的比较可以出，在进行同样过载的机动时，三翼面布局飞机的机翼载荷较小，全机载荷分配更为均匀合理，因而可以降低飞机对结构强度的要求，减小飞机结构重量，提高飞机的飞行性能。三翼面布局的问题三翼面布局的优点主要来自于漩涡的有利干扰，但在迎角增大到一定程度时，漩涡会发生破裂，导致飞机稳定性和操纵性的突然变化，以及非线性气动力的产生。

由于增加了一个升力面，三翼面布局飞机在小迎角时的阻力比两翼面的要大，超声速状态增加的更多。三翼面布局飞机的气动载荷在几个翼面上的分配更为合理，对减小结构重量有好处，但由于增加了一个升力面（同时也是操纵面）和相应的操纵系统。1.稳定性和操纵性的突然变化2.强调超声速性能不太适合3.减小全机重量不太确定无尾布局

一般来说，无尾布局飞机可以分为无平尾、无垂尾和平尾两种情况。无尾布局是战斗机、运输机和无人驾驶飞机气动设计中广泛采用的布局形式。飞翼布局

飞翼布局的飞机只有机翼。与常规布局相比，飞翼布局的气动优势主要表现在两个方面：一是飞翼，二是无尾（尾即垂尾、平尾及安装在后机身的组合件，亦称尾部）。一体化飞行器的优势飞翼布局具有一体化设计的最大优势。由于无尾，只剩下机翼和机身，最适宜采用一体化设计技术。一体化设计技术包括两个方面：一是机体内部空间的一体化设计和利用；二是机翼和机身的相互融合设计。无尾优势飞翼布局无尾部，可以减小飞机的重量。由于无尾，飞机结构可以大大简化，重量自然比有尾飞机小。一般来说尾翼部位离飞机重心最远。前掠翼布局

前掠翼的翼尖位于机翼根部之前，在气动载荷的作用下，翼尖相对于翼根产生的扭转变形使得翼尖的局部迎角增