模型飞机无人机空气动力学总结

好模型飞机（无人机）空气动力学总结2011年3月18日20:57:18一剑卿心整理高升力系数也就是低速大迎角时，翼尖涡阻是最重要的减少涡阻的最有效的方法是增大展弦2011年3月19日15:29:31向下偏转襟翼，整个升力曲线将会向左并向上移动，阻力曲线向右向上移动型阻在高速模型飞机的总阻力中占了很大的比例低速模型飞机使用大弯度翼型，高速使用小弯度翼型完全是为了减小阻力弯度增大，最小阻力系数增大，最小阻力系数对应的对应的升力系数增大大展弦比是获得低下沉率的主要方法副翼应当与襟翼同步下垂或上偏，这在低速飞行时很重要压力中心的移动是根据风洞设备给出的基本信息计算出的结果，试验中总是要给出三个截然不同的力：升力，阻力和机翼表面某个点上测得的俯仰力矩。压力中心是一个理论上抽象的点，数学上，将产生俯仰的升力乘以一个力臂得到一个设想的俯仰力矩在零升力时（相当于飞机垂直俯冲），压力中心必须位于机翼后面无穷远处机翼上俯仰力矩系数保持为常量的点，是机翼的气动中心。（中性点）所有的空气动力会随着速度的平方急剧增加。这样，在恒定的俯仰力矩系数下，速度增加时，低头力矩会急剧增加。这个力矩将会扭曲机翼，使后缘向上偏转。同时由于翼尖的刚度小于翼根，机翼将会有一个设计者所没有预想到的负扭转。所有的高速飞行模型减小弯度的另外一个原因是为了减小尾翼的向下载荷。副翼不仅能改变它所在的机翼部分的剖面升力系数，而且也改变俯仰力矩。转捩（lie）滞后效应：在低雷诺数下，在翼型临界值附近增大迎角会引起失速，而要恢复到原来状态必须把迎角减小更多。Schmitz发现N-60翼型在没有湍流发发生器时，在任何迎角下，只要雷诺数低于63000时都会发生分离。这个数字就是通常所说的翼型的临近雷诺数，但是不同迎角下分离会发生在不同的雷诺数下，甚至在雷诺数为168000时，如果迎角很大，滞后区仍然存在。因此，对N-60翼型来说，如果要模型在最大升力系数下使用，最好是安装一些装置，在气流中引入人工湍流。尖前缘的作用与放在前缘主流区中的金属丝湍流发生器的作用类似。翼型的最大弯度点靠前将会产生大的最大升力系数。有效弯度的增大和大迎角时气泡的前移的结果是使升力曲线的斜率大于理论值。 弯度引起翼型有较大的零升力低头力矩系数Gm0而且随着马赫数的增加而激增，造成飞机配平载荷和阻力的增加，因此高速飞机一般不用有弯度的翼型。滞后循环区是由于分离气泡的破裂和重新形成引起的。如果翼型的临近雷诺数已经选定在了非常低的水平上则湍流发生器不能对翼型在平静空气中的性能产生很大的影响，但是，它能在机翼的固定点上引发分离，从而使分离气泡的位置稳定，减小力矩系数的波动。 湍流带越厚，减阻效果越好。湍流发生器与湍流带只对小型的，低速的模型飞机起作用，而对大雷诺数的模型则作用不明显。紧靠分离点前布置锯齿形湍流发生器效果比直带湍流发生器好，锯齿形带在某一机翼上的最佳位置要由试验确定。由于机翼内的空气压力通常大于上表面空气压力，因此，空气会通过小孔注入到边界层中，起到阻断气流的作用，可以有效的使边界层转捩成湍流。高压空气通过位于下表面的一个小进气口引入，一增加机翼内空气的压力，小孔的最佳位置是气泡分离点前得蒙皮上。只要上表面气流速度在低压区影响下一直增加，层流边界层将一直保持，层流将在最低压力点后保持一小段距离，然后形成分离气泡（假定在超过临界雷诺数下），最后气流形成湍流边界层后重新附着。厚翼型在大迎角下保持层流的能力大于薄翼型，因此它的阻力较小。设计升力系数是指具有最小阻力时的升力系数，最大弯度点设计升力系数两侧存在一个低阻范围，称为低阻戽斗。厚翼型比薄翼型在更大范围内保持了良好的流动条件，虽然厚翼型的最小阻力绝对值要稍大于与之对应的薄翼型的值，但是厚翼型的低阻戽斗区宽度较大，这样它就有一个更宽的速度范围。层流翼型的最小阻力系数会稍大（因为在低速的条件下，空气黏性的影响比密度速度弦长的影响更大），但是边界层越过最大速度点之后能在更远的距离上保持层流，结果是能稍稍拓宽最小阻力戽斗区的宽度。花生缩比模型定义：大多数原型机的前缘附近并不平整，这便于模型设计者迫使气流变成湍流，采用这种设计的模型被称为“花生缩比模型”，这样的模型的原型机最好是一些早期的飞机，它们带有弯板翼型薄机翼。 滑翔机从来不会在一个设计或理想的最大升力系数下飞行，它或者在上升气流中以最小下沉速度进行爬升，或者在低最大升力系数下进行穿越飞行。气流分离是低阻戽斗的边界的标志。速度梯度gradient of velocity 流体在两界面之间流动时，由于材料之间摩擦力的存在，使 流体内部与流体和 界面接触处的流动速度发生差别，产生一个渐变的速度场，称为速度梯度，或称切速率、剪切速率。 速度梯度的大小与流体内部分子结构、界面作用力及温度、速度等有关。当在流体中具有速度梯度时，流速大的流体具有加速与之接近的流速慢的流体的力(或流速小的流体具有减速与之接近的流速快的流体的力)，即产生了黏性力，该力随速度梯度的加大而增大，而且流速不同的两流层接触面积越大这个力越大。 2011年3月21日14:22:14气流在低雷诺数下很容易发生分离，因为气流速度在上表面后缘附近会急剧减少。雷诺数（Reynolds number）一种可用来表征流体流动情况的无量纲数，以Re表示，Re=vr/，其中v、分别为流体的流速、密度与黏性系数，r为一特征线度。例如流体流过圆形管道，则r为管道半径。利用雷诺数可区分流体的流动是层流或湍流，也可用来确定物体在流体中流动所受到的阻力。例如，对于小球在流体中的流动，当Re比“1”小得多时，其阻力f=6rv（称为斯托克斯公式），当Re比“1”大得多时，f=0.2r2v2而与无关。如果机翼上表面的降压向升压转变太突然或是压力恢复梯度太大，则必然会形成分离气泡，可以经过精心计算，是sd翼型上最低压力点后的压力恢复梯度变得尽可能光滑，甚至使变化率一直保持不变到十分靠近后缘的地方，由此形成的长的，柔和的压力恢复区域称为气泡斜度。层流翼型 laminar flow aerofoil profile 定义：在正常使用的迎角范围，翼型上表面的顺压梯度能保持到较大的弦长范围，而且没有负压力峰，使之能保持较长的层流段的翼型。顺压梯度 favorable pressure gradient 沿流动方向，压强递减的压强梯度。无人机主要符号表一、量的符号A机翼展弦比b机翼展长(翼展)，mc机翼局部弦长翼 弦)，mC。单位燃油消耗率，K/(hph)(螺旋桨)，k/(Nh)(喷气)c。升力系数C阻力系数摩擦力系数C翼型压力系数D阻力，N，kNf摩擦力，N，kNF弗劳德数g重力加速度，g=9.8 m/sH飞行高度，m，kmK升阻比，K=L/D=C/CpL升力，N，kNm质量，kgM马赫数m焦点力矩系数n螺旋桨转速，r/minp空气压力(压强) Pa=N/m动压，q=，paRe雷诺数t空气温度，u风速，m/sV飞行速度，m/s重量(质量)，kg迎角，(。)零升力迎角，(。)侧滑角，(。)爬升角，(。)后掠角，(。)动力黏度，Pasv运动黏度，m /s空气密度，kg/m二，角标（下标）A 全机，总，气动abs绝对ard横侧发散av平均bl桨叶bo底部bt桨尖buf抖振CG重心cor修正cr 临界cru巡航cut截面d下de发散div扩散drd急剧偏转dyn动态的e升降舵ero经济巡航eh等高度es等速度F机身，焦点f前fi消耗一定油量后fu燃油gyfw前轮g突风gy陀螺H平尾I惯性i诱导in进气;进气道int干扰m主me久航mw主轮opt有利的，最佳的pr螺旋桨par废的pi俯仰，上仰rIc反横操纵S失速sd侧滑偏离T尾翼u上um回收W机翼w风轴wet浸润翼型设计的目标是尽可能长地保持层流而且避免最低压力点后的分离在一个流体系统，比如气流、水流中，流速越快，流体产生的压力就越小，这就是被称为“流体力学之父”的丹尼尔伯努利1738年发现的“伯努利定律”。这个压力产生的力量是巨大的，空气能够托起沉重的飞机，就是利用了伯努利定律。飞机机翼的上表面是流畅的曲面，下表面则是平面。这样，机翼上表面的气流速度就大于下表面的气流速度，所以机翼下方气流产生的压力就大于上方气流的压力，飞机就被这巨大的压力差“托住”了 v=流动速度 g=地心加速度(地球) =流体的密度 伯努利定律h=流体处于的高度(从某参考点计) p=流体所受的压强2011年3月22日14:04:26选择翼型时，首先要知道翼型的最佳升阻比，他可以由阻力曲线直接估计出来。将几种翼型的阻力曲线或极曲线的切线进行对比。切线的斜率越陡，升阻比越高。使用这一方法必须保证雷诺数相同或至少相近。飞机的总阻=型阻力+涡诱导阻力+废阻（寄生阻力） 陀螺仪用高速回转体的动量矩敏感壳体相对惯性空间绕正交于自转轴的一个或二个轴的角运动检测装置。利用其他原理制成的角运动检测装置起同样功能的也称陀螺仪。陀螺仪的原理就是，一个旋转物体的旋转轴所指的方向在不受外力影响时，是不会改变的。人们根据这个道理，用它来保持方向，制造出来的东西就叫陀螺仪。陀螺仪在工作时要给它一个力，使它快速旋转起来，一般能达到每分钟几十万转，可以工作很长时间。然后用多种方法读取轴所指示的方向，并自动将数据信号传给控制系统。在大升力系数接近失速迎角时，许多带弯度的翼型的压力中心在33%处。对于任何飞机来说，在重心靠后的情况下高速飞行是很危险的无尾飞机通过后掠结合翼尖外洗可以达到平衡。流体的运动一般遵循三个最基本的守恒定律，那就是质量守恒、动量守恒和能量守恒。两个重要的概念:单通道坐标和双通道坐标。单通道坐标是指该坐标中给定位置上的状态只受该位置的，侧状态的变化影响;双通道坐标是指该坐标中给定位置上的状态受该位置的两侧状态的变化影响。一般地，空间坐标都是双通道坐标:而时间总是单通道坐标，也就是过去会影响到今天，但是今天影响不到过去。在流体流动的情况一下，共至空间坐标也可以变成单通道的。如果沿着某一个空间坐标的方向存在很强的单方向流动，那么对于这个坐标上的某一点，它所受到的来自上游的影响远远大于来自下游的影响，从而可以认为此时的空问坐标是单通道的，对应的流体力学问题可简化。 在流体力学问题中运动方程可分为抛物线型、椭圆型和双曲线型。抛物线型表示单通道性质，而椭圆型.表示双通道性质。所以非定常的热传导问题对时问是抛物线型的，而对空间坐标则是椭圆型的。稳定的热传导问题在所有的坐标上都是椭圆型的。二维的边界层的流动在流动方向的坐标上几是抛物线型的，在流动的横向坐标上却是椭圆型的。动量方程的一般分类类型一 定常 非定常 有粘性 椭圆型 抛物线型无粘性 M 1，椭圆形 双曲线型 M6*106 后分离迎角和CL，max都不再增大。Ma越大，由于激波附面层干扰的出现，分离迎角就趋于减小。最大厚度在弦长的40%-45%，有利减阻。翼尖用失速性能好的翼型，翼根用升阻比高，相对厚度大的翼型。相对厚度：相对厚度是机翼翼型的最大厚度与翼弦b的比值展弦比 即机翼展长的平方/机翼的参考面积。由于翼尖涡旋减小了翼尖处得有效迎角，因此，小展弦比机翼的失速迎角大。对强调巡航性能的客机，为提高升阻比，减小升致阻力，展弦比在10左右，对于军用战斗机，着眼于高机动性和减少超声速阻力，展弦比一般选在2-4.机翼前缘后掠主要用于减缓跨超声速的不利影响。机翼后掠可以改善横向的安定性，在有迎角时具有上反效应。根梢比太大会加剧翼尖失速。一般翼尖剖面翼型与翼根剖面翼型扭转角在3左右。一般副翼偏角不超过25。为了减小舵面铰链力矩，副翼采用气动补偿设计。升降舵的效率与舵面相对面积（SE/SH）有关，SE为升降舵面积，SH为平尾的面积。亚声速时，舵面效率正比于；而超亚声速时舵面效率降低，正比于SE/SH.立尾在改出尾旋中起着关键的作用，为从尾旋中改出，要有足够的方向舵效率。立尾效率与其面积和尾臂的乘积成正比。该乘积定义为尾容量Av=v立尾尾臂 Sv 立尾的面积 Sw机翼全面积是机翼的翼展单、双立尾的确定主要考虑后机身形状。飞机的阻力可以分为两部分诱导阻力和零升阻力。前者可以看作由飞机升力“诱导”产生，在小迎角范围内和升力系数成正比（大迎角需要修正）；后者则是除诱导阻力之外的所有阻力总和。零升阻力系数是计算零升阻力的关键参数，也是在爬升率经验估算公式中必须用到的参数。一般情况下，在M数0.7以前，飞机零升阻力系数不变；之后随着速度超过临界M数，局部出现激波，零升阻力系数也逐渐增大。飞机在横向操纵和航向操纵下做非对称机动飞行。 喷气式飞机的进气道主要考虑两种载荷情况：一种是空中飞行的冲压载荷；另一种是地面发动机开车时产生的管道吸力。最大冲压载荷可能发生在最大速压。常常是飞机飞行包线的一个边界条件。气动力和弹性变形的交互作用，称为气动弹性效应。严重的气动弹性问题有三种，操纵面反效，机翼发散，和颤震。操纵面反效的典型是副翼反效。增加机翼结构扭转刚度是解决反效的有效途径。采用复合材料结构，利用其各向异性可以控制变形方向，就可以防止机翼发散。复合材料的铺层设计使机翼收载后，翼尖剖面刚心在压心前，不会产生抬头力矩的增加。 目前用于估算疲劳寿命较普遍的是线性累积损伤理论。亦称Miner理论。作用在机翼上的外载荷有：气动力载荷，结构重量载荷以及固定在机翼上的部件载荷，如发动机短舱载荷，内部装载及外挂物产生的各种载荷 蒙皮是用来保持机翼外形和承载的。 对于小展弦比三角翼并带有机翼起落架的布局，翼面可能在起落架前后安排两个传力翼盒，如歼八国际标准大气翼面相对厚度比较大，载荷参数K小的情况下，选择夹层盒结构比较合理，一般情况下，在机动过载比较小的侦察机翼面常用此结构，如美国U2高速飞机常采用中单翼梁式结构一般与机身采用接头形式连接，并传递翼面的弯矩、扭矩、和剪力载荷。梁式结构多数用在相对厚度大，载荷参数K比较小、要大开口的翼面中或用在机翼与机身需要安排设计分离面的布局中。加筋板翼盒结构布局多用于翼面开口少、中等相对厚度翼面、中等载荷参数K的情况。整天加筋板结构适用于机翼整体油箱布局。歼八垂直尾翼和机翼油箱部位采用这种结构。机身上的气动力载荷比较小，主要是惯性载荷。高速飞机多采用全动平尾，有两种形式，动轴式和定轴式厚蒙皮翼结构面受压破坏许用应力比较高，可选择高强度的铝合金，如LC4铝合金。美国的F4飞机采用了7075铝合金。7075铝合金7075铝合金是一种冷处理锻压合金，强度高，远胜于软钢。7075是商用最强力合金之一。普通抗腐蚀性能、良好机械性能及阳极反应。细小晶粒使得深度钻孔性能更好，工具耐磨性增强，螺纹滚制更与众不同。 物理特性抗拉强度524Mpa，0.2%屈服强度455Mpa：伸长率11%，弹性模量（正应力和对应的正应变的比值）E/Gpa：71，硬度150HB，密度：2810。 主要用途航天航空工业、吹塑（瓶）模、超声波塑焊模具、高儿夫球头、鞋模、纸塑模、发泡成型模、脱腊模、范本、夹具、机械设备、模具加工。用于制作高端铝合金自行车车架 化学成分硅Si：0.40 铁Fe: 10.50 铜Cu：1.2-2.0 锰Mn：0.30 镁Mg：2.1-2.9 铬Cr：0.18-0.28 锌Zn：5.1-6.1 钛Ti：0.20 铝Al：余量 其他： 单个：0.05 合计：0.15 力学性能抗拉强度 b (MPa)：560 伸长应力 p0.2 (MPa)：495 伸长率 5 ()：6 注 ：无缝管的力学性能 如果机翼上翼面结构稳定性屈曲载荷比较低，的选择高模量的铝合金，如LY12铝合金。如米格21LY12为铝铜镁系中的典型硬铝合金，其成份比较合理，综合性能较好。很多国家都生产这个合金，是硬铝中用量最大的。该合金的特点是：强度高，有一定的耐热性，可用作150C以下的工作零件。温度高于125C，2024合金的强度比7075铝合金的还高。热状态、退火和新淬火状态下成形性能都比较好，热处理强化效果显著，但热处理工艺要求严格。抗蚀性较差，但用纯铝包覆可以得到有效保护;焊接时易产生裂纹，但采用特殊工艺可以焊接，也可以铆接。广泛用于飞机结构、铆钉、卡车轮毂、螺旋桨元件及其他种种结构件。铝合金的模量是70Gpa，钛合金的模量是90Gpa