《固定翼无人机技术》课件-课程教案5-第五章 机身的空气动力特性 11-17

固定翼无人机技术固定翼无人机技术教师年级授课时间教学内容第五章全机空气动力特性授课类型现场讲授学情分析教材分析教学目标知识与技能掌握机身的空气动力特性掌握飞机各部件的空气动力干扰掌握全机的空气动力特性了解地面效应了解气动布局过程与方法1、讲授法2、讨论法3、直观演示法4、读书指导法5、任务驱动法6、现场教学法7、自主学习法教学重点难点教学重点1、机身的空气动力特性（几何参数，空气动力特性）2、飞机各部件的空气动力干扰（机翼，机身，尾翼相互干扰）3、全机的空气动力特性（全机升力，阻力特性，飞机极曲线）4、地面效应（对空气动力特性影响，地效飞机）教学难点1、机身的空气动力特性（几何参数，空气动力特性）2、飞机各部件的空气动力干扰（机翼，机身，尾翼相互干扰）3、全机的空气动力特性（全机升力，阻力特性，飞机极曲线）知识框架图教学过程主备从备（教师姓名）[课堂引入]引入：这一部分首先让大家对固定翼无人机的全机的空气动力特性有个整体了解，飞机各部件的空气动力干扰，地面效应等。[教学内容]全机空气动力特性思考：机身绕流有什么特点？简述其空气动力特性。简述机翼与机身相互干扰对升力和阻力特性的影响。简述上单翼、中单翼和下单翼的特点。简述全机的升力特性和阻力特性。什么是地面效应，对飞机空气动力特性有什么影响，为什么？什么是气动布局？简述变后掠翼布局、鸭式布局、三翼面布局和无尾布局的特点和优缺点。5.1机身的空气动力特性飞机机身的基本作用是承受飞机的有效载荷和连接机翼、尾翼等组成部分，是飞机的重要部件。5.1.1机身几何参数机身旋成体一般由圆锥（或弹头）头部加圆柱中间部分再加船尾形尾段，如图5-2。其主要参数包括：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；5.1.2机身空气动力特性旋成体的轴对称流动，即匀直流以零迎角（匀直流与旋成体轴之间的夹角，定义为迎角）流过旋成体（如图5-1）。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。气流以正迎角流过机身，会在机身头部产生正升力，在尾部产生负升力，其结果为一个很小的正升力和绕形心的抬头力矩。由于机身产生的升力很小，一般可以忽略不计，可以只讨论阻力特性。由于忽略了机身的升力，所以相应的机身诱导阻力也可以忽略，这样，整个机身的阻力系数可以表示为：（5-1）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）5.2飞机各部件的空气动力干扰5.2.1机翼与机身的相互干扰（1）对升力的影响机身使机翼外露部分的升力增大，而使被机身遮蔽部分的升力减小。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。（2）对阻力的影响①对压差阻力的影响在翼身结合处，一方面因边界层增厚；另一方面，因结合处流管后半部分呈扩散形，逆压梯度增大，导致翼身结合处的边界层提前分离，使压差阻力增大。这一部分增大的阻力通常称为干扰阻力。为减小干扰阻力，在翼身结合处，通常装有整流罩。图5-3给出了单独机翼（曲线1）、翼身组合体（曲线2）及带整流罩的翼身组合体（曲线3）的型阻系数曲线。可以看出，整流罩对减少阻力的作用是很大的。②对波阻的影响由于机翼机身的相互干扰，使翼身结合处局部流速增大，临界Ma降低，波阻增大。理论研究和实验表明，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（图5-5），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。跨声速面积律的理论认为：小展弦比机翼和细长旋成体机身的组合体，在跨声速阶段的零升波阻系数增量在一定条件下，主要取决于组合体横截面积（即迎风面积）沿机身纵轴方向的分布，而与组合体的外观无关。5.2.2机翼、机身对尾翼的干扰机翼和机身对尾翼的干扰主要表现在两个方面，一是阻滞作用，二是下洗作用。（1）阻滞作用当气流流过机翼机身后，因黏性作用气流要损失一部分能量，使气流受到阻滞。这样流到飞机尾翼的气流速度vt就要小于流面飞机机翼的速度v∞，其关系为（5-3）式中，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。（2）下洗作用亚声速时的翼尖旋涡的诱导作用，以及超声速时存在三元流区，都会使尾翼处的气流下洗，尾翼有效迎角减小。迎角减小量（5-4）式中εα为下洗角对迎角的导数（计算方法见相应文献）。5.3全机的空气动力特性图5-7是常规布局飞机翼-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。图5-8是机翼一机身组合体的俯视图。暴露在气流中的机翼叫外露机翼，其面积S0＝2S1。若将外露的二个半翼对接起来，则其空气动力记作Lwa（升力）和Dwa（阻力）。延长外露机翼前、后缘在主对称面上相交，这样构成的机翼称为全机翼或原始机翼，其面积S＝S2＋2S1，其空气动力记为Lw和Dw。机身在全机翼的部分称为翼段；在全机翼前面部分称为前体；在全机翼后面的部分称为后体。翼身组合体的空气动力记为Lwf和Dwf。在翼身组合体中，全机翼的空气动力（包括机翼在机身上诱起的空气动力）记为Lws和Dws；机翼外露部分的空气动力记为Lw0和Dw0。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，见图5-9。上单翼布局干扰阻力小，有很好的向下视野，机身离地面近，便于货物装运，发动机离地面较高，可以免受地面飞起的沙石损伤，大部分军用运输机、轰炸机以及螺旋桨运输机等通常采用这种布局。上单翼的问题是起落架的安置，如果装在机翼上则起落架很长，增加重量；如果装在机身上，则两个起落架的间距宽度不够，影响飞机在地面上运动的稳定性，要增加距离就要增大机身截面，使阻力增大。下单翼飞机机翼离地面近，起落架可以做短一些，两个起落架之间的间距较宽，增加了降落的稳定性，起落架容易在翼下的起落架舱收放，从而减轻重量。此外发动机和机翼离地面较近，做维修工作方便。下单翼翼梁在机身下部，机舱空间不受影响。缺点是下单翼飞机干扰阻力大，机身离地高，装运货物不方便，向下视野不好。目前大部分民航运输机是下单翼飞机，如波音737、777、787和空客A320、A330、A380，以及我国的C919等。中单翼飞机的气动外形好，但是大型飞机的翼梁必须从机身内穿过，使机身容积受到严重影响，所以大型飞机一般不采用中单翼。采用中单翼有F-16和Su-27等。5.3.1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：（5-5）从而，全机的升力系数也就等于机翼的升力系数：（5-6）对于小展弦比的机翼，则应计算机身和水平尾翼的升力（5-7）其中，Lf为机身升力，Lht为水平尾翼升力。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：（5-8）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。各分项升力系数的计算方法见相应文献。5.3.2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（5-9）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。写成系数形式为：（5-10）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。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，如图5-10。5.3.2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：（5-11）式中，A为诱导阻力因子，它与Ma和升力系数有关，可由飞机技术说明书中查得。飞机极曲线是根据平衡状态下CD和CL的关系画出的。极曲线的形状和Ma及高度H相关，一般均是在某高度下的Ma为参数给出，见图5-12和图5-13，极曲线与横轴的交点就是CD0（Ma，H）。一般CDi只是Ma的函数而与H无关。通过飞机极曲线，可求出飞机升阻比（5-12）5.4地面效应5.4.1地面效应对空气动力特性的影响飞机在起飞、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。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如图5-15所示。对于后掠翼来说，由于翼尖更靠近地面些，使翼尖部分的有效迎角增加较多，升力系数增加较多。地面对后掠翼升力系数展向分布的影响如图5-14所示。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，如图5-16所示。地面效应还会使水平尾翼的下洗角和下洗速度减小，在平尾上额外产生了一部分正升力，对飞机重心形成下附力矩，对飞机的力矩平衡造成影响。平尾面积越大，安装位置越低，影响越明显。5.4.2地效飞机地效飞行器由于在飞行中不仅受地面效应影响，还会受到海情、浪高等许多随机因素的影响，在整个航行过程中大都处于非定常飞行状态，空气动力原理十分复杂，特别对飞行器操稳特性的控制和操纵面的设计带来很大难度，因此这种飞行器的设计大量依靠风洞试验和水面实际试航。此外，还有发动机设计、飞行器材料等许多对安全性和舒适性有很大威胁的因素，给地效飞行器的设计带来了很大的挑战。5.5气动布局简介在飞机气动布局设计中，首先要确定的就是气动布局的形式，即不同气动部件的安排形式。全机气动特性取决于各气动部件的相互位置及其大小和形状。机翼是最主要的气动部件，它是产生升力的主要部件，水平前翼、水平尾翼、垂直尾翼等是辅助气动部件，主要用于保证飞机的稳定性和操纵性。根据各辅助翼面和机翼的相对位置以及辅助面的多少，气动布局的形式主要有以下几种：常规布局，水平尾翼在机翼之后；变后掠翼布局，机翼后掠角可以在飞行过程中不断调整变化；鸭式布局，水平前翼在机翼之前，称之为鸭翼；三翼面布局，机翼前面有水平前翼（鸭翼），机翼后面有水平尾翼；无尾布局，飞机无尾翼和鸭翼；以及飞翼布局和前掠翼布局等。下面介绍几种非常规布局的特点。5.5.1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。5.5.2鸭式布局超声速飞机的出现，由于其机翼采用大后掠角引起飞机气动中心后移，同时由于发动机功率增大引起发动机重量增加，而大多数军用飞机发动机都安装在机身后部，这些因素使飞机的重心越来越靠后，平尾力臂不断减小，这就需要增大平尾面积，因而导致重心后移和增加平尾面积的恶性循环。而鸭式布局飞机的鸭翼在后掠机翼的前面，可以得到较长的力臂，因而有较好的操纵性。所以此时鸭式布局又引起人们的重视，特别是对于军用飞机。例如，美国在20世纪60年代研制的可以在高度21，500米、以马赫数3飞行的试验轰炸机XB-70就采用了鸭式布局。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，如图5-19所示。而图5-20则是采用近距鸭式布局的瑞典战斗机JAS-39“鹰狮”的三视图。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，如图5-21所示。而近距鸭式布局则进一步利用鸭翼和机翼前缘分离漩涡的有利相互干扰作用（图5-22），使漩涡系更加稳定，推迟漩涡的分裂，这样就提高了大迎角时的升力。为了充分利用漩涡的作用，近距鸭式布局一般采用大后掠角小展弦比的鸭翼和机翼。因为这种升力面的特点是在较小的迎角时就产生前缘涡系（脱体涡流型），而且它的漩涡强度大，比较稳定。而中等或小后掠角、中等展弦比机翼在迎角增大时气流分离并不形成漩涡，或者产生弱的或不稳定的漩涡。近距鸭式布局在气动上的最大特点就是它能与机翼产生有利干扰，推迟机翼的气流分离，大幅度提高飞机大迎角的升力并减小阻力，对提高飞机的机动性有很大好处。除此以外，近距鸭式布局还有下列一系列优点。1）现代战斗机一般都采用主动控制技术，亚声速采用放宽静稳定性技术，可以减小鸭翼载荷，减小配平阻力，提高配平能力。2）对重心安排有利。现代战斗机的推重比高，发动机重量大，重心靠后；另外由于超声速性能的需要，一般都采用大后掠角小展弦比的机翼。由于这两个因素的影响，常规布局飞机的平尾尾臂减小，为保证稳定性和操纵的要求，需要增大平尾面积，对重量和重心都不利。鸭式布局飞机则鸭翼在机翼之前，不存在此问题。3）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；另外由于没有平尾及其支撑机构，机身后部外形光滑且流线型好。这些原因造成鸭式布局飞机的超声速阻力较小。4）鸭式布局飞机比常规布局飞机和无尾布局飞机更容易实现直接力控制，这对提高战斗机的对空和对地作战能力有很大好处。比如，鸭翼差动配以方向舵操纵可以实现直接侧力控制；鸭翼加后缘襟翼控制可实现直接升力控制和阻力调节。5）鸭式布局飞机的低空乘坐品质较好，因为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，鸭翼位置靠近飞行员，有利于阵风减缓系统的应用。6）现代战斗机一般采用推力矢量控制，这对于弥补大迎角操纵能力的不足，提高机动性和实现短距起降都很有好处。由于鸭翼离发动机喷口很远，鸭式布局飞机的重心离喷口距离也较远，不但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，因此鸭式布局飞机更适合于推力矢量控制的应用。7）鸭式布局飞机的俯仰操纵除了依靠鸭翼外，还可用后缘襟翼做辅助操纵，因此鸭翼的面积可以较小，再加上鸭式布局飞机一般采用大后掠角小展弦比机翼，这些对减小重量都有好处。在相同重量的情况下，与常规布局飞机相比，鸭式布局飞机的翼载较小（常规布局飞机的机翼要承担全机重量的102％，而鸭式布局飞机的机翼只承担飞机重量的80％，其余由鸭翼承担），不但可以改善鸭式布局飞机因不能充分使用后缘襟翼而使着陆性能变差的缺点，而且对提高飞机的机动性也很有好处。鸭式布局飞机的缺点和问题主要有：1）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。2）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。常规布局飞机使用差动平尾加副翼操纵可以得到很高的操纵效率。而鸭式布局飞机一般采用大后掠角小展弦比的鸭翼，差动时的横向操纵效率不高，而且机翼后缘的后缘襟副翼往往还要当作俯仰操纵面使用，着陆时还可能要做增升襟翼。这些都限制了后缘襟副翼的横向操纵能力，因此鸭式布局飞机的横向操纵能力比常规布局飞机的要差。5.5.3三翼面布局近距鸭式布局应用在现代作战飞机上有许多优点，将鸭翼加到常规布局飞机上，能否还保持鸭式布局飞机的优点？鸭式布局飞机在稳定性、操纵性和配平能力上还存在一些问题，将鸭翼和平尾结合，是否能综合这两种布局的优点，而克服各自的缺点？基于以上思路导致三翼面布局的出现。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。美国“先进战斗机技术综合”（AFTI）项目的AFTI-15在F-15飞机上加装鸭翼而构成三翼面布局后，机动性能明显改善；俄罗斯在苏-27上加小鸭翼改为舰载型苏-33（图5-23），机动性得到很大提高。这些说明三翼面布局具有较大优势。三翼面布局虽然可以综合利用常规布局和鸭式布局的优点，但也有一些问题值得注意和需要进一步研究解决：1）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。2）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。因此，对于强调超声速性能的飞机，三翼面布局是否是一种很好的选择需要综合衡量。3）虽然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，三翼面布局最终能否减小全机重量，需要通过具体的飞机设计才能澄清。三翼面布局有优点也有缺点。但无论如何，三翼面布局为高机动作战飞机和现有飞机的设计改进提供了一种可选择的途径。5.5.4无尾布局通过人们对多种常规布局、鸭式布局和无尾布局飞机方案的研究发现，相对于常规布局飞机和鸭式布局飞机而言，在同样的设计要求下，无尾布局飞机的重量最轻，结构和制造也相对简单，从而成本和价格较低；机动飞行性能中的稳态盘旋性能和加减速性能也最好。但这种气动布局也有不少缺点。由于无尾布局飞机没有鸭翼和尾翼，如果飞机的纵向操纵和配平仅仅靠机翼后缘的升降舵来实现，则由于力臂较短，操纵效率不高；在起飞着陆时，增加升力需升降舵下偏较大角度，由此带来下俯力矩，为配平又需升降舵上偏，因而限制了飞机的起飞着陆性能，特别是着陆性能，而且改进余地不大。5.5.5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）。1）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。一体化设计的结果是飞机不但无尾，而且无机身。这样，从机体内部看，内部空间得到了最大的利用，如翼、身融合部位空间被充分利用，各种机载设备埋装在机体内，有利于飞机隐身。各种机载设备均可顺着机翼刚性轴沿翼展方向布置，与机翼的气动载荷分布基本一致。如美国的B-2隐身轰炸机（图5-27），两侧机翼的外段是整体油箱，起落架舱、发动机舱和武器舱从外到内依次排开，沿着展向布置得紧凑合理，这不仅有利于飞机结构强度的增加和结构重量的减小，而且有利于承受高机动产生的过载。从气动外形看，翼身融为一体，整架飞机是一个升力面，可以大大增加升力；翼、身光滑连接，没有明显的分界面，可大幅度降低干扰阻力和诱导阻力。另外，机体结构主要由先进复合材料制造，外形光滑，又无外挂等突出物，加上气动外形隐身设计，大大减小了雷达截面积（RCS）。总之，无尾布局一体化设计，可大大增升减阻，减小重量和翼载，对延长续航时间和提高机动性等飞行性能极为有利，也提高了经济性，同时大大减小了雷达截面积。其中气动外形隐身设计可使全机的雷达截面积减小80％以上，增强其隐身性。2）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。据统计，尾部质量减小1千克相当于机体部位质量减小2千克，而尾部重量一般占全机最大起飞重量的6%～7%。由于取消了尾部，全机重量更合理地转移到机翼翼展分布，从而减小了机翼的弯曲和扭转载荷，使得结构重量进一步