【《四旋翼无人机的升阻分析》1300字】

四旋翼无人机的升阻分析目录TOC\o"1-3"\h\u12119四旋翼无人机的升阻分析 123061.1攻角简介 17651.2攻角关于升力分析 21.1攻角简介攻角，是流体力学范畴的一个专属名词，通俗点讲也可以称之为迎角。对于机翼来说，攻角是指机翼的升力矢量方向与机翼平行方向之间的夹角，攻角的符号常用α为。四旋翼无人机在飞行时，攻角与作用在机翼上的空气动力有着密切的关系。在规定的攻角范围内，将攻角适当增加，四旋翼无人机机翼的升力与阻力系数都会随着相应发生变化。当无人机前飞时，为了获得更大的升力，前飞速度快时以较小的攻角飞行，前飞速度慢时以较大的攻角飞行[10]。虽然四旋翼无人机四个旋翼可以提供升力，但是无人机在飞行时为了使升力最大化，机翼必须要有攻角或者弯度。如果翼型存在弯度，可以提供升力，那么简单来说就是有弯度的翼型因为具有中弧线，即使攻角为0°时也会有升力。但是本文研究的翼型是对称翼型，如图1.1所示，对称翼型并没有中弧线，所以攻角为0°时不会提供升力，只能凭借四个旋翼的升力，如果要想为四旋翼无人机增大升力，必须要有攻角，。下文就是对攻角展开细致化的研究。图1.1攻角为0时对称翼型图1.2攻角关于升力分析（1）综合考虑各类翼型的特点，机翼采用对称翼型NACA0009,如图1.2所示。图1.2对称翼型NACA0009（2）对于攻角的优化分析，考虑到对称翼型的气动特性，当迎角在0。附近的时候，升力系数为零，利用Profili软件可对翼型进行不同攻角下气动升阻的优化分析。可以分析得出在雷诺数为30000时，不同攻角下翼型的升力系数、阻力系数、升阻比以及俯仰力矩数据。如图1.3至图1.16所示是在雷诺数为30000时，攻角为0°到13°范围内该翼型的气动力分布图，由图可见，攻角从0°变化到13°的过程中，升力先增大，后减小，且在攻角为11°时获得最大的升力[11]。如图1.3所示为攻角为0°的气动力分布图。图1.3攻角为0°的气动力分布图如图1.4所示为攻角为1°的气动力分布图。图1.4攻角为1°的气动力分布图如图1.5所示为攻角为2°的气动力分布图。图1.5攻角2°的气动力分布图如图1.6所示为攻角为3°的气动力分布图。图1.6攻角为3°的气动力分布图如图1.7所示为攻角为4°的气动力分布图。图1.7攻角为4°的气动力分布图如图1.8所示为攻角为5°的气动力分布图。图1.8攻角为5°的气动力分布图如图1.9所示为攻角为6°的气动力分布图。图1.9攻角为6°的气动力分布图如图1.10所示为攻角为7°的气动力分布图。图1.10攻角为7°的气动力分布图如图1.11所示为攻角为8°的气动力分布图。图1.11攻角为8°的气动力分布图如图1.12所示为攻角为9°的气动力分布图。图1.12攻角为9°的气动力分布图如图1.13所示为攻角为10°的气动力分布图。图1.13攻角为10°的气动力分布图如图1.14所示为攻角为11°的气动力分布图。图1.14攻角为11°的气动力分布图如图1.15所示为攻角为12°的气动力分布图。图1.15攻角为12°的气动力分布图如图1.16所示为攻角为13°的气动力分布图。图1.16攻角为13°的气动力分布图由表1.1可知，在攻角为5°附近时该翼型能获得最大的升阻比。表1.1攻角关于升力分析（雷诺数（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-