校本教材-无人机空气动力学与飞行原理

无人机空气动力学与飞行原理【内容简介】本书是一本系统介绍无人机空气动力学与飞行原理的专业课程教材。全书共分5章，第1章大气物理参数，第2章大气物理参数，第3章螺旋桨空气动力特性，第4章飞行原理，第5章飞机的平衡、稳定性与操纵性。本书内容丰富、深入浅出、概念清楚易懂，具有很强的可操作性。本书可作为高等院校无人机相关专业学生的专业课程教材，也可作为广大无人机爱好者的学习和培训教材，对于希望全面了解无人机空气动力学与飞行原理知识的各类读者，本书亦是一本良好的拓展读物。前言空气动力学是\t"/item/%E9%A3%9E%E8%A1%8C%E5%99%A8%E7%A9%BA%E6%B0%94%E5%8A%A8%E5%8A%9B%E5%AD%A6/_blank"力学的一个分支，研究飞行器或其他物体在同空气或其他气体作相对运动情况下的受力特性、气体的流动规律和伴随发生的物理化学变化。它是在流体力学的基础上，随着航空工业和喷气推进技术的发展而成长起来的一个学科。无人驾驶飞机度简称“无人机”，英文缩写为“UAV”，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机，或者由车载计算机完全地或间歇地自主地操作。目前国内消费级无人机行业中，主要公司有大疆创新、零度智控、亿航智能、曼塔智能等。消费级无人机的关键技术包括飞控系统、智能识别、跟踪、数据传输、云台系统等技术。但众多科技巨头GOPRO、腾讯、小米、亚马逊、谷歌都想尝到甜头，都一一进入无人机行业，致使行业竞争更加残酷，消费级无人机竞争格局出现较大变化。2020年新冠疫情爆发，无人机作为智能无人化工作的代表，具有高效无休的工作能力、零接触的工作特点，成为阻断疫情传播的防控利器，在安防巡检、消杀作业、物流配送、宣传喊话、照明测温、农业植保等方面发挥了重要的作用。无人机的飞行原理是什么？垂直运动:无人机利用旋翼实现前进和停止。力的相对性意味着旋翼推动空气时，空气也会反向推动旋翼。这是无人机能够上上下下的基本原理。进而，旋翼旋转地越快，升力就越大，反之亦然。现在的无人机能够做三件事情：悬停、爬升和降低。当悬停时，无人机四个旋翼产生的推力等于向下的重力。这非常容易理解。那么如何实现爬升？增加四个旋翼的推力从而产生一个大于重力的向上的力。在该动作完成之后，无人机的推力可以相对减少，但为了使其继续向上飞行，那么仍必须保证向上的力要大于向下的力。使无人机降低的要求则相反：需要减少旋翼的推力速度，此时合力向下。如何使一个正在朝北飞的无人机掉头向南飞？此时旋翼的运动原理又是什么？如图所示，红色的旋翼呈逆时针旋转，绿色的旋翼呈顺时针旋转。当这两组旋翼向相反方向旋转时，无人机的总动力为零。角动力值与线性动力值很像，可以用角速度乘惯性矩计算得出。可以说，角动力取决于旋翼旋转的速度。假设红色旋翼有一个值为正的角动量，而绿色旋翼有一个值为负的角动量，每个旋翼的值分为+2、+2、-2、-2，那么此时所有的力加起来为零。无人机即能实现悬停。而要使无人机向右转，则需要降低旋翼1的角速度。但是，虽然来自旋翼1的推力缺失能使无人机改变运动方向，但与此同时向上的力不等于向下的重力，所以无人机会下降。那么，如何使无人机在改变方向时保持高度不变？降低旋翼1和3旋转速度的同时，增加旋翼2和4的旋转速度。此时旋翼的角动力仍然不为零，所以无人机能够旋转。而总力仍然等于重力，则无人机能够保持在同一高度。由于向同一方向旋转的旋翼角为对角，所以无人机仍然可以保持平衡。向前飞行和侧向飞行:无人机向前和向后的运动原理有什么区别？其实没有，因为无人机是对称的。这同样适用于侧向运动。一架四轮无人机就像一辆每一面都可作为正面的车，所以了如何向前也就解释了如何向后或向两侧移动的问题。那么具体该如何操作？增加旋翼3和4的旋转速率，降低旋翼1和2的速率。此时，总推力与重量相等，因此无人机能够保持高度不变。此外，由于一个位于后方的旋翼是逆时针旋转，而另一个为顺时针旋转，所以增加的旋转力仍然会为零，前方的旋翼情况相同。所以整体上无人机的方向不会改变。然而，无人机后部旋翼所增加的力会使其向前倾斜，因此应该稍微增加所有旋翼的推力从而产生一个净推力，其中的一个分力可以用来平衡重量和向前运动的力。本课程以高职制造类专业学生的就业为导向，通过对流体流动的基本规律、作用在无人机上的空气动力、螺旋桨空气动力学、无人机的稳定性和操纵性等知识的了解和学习，全面掌握无人机的基本操作原理和过程，实现各种飞行理论的操作。通过该课程的学习，使学生掌握无人机空气动力特性和飞行理论的认知能力；具备无人机姿态控制能力。为学生考取无人机驾驶员资格证书打下基础。目录模块一：大气物理参数 模块一：大气物理参数学习目标：【知识目标】（1）了解大气的重要物理参数；（2）了解大气的构造；（3）理解国际标准大气的制定与应用；（4）掌握气象对飞行活动的影响。【技能目标】（1）能理解大气的重要物理参数对飞行影响；（2）能分清大气的构造及无人机飞行环境（3）能理解国际标准大气的应用（4）掌握气象对无人机飞行活动的影响。【素质目标】培养会把理论知识与应用性有机结合起来的能力；通过本课程的学习培养学生实事求是的精神和理论联系实际的工作方法。1.1大气的重要物理参数（图1图1-1中国气候湿润图1.1.1气温图1-2气温对人体关系表序号摄氏/℃华氏/°F序号摄氏/℃华氏/°F序号摄氏/℃华氏/°F103221206841401042133.8222169.84241105.83235.6232271.64342107.64337.4242373.44443109.45439.2252475.24544111.2654126257746451137642.8272678.84746114.88744.6282780.64847116.69846.4292882.44948118.410948.2302984.25049120.21110503130865150122121151.8323187.85251123.8131253.6333289.65352125.6141355.4343391.45453127.4151457.2353493.25554129.21615593635955655131171660.8373696.85756132.8181762.6383798.65857134.6191864.43938100.45958136.4201966.24039102.26059138.2图1-3 摄氏度与华氏度的对应图图1-4水的三态变化图1.1.2 气压\h\h\h\h\h图1-5地球气压分布图图1-6标准大气压图1.1.3空气湿度：室温露点室温露点17℃18℃19℃20℃21℃22℃23℃24℃25℃-50℃0.32%0.30%0.28%0.27%0.25%0.23%0.22%0.21%0.19%-45℃0.56%0.52%0.51%0.49%0.44%0.41%0.38%0.37%0.34%-40℃0.96%0.90%0.86%0.78%0.74%0.7%0.65%0.64%0.58%-35℃1.60%1.49%1.44%1.30%1.24%1.16%1.09%1.06%0.96%-30℃2.58%2.42%2.32%2.10%2%1.88%1.76%1.71%1.55%-25℃4.10%3.83%3.68%3.33%3.17%2.98%2.79%2.71%2.47%-20℃6.36%5.96%5.72%5.18%4.93%4.63%4.33%4.22%3.85%-15℃9.72%9.10%8.72%7.90%7.52%7.06%6.61%6.44%5.85%-10℃14.5%13.63%13.07%11.83%11.27%10.58%9.91%9.64%8.80%图1-7露点与空气湿度对应关系表\h\h\h\h\h\h\h\h\h\h\h本节小结1.2大气层的构造图1-8大气成分组成图\h1.2.1大气成分大气成分：英文名:atmosphericcomposition（组成大气的各种气体和微粒）图1-9 大气物质组成成分图1-10工业废气二氧化碳图1-11臭氧层空洞现象图1-12 大气循环图图1-13 大气层1.2.2大气的结构图1-14大气结构图图1-15对流层的特点图图1-16温度随高度的关系图图1-17平流层1.3国际标准大气1.3.1国际标准大气的制定图1-18位势高度图1-19实际大气特点图1-20国际标准大气制定1.3.2国际标准大气的应用1.4气象对飞行活动的影响1.4.1阵风对飞行的影响1.4.2稳定风场对飞行的影响1.4.3风切变对飞行的影响1.4.4雷暴对飞行的影响习题模块二：空气动力学基础知识学习目标：【知识目标】（1）掌握流体流动的基本概念和规律；（2）掌握连续性定理与伯努利定理的应用；（3）掌握飞机的气动布局；（4）熟悉机翼的几何形状及参数；（5）掌握作业在飞机上的升力、阻力等；（6）掌握飞机的低速空气动力特性。【技能目标】（1）能理解流体流动的基本规律；（2）会连续性定理与伯努利定理的应用；（3）能分清飞机的气动布局；（4）能理解作业在飞机上的升力、阻力；（5）能理解飞机的低速空气动力特性。【素质目标】（1）培养具备在实际应用过程中学会解决实际问题的基础方法能力；（2）培养诚实守信、做事严谨以及团队合作的职业品格。2.1流体流动的基本概念2.1.1相对运动原理2.1.2运动的转换原理2.1.3流场的基本概念流线(b)流线图2-1流线与流线谱（a）翼面的流线谱;(b)圆柱体的流线谱;(c)斜立平板的流线谐2-2几种典型物体的流线谱图2-3流管示意图2.2流体流动的基本规律2.2.1连续性定理图2-4气流在变截面管道中的流动2.2.2伯努利定理2.3机翼几何外形与参数2.3.1飞机的气动布局图2-5飞机的主要部件（a）(b)(c)图2-6飞机的布局（a）(b)(c)图2-7飞机的布局（a）(b)(c)图2-8飞机的布局（a）(b)(c)图2-9飞机的布局2.3.2机翼的形状图2-10机翼图2-11机翼剖面特征参数（a）(b)(c)（c）(d)图2-12机翼翼型2.3.3机翼气动外形的主要几何参数图2-13机翼外形的主要参数2.3.4机翼相对机身的安装位置图2-14上反角、下反角图2-15几何扭转角图2-16安装角2.3.5机翼的主要类型图2-17NACA四位数字翼型说明2.4作用在无人机上的空气动力2.4.1升力图2-18迎角（a）(b)图2-19空气在翼型表面流动示意图图2-20小迎角下翼剖面上的空气动力1-压力中心；2-前缘；3-后缘；4-翼弦（a）(b)图2-21翼型压力分布曲线2.4.2阻力图2-22附面层的分离图2-23摩擦阻力图2-24压差阻力图2-25诱导阻力的产生图2-26翼面诱导阻力图2-27翼面诱导阻力（a）展弦比小；（b）展弦比大图2-28干扰阻力图2-29总阻力随速度变化曲线2.4.3无人机的低速空气动力特性图2-30升力系数曲线图2-31阻力系数曲线图2-32升阻比曲线图2-33极曲线图2-34性质角随迎角的变化习题模块三：螺旋桨空气动力特性学习目标：【知识目标】（1）了解大气的重要物理参数；（2）了解大气的构造；（3）理解国际标准大气的制定与应用；（4）掌握气象对飞行活动的影响。【技能目标】（1）能理解大气的重要物理参数对飞行影响；（2）能分清大气的构造及无人机飞行环境（3）能理解国际标准大气的应用（4）掌握气象对无人机飞行活动的影响。【素质目标】（1）培养具有实事求是的科学态度，乐于通过亲历实践实现目标能力；（2）形成良好职业道德和职业行为。3.1螺旋桨的拉力和旋转阻力3.1.1螺旋桨简介图3-1螺旋桨各部分名称图3-2螺旋面的形成图3-3变螺距螺旋面的形成如图3-3，若把螺旋线所在圆筒面沿垂直方向剪开展平，螺旋线为一直线，从而得到一直角三角形，称为螺距三角形。螺旋线与圆筒面底边所构成的倾角称为螺距角，用x表示。若母线上各点以等转速旋转但各点下降的速度不同，这样形成的螺旋面称为径向变螺距螺旋面。2、桨叶平面形状桨叶平面形状有的如同鸟的翅膀(图3—4a)。为了增大拉力和提高螺旋桨效率，桨叶的平面形状逐渐改善。现在使用较多的螺旋桨，其桨叶平形状，是中间宽、两头窄(图3—4b)。高速旋转的螺旋桨，其桨叶有矩形或马刀形(图3—4c,d)。图3-4螺叶形状桨叶的切面形状与翼型相似，前桨面的弯曲度较大，后桨面的弯曲度较小，相当于机翼的上表面和下表面，桨叶的切面形状又称叶型。3、桨叶基本参数（1）直径(D)：影响螺旋桨性能重要参数之一。一般情况下，直径增大拉力随之增大，效率随之提高。所以在结构允许的情况下尽量选直径较大的螺旋桨。此外还要考虑螺旋桨桨尖气流速度不应过大(<0.7音速)，否则可能出现激波，导致效率降低。（2）桨叶数目(B)：可以认为螺旋桨的拉力系数和功率系数与桨叶数目成正比。超轻型飞机一般采用结构简单的双叶桨。只是在螺旋桨直径受到限制时，采用增加桨叶数目的方法使螺旋桨与发动机获得良好的配合。图3-5螺旋桨直径、、旋转面和桨叶面（3）实度(σ)：桨叶面积与螺旋桨旋转面积(πR2)的比值。它的影响与桨叶数目的影响相似。随实度增加拉力系数和功率系数增大。（4）桨叶角(φ)：桨叶角随半径变化，其变化规律是影响桨工作性能最主要的因素。习惯上，以70%直径处桨叶角值为该桨桨叶角的名称值。螺距：它是桨叶角的另一种表示方法。（5）桨叶迎角α：桨弦和入流（即相对气流）之间的夹角。（6）入流角γ：入流和旋转面之间的夹角。4、定距螺旋桨与变距螺旋桨桨叶角不能改变的螺旋桨叫定距螺旋桨；桨叶角能够改变的螺旋桨叫变距螺旋桨。桨叶角增大叫变高距或变大距；桨叶角减小叫变低距或变小距。现代飞机普遍使用自动变距螺旋桨。3.1.2螺旋桨的运动飞行中，螺旋桨一面旋转，一面前进。其运动特点与拧螺丝钉的情形相象。桨叶每一点的运动轨迹，都是一条螺旋线，见图3—6。图3-6桨叶上某一点的运动轨迹1、桨叶切面的合速度既然螺旋桨是一面旋转，一面前进，所以桨叶各切面都具有两种速度。一是前进速度（C），即飞机的飞行速度；一是因旋转而产生的圆周，或称切向速度（U）其大小取决于螺旋桨的转速（n）和各切面离桨轴的距离（r）。转速越大，同一切面的切向速度也越大。转速相同时，桨叶切面离桨轴越远，切向速度也越大，桨叶切面的切向速度，可用下式计算，即U=2πrn切向速度与前进速度所合成的速度，称为桨叶切面的合速度，以表示，我们知道，()，如图3—7所示。桨叶切面的相对气流速度，与此合速度的大小相等，方向相反。图3-7桨叶切面的合速度和相对气流2、前进比桨叶切面合速度的方向；可用前进比(λ)来表示。前进比是飞行速度同螺旋桨的转速与直径的两者乘积之比。可用下式表示。λ=C∕nD式中C—飞行速度[米／秒]n一螺旋桨转速[转／秒]；D一螺旋桨直径[米]为什么桨叶切面的合速度方向可用前进比来表示呢？参见图3—7，若合速度与旋转面之间的夹角以γ表示，则式中，桨叶切面的切向速度(U)可用下式表示：得tgγ=由上式中可见，前进比（λ）越大，γ角也越大，说明合速度的方向越偏离旋转面。反之，前进比越小，说明合速度的方向越接近旋转面。3、桨叶迎角的变化桨叶切面的相对气流方向与桨弦方向之间的夹角，称为桨叶角，也以α表示。桨叶迎角也就是桨叶切面合速度与桨弦方向之间的夹角，如图3—8所示。桨叶迎角是随桨叶角、飞行速度和切向速度的改变而变化的。图3-8桨叶迎角随桨叶角的变化（1）桨叶迎角随桨叶角的变化如图3—8所示，当切向速度和飞行速度都一定时，桨叶角增大，桨叶迎角也随之增大；桨叶角减小，桨叶迎角也随之减小。（2）桨叶迎角随飞行速度的变化如图3-9所示，在桨叶角和切向速度均不变的情况下，飞行速度增大。因前进比()随之增大，即合速度方向越偏离旋转面，故桨叶迎角减小。当飞行速度增大到某一个数值时，桨叶迎角减小到零(如图3—9c)；若飞行速度继续增大，例如飞机在俯冲时，桨叶迎角随之增大；当飞行速度为零，如飞机在地面试车时，桨叶迎角就增大到等于桨叶角(如图3-9a)。图3-9桨叶迎角随飞行速度的变化（3）桨叶迎角随切向速度的变化在桨叶角和飞行速度不变的情况下，如果转速增加，则切向速度(U=)增大，前进比减小；即合速度的方向靠近旋转面，故桨叶迎角增大，参见图3-10。同理，转速减小，则桨叶迎角也随之减小。图3-10桨叶迎角随切向速度的变化（4）桨叶的扭转如果桨叶无几何扭转，即各桨叶剖面的桨叶角都相同，那么，由于桨叶各剖面离桨轴的距离远近不同，各切向速度都不相等，合速度的方向也就不会相同，所以各桨叶迎角也不一样。例如，靠近桨根的桨叶切面，其切向速度较小，桨叶迎角也较小，如图3-11所示。图3-11桨叶迎角随切向速度的变化为了使桨叶各切面的迎角相差不致过大，通常都把桨叶做成扭转的。即从桨根到桨尖，桨叶角逐渐减小，如图3-12所示。对于扭转的桨叶，是以某一桨叶切面的桨叶角代表整个桨叶的桨叶角。通常选取位于螺旋桨半径75％或离桨轴1米处桨叶切面桨叶角来代表整个桨叶角。例如安一25飞机螺旋桨桨叶角，规定为半径1米处桨叶切面的桨叶角。通常在此处画有黄色的线条作标记。图3-12桨叶迎角随切向速度的变化3.1.3螺旋桨的拉力和旋转阻力的产生如图3-13a、b所示，螺旋桨在旋转中，桨叶与空气发生相对运动，空气流过桨叶的前桨面，就象流过机翼上表面一样，流管变细，流速加快，压强降低；空气流过桨叶的后桨面，就象流过机翼下表面一样，流管变粗，压强升高。流进桨叶前缘，气流受到阻挡，流速减慢，压强提高；流进桨叶后缘，气流分离，形成涡流区，压强下降。这样，在桨叶的前后表面和前后缘均形成压强差。这种压强和气流作用于桨叶上的摩擦力综合在一起，就构成了桨叶的空气动力（R）。图3-13拉力与旋转阻力的产生桨叶的空气动力对螺旋桨的运动起着两个作用：一是拉着螺旋桨和飞机前进；二是阻碍螺旋桨旋转。因此，可将桨叶的空气动力（R）分解为两个分力（见图3-13c）一是与桨轴平行，拉着螺旋桨和飞机前进的拉力（P）；二是与桨轴垂直，阻碍螺旋桨旋转的旋转阻力（Q）如图3-14所示：由于螺旋桨叶的拉力（P1和P2），其方向都相同，所以可将各个桨叶的拉力合成一个总的力，就是整个螺旋桨的拉力。至于各桨叶的旋转阻力（Q1和Q2），由于它们与桨轴都有一段距离，其方向又都与该桨叶的切向速度的方向相反，所以形成阻碍螺旋桨旋转的力矩，此力矩称为旋转阻力力矩。这个力矩是由发动机转轴发出的旋转力矩来平衡。若发动机转轴发出的力矩大于旋转阻力力矩，螺旋桨的转速就会增大；反之，发动机转轴发出的力矩小于旋转阻力力矩，则螺旋桨的转速就会降低。只有在两力矩相等时，螺旋桨的转速才能保持不变图3-14各桨叶的拉力和旋转阻力3.2螺旋桨拉力在飞行中的变化3.2.1螺旋桨拉力与旋转阻力的影响因素1、螺旋桨拉力公式和旋转阻力公式在桨叶半径r处取一宽度为dr的微元桨叶，该微元桨叶叫叶素，其面积为b×dr，b是半径为r处的桨弦。该叶素的运动速度和所产生的空气动力，如图3-15所示。经过推导，螺旋桨拉力和旋转阻力的大小可用下列公式表示：P=Q=式中：P一螺旋桨拉力[牛顿]；CP—螺旋桨拉力系数，表示桨叶数目、桨叶形状、桨叶迎角、桨叶合速度方向和表面质量等因素对拉力的影响；ρ—空气密度[千克／米]；n—螺旋桨转速[转／秒];D—螺旋桨直径[米]；Q—螺旋桨旋转阻力[牛顿];CQ—螺旋桨旋转阻力系数，表示桨叶数目、桨叶形状、桨叶迎角、桨叶合速度方向和表面质量等因素对螺旋桨旋转阻力的影响。2、影响螺旋桨拉力和旋转阻力力矩的因素从拉力公式和旋转阻力公式可以看出，影响拉力和旋转阻力(也就是影响旋转阻力力矩)的因素有空气密度、螺旋桨转速、螺旋桨直径、拉力系数和旋转阻力系数等。则拉力系数和旋转阻力系数又取决于螺旋桨的桨叶数目、桨叶的切面形状、平面形状、表面质量、桨叶迎角和桨叶合速度的方向等因素。（1）空气密度的影响空气密度对拉力和旋转阻力力矩的影响，与空气密度对机翼升力和阻力的影响相似。空气密度减小，桨叶的空气动力减小，拉力和旋转阻力力矩都随之减小；反之，空气密度增加，拉力和旋转阻力力矩都要增大。（2）螺旋桨直径的影响螺旋桨直径增大，一方面相当于增加了桨叶面积；另一方面还使桨尖的切向速度增大，合速度随之增大。因此，桨叶的空气动力增大，拉力和旋转阻力力矩都迅速增大。但是，螺旋桨直径的增大是有限度的。如螺旋桨力矩急剧增大，而拉力甚至还可能减小。此外，螺旋桨直径太大时，起落架必须做得很高，以保证飞机能在地面停放或试车，这样就增加了构造上的困难。因此，螺旋桨直径也受到构造上的限制。（3）桨叶迎角的影响桨叶迎角对拉力和旋转阻力力矩的影响，与机翼迎角对升力和阻力的影响相似，桨叶迎角增加，桨叶的空气动力也增大，拉力和旋转阻力力矩都相应增大。但是，桨叶迎角不能过大。因为桨叶迎角超过某一数值(相当于机冀的临界迎角)后前桨面会出现严重的气流分离现象。这样，前、后桨面的压强差就会降低；而桨叶前、后缘的压强差就会升高。于是，桨叶空气动力的方向将靠近旋转面，使螺旋桨的拉力减小，而旋转阻力力矩增大。（4）桨叶切面合速度的影响同飞行速度对机翼的升、阻力的影响一样，桨叶切面的合速度增大，桨叶的空气动力也会变大，故螺旋桨的拉力和旋转阻力力矩也都增加。反之，合速度减小，则拉力和旋转阻力力矩都减小。在飞行中，飞行员主要是通过改变螺旋桨转速的办法，来改变合速度的大小。在其他因素不变的条件下，增大转速，切向速度变大，合速度增大，因此螺旋桨拉力和旋转阻力力矩也随之增大。反之，转速减小，合速度减小，拉力和旋转阻力力矩也随之减小。如果合速度的大小和桨叶迎角都保持不变，当合速度的方向改变时，由于桨叶空气动力的方向随之改变。螺旋桨的力和旋转阻力力矩也会变化。从图3-15可以看出，合速度的方向越是偏离旋转面，则桨叶空气动力的方向越偏离桨轴，从而引起旋转阻力增大和拉力减小。整个螺旋桨的旋转阻力力矩也就随之增大，拉力也就随之减小。图3-15合速度的方向对拉力和旋转阻力的影响合速度的方向改变时，桨叶空气动力的方向随之改变的道理可以这样解释：由于桨叶在气流中的工作情况和机翼相似，其空气动力R，也可以分解为垂于相对气流方向的分力Ry和平行于相对气流方向的分力Rx，如图3-16所示。R与Rx之间的夹角以θ表示，它相当于机翼的性质角。θ角的大小随桨叶迎角而变。若桨叶迎角不变，则θ角也保持不变，于是桨叶空气动力R与合速度W之间的夹角（90°+θ）也保持不变。因此，在桨叶迎角不变的条件下，若合速度偏离旋转面的角度越大则桨叶空气动力偏离桨轴的夹角也越大。图3-16桨叶的空气动力及其分力（2）桨叶数目的影响桨叶数目增多，桨叶的总面积加大，拉力系数和旋转阻力系数都会变大。但桨叶数目不能过多，否则，由于相邻桨叶之间的干扰，会使旋转阻力力矩增加的倍数大于拉力增加的倍数，螺旋桨的效率降低，反而不利。（6）桨叶切面形状和平面形状的影响在一定范围内，桨叶切面的厚弦比(桨叶切面的最大厚度与桨弦的比值)和中弧曲度(桨叶切面的最大弧高与桨弦的比值)增大，拉力和旋转阻力力矩都增大。其道理同翼型对机翼升力和阻力的影响一样。（7）维护质量对螺旋桨拉力和旋转阻力力矩的影响由以上分析可以看出，螺旋桨的拉力和旋转阻力力矩与螺旋桨的外形有密切关系。特别是因为桨叶的相对气流速度很大，桨叶稍有变形或伤痕，旋转阻力力矩就会迅速增大，螺旋桨的空气动力性能就会显著降低。因此，机务维护人员在使用和维护螺旋桨时，要特别注意保持螺旋桨表面形状和光洁度。在开车前，应把螺旋桨附近的地面打扫干净，并要仔细检查场地，以免在飞机开车或滑行时，吸起砂石，打坏桨面，破坏其空气动力性能。3.2.2螺旋桨拉力在飞行中的变化现代飞机都安装有恒速螺旋桨。恒速螺旋桨是这样一种变距螺旋桨，即如果变距杆不动，尽管油门位置、飞行速度或高度改变，转速始终保持不变。恒速螺旋桨的拉力主要随飞行速度、油门位置和飞行高度而变化。1、拉力随飞行速度的变化在油门位置保持不变的条件下，飞行速度增大，合速度的方向更加偏离旋转面。此时，若按照合速度方向变化的程度，相应地改变桨叶角，保持桨叶迎角不变。而合速度大小的变化不多，则桨叶空气动力的大小基本不变。但空气动力的方向更加偏离桨轴，而使旋转阻力增加和拉力减小，如图3-17(a)、(b)所示。旋转阻力增大，还会迫使转速减小下来。对恒速螺旋桨(例如安—26等飞机的螺旋桨)来说，在飞行速度增大的过程中，桨叶角增加得慢一些，而合速度的方向变得快一些，因而桨叶迎角会逐渐减小。这样，桨叶的空气动力也随之减小，它的一个分力，即旋转阻力就可以保持不变，转速也就可以保持不变。但是。桨叶的空气动力减小了，拉力自然随之减小。如图3-17(c)所示。拉力随飞行速度变化规律见图3-18。图3-17拉力随飞行速度的变化图3-18运5拉力随飞行速度变化曲线2、拉力随进气压强(即油门位置)和转速的变化装恒速螺旋桨的飞机，其进气压强是由油门控制的，而转速是由变距杆控制的。下面分别说明进气压强和转速改变时，拉力的变化情形。（1）拉力随进气压强(油门位置)的变化如果不动变距杆，加油门增大进气压强后，由于发动机的有效功率提高，螺旋桨会自动变大距离，并保持转速不变。此时，由于桨叶角加大，而使桨叶迎角增大，所以拉力也随之增大，见图3-19；反之，收油门减小进气压强，则拉力减小。在飞行中，如果变距杆的位置不变而将油门收到最小位置，还可能产生负拉力。这是因为，当进气压强很小时，发动机的有效功率也很小，螺旋桨自动变小距，以保持转速不变，结果桨叶迎角可能成负迎角，如图3-19a所示，这样，前桨面的压强比后桨面的压强要大，桨叶所产生的空气动力的方向不会偏向旋转面的斜后方，沿着桨轴方向的分力方向朝后，对飞机起阻力作用，而形成负拉力。此时；如果向后拉变距杆；增大桨叶角，以减小桨叶的负迎角，就可减小负拉力。图3-19转速一定,进气压强改变时，恒速螺旋桨的桨叶角和拉力的变化图3-20螺旋桨拉力随油门位置变化曲线（2）拉力随转速的变化若保持进气压强一定，当转速改变时，由于合速度的大小和方向以及桨叶迎角的大小都要改变，因此拉力的大小也要改变。根据发动机原理，在进气压强一定的条件下。只有用某一个转速工作（如图3-21中的n1），发动机的有效功率才最大。在小于这一转速的范围内，增大转速，发动机的有效功率升高；在大于这一转速的范围内，增大转速，发动机的有效功率反而降低。根据恒速螺旋桨的变距原理，前推变距杆，桨叶扭角减小；后拉变距杆，桨叶迎角增大。而当发动机的有效功率升高时，桨叶迎角也增大；发动机的有效功率小时，桨叶迎角也减小。从以上两个方面来看，飞行中，当转速比特定的转速n小得比较多的情况下，推变距杆增大转速，一方面由于前推变距杆，调速器使桨叶角减小，桨叶迎角随之减小；另一方面由于发动机的有效功率增大，桨叶迎角又要增大。但是，在前推变距手柄时，是由于桨叶角减小了，才能使发动机的转速增大，也才能使发动机的有效功率增大。因此，综合来看，桨叶迎角还是要减小，不过，由于发动机有效功率的提高，桨叶角减小的量不大。前推变距手柄时，虽然桨叶迎角有所减小，但由于转速增大，引起合速度增大。而且其方向更加靠旋转面。结果，随转速的增加，螺旋桨的拉力增大。同样道理，后拉变距手柄时，随转速的减小，拉力也减小。在转速接近特定转速n的情况下，推变距手柄增大转速，虽然合速度还是增大，但是由于发动机的有效功率降低，而使拉力减小。同时，前推变距手柄使桨叶迎角减小，也要使拉力减小。结果，拉力不仅不能增大，反而随转速的增大而不断减小。图3-21发动机有效功率随转速变化曲线总之，飞行中，在一定的转速范围内，推变距杆增大转速时；拉力随之增大；超过一定转速以后，如再增大转速，则拉力不仅不增大，还要减小。减小转速时：拉力的变化情况相反。（3）拉力随飞行高度的变化对于装有吸气式(无增压器)发动机的飞机而言，随着飞行高度的升高，发动机的有效功率一直降低．所以螺旋桨的拉力也是一直减小的（如图3-22）。对于装有增压器的发动机的飞机而言，在额定高度以下，高度升高，由于发动机的有效功率增加，发动机转轴上的旋转力矩随之增大。对恒速螺旋桨来说，为保持转速不变，桨叶角要相应地增大，因而桨叶迎角随之增大。这样，桨叶空气动力增加，拉力和旋转阻力都增大。在额定高度以上，高度升高，发动机的有效功率减小，发动机转轴上的旋转力矩减小。对于恒速螺旋桨来说，为保持转速不变，桨叶迎角要减小，桨叶空气动力也就减小，因而，拉力旋转阻力都要减小。图3-22螺旋桨拉力随飞行高度变化曲线（自然吸气式）3.2.3螺旋桨的负拉力螺旋桨桨叶在桨毂上是可以偏转的，见图3-23所示。当标识叶片下沿(即前缘)角度为正时，螺旋桨将空气往后吹，产生正拉力。当角度为负时，将空气往前吹，产生负拉力，用于飞机在地面时减速，称之为反桨（反桨时跟电风扇一个意思）。产生负拉力的几种情况。图3-23螺旋桨负拉力的产生1、飞行速度过大时负拉力的产生飞行速度增大，调速器为保持转速不变，会自动增大桨叶角。但由于入流角也在增大，所以桨叶迎角仍在减小，桨叶总空气动力R逐渐向旋转面靠拢（图3-24）。图3-24飞行速度过大时产生负拉力2、油门过小时负拉力的产生油门减小，调速器为保持转速不变，会自动减小桨叶角。但由于入流角短时间内保持不变，桨叶迎角逐渐减小，甚至成为负迎角（见图3-25）。图3-25油门过小时产生负拉力3、发动机空中停车时负拉力的产生发动机空中停车，调速器为保持转速不变，会自动减小桨叶角。由于桨叶角和桨叶迎角均迅速减小，形成较大的负迎角，桨叶总空气动力R指向斜后方（见图3-26）。图3-26发动机空中停车时产生负拉力3.3螺旋桨的有效功率与效率3.3.1螺旋桨的有效功率和需用功率1、螺旋桨有效功率（螺旋桨可用功率）螺旋桨拉力拉着飞机前进，对飞机作功。每秒种内螺旋桨对飞机所作功的多少，主要是螺旋桨有效功率(可用功率)，用N桨来表示。其大小等于拉力与飞行速度的乘积。即N桨=p﹒C2、螺旋桨有效功率随飞行速度的变化在小于某一飞行速度的范围内，螺旋桨有效功率随飞行速度的增大而增大；在大于某一飞行速度的范围内，螺旋桨有效功率则随飞行速度的增大而减小（见图3-27）。图3-27螺旋桨有效功率随飞行速度的变化3、螺旋桨有效功率随进气压强(油门位置)和转速的变化当飞行速度和飞行高度一定，而进气压强和转速改变时，螺旋桨有效功率仅随拉力而变化。对于恒速螺旋桨来说，增大进气压强(油门)，拉力变大，故螺旋桨有效功率也增大；反之亦然。如果进气压强一定，在小于某一定的转速范围内，增大转速，拉力增大，则螺旋桨有效功率也增大。超过一定转速，拉力反而要减小，则螺旋桨有效功率也要减小。进气压强越大，获得最大拉力的转速也越大，因此，获得最大的螺旋桨有效功率的转变也就越大（见图3-28）。图3-28螺旋桨的有效功率随不同油门位置的变化由上可见，为了尽可能地增大螺旋桨有效功率，则在加油门增大气体压强的同时，还应适当地推变距杆，使转速相应地增大。4、螺旋桨有效功率随高度的变化对于装有吸气式(无增压器)的发动机的飞机来说，随高度的升高，拉力总是减小的，故螺旋桨有效功率也是减小的。对于装有增压器的发动机的飞机来说，在额定高度以下，高度升高，因拉力增大，故螺旋桨有效功率也增大；超过额定高度之后，如高度升高，因拉力减小，故螺旋桨有效功率也随着降低。图3-29螺旋桨的有效功率随不同高度的变化（自然吸气式）注意：吸气式发动机与增压式发动机的工作原理不同，受高度变化的影响也有不同。5、螺旋桨旋转需用功率和功率系数为了各桨叶的旋转阻力，使螺旋桨按预定转速作等速转动，螺旋桨转动所必需的发动机有效功率，称为螺旋桨旋转需用功率，用N桨需表示。式中β—螺旋桨的功率系数，表示桨叶的形状、桨叶角、桨叶迎角、桨叶数目和前进比等对螺旋桨旋转所需功率的影响；ρ—空气密度[千克／米]n—螺旋桨转速[转／秒]D—螺旋桨直径[米]3.3.2螺旋桨效率1、螺旋桨效率螺旋桨是由发动机带动旋转的，螺旋桨的作用是把发动机轴旋转的功率（即发动机有效功率），转变成为拉飞机前进的功率(即螺旋桨有效功率)。但是，螺旋桨并不能把发动机轴旋转的功率百分之百地转变成拉飞机前进的功率。这是因为螺旋桨在工作时，要向后推动空气和扭转空气，使桨叶产生旋转阻力；对于高速旋转的螺旋桨，还可能要克服高速转动中的波阻等，这些都要消耗一部分发动机功率，螺旋旋桨拉飞机前进的有效功率，总是比发动机有效功率要小。螺旋桨有效功率与发动机有效功率之比，叫螺旋桨效率，用η表示。即式中N桨—螺旋桨有效功率[瓦特]N有效—发动机有效功率[瓦特]螺旋桨等速旋转时，发动机的有效功率与螺旋桨旋转所需功率相等，即故螺旋桨效率等于：2、影响螺旋桨效率的因素螺旋桨效率的高低与各种旋转阻力的大小有密切关系。螺旋桨韵旋转阻力可分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力和波阻。影响这五种旋转阻力的因素就是影响螺旋桨效率的因素。常见的影响因素有：(1)桨叶的叶型、表面光洁度和桨叶角；(2)诱导损失；(3)干扰损失；(4)波阻等。3.4螺旋桨的负作用螺旋桨在工作中，一方面产生拉力，提供飞机的前进动力；另一方面还会产生一些对飞行不利的副作用，螺旋桨的进动、螺旋桨的反作用力矩、螺旋桨滑流扭转作用。螺旋桨的进动当飞机俯仰转动或偏转时，即改变螺旋桨转轴方向时，会由于螺旋桨的陀螺效应而产生陀螺力矩使机头绕另一个轴转动，叫螺旋桨进动（图3-30）。例如，塞斯纳飞机，飞行员拉杆使机头上仰时，飞机会向右进动。图3-30螺旋桨的进动螺旋桨的进动方向，可由以下两种方法加以判断。（1）绘图法如图3-31所示①画一圆圈，表明螺旋桨旋转方向；②从圆心向外画箭头指向机头转动方向。该箭头指到圆周上那一点的切线速度方向，就是飞机进动方向。右转螺旋桨飞机的进动方向，与左转螺旋桨的相反。图3-31绘图法判定螺旋桨的进动方向（2）手势法如3-32图所示，左转螺旋桨用左手(右转螺旋桨用右手)，手心面向自己(以座舱位置为准)，以四指代表机头转动方向，伸开的大姆指方向，就是螺旋桨的进动方向。图3-32手势法判定螺旋桨的进动方向2、螺旋桨的反作用力矩螺旋桨在转动中，旋转阻力对桨轴形成的力矩，称为螺旋桨的反作用力矩。这个力矩通过发动机传给飞机，迫使飞机向螺旋桨转动的反方向倾斜。例如，左转螺旋桨飞机，在螺旋桨反作用力矩的作用下，会向右倾斜飞行中，对恒速螺旋桨，螺旋桨反作用力矩的大小，正比于发动机功率。功率越大反作用力矩越大。加油门，桨叶空气动力增大，反作用力矩随之增大。减油门，桨叶空气动力减小，反作用力矩随之减小（见图3-33）。图3-33反作用力矩对空中飞行的影响在地面滑跑时，反作用力矩的作用使左右两侧机轮对地面的压力不均，两轮受到的摩擦阻力不同，使得机头向一侧偏转。例如右旋螺旋桨飞机起飞滑跑中，反作用力矩迫使飞机向左倾斜，左轮对地面压力大，摩擦阻力大，两主轮摩擦阻力之差对重心形成偏转力矩，使飞机向左偏转。为了保持滑跑方向，消除这一偏转力矩，应适当向右压盘修正。图3-34反作用力矩对地面滑跑的影响3、螺旋桨滑流扭转作用螺旋桨滑流扭转作用受螺旋桨作用，向后加速和扭转的气流叫螺旋桨滑流（图3-35）。对于右转螺旋桨飞机，滑流的影响主要从左方作用于机体和垂直尾翼，使得飞机机头向左侧偏转（图3-36）。螺旋桨滑流扭转作用的强弱主要取决于发动机功率。在速度不变时，发动机功率增大，滑流扭转角和滑流速度同时增大，致使垂直尾翼和机身尾部上向左的侧力增大，使机头右偏的力矩增大。图3-35螺旋桨滑流图3-36螺旋桨滑流扭转反之，收油门，使机头右偏的力矩减小。在油门位置不变，即发动机功率不变的条件下，当飞行速度增大时，滑流扭转角变小，这抵消了动压增大的影响，使得偏转力矩基本不变。所以，滑流的扭转作用可以近似认为不随飞行速度变化。飞行中，为了消除滑流的影响，对于右转螺旋桨飞机来说，加油门时，需要适当蹬右舵，产生方向操纵力矩，抵消左偏力矩，保持方向平衡；反之，收油门时，应适当回右舵。在油门不动而飞行速度增大时，由于方向操纵力矩增大，需减小蹬舵量以保持方向平衡。反之速度减小时，需加大蹬舵量。3.5多旋翼空气动力分析多旋翼无人机具有多个旋翼，采用旋翼旋转变速或浆叶变总距（无周期变距）的方式改变旋翼升力的大小，因而取消了传统单旋翼无人机操纵系统中必不可少的自动倾斜器。多旋翼无人机通常都有4个或更多个旋翼（双数），如4旋翼式、6旋翼式、8旋翼式、16旋翼式、32旋翼式等，其中4旋翼式是结构最简单最流行的一种。1、多旋翼无人机的气动外形布置多旋翼无人机根据最前与最后两个旋翼轴的连线与机体前进方向是否在同一直线上，可划分为“I”形（或称为“十”形）和“X”形两种。如果连线与前进方向是在同一直线上，多旋翼无人机呈“I”形，否则呈“X”形。由于“X”形结构的实用载荷前方的视野比“I”形的更加开阔，所以在实际应用中，多旋翼无人机大多采用“X”形外形结构。除了这两种类型以外，还有其他类型的结构外形，包括“V”形、“Y”形和“IY”形等，如图3-37所示。图3-37多旋翼无人机外形结构的类型2、旋翼安装位置的气动布局多旋翼无人机的旋翼一般都安装在从机身向外伸出的机臂上，旋翼桨盘平面与机臂的相对位置有两种情况，一种情况是旋翼位于机臂上方，另一种是旋翼位于机臂下方。（1)旋翼位于机臂上方的气动布局特点1)旋翼产生向上的升力为拉力。2)旋翼在支臂上方旋转，受到支臂保护，着陆时不易碰到障碍而损坏桨叶。3)旋翼不会遮挡摄影相机向下的视野。（2)旋翼位于机臂下方的气动布局特点1)旋翼产生向上的升力为推力。2)旋翼在支臂下方旋转，桨叶下洗流完整。3)气流低于飞控气压高度，准确。3、旋翼桨叶旋转方向气动分析假定多旋翼无人机所有旋翼在同一平面的同一圆周上，旋翼的旋转方向可以分为两种气动布局，如图3-38所示。（a）4n(b)4n+2图3-38旋翼的旋转方向示意图图3-38(a)中对角线上的旋翼旋转方向相同，而图3-38(b)中的旋转方向相反。针对以上两种情况，现假设飞行中旋翼的转速为ω,机体俯仰运动产生的转速变化量用Δω表示，则对角线上旋翼的实际转速分别为ω一Δω和ω十Δω。如果这对旋翼的旋转方向相同，如图3-38（a)所示。旋转平面的旋转力矩被相互抵消，只有垂直于旋转平面方向的力矩有作用。然而，如果两个旋翼的旋转方向相反，如图3-38(b)所示。旋转平面的旋转力矩不能相互抵消，会产生转速为2Δω旋转力矩。因此，对于旋翼数N=4n+2(n=1.2,·.··)的多旋翼无人机，采用相邻旋翼旋转方向交替布置的方法，如图3-38(a)所示旋翼旋转方向。但在俯仰运动时会产生耦合的偏航运动，使控制方法变得复杂。为了解决上述问题，避免出现旋转平面旋转力矩不能相互抵消的现象，针对旋翼数量N=4n+2的情况，采用如图3-39(a)所示的旋翼旋转方向。在俯仰运动时控制x轴上旋翼升力不变，其他旋翼进行相应的加减升力，结果如图3-39(b)所示。这种结构控制简单，可以减少俯仰运动时可能出现的耦合，从而实现机体良好的操作性能。此外，对于旋翼个数不多的情况也可以将俯仰运动产生的转速变化Δω按一定比例分解到各个旋翼，以消除所产生的偏航运动。（a）旋翼旋转方向(b)俯仰原理图3-39优化后的旋翼旋转方向及俯仰原理4、旋翼桨盘平面的气动布局通过改变旋翼轴线相对机体轴线的垂直线之间的角度，就可以改变多旋翼无人机前飞时机体的前倾角。在多旋翼无人机总体布局设计中，旋翼桨盘平面布置有两种方式，一种是水平布置，如图3-40(a)所示；另一种是倾斜布置，如图3-30(b)所示。（a)旋翼桨盘水平布置(b)旋翼菜盘倾斜布置图3-30旋翼桨盘平面气动布局示意图旋翼桨盘平面水平布置的方案是旋翼轴线相对机体轴线的垂直线之间的角度为零，其优点是结构简单，缺点是前飞时机体要有一个前倾角，需要使用云台来保持摄影相机处于水平状态。而旋翼桨盘平面倾斜布置表示旋翼轴线相对机体轴线的垂直线之间的夹角不为零，旋翼轴线倾斜方向朝向机体中心。旋翼轴线向机体中心倾斜的角度称为旋翼轴内倾角。这种布局万案的优点是前飞时机体不必前倾，因此无须使用云台也能保持摄影相机处于水平状态。采取旋翼桨盘平面倾斜布置的多旋翼无人机，其旋翼数量至少要有6个或以上。5、旋翼和机体半径的气动布局关系图3-31表示多旋翼无人机体半径H与最大旋翼半径Rm关系的示意图。（a)轴间夹角120°(b)轴间夹角90°(c)轴间夹角60°图3-31多旋翼机体半径与最大旋翼半径的关系示意图在多旋翼无人机总体设计中，减小其机体尺寸对多旋翼无人机气动特性，惯性，有效负载具有很大影响，并最终影响最大飞行速度和航程。6、相邻旋翼桨叶之间的最小距离多个旋翼的布置包括确定两相邻旋翼之间间距的确定。假定两相邻旋翼之间间距LHB与旋翼半径R之比为LHB=LHB/R，当LHB<2时两旋翼有重叠，而当LHB≥2时完全不重叠。LHB容许的最小值取决于保证相邻两旋翼的桨叶没有相碰危险的条件。图3-32给出两相邻旋翼的俯视图，假如忽略桨叶的宽度，只考虑桨叶绕摆振铰的摆动，由图3-32可得图3-32两相邻旋翼间距最小值的确定式中，θ为两个桨叶夹角的1/2，θ=π/k，k是每个旋翼的浆叶片数；ξ为桨叶摆动幅度的1/2,可取前后限动角之和的1/2。由上式可以看出，桨叶数目越多，桨叶数目越多，（LHB）min就越大。当然，实际上LHB容许的最小值应该比上式所决定的数值大一些，这不仅是因为考虑到桨叶有宽度，而且还必须考虑到传动系统齿轮的间隙、协调轴的扭转变形及旋翼支持系统的变形等。相邻两旋翼间距LHB减小，两旋翼相互气动干扰作用就增加，诱导功率会有所增加。但机体长度或旋翼安装支臂却可以缩短，使结构重量有所降低，机身刚度会增加。具体布置时要全面考虑这些因素，根据具体情况确定，还要考虑到内部装载对机体长度的要求。7、全机重心位置分析在进行多旋翼无人机气动设计时，首先需要将重心设计到多旋翼的中心轴上。然后面临的另一个有关全机重心位置问题，将重心布置到多旋翼形成的桨盘平面上方还是下方。（1)多旋翼无人机前飞情况在前飞状态下，多旋翼无人机全机重心位置对机体所受力矩的影响如图3-33所示。从该图中看出，前飞时重心在桨盘平面上下方位置的不同，机体所受力矩矢量的方向是相反的。（a)

重心在菜盘平面上方受力分析

(b)

重心在菜盘平面下方受力分析图3-32前飞状态重心位置对机体受力矩的影响示意图由于旋翼所受的气动阻力矢量与多旋翼无人机前飞方向相反，如果全机重心位置在奖盘平面上方，那么阻力形成的力矩会促使多旋翼无人机俯仰角朝发散方向发展，直至翻转。如果全机重心位置在浆盘平面下方，那么气动阻力形成的力矩会促使多旋翼俯仰角转向0°方向。因此，当多旋翼无人机在前飞状态时，重心在桨盘平面的下方会使前飞运动稳定。（2)多旋翼无人机受阵风干扰情况多旋翼无人机飞行时受到阵风干扰的情况如图6-32所示。从该图中看出，当阵风吹来时，由于旋翼所受的气动阻力矢量与阵风吹来的方向相同，如果全机重心位置在桨盘平面下方，那么气动阻力形成的力矩会促使多旋翼无人机俯仰角朝发散方向发展，直至翻转。如果全机重心位置在浆盘平面上方，那么气动阻力形成的力矩会促使多旋翼俯仰角转向0°方向。因此，当多旋翼无人机受到阵风干扰时，重心在桨盘平面的上方可以抑制阵风扰动。重心在浆盘平面上方风干扰

(b)

重心在浆盘平现下方风干扰图3-33受阵风干扰状态重心位置对机体受力矩的影响示意图综合分析多旋翼无人机在前飞状态和受到阵风干扰的受力情况，可知无论全机重心位置是在桨盘平面的上方还是下方都不能使多旋翼无人机飞行稳定。因此需要通过反馈控制来保持多旋翼无人机的飞行平衡。在际飞行中，如果全机重心在桨盘平面很靠上的位置，那么会使多旋翼无人机某个运动模态很不稳定。因此，在进行总体设计气动分析时最好将全重心位置配置在桨盘平面周围，可以稍微靠下，这样有利于提高多旋翼无人机飞行稳定性。8、多个旋翼相互气动干扰分析多旋翼无人机在飞行过程中，由于旋翼桨叶上下表面压力差的存在，在桨尖处桨叶下方的气流会被诱导而产生向上的诱导速度，随着桨叶的旋转，会从桨尖拖出很长的尾迹，最后在空气黏性的作用下耗散掉。（1)悬停状态旋翼气动干扰当多旋翼无人机悬停时，一方面旋翼桨叶产生的尾迹会不断冲击旋翼安装机臂，从而引发整机振动，这对飞行控制是不利的；另一方面通常多旋翼旋翼无人机的机身离桨尖有一段距离，旋翼桨叶旋转引起的桨尖涡和下洗流都是向下的，它在水平方向上影响小，强度较大的那部分尾迹涡流既不会打到机身上，也不会打到相邻的其他旋翼上。因此各个旋翼之间，以及各个旋翼与机身之间的气动干扰比较小，基本上可以忽略不计。现以四旋翼旋翼无人机为例，前面的旋翼编号为1号，然后顺时针方向依次编号至4号，四个旋翼旋转方向两两相反以保证整机的力矩平衡。1号和3号旋翼都为逆时针旋转，会产生顺时针的反扭矩；2号和4号都为顺时针旋转，会产生逆时针的反扭矩，如图3-34所示。图3-34四旋翼无人机示意图图3-35表示在悬停状态下四旋翼无人机各个旋翼拉力系数随方位角的变化。从图上可以看出：四旋翼无人机悬停时，四个旋翼的桨叶拉力系数随方位角变化不大，与单旋翼带尾桨旋翼无人机的旋翼拉力系数基本相同。换言之，四旋翼无人机在悬停状态下，各旋翼桨叶之间因桨叶后缘尾迹和桨尖涡的溢出引起的相互干涉很小，由此所引起的气动载荷分布不均这样的问题并不严重。图3-35悬停状态各旋翼浆叶拉力系数对比图（2)前飞状态旋翼气动干扰1)I形四旋翼无人机前飞气动干扰。四旋翼无人机前飞时机体前倾，旋翼的拉力在水平方向的分力与空气阻力平衡，它在前飞状态下的尾迹从旋翼桨叶和机身上拖出，流向下游区域进而诱导出整个流场。1号桨叶处于最上游区域，在前飞时由于前飞速度的存在，1号旋翼桨叶拖出的尾迹向后向下运动打到机身上，减小了对3号桨叶的气动干扰。与此同时，由于前飞机身本身也会有尾流产生，对3号旋翼的气动力产生影响。2号、4号旋翼桨叶的尾迹向后运动也会对3号旋翼产生影响，但是相比1号旋翼产生的影响会小很多。与悬停状态不同，I形四旋翼无人机在前飞状态下，各旋翼桨叶尾迹会向后运动，其中2号、3号、4号旋翼桨叶对于机身气动力的影响相比悬停状态时大为减少，但是1号旋翼桨叶脱出的尾迹会打到机身上，这是引起机身气动力变化的主因。四旋翼无人机在前飞状态与悬停状态不同的是由于有了前飞速度，在前行桨叶一侧，桨叶相对气流速度较后行一侧速度大。前行桨叶产生的桨尖涡强度也会较后行一侧大，从而前行一侧桨叶间上洗流速度较大，由于四旋翼I形结构形式的存在，1号、3号旋翼桨叶逆时针旋转，前行一侧在左侧；2号、4号旋翼桨叶顺时针旋转，前行桨叶在右侧。因而1号、3号、4号旋翼桨叶前行一侧集中在整机左侧位置相互靠近，因此诱导出的上洗流区虽然面积较小但是强度较大；1号、2号、3号旋翼桨叶中只有3号旋翼桨叶前行一侧位于整机右侧，3个旋翼桨叶前行一侧相互远离，因此诱导出的上洗流区面积大，强度小。3号旋翼桨叶受到来自1号、2号、4号旋翼桨叶和机身拖出尾迹的冲击。在飞行过程中，3号旋翼桨叶受到的干扰最大。图3-36和图3-37分别表示前飞状态下旋翼拉力系数与力矩系数随方位角的变化，从图上可以看出：1号旋翼浆叶的拉力系数大于2号，4号、3号旋翼桨叶的拉力系数，与单旋翼带尾桨旋翼无人机前飞时旋翼的拉力系数接近；2号、4号旋翼拉力系数接近；3号旋翼拉力系数最小。由于四旋翼无人机在前飞时各个旋翼拉力系数的变化是不相问的，从而导致整机产生了不平衡的力矩。图3-36I形四旋翼前飞状态各旋翼拉力系数对比图图3-37I形四旋翼前飞状态力矩系数2)X形四旋翼无人机前飞气动干扰X形四旋翼无人机前飞时的飞行状态与1形的不同，空气流场中从上游1号、4号旋翼桨叶脱落的桨尖涡流会对下游旋翼产生影响，但是机身对旋翼的气动干扰会小很多，旋翼的尾迹不会打到机身上，由机身产生的强度较大的涡量也不会打到下游旋翼上。X形四旋翼无人机在前飞时，旋翼桨盘平面下方区域产生很大的下洗流，并且机体附近时流场相对于横滚轴是对称的，因此旋翼前行桨叶一侧的下洗流较后行一侧大，1号、4号旋翼桨叶在2号、3号旋翼桨盘平面处诱导出下洗速度，会减小其桨叶的有效迎角。图3-38表示X形四旋翼无人机在前飞时各旋翼拉力系数的变化。由于1号、2号旋翼处于流场上游受到气动干扰较小，拉力系数与单旋翼带尾奖旋翼无人机旋翼的拉力系数近似相等；3号、4号旋翼处于1号、2号旋翼的下游，因而会受到它们尾流的干扰，导致拉力系数变化比较复杂。由于各旋翼拉力系数的变化，使得整机产生不平衡的力矩。因此X形四旋翼无人机在前飞状态下，有必要考虑因气动干扰导致的气动力不平衡。图3-39表示X形四旋翼前飞状态力矩系数。图3-38X形四旋翼前飞状态各旋翼拉力系数对比图图3-39X形四旋翼前飞状态力矩系数习题模块四：飞行理论学习目标：【知识目标】（1）了解大气的重要物理参数；（2）了解大气的构造；（3）理解国际标准大气的制定与应用；（4）掌握气象对飞行活动的影响。【技能目标】（1）能理解大气的重要物理参数对飞行影响；（2）能分清大气的构造及无人机飞行环境（3）能理解国际标准大气的应用（4）掌握气象对无人机飞行活动的影响。【素质目标】（1）培养学生具有一定行业视野和市场意识，具备相关岗位的职业能力和职业素养；（2）培养学生爱国情怀和民族自豪感。4.1飞机重心、机体坐标系和自由度图4-1飞机重心计算飞机的机体坐标研究飞机的平衡、稳定性和操纵性原理的时候，为了描述飞机的空间位置、运动轨迹、气动力和力矩等向量，需要采用相应的坐标系。常用的坐标系有地面坐标轴系、机体坐标轴系、气流坐标轴系和航迹坐标轴系等。这些坐标系都是三维正交右手系。为了方便研究间题，我们选用机体坐标轴系来研究飞机的运动规律。为了确定飞机在空中运动特性，把飞机看作一个刚体。全部质量都集中在飞机重心上，用飞机重心的运动轨迹代替整架飞机的运动轨迹。这样飞机的任何一种运动都可以分解成全机随着重心的移动和绕重心的转动。机体坐标轴体系OXtYtZt是固定在飞机上、随飞机一起转动的坐标系，其原点0位于飞机的重心。飞机的机体轴线有三个，它们都相交于飞机的重心，并且两两相互垂直。沿着机身长度方向，在飞机对称面内由机尾通过重心指向机头的直线称为飞机的纵轴OXt,指向机头的方向为正方向；从左机翼通过飞机重心到右机翼并与纵轴垂直的直线称为飞机的横轴OZt,指向右机冀方向为正方向；通过飞机的重心并垂直于纵轴和横轴，指向飞机上方的直线称为飞机的立轴OYt,指向上方为正方向，如图4-2所示。图4-2机体坐标（1）纵轴（也叫OXt轴）：通过重心，位于飞机对称面内，沿机身轴线，箭头指向机头方向。飞机绕纵轴的转动叫滚转或倾斜。（2）立轴（OYt轴）：通过重心，在飞机对称面内，并与纵轴垂直的直线，指向座舱上方。飞机绕立轴的转动叫偏转或偏航。（3）横轴（OZt轴）：通过重心并与对称面垂直，箭头指向右机翼。飞机绕横轴的转动叫俯仰或抬头、低头。3、飞机空中自由度重心的移动有3个自由度，分别是沿Xt轴、Yt轴和Zt轴的平移。机体绕重心转动有3个自由度：绕Xt轴的滚转、绕Yt轴的偏航、绕Zt轴的俯仰。故飞机在空中共有6个自由度。（见图4-3）图4-3空中自由度4.2飞行时作用在飞机上的外载荷及平衡方程、载荷系数图4-4作用在飞机上的力图4-5平衡方程图4-6飞机水平直线匀速飞行时，作用在飞机上外载荷的平衡关系图4-7俯冲拉起时的受载情况4-4（2）飞机在X轴方向的过载等于发动机推力P与飞机阻力X之差与飞机重量的比值，即4-5（3）飞机在Y轴方向的过载等于升力与重量之比。即4-6载荷系数为代数值，既有大小又有正负。ny的正、负号与升力的正、负号一致，升力的方向与Y轴相同，则取正号；反之则取负号。飞机在机动飞行中，比如进入俯冲、俯冲拉起、水平转弯等，驾驶员操纵飞机使飞机的升力发生变化产生的过载称为机动过载。飞机在飞行中遇到阵风，使飞机的飞行速度和迎角改变造成飞机升力的变化，产生的过载叫阵风过载。如果遇到较大的垂直向上的阵风，会产生比较大的正过载；如果遇到较大的垂直向下的阵风，会产生比较大的负过载4.3起飞与着陆飞机的每次飞行，也不论飞多高、飞多久，总是以起飞开始以着陆结束。飞机的起飞、降落是任何飞行科目不可缺少的两个重要环节。同时起飞和着陆阶段的飞行事故率又最高，所以首先需要掌握起飞和着陆的技术。飞机的起飞和着陆是两个正要的飞行状态，起飞、着陆性能的好坏有时甚至会影响到飞机能否顺利完成正常的飞行任务。4.3.1起飞起飞是飞机从起飞线开始滑跑，加速到抬前轮速度VR时抬轮离地，上升到距起飞表面15m(50英尺)高度，速度达到起飞安全速度V2的运动过程。飞机从地面滑跑到离地升空，是由升力不断增大，以至大于飞机重力的结果。而只有当飞机速度增大到一定数值时，才可能产生足以支持飞机重力的升力。可见飞机的起飞是一个速度不断增加的加速过程。飞机的起飞是一个速度不断增加的加速过程。起飞一般可分为起飞滑跑、抬前轮离地、初始上升三个阶段（见图3-8）。图4-8起飞过程1、起飞滑跑起飞滑跑的目的是为了增大飞机的速度，直到获得离地速度。因此此阶段的主要问题是如何使飞机尽快加速和保持好滑跑方向。飞机滑跑时作用于飞机的力如图4-4所示。从图中可写出飞机滑跑时的运动方程式为：4-7其中，a为加速度，g取9.8m/s2。为了使飞机滑跑距离最短，必须给飞机最大的加速力，飞机的加速力为拉力与飞机总阻力之差，即剩余拉力，剩余拉力的表示式为：4-8式中，f为摩擦系数。滑跑过程中，速度不断增加，作用于飞机的各力都在不断地变化着，总的加速力随着滑跑速度的增大而减小。因为随着滑跑速度的增大，飞机的升力和阻力都增大，升力增大，飞机与地的垂直作用力减小，导致地面摩擦力减小。对于螺旋桨飞机，虽然总阻力变化不大，但螺旋桨的拉力不断减小，导致剩余拉力不断减小，所以飞机的加速度不断减小。由以上分析可知，拉力或推力越大，剩余拉力或剩余推力也越大，飞机增速就越快。起飞中，为尽快地增速，应把油门推到最大位置，使用最大拉力即满油门起飞。对螺旋桨飞机而言，起飞滑跑中引起飞机偏转的主要原因是螺旋桨的副作用。起飞滑跑中，螺旋桨的反作用力矩力图使飞机向螺旋桨旋转的反方向倾斜。造成两主轮对地面的作用力不等，从而使两主轮的摩擦力不等，两主轮摩擦力之差对重心产生偏转力矩。螺旋桨滑流作用在垂直尾翼上也会产生偏转力矩。前三点式飞机抬前轮时和后二点式飞机抬尾轮时，螺旋桨的进动作用也会使飞机产生偏转。加减油门和推拉驾驶杆的动作越剧烈，螺旋桨副作用影响越大。为减轻螺旋桨副作用的影响，加油门和推拉驾驶杆的动作应柔和、适当。滑跑前段，因舵的效用差，一般可用偏转前轮和刹车的方法来保持滑跑方向。滑跑后段应用舵来保持滑跑方向。随着滑跑速度的不断增大，方向舵的效用不断提高，就应当回舵，以保持滑跑方向。喷气飞机起飞滑跑方向容易保持，其原因一是喷气飞机都是前三点式飞机，而它在滑跑中具有较好的方向稳定性，二是没有螺旋桨副作用的影响，所以在加油门和抬前轮时，飞机不会产生偏转。为了在起飞滑跑过程中保持方向，应根据机头和前方目标的相对运动，及时发现和修正偏差。用舵修正方向时，注意舵扯不宜过大。从以上分析可知飞机起飞滑跑的操纵方法是飞机对正跑道后，松刹车，柔和、连续地加油门至最大位置，用盘舵保持滑跑方向，随滑跑速度的增加，盘舵效能增强，盘舵量须适当减小。2、抬前轮离地前三点式飞机的停机角比较小，如果在整个起飞滑跑阶段都保持三点姿态滑跑，则迎角和升力系数较小，必然要将速度增大到很大才能产生足够的升力使飞机离地，这样，滑跑距离势必很长。因此，为了减小离地速度，缩短滑跑距离，当速度增大到一定程度时就需要柔和、一致地向后带杆抬起前轮做两点姿态滑跑，以增大迎角和升力系数，缩短滑跑距离。抬前轮过程中，迎角增加，升力增加，飞机有继续上仰的趋势，因此在接近预定俯仰姿态时，应向前回杆，以使飞机保持在规定的离地姿态。离地姿态是通过机头与天地线的相对高低位置，并结合地平仪来判断的。抬起前轮后，继续保持姿态，飞机经过短暂的两点滑跑加速到离地速度，升力稍大于重力，即自动离地。机轮离地后，机轮摩擦力消失，地面效应减弱，飞机有上仰趋势，此时应向前推杆以保持俯仰姿态。抬前轮的时机不宜过早或过晚。抬前轮过早，速度还小，升力和阻力都小，形成的上仰力矩也小。要抬起前轮，必须使水平尾冀产生较大的上仰力矩，但在小速度情况下，水平尾翼生的附加空气动力也小，要产生足够的上仰力矩就需要多拉杆。结果，随着滑跑速度增大，上仰力矩又将迅速增大，飞行员要保持抬前轮的平衡状态，势必又要用较大的操纵拯进行往复修正，给操纵带来困难。同时，抬前轮过早，使飞机阻力增大而增长起飞距离。如果抬前轮过晚，不仅使滑跑距离增长，而且还由于抬前轮到离地的时间很短，飞行员不易修正前轮抬起的高度而保持适当的离地迎角，甚至容易使升力突增很多而造成飞机猛然离地。各型飞机抬前轮的速度均有其具体规定，应严格按照手册中规定的抬前轮速度拉杆。前轮抬起的高度应正好保持飞机离地所需的迎角。前轮抬起过低，势必使迎角和升力系数过小，离地速度增大，滑跑距离增长；前轮抬起过高，滑跑距离虽可缩短，但因飞机阻力大，起飞距离将增长，而且迎角和升力系数过大，又势必造成大迎角小速度离地。离地后，飞机的稳定性差操纵性也不好。仰角过大，还可能造成机尾擦地。从既要保证安全又要缩短滑跑距离的要求出发，各型飞机前轮抬起的高度都有具体规定。飞行员可从飞机上的俯仰指示器或从机头与天地线的位置关系来判断前轮抬起的高度是否适当。抬前轮的操纵方法是当滑跑速度增加到抬轮速度VR时，柔和、一致地向后带杆，在接近预定姿态时，应回杆保持姿态，待飞机自动离地。飞机离地后，机轮摩擦力消失，飞机有上仰趋势，应回杆保持姿态。3、上升当速度增大到一定数值时，升力稍大于重力，飞机即可离地。此时升力大于重力、拉力或推力大于阻力。飞机刚离地时，不宜用较大的上升角上升。上升角过大，这会影响飞机增速，甚至危及安全。为了减小阻力，便于增速，飞机离地后，一般不低于5m高度收起落架。收起落架时机不可过早或过晚。过早，飞机离地太近，如果飞机有下俯，就可能重新接地，危及安全；过晚，速度太大，起落架产生的阻力很大，不易增速，还可能造成起落架收不好。在小角度上升中，特别要防止出现坡度，因为这时飞行高度低，飞机如有坡度，就会向下侧滑而可能使飞机撞地。因此发现飞机有坡度时应及时纠正。当速度增加到规定值时，应柔和带杆使飞机转入稳定上升，上升到规定高度时起飞阶段结束。在15m(50ft)处飞机加速至大于起飞安全速度功。继续上升至规定高度时，再调整构型和功率。综上所述，一般飞机的起飞过程包括三个阶段：地面滑跑、离地和加速爬升。飞机先滑行到起飞线上，刹住机轮，襟冀放到起飞位置，并使发动机转速增加到最大值，然后松开刹车，飞机在推力作用下开始加速滑跑。当滑跑速度达到一定数值时，驾驶员向后拉驾驶杆，抬起前轮，增大迎角。此后，飞机只用两个主轮继续滑跑，机翼的升力随着滑跑速度的增加而增大，当其值等千飞机的重揽时，飞机便离开地面，加速爬升。上升到10~15m高度上收起起落架，上升到25m高度后起飞阶段结束。4、起飞性能起飞性能主要包括离地速度、起飞滑跑距离和起飞距离。（1）离地速度V离起飞滑跑时，当升力正好等于重力时的瞬时速度，叫作离地速度达到离地速度时，升力等于重力，即4-9可见，起飞离地速度的大小与飞机重址成正比，与离地时的升力系数、空气密度成反比。飞机重最越大，空气密度越小或离地时的升力系数越小，则离地速度就越大。离地时的升力系数的大小取决于离地迎角和襟翼位置，离地迎角增大、放襟冀起飞，都使离地速度减小。空气密度与机场标高有关，同一机场，空气密度又与大气温度、大气压力有关。保持同一表速抬前轮，当机场高度和气温增加时，将使离地真速增大。起飞离地时，为了避免出现失速的危险，规定的离地速度要大于失速速度的10%~15%。起飞离地速度越小，起飞就越安全。（2）起飞距离和起飞滑跑距离起飞滑跑距离LTOR指飞机从开始滑跑至离地之间的距离。起飞距离LAIR指飞机从开始滑跑到离地15m(50ft)高度时速度不小于起飞安全速度所经过的水平距离（见图4-9）。飞机起飞距离的长短，是衡量起飞性能好坏的重要标志之一。图4-9起飞距离和起飞滑跑距离影响起飞滑跑距离和起飞距离的具体因素有油门位置、离地迎角、襟冀反置、起飞重量、机场标高与气温、跑道表面质量、风向风速、跑道坡度等。这些因素一般都是通过影响离地速度或起飞滑跑的平均加速度来影响起飞滑跑距离的。油门位置：油门越大，螺旋桨拉力或喷气推力越大，飞机增速越快，起飞滑跑距离和起飞距离就越短。所以，一般应用最大功率或最大油门状态起飞。襟翼位置：放下适当角度襟翼，可增大升力系数，减小离地速度，缩短起飞滑跑距离，所以现代运输机起飞都要放下一定角度的襟翼，如