无人机教学理论知识教材.docx

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无人机教学理论知识教材

第一章飞机的基本结构

第一节固定翼飞机主要组成部分

小型固定翼飞机的主要部件包括机体、起落装置和动力装置。

其中机体是飞机的主要组成部分，包括机身、机翼和尾翼。

图1-1固定翼无人机

一、机身

机身的主要功用是装载飞行控制系统、电力系统、通信系统、燃料系统及任务系统等机载设备。

机身将机翼、尾翼、发动机及起降装置连在一起，形成完整的飞行平台。

二、机翼

机翼是无人机产生升力的主要部件。

无人机的性能往往决定于机翼的设计是否科学合理，良好的机翼能够获得较大的升力而将阻力降至最小可能值，并有足够的强度和刚性，确保飞机在使用最大设计载荷时不容易变形。

好的翼型能够在同样的迎角下有较大的升力系数和较小的阻力系数，这两种系数的比值（称升阻比）可达到18以上。

图1-2机翼

1、副翼。

机翼后缘外侧的活动部分是副翼，左右机翼对称安装。

副翼通过舵机控制，可上下偏转，两侧副翼的偏转方向相反，操纵飞机围绕纵轴进行横向活动。

2、襟翼。

有的飞机在机翼后缘内侧装有襟翼，襟翼是一种增升装置，用于改善飞机的起降性能。

襟翼有许多类型，在无人机上最常用的是分裂式襟翼，即在机翼后部约20%处分裂开来，机翼的上表面没有动，下表面向下开裂，形成这种类型的襟翼。

图1-3分裂式襟翼

分裂式襟翼能提高升力，升力系数最多可增加75%-85%，但同时也会产生很大的压差阻力，迅速降低飞行速度，这种简单襟翼一般用于低速飞机。

比较复杂的襟翼还有富勒襟翼、开缝襟翼等，一般用于大型高端无人机。

图1-4富勒襟翼

图1-5开缝襟翼

3、机翼在飞机上的安装位置。

由机翼相对于机身的垂直位置，可以将机翼分为上单翼（高单翼、肩单翼）、中单翼和下单翼（低单翼）。

图1-6机翼在飞机上的安装位置

上单翼的好处是机身连接机翼的结构比有机翼穿过机身的连接结构要简单，通常采用贯通的机翼大梁，具有重量轻、强度好、有效升力面积大的优势；上单翼飞机的机身距离地面比其他布局的更近，起落架连接在机身上时不需要很高的起落架，同时保证飞机的发动机和地面有足够的间隙；翼尖离地高，在飞机带坡度或有较大的上仰姿态着陆时，翼尖不易擦地。

但是因为起落架连接在机身上，所以要综合考虑机身与起落架连接处的强度、翼身连接处的整流等因素。

图1-7上单翼飞机

在载人飞机中，上单翼飞机的下视死角小，便于观察，因而对搜索功能具有特殊要求的小型飞机，多采用上单翼的气动布局。

图1-8中单翼飞机

中单翼布局的阻力最低，对于机动性要求较髙的飞机多选择中单翼气动布局。

中单翼最大的问题是机翼大梁结构贯穿机身，机身需要设计很强的加强区，且机身空间布局受到很大限制。

图1-9下单翼飞机

下单翼设计的主要优点是起落架支柱不需要太髙，容易设计成可收放的起降装置。

但是因为发动机的安装位置总体上偏低，对起降场地要求较高。

三、尾翼

尾翼的主要功用是控制飞机的俯仰和方向平衡，操纵飞机围绕横轴和立轴进行俯仰和方向变化活动。

尾翼分为水平尾翼和垂直尾翼。

水平尾翼的固定部分为水平安定面，可上下活动的部分为升降舵，飞行中通过升降舵的上下偏转，操纵飞机围绕横轴进行俯仰运动。

垂直尾翼的固定部分为垂直安定面，可左右活动的部分为方向舵，飞行中通过方向舵的左右偏转，操纵飞机围绕立轴进行方向运动。

图1-10常规气动布局的尾翼

不少无人机的尾翼采用非常规气动布局，如“V”形尾翼、倒“V”形尾翼、双垂尾等，目的都是为了减轻飞机重量，提高飞机的气动性能。

图1-11正“V”尾无人机

图1-12倒“V”尾无人机

图1-13倒“V”尾无人机

图1-14双垂尾无人机

四、起降装置

起降装置的主要功用是支持飞机在地面停放，并用于飞机的起飞和降落。

小型无人机最常用的起降装置是起落架，根据起落架的不同安装方式可分为前三点式和后三点式起落架。

图1-15前三点起落架无人机

前三点飞机的主起落架在飞机的重心后面，前轮在重心的前面；后三点飞机的主轮在飞机重心的前面，尾轮在飞机的尾部。

前三点飞机的前轮和后三点飞机的尾轮是可控的，可以通过控制轮子的方向变化，来控制飞机在地面的滑跑方向。

图1-16后三点起落架无人机

其他起降装置还有滑撬式、弹射式、伞降式等。

图1-17滑撬式无人机

图1-18弹射起飞无人机

图1-19伞降无人机

第二节翼型翼型是机翼的翼剖面形状。

图1-20机翼的翼剖面形状

一、翼型的发展

翼型设计是空气动力学研究的一项重要内容。

翼型的发展过程反映了空气动力学领域不断的进步，也是人类追求更快、更高飞行理想的理论基础的发展过程。

世界上很多技术发明是在动物的特异功能启发下研究成功的，飞机就是个典型的仿生例子。

早期的翼型设计，基本是根据鸟类飞行的特点，从“曲面机翼比平面机翼升力大”的观点出发，制成仿鸟翼的弓形翼面。

世界上对于翼型最早的系统性研究始于19世纪末，人们通过早期的风洞试验数据，获得一系列翼型，并逐步认识到飞行成功的关键是机翼的曲率和弯度。

1903年美国的莱特兄弟研制成功的能够实现动力飞行的飞机和1908年法国的亨利•法尔芒操纵的瓦赞-法尔芒号飞机的翼型，都具有薄而且有弯度的特征。

1909年成功飞越英吉利海峡的布莱里奥的单翼机-布莱里奥XI号的机翼，也是相当薄而且有很大的弧度，其翼型形状和鸟翅的剖面非常相似。

图1-21早期的翼型

随着航空科学技术的发展，这种翼型在10年后逐渐退出历史舞台，更加多样化的翼型，被试验验证后，开发出来。

二、翼型的几何参数

图1-22机翼剖面几何参数

翼型是由中弧线（或弯度线）和基本厚度翼型叠加而成的。

中弧线——翼型的上表面和下表面之间，垂直于弦线的，各个线段的中点的连线。

前缘、后缘——机翼上表面和下表面的外形线在前端的交点称为前缘，后端的交点称为后缘。

前缘半径——翼型前缘的曲率半径。

后缘角——翼型后缘上下两弧线切线的夹角。

弦线——翼型前缘和后缘端点的连线称为弦线，这是测量迎角的基准线。

弦长——翼型弦线被前缘、后缘所截长度。

弯度——中弧线和弦线之间的最大距离称为弯度。

最大弯度位置与弦长之比，为最大弯度的相对位置。

弯度与弦长之比为称为相对弯度。

厚度——翼型中，与中弧线垂直的方向上测量的上表面和下表面的距离称为翼型厚度（其最大值称最大厚度）。

翼型厚度沿弦线的变化称为厚度分布。

翼型的最大厚度与弦长的比值即相对厚度。

比如，相对厚度10%的翼型，表示最大厚度和弦长的比是10%。

三、翼型的选择

目前，在一般的小型固定翼无人机研发过程中，基本上都没有对翼型进行风洞吹风试验，普遍采用的方法是在现有的较成熟的翼型中进行选择，使之满足飞机设计的要求。

翼型选择或对飞机性能的大致判别，主要应当考虑以下因素：

1、翼型的升力特性

适当增加翼型的弯度是提高翼型升力系数和最大升力系数的有效手段，常用的相对弯度约为2%-6%，尤其4%比较常见。

适当前移最大弯度位置也可以提高翼型的最大升力系数，失速形式为前缘失速。

最大弯度位置靠后，最大升力系数降低，但是可以取得比较缓和的失速特性。

翼型前缘半径，是确定大迎角下气流分离流线，从而决定最大升力值，以及其他特性的，重要的几何参数。

薄翼型的前缘半径对最大升力系数影响不大，但中等翼型所受的影响就增大很多。

适当增加翼型的前缘半径还可以提高翼型的升力线斜率。

适当增加翼型的厚度也可以使最大升力系数增加，对常规的翼型，一般在相对厚度12%-15%达到最大升力系数，有些特殊翼型还要高。

2、翼型的阻力

对于低速飞机，阻力主要来自于摩擦阻力，试验表明，采用粗糙布蒙皮的机翼阻力比光滑机翼阻力大70%。

因此，无人机常选择小弯度层流翼型，同时提高机翼表面光洁度，来减少无人机的基本构型阻力。

3、翼型的使用范围

翼型的选择受飞机要完成的总任务的影响，例如，飞机的飞行速度限制了翼型的参数选择，每减小1%的相对厚度可以增加0.015的临界马赫数，低速飞机可以在12%-18%之间选择。

4、平面形状的影响

大展弦比机翼，为了防止翼尖失速造成飞机安全问题，翼尖处翼型的最大升力系数一般要比翼根处翼型的大。

5、足够的空间和刚度

除了气动方面的考虑，还要考虑减轻结构重量。

对于无人机来说，翼型相对厚度较大带来结构高度增加的同时，对加工制造也会带来很大的便利，尤其是对于初学者来说更是如此，因此不建议初学者采用相对厚度较小的翼型。

6、翼型选择的一般规律

薄翼型阻力小，但不适合大迎角飞行，且失速特性不佳，适合高速飞机。

厚翼型阻力大，升力特性较好，不易失速。

长航时无人机一般用升阻比大的翼型。

对机动性要求特别高的飞机，一般用前缘半径大的翼型以利于大迎角飞行。

第三节机翼的平面形状

一、机翼的俯视投影形状

无人机机翼的平面形状种类不多，主要有矩形、梯形、矩形+梯形、矩形+椭圆形、矩形+圆弧翼尖、椭圆形等。

从空气动力学的观点看，椭圆形的机翼诱导阻力最小，但是制作难度较大。

大多数无人机的机翼都采用矩形或梯形的平面形状，从理论上讲梯形机翼的诱导阻力较接近理想的椭圆机翼，而且翼肋大小变化有规律，制作起来虽不及长方形的方便，但也不十分麻烦。

下图是几种常见机翼的平面形状。

（d）矩形+椭圆形

（0）椭圆形

图1-21机翼的平面形状

二、机翼的展弦比

第一个研究展弦比的是莱特兄弟，他们用自己建立的风洞进行了这方面的研究，发现在升力一定的前提下，一个长而瘦（展弦比大）的机翼比一个短而宽（展弦比小）的机翼阻力要小。

改变展弦比的另外一个效果是失速迎角的变化，小展弦比的机翼要比大展弦比的机翼失速迎角大，也就是更不容易失速。

三、机翼的梢根比

机翼的梢根比是翼梢弦长与机翼翼根处弦长之比。

大部分低速飞机机翼的梢根比比一般在0.4-0.5。

从工程角度看，飞机机翼引入梢根比的概念，而且梢根比小于1很自然，由于机翼的三维效应，翼梢处的气动效率没有根区那么大，在一定的来流条件下，翼梢部机翼产生的升力没有后者大，阻力却比后者大。

所以采用平直矩形翼，翼梢处的结构效率就比根区要低。

四、机翼的后掠角

机翼的后掠角主要用于减缓跨声速和超声速的不利影响，虽然在低速无人机中，用后掠机翼的比较少，但是在实际应用中,大多数梯形机翼的飞机都带有一定的后掠角。

从理论上讲，机翼的后掠可以改善飞机的稳定性，大概10°的后掠角相当于1°的上反角。

实际中，机翼后掠的，很少再上反或者下反，以避免过度的稳定。

五、机翼的平均气动弦长

机翼弦长是机翼流向的长度，也就是连接前缘和后缘的长度。

因为除了矩形翼之外,机翼弦长是沿翼展方向变化的，所以有平均几何弦长和平均气动弦长的区别。

平均几何弦长是由机翼平面形状的几何要素决定，完全没有考虑气动的要素。

平均气动弦长是确定机翼气动中心位置和计算纵向力矩系数常用的一种基准翼弦。

它是把给定机翼的展向各剖面的气动力矩特性加以平均而计算出来的等面积矩形机翼的弦长。

该矩形翼各剖面的力矩特性不变，矩形翼的力矩特性与给定机翼力矩特性相同。

平均气动弦长，除计算俯仰力矩时作为基准长度外，在标示重心位置、压力中心、气动中心时，将其投影在机翼对称面的平均气动弦上，从前缘开始，百分之几的位置上。

六、上反角

上反角是指机翼基准面和水平面的夹角，或者从正面看，机翼轴线与水平面的夹角。

如果机翼有扭转，为扭转轴与水平面的夹角。

图1-22机翼的上反角

上反角的作用是，在飞机偏航时，有滚转的趋势，滚转力矩是由上反角引起的侧滑引起的，下沉侧机翼的有效迎角增大，由此引发的反向滚转力矩，使飞机有恢复平衡的趋势，这个力矩大致和上反角成正比。

上反角并不是越大越好，过大的上反角可能引起飞机含有偏航和滚转的重复侧向运动。

目前还没有一种能综合考虑以上效应的确定机翼上反角的有效方法，通常实际应用中采