無人機(jī)或者飛機(jī)在飛行過程中，都會(huì)受到空氣阻力的影響，這種影響如果不進(jìn)行消除有可能給飛行帶來很大的動(dòng)力損耗，甚至對(duì)飛機(jī)的控制產(chǎn)生不可預(yù)料的結(jié)果。而在無人機(jī)上，不僅僅是在外形，在內(nèi)部控制上，空氣動(dòng)力學(xué)更是需要在設(shè)計(jì)過程中非常注意的方面。本文從理論方面介紹無人機(jī)設(shè)計(jì)中用到的空氣動(dòng)力學(xué)知識(shí)。

所有的空氣動(dòng)力學(xué)都是建立在運(yùn)動(dòng)定律之上。在航空模型上的空氣動(dòng)力學(xué)中，主要運(yùn)用牛頓創(chuàng)立的三大運(yùn)動(dòng)定律。

影響升力和阻力的因素

作用在飛行器上的空氣動(dòng)力，包括升力和阻力，這是由于空氣本身具有質(zhì)量造成的。要產(chǎn)生支持力，氣團(tuán)必須被加速以產(chǎn)生向上的支持力，要達(dá)到平衡，則支持力必須等于重力。飛機(jī)在空氣飛行中，機(jī)翼穿過氣流，從而引起擾動(dòng)，除了機(jī)翼外，飛機(jī)的其他部分，如機(jī)身，尾翼，起落架等，也會(huì)引起擾動(dòng)，也會(huì)產(chǎn)生能力損失，這樣就得不到對(duì)升力的貢獻(xiàn)，因此產(chǎn)生升力如果耗費(fèi)的能力越多，則飛行器的效率越低。航模飛行所需的空氣質(zhì)量取決于 3 個(gè)因素：1、給定空間中的空氣量，即航模飛行空間的空氣密度；2、航模的尺寸；3、航模飛行的速度或速率。

1、空氣密度

空氣是由多種其他的混合物構(gòu)成。空氣可認(rèn)為是無數(shù)獨(dú)立的分子組成，他們都處于劇烈的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。氣體的溫度是衡量這種運(yùn)動(dòng)劇烈程度的一種尺度，溫度低時(shí)分子運(yùn)動(dòng)比溫度高時(shí)要緩慢。運(yùn)動(dòng)的分子碰撞到浸沒在其中的物體，產(chǎn)生了氣體壓力。密度是考量給定空間中分子數(shù)目多少的一個(gè)衡量尺度。在航模低速空氣動(dòng)力學(xué)中，研究空氣的分子組成是不需要的，航模飛行的介質(zhì)是流體，不是說空氣是液體。液體是一種在一定條件下幾乎不可壓縮的流體，而氣體是可壓縮的流體。航模飛機(jī)的飛行速度遠(yuǎn)達(dá)不到要考慮空氣可壓縮性的程度。空氣可壓縮性的問題一般只在處理噴氣動(dòng)力飛機(jī)以及螺旋槳翼尖和直升機(jī)旋翼問題時(shí)考慮。在高海拔和高溫環(huán)境中，空氣密度比貼近海平面和低溫環(huán)境中要低。航模愛好者在高原地區(qū)和在平原地區(qū)飛飛機(jī)時(shí)是有一定的控制區(qū)別的。空氣的潮濕程度也會(huì)影響密度。干燥的空氣比潮濕的空氣更加稠密，濕度因此會(huì)對(duì)升力產(chǎn)生影響。滑翔機(jī)飛行員可以利用熱空氣幫助滑翔機(jī)進(jìn)行滑翔。空氣動(dòng)力學(xué)中，將海平面附近常溫常壓下空氣密度定義為 1.225kg/m3.

2、模型尺寸

一個(gè)尺寸較大的飛行器，當(dāng)它飛行在標(biāo)準(zhǔn)大氣中時(shí)，必然產(chǎn)生更大的擾流，所以以在相同速度下要比尺寸小的模型產(chǎn)生更大的空氣作用力，這個(gè)作用力包括升力和阻力。

翼展載荷：模型重量和翼展的比，表示重量和每單位長度的比值。翼展載荷是一個(gè)非常重要的參數(shù)，一個(gè)較大翼展的模型在相同速度下要比翼展小的模型掃過更多的空氣。在獲得同意的空氣作用下，被掃過的空氣質(zhì)量越大，所需加速度就越小。

模型尺寸可以用機(jī)翼面積來表示。

3、速度

在模型的翼展和面積一定時(shí)，高速飛行對(duì)氣團(tuán)產(chǎn)生的擾動(dòng)比低速大。

迎角和配平模型獲得升力的能力幾乎取決于機(jī)翼和機(jī)翼相對(duì)來流的迎角。迎角的基準(zhǔn)一般是弦線。

弦線：連接翼型的前緣和后緣兩個(gè)端點(diǎn)的一條直線。

氣動(dòng)迎角：氣流實(shí)際與機(jī)翼的夾角。氣動(dòng)迎角與幾何迎角不同。傳統(tǒng)模型中，機(jī)翼的迎角（幾何迎角和氣動(dòng)迎角）大小主要取決于機(jī)翼和尾翼的相對(duì)變化。尾翼的主要功能是配平飛機(jī)，使之達(dá)到預(yù)定的迎角并保持這個(gè)迎角。

尾翼和機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的安裝角必須與相對(duì)氣流的迎角區(qū)分開來。機(jī)身可能與來流方向不一致。

尾翼有時(shí)會(huì)設(shè)計(jì)成正 V 型布局或倒 V 型布局，此時(shí)飛機(jī)的配平、俯仰和偏航穩(wěn)定性的操縱都由 V 型尾翼的兩個(gè)翼面來完成。除正常式的機(jī)翼 ---- 尾翼 ---- 垂直安定面布局外，還有很多其他布局形式，如無尾翼式布局，串列式布局，三角翼布局，鴨式布局。

鴨式布局：指一個(gè)小載荷的機(jī)翼位于主機(jī)翼前的布局。

由一對(duì)機(jī)翼或是另外的機(jī)翼承載多數(shù)載荷還是全部載荷，是一個(gè)涉及到配平和重心位置的問題。

翼型剖面和升力系數(shù)

機(jī)翼的效率受翼型的影響極大，在一定程度上是受翼型彎度的影響和厚度的影響。

模型的機(jī)身和其他部件也能產(chǎn)生一定的升力，大小取決于他們的外形和迎角。對(duì)于一般的模型來說，機(jī)身對(duì)升力的貢獻(xiàn)是很小的。但機(jī)身會(huì)產(chǎn)生一些與升力可比擬的力，它影響著模型飛機(jī)的穩(wěn)定性，而且總是與使飛行器處于給定迎角下的安定面的配平作用力相反。

相似的橫側(cè)向不穩(wěn)定擾動(dòng)由垂直安定面來阻止。

為了研究方便，空氣動(dòng)力學(xué)家們將所有的非常復(fù)雜的機(jī)翼外形和配平等因素匯總簡化為一個(gè)系數(shù)，即升力系數(shù)。這個(gè)系數(shù)可以說明一個(gè)模型或其任意部件產(chǎn)生的升力情況。比如升力為 1.3 的比 1.0 的能產(chǎn)生更大的升力。

影響升力的因素是模型的尺寸或面積、速度、空氣密度和升力系數(shù)。

公式為：L = 1/2ρv^2.S.Cl

飛行愛好者不能控制空氣密度，但可以通過控制模型的機(jī)翼迎角來獲得更高的升力系數(shù)，也可以增加機(jī)翼面積，盡管這會(huì)增加模型的重量，并且導(dǎo)致飛行速度的增加。在其他參數(shù)不變的情況下，小幅度的增加速度，就會(huì)導(dǎo)致升力大幅度增加。在給定面積、配平情況下，一個(gè)較重的飛機(jī)必須比較輕的飛機(jī)飛的快才行，但增加速度意味著消耗更多的能量。

在某些情況下可能模型發(fā)動(dòng)機(jī)提供不了足夠的動(dòng)力來保證飛行。

翼載重量與機(jī)翼面積之比

機(jī)翼升力系數(shù)和翼型升力系數(shù)整個(gè)模型或整個(gè)機(jī)翼的升力系數(shù)不應(yīng)與風(fēng)洞中實(shí)驗(yàn)的單個(gè)翼型升力系數(shù)混淆。尾翼對(duì)模型升力系數(shù)的貢獻(xiàn)是一個(gè)非常復(fù)雜的問題，飛行器的升力系數(shù)通常由機(jī)翼面積來確定。

伯努利定理

當(dāng)空氣遇到任何物體，比如機(jī)翼，空氣就會(huì)產(chǎn)生偏轉(zhuǎn)，一些空氣從機(jī)翼上表面通過，一些機(jī)翼從下表面通過。在這個(gè)流動(dòng)過程中會(huì)產(chǎn)生復(fù)雜的速度和壓力變化，要產(chǎn)生升力，上下表面必須存在壓差才可以。

伯努利定律：流體在忽略粘性損失的流動(dòng)中，流線上任意兩點(diǎn)的壓力勢(shì)能、動(dòng)能與位勢(shì)能之和保持不變。

經(jīng)過任何物體的流動(dòng)，只要是流線型的流動(dòng)，就會(huì)產(chǎn)生相似的流體變形，同時(shí)伴隨著速度和壓力的變化。

升力來源

在機(jī)翼上，壓力最高點(diǎn)就是所謂的駐點(diǎn)，在駐點(diǎn)處是空氣與前緣相遇的地方。空氣相對(duì)于機(jī)翼的速度減小到零，由伯努利定理知道該點(diǎn)壓力最大。上翼面和下翼面的空氣必須從這個(gè)點(diǎn)由靜止加速離開。在一定的來流速度下，如果對(duì)稱翼型的迎角增大的話，上下表面的壓力差會(huì)一直增大到某個(gè)值。一個(gè)有彎度的翼型，盡管弦線位置可能是幾何零迎角，但平均壓力和升力與對(duì)稱翼型仍存在差異。在某些幾何迎角為負(fù)的位置上，上下表面的壓力是可能相等的，因此大彎度翼型存在一個(gè)零升迎角，這是翼型的氣動(dòng)力零點(diǎn)。盡管在這個(gè)迎角下沒有產(chǎn)生升力，由于翼型彎度的存在，上下表面的特征是不一樣的。升力系數(shù)有一個(gè)明確的極限值。如果迎角太大或是彎度增加太多的話，流線型就會(huì)被破壞并流動(dòng)從機(jī)翼上分離。分離改變了上下表面的壓力差，升力被大幅度降低，機(jī)翼處于失速狀態(tài)。氣流分離在小范圍內(nèi)是一種普遍現(xiàn)象，氣流在上下表面可能分離，也可能分離后再附著。這就是所謂的“氣泡分離”。

環(huán)流和附著渦

氣流以一定的角度流經(jīng)翼型時(shí)會(huì)出現(xiàn)偏轉(zhuǎn)，導(dǎo)致翼型前方的上洗和后方的下洗。這個(gè)偏轉(zhuǎn)的出現(xiàn)打破了氣流的平衡。流線的運(yùn)動(dòng)就像是一團(tuán)旋轉(zhuǎn)的空氣柱，即一個(gè)渦，這樣的渦將導(dǎo)致流動(dòng)的偏轉(zhuǎn)、上洗、下洗。渦旋轉(zhuǎn)速度的大小將決定產(chǎn)生多大的升力。實(shí)際上流經(jīng)翼型上下表面的氣流并不會(huì)轉(zhuǎn)圈，很多實(shí)驗(yàn)表面這個(gè)旋轉(zhuǎn)的渦確實(shí)能產(chǎn)生升力。這個(gè)附著渦的主要價(jià)值是：使得流經(jīng)翼型的流動(dòng)可以通過理想渦環(huán)流的強(qiáng)度來計(jì)算。這個(gè)方法在計(jì)算升力沿真實(shí)機(jī)翼展向分布的時(shí)候特別有用。機(jī)翼的末端，附著渦是存在的，只是它變成 一對(duì)拖拽著是翼尖漩渦，這對(duì)渦確實(shí)是旋轉(zhuǎn)的，并且可以觀測(cè)到。

阻力、升阻比

模型的所有部件，包括機(jī)翼、尾翼、機(jī)身以及每個(gè)暴露在空氣中的部件都會(huì)產(chǎn)生阻力。即使是在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)罩、機(jī)輪整流罩里面的部件，只要有空氣流過就會(huì)產(chǎn)生阻力。

隨著升力的出現(xiàn)，阻力也會(huì)隨之產(chǎn)生。影響阻力的因素有飛行速度、空氣密度、模型的外形及其尺寸，阻力系數(shù)，就像升力系數(shù)一樣，綜合了模型的所有特性。

D = 1/2Ρv^2SCd；

升阻比=L/D

對(duì)于水平飛行升阻比是一個(gè)常數(shù)（忽略燃油的消耗）。推力的大小可以通過改變油門來調(diào)節(jié)，進(jìn)而可以改變阻力大小。低速時(shí)，水平飛行狀態(tài)，阻力減小到一個(gè)值，升力還是等于重力，所以升阻比增加了。這種阻力降低的趨勢(shì)不會(huì)一直持續(xù)到最低速度，總的阻力系數(shù)在速度降低到某一值時(shí)反而會(huì)急劇的增加，它足以抵消速度的減小，因此在這個(gè)速度上，模型達(dá)到最大升阻比。

渦阻力

從機(jī)翼翼尖或任意表面拖出的渦聯(lián)系在一起，這些渦產(chǎn)生了升力。渦的出現(xiàn)是直接跟升力聯(lián)系在一起的：給定機(jī)翼的升力系數(shù)越高，渦的影響越明顯。升阻比在低速狀態(tài)下會(huì)降低，渦阻力的增加是一個(gè)主要因素。模型的渦阻力隨著速度的降低而大大增加。

翼型阻力

形阻是氣流的經(jīng)過，物體周圍壓力分布不同而造成的阻力，蒙皮摩擦阻力或粘性阻力是由于空氣和模型表面接觸而產(chǎn)生的。蒙皮摩阻很大程度上是由氣流的速度決定的，而流向后方的流體的速度是由物體的外形來決定的。在考慮翼型時(shí)，形阻和摩阻通常一起考慮，為此我們常稱為翼型阻力。

邊界層

模型飛機(jī)和全尺寸飛機(jī)之間空氣動(dòng)力學(xué)的最大區(qū)別在于邊界層，它是靠近機(jī)翼或氣流流過的任意物體表面很薄的一層空氣。空氣的兩個(gè)屬性，質(zhì)量和粘性決定了邊界層的行為。粘性可以粗略地描述為任意流體的粘附性。粘性同空氣的密度一樣是無法控制的，像空氣一樣，粘性隨溫度和空氣壓力的變化而不同。慣性阻礙位置或速度的改變。粘性抵抗剪流，保持流體和物體表面的聯(lián)系。在覆蓋表面的邊界層中的流體加速或減速情況下，由質(zhì)量和粘性產(chǎn)生的力相互作用，有時(shí)彼此增強(qiáng)，有時(shí)相互抵消。全尺寸機(jī)翼在高速情況下，流體的速度較大，表面的曲率半徑相對(duì)較大，質(zhì)量慣性是主要的，粘性的作用雖然不能忽略，但影響很小。而對(duì)于模型機(jī)翼在低速情況下，粘性力相對(duì)更加重要。

雷諾數(shù)

有兩種不同類型的流體：層流和湍流（由奧斯本 。 雷諾實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)）。它們可以在特定的條件下互相轉(zhuǎn)變。邊界層的任一點(diǎn)是哪種流動(dòng)類型取決于表面的波紋度、粗糙度，離開表面一定距離的主流速度，流體在表面上流過的距離和流體的密度與粘性之比，這些因素中任何一個(gè)因素的變化都會(huì)帶來邊界層中的變化。雷諾把除了表面情況以外的量都結(jié)合到一起形成一個(gè)量，就是雷諾數(shù)。

雷諾數(shù)= 密度 / 粘性 * 速度 *長度，符號(hào)表示為：Re = ρVL/ μ

雷諾數(shù)效應(yīng)：相對(duì)于每一點(diǎn)流體的速度，邊界層中由質(zhì)量產(chǎn)生的慣性力和粘性力的比才是重要的。這一比率將隨季節(jié)情況和高度的不同有少許的變化。

邊界層雷諾數(shù)

應(yīng)用于機(jī)翼弦長的雷諾數(shù)和在邊界層本身內(nèi)部的雷諾數(shù)是不同的。當(dāng)氣流到達(dá)機(jī)翼前緣時(shí)，在駐點(diǎn)開始分成兩股氣流，一股從上面流過，一股從下面流過。在邊界層中的這一點(diǎn)由于與表面的距離是零，所以雷諾數(shù)也是零。邊界層流動(dòng)從駐點(diǎn)開始，沿著機(jī)翼表面移動(dòng)，在每一點(diǎn)的雷諾數(shù)取決于那點(diǎn)處從駐點(diǎn)開始沿機(jī)翼外形測(cè)量的距離。因此，邊界層內(nèi)的雷諾數(shù)也隨著從駐點(diǎn)開始算起的距離增加而增加。

層流邊界層

層流引起的表面摩擦要比湍流小得多。在層流邊界層中，空氣以非常平滑的方式流動(dòng)。好像流體的每一微層是一個(gè)單獨(dú)的薄層或薄片，他們滑過其他層時(shí)，在兩層之間只存在微小的粘性或粘性應(yīng)力。在層與層之間沒有空氣微團(tuán)上下運(yùn)動(dòng)。最低的一層粘附在表面上，它上面的一層平滑的流過這一薄層，再下一層以此類推。直到邊界層的最外面，幾乎以主流的速度移動(dòng)。

轉(zhuǎn)捩

小的表面缺陷，如粗糙部位、油漆斑點(diǎn)、飛行微粒，或者模型上蒙皮的瑕疵和翼梁的突出部分引起的氣流顛簸等，往往會(huì)干擾層流邊界層。但是在邊界層雷諾數(shù)較低時(shí)，粘性往往會(huì)阻尼這些干擾，使層流流動(dòng)能成功超過他們。層流流動(dòng)在某一個(gè)位置將達(dá)到一個(gè)臨界點(diǎn)，在這一點(diǎn)上由表面不規(guī)則引起的小的脈動(dòng)將繼續(xù)保持下去而不會(huì)被衰減掉，在該點(diǎn)一小段距離之后，任何小的擾動(dòng)都將克服阻尼效應(yīng)。一個(gè)明顯的波紋或粗糙表面很快會(huì)引起這個(gè)現(xiàn)象，也就是在低雷諾數(shù)時(shí)，層流流動(dòng)突然被破壞，并轉(zhuǎn)捩為一個(gè)到湍流的流動(dòng)。

湍流邊界層

在湍流邊界層中，沒有微小的滑流層系統(tǒng)，取而代之的是空氣微團(tuán)，空氣微團(tuán)的移動(dòng)有很大的自由度，在通常的主流方向之外還可以向上和向下移動(dòng)。雖然任意一個(gè)微團(tuán)以不穩(wěn)定的速度單獨(dú)移動(dòng)，但是在靠近表面的湍流邊界層最低部分的平均速度要比轉(zhuǎn)捩之前大得多。這會(huì)導(dǎo)致表面摩擦的增加，但因?yàn)槲F(tuán)運(yùn)動(dòng)的更快，他們有更大的動(dòng)量而不容易停止。隨著雷諾數(shù)增加，湍流邊界層厚度繼續(xù)增加。一個(gè)沒有污染、波紋和其他缺陷的光滑表面可以推遲轉(zhuǎn)捩。在這樣的表面上的轉(zhuǎn)捩發(fā)上在更靠后的位置，邊界層中的臨界雷諾數(shù)也較高。粗糙的表面或相對(duì)有較大波紋或顛簸的表面會(huì)使轉(zhuǎn)捩前移，減小了臨界雷諾數(shù)。

層流分離

在機(jī)翼前面部分的上下表面上，壓力隨著氣流從駐點(diǎn)加速而減小。外面的層流受到粘性的牽引，加速的氣流會(huì)把加速動(dòng)量一層一層向下傳遞，因此整個(gè)邊界層獲得了動(dòng)量，所以增加的速度有助于保持層流流動(dòng)，使得機(jī)翼上即使有很大的鼓包或缺陷都可以被克服而不發(fā)生轉(zhuǎn)捩。當(dāng)氣流到達(dá)最小壓力點(diǎn)時(shí)，主流速度開始減慢，牽引最外面層流的力減小。這將抑制外層邊界層，使它也開始減慢。這種減慢的影響同前面提到的主流加速牽引層流動(dòng)的現(xiàn)象一樣從邊界層外向內(nèi)傳遞。最靠近表面的層流的運(yùn)動(dòng)從來不會(huì)很快。它只需一個(gè)很小的減速就可以停止。因此最低壓力點(diǎn)后面很小的一段距離外邊界層緩慢的最下部分的層流就中斷了。氣流在這一點(diǎn)是停滯的，而且阻止了上面層流氣流的流入。減速持續(xù)距離越長，邊界層速度減慢就越多。隨著停滯阻礙范圍的增加，迫使邊界層其他部分一起離開機(jī)翼表面。這就是層流分離。

氣泡分離

在較好的情況下，如在最小壓力點(diǎn)后氣流減速緩慢，在層流分離后面發(fā)生湍流再附著。停滯空氣擾動(dòng)的阻礙對(duì)邊界層的阻礙就相當(dāng)于機(jī)翼上的小突起或鼓包，如果在這一點(diǎn)雷諾數(shù)足夠大，就可以使氣流轉(zhuǎn)捩到湍流。湍流邊界層厚度的增加把氣流帶回到機(jī)翼表面，把停滯區(qū)（也叫分離氣泡）留在下面。之后，湍流邊界層繼續(xù)克服壓力梯度，可能達(dá)到機(jī)翼后緣而不再分離。邊界層最低層空氣微團(tuán)因?yàn)橛休^大動(dòng)量可以克服企圖阻止他們的壓力從而繼續(xù)向后移動(dòng)。在分離氣泡中有一個(gè)局部的孤立的環(huán)流流動(dòng)，它是由最靠近表面的空氣層前向流形成的。表現(xiàn)為形成了一個(gè)非常扁的渦，并沿展向擴(kuò)展。在氣泡之后還會(huì)有一個(gè)側(cè)向的渦，他們或多或少的沿弦向排列。層流分離氣泡幾乎總會(huì)發(fā)生在模型飛機(jī)機(jī)翼上，通常采用湍流發(fā)生器等設(shè)備來阻止其出現(xiàn)。在大迎角下，在很多翼面上的最小壓力點(diǎn)都會(huì)前移，分離氣泡緊跟在后面，有時(shí)很短。這時(shí)在氣泡后面的湍流邊界層可能沒有足夠的能量使氣流再在翼面上完全附著，并可能在到達(dá)機(jī)翼后緣之前的某點(diǎn)處發(fā)生分離。隨著迎角繼續(xù)增大，分離點(diǎn)幾乎移到了機(jī)翼前緣，最終導(dǎo)致渦破裂。這就是大多數(shù)模型機(jī)翼失速的原因。低雷諾數(shù)的直接結(jié)果就是過早失速。大型機(jī)翼在高速下，由于雷諾數(shù)高，層流流動(dòng)在機(jī)翼前緣后面不會(huì)保持很遠(yuǎn)。并且標(biāo)明尚小的缺陷就會(huì)使轉(zhuǎn)捩很早發(fā)生而不會(huì)產(chǎn)生分離氣泡。因此，全尺寸有動(dòng)力飛機(jī)不存在層流分離問題。當(dāng)確實(shí)發(fā)生分離的時(shí)候，通常在機(jī)翼后緣處開始。
? ? ? ?責(zé)任編輯:pj