模型飞机无人机空气动力学总结

模型飞机（无人机）空气动力学总结 2011年3月18日20:57:18一剑卿心整理 高升力系数也就是低速大迎角时，翼尖涡阻是最重要的 减少涡阻的最有效的是增大展弦 2011年3月19日15:29:31 向下偏转襟翼，整个升力曲线将会向左并向上移动，阻力曲线向右向上移动 型阻在高速模型飞机的总阻力中占了很大的比例 低速模型飞机使用大弯度翼型，高速使用小弯度翼型完全是为了减小阻力 弯度增大，最小阻力系数增大，最小阻力系数对应的对应的升力系数增大 大展弦比是获得低下沉率的主要方法 副翼应当与襟翼同步下垂或上偏，这在低速飞行时很重要 压力中心的移动是根据风洞设备给出的基本信息计算出的结果，试验中总是要给出三个截然不同的力：升力，阻力和机翼表面某个点上测得的俯仰力矩。压力中心是一个理论上抽象的点，数学上，将产生俯仰的升力乘以一个力臂得到一个设想的俯仰力矩 在零升力时（相当于飞机垂直俯冲），压力中心必须位于机翼后面无穷远处 机翼上俯仰力矩系数保持为常量的点，是机翼的气动中心。（中性点） 所有的空气动力会随着速度的平方急剧增加。这样，在恒定的俯仰力矩系数下，速度增加时，低头力矩会急剧增加。这个力矩将会扭曲机翼，使后缘向上偏转。同时由于翼尖的刚度小于翼根，机翼将会有一个设计者所没有预想到的负扭转。 所有的高速飞行模型减小弯度的另外一个原因是为了减小尾翼的向下载荷。副翼不仅能改变它所在的机翼部分的剖面升力系数，而且也改变俯仰力矩。 转捩（lie）滞后效应：在低雷诺数下，在翼型临界值附近增大迎角会引起失速，而要恢复到原来状态必须把迎角减小更多。 Schmitz发现N-60翼型在没有湍流发发生器时，在任何迎角下，只要雷诺数低于63000时都会发生分离。这个数字就是通常所说的翼型的临近雷诺数，但是不同迎角下分离会发生在不同的雷诺数下，甚至在雷诺数为168000时，如果迎角很大，滞后区仍然存在。因此，对N-60翼型来说，如果要模型在最大升力系数下使用，最好是安装一些装置，在气流中引入人工湍流。 尖前缘的作用与放在前缘主流区中的金属丝湍流发生器的作用类似。 翼型的最大弯度点靠前将会产生大的最大升力系数。有效弯度的增大和大迎角时气泡的前移的结果是使升力曲线的斜率大于理论值。 弯度引起翼型有较大的零升力低头力矩系数Gm0 而且随着马赫数的增加而激增，造成飞机配平载荷和阻力的增加，因此高速飞机一般不用有弯度的翼型。 滞后循环区是由于分离气泡的破裂和重新形成引起的。 如果翼型的临近雷诺数已经选定在了非常低的水平上则湍流发生器不能对翼型在平静空气中的性能产生很大的影响，但是，它能在机翼的固定点上引发分离，从而使分离气泡的位置稳定，减小力矩系数的波动。 湍流带越厚，减阻效果越好。湍流发生器与湍流带只对小型的，低速的模型飞机起作用，而对大雷诺数的模型则作用不明显。 紧靠分离点前布置锯齿形湍流发生器效果比直带湍流发生器好，锯齿形带在某一机翼上的最佳位置要由试验确定。 由于机翼内的空气压力通常大于上表面空气压力，因此，空气会通过小孔注入到边界层中，起到阻断气流的作用，可以有效的使边界层转捩成湍流。高压空气通过位于下表面的一个小进气口引入，一增加机翼内空气的压力，小孔的最佳位置是气泡分离点前得蒙皮上。 只要上表面气流速度在低压区影响下一直增加，层流边界层将一直保持，层流将在最低压力点后保持一小段距离，然后形成分离气泡（假定在超过临界雷诺数下），最后气流形成湍流边界层后重新附着。 厚翼型在大迎角下保持层流的能力大于薄翼型，因此它的阻力较小。 设计升力系数是指具有最小阻力时的升力系数，最大弯度点 设计升力系数两侧存在一个低阻范围，称为低阻戽斗。 厚翼型比薄翼型在更大范围内保持了良好的流动条件，虽然厚翼型的最小阻力绝对值要稍大于与之对应的薄翼型的值，但是厚翼型的低阻戽斗区宽度较大，这样它就有一个更宽的速度范围。 层流翼型的最小阻力系数会稍大（因为在低速的条件下，空气黏性的影响比密度速度弦长的影响更大），但是边界层越过最大速度点之后能在更远的距离上保持层流，结果是能稍稍拓宽最小阻力戽斗区的宽度。 花生缩比模型定义：大多数原型机的前缘附近并不平整，这便于模型设计者迫使气流变成湍流，采用这种设计的模型被称为“花生缩比模型”，这样的模型的原型机最好是一些早期的飞机，它们带有弯板翼型薄机翼。 滑翔机从来不会在一个设计或理想的最大升力系数下飞行，它或者在上升气流中以最小下沉速度进行爬升，或者在低最大升力系数下进行穿越飞行。 气流分离是低阻戽斗的边界的标志。 速度梯度 　　gradient of velocity 　　流体在两界面之间流动时，由于材料之间摩擦力的存在，使    HYPERLINK "http://baike.baidu.com/image/b87985508ab67e2385352493" \t "_blank"    HYPERLINK "http://baike.baidu.com/image/eab9044cdc7a72b8d72afc9c" \t "_blank" 流体内部与流体和 界面接触处的流动速度发生差别，产生一个渐变的速度场，称为速度梯度，或称切速率、剪切速率。 　　速度梯度的大小与流体内部分子结构、界面作用力及温度、速度等有关。当在流体中具有速度梯度时，流速大的流体具有加速与之接近的流速慢的流体的力(或流速小的流体具有减速与之接近的流速快的流体的力)，即产生了黏性力，该力随速度梯度的加大而增大，而且流速不同的两流层接触面积越大这个力越大。 2011年3月21日14:22:14 气流在低雷诺数下很容易发生分离，因为气流速度在上表面后缘附近会急剧减少。 雷诺数（Reynolds number）一种可用来表征流体流动情况的无量纲数，以Re表示，Re=ρvr/η，其中v、ρ、η分别为流体的流速、密度与黏性系数，r为一特征线度（气流流经物体的距离）。例如流体流过圆形管道，则r为管道半径。利用雷诺数可区分流体的流动是层流或湍流，也可用来确定物体在流体中流动所受到的阻力。例如，对于小球在流体中的流动，当Re比“1”小得多时，其阻力f=6πrηv（称为斯托克斯公式），当Re比“1”大得多时，f′=0.2πr2v2而与η无关。 如果机翼上表面的降压向升压转变太突然或是压力恢复梯度太大，则必然会形成分离气泡，可以经过精心计算，是sd翼型上最低压力点后的压力恢复梯度变得尽可能光滑，甚至使变化率一直保持不变到十分靠近后缘的地方，由此形成的长的，柔和的压力恢复区域称为气泡斜度。 层流翼型 laminar flow aerofoil profile 定义：在正常使用的迎角范围，翼型上表面的顺压梯度能保持到较大的弦长范围，而且没有负压力峰，使之能保持较长的层流段的翼型。 顺压梯度 favorable pressure gradient 沿流动方向，压强递减的压强梯度。 无人机主要符号表 一、量的符号 A机翼展弦比 b机翼展长(翼展)，m c机翼局部弦长{翼 弦)，m C 。单位燃油消耗率，K/(hp·h)(螺旋桨)，k/(N·h)(喷气) c 。升力系数 C 阻力系数 摩擦力系数 C 翼型压力系数 D阻力，N，kN f摩擦力，N，kN F 弗劳德数 g重力加速度，g=9.8 m/s H飞行高度，m，km K升阻比，K=L/D=C /Cp L升力，N，kN m质量，kg M 马赫数 m 焦点力矩系数 n螺旋桨转速，r/min p空气压力(压强) Pa=N/m 动压，q= ，pa Re雷诺数 t空气温度，℃ u风速，m/s V飞行速度，m/s 重量(质量)，kg 迎角，(。) 零升力迎角，(。) 侧滑角，(。) 爬升角，(。) 后掠角，(。) 〔动力〕黏度，Pa·s v运动黏度，m /s 空气密度，kg/m 二，角标（下标） A 全机，总，气动 abs绝对 ard横侧发散 av平均 bl桨叶 bo底部 bt桨尖 buf抖振 CG重心 cor修正 cr 临界 cru巡航 cut截面 d下 de发散 div扩散 drd急剧偏转 dyn动态的 e升降舵 ero经济巡航 eh等高度 es等速度 F机身，焦点 f前 fi消耗一定油量后 fu燃油 gy fw前轮 g突风 gy陀螺 H平尾 I惯性 i诱导 in进气;进气道 int干扰 m主 me久航 mw主轮 opt有利的，最佳的 pr螺旋桨 par废的 pi俯仰，上仰 rIc反横操纵 S失速 sd侧滑偏离 T尾翼 u上 um回收 W机翼 w风轴 wet浸润 翼型设计的目标是尽可能长地保持层流而且避免最低压力点后的分离 在一个流体系统，比如气流、水流中，流速越快，流体产生的压力就越小，这就是被称为“流体力学之父”的丹尼尔·伯努利1738年发现的“伯努利定律”。这个压力产生的力量是巨大的，空气能够托起沉重的飞机，就是利用了伯努利定律。飞机机翼的上表面是流畅的曲面，下表面则是平面。这样，机翼上表面的气流速度就大于下表面的气流速度，所以机翼下方气流产生的压力就大于上方气流的压力，飞机就被这巨大的压力差“托住”了 v=流动速度 g=地心加速度(地球) ρ=流体的密度    HYPERLINK "http://baike.baidu.com/image/0ef21124d0679809c995595f" \t "_blank" INCLUDEPICTURE "http://imgsrc.baidu.com/baike/abpic/item/0ef21124d0679809c995595f.jpg" \* MERGEFORMATINET 伯努利定律 h=流体处于的高度(从某参考点计) p=流体所受的压强 2011年3月22日14:04:26 选择翼型时，首先要知道翼型的最佳升阻比，他可以由阻力曲线直接估计出来。将几种翼型的阻力曲线或极曲线的切线进行对比。切线的斜率越陡，升阻比越高。使用这一方法必须保证雷诺数相同或至少相近。 飞机的总阻=型阻力+涡诱导阻力+废阻（寄生阻力）    HYPERLINK "http://baike.baidu.com/image/a83627128ee2076ef919b81e" \t "_blank" 陀螺仪 用高速回转体的动量矩敏感壳体相对惯性空间绕正交于自转轴的一个或二个轴的角运动检测装置。利用其他原理制成的角运动检测装置起同样功能的也称陀螺仪。陀螺仪的原理就是，一个旋转物体的旋转轴所指的方向在不受外力影响时，是不会改变的。人们根据这个道理，用它来保持方向，制造出来的东西就叫陀螺仪。陀螺仪在工作时要给它一个力，使它快速旋转起来，一般能达到每分钟几十万转，可以工作很长时间。然后用多种方法读取轴所指示的方向，并自动将数据信号传给控制系统。 在大升力系数接近失速迎角时，许多带弯度的翼型的压力中心在33%处。 对于任何飞机来说，在重心靠后的情况下高速飞行是很危险的 无尾飞机通过后掠结合翼尖外洗可以达到平衡。 流体的运动一般遵循三个最基本的守恒定律，那就是质量守恒、动量守恒和能量守恒。 两个重要的概念:单通道坐标和双通道坐标。单通道坐标是指该坐标中给定位置上的状态只受该位置的，侧状态的变化影响;双通道坐标是指该坐标中给定位置上的状态受该位置的两侧状态的变化影响。 一般地，空间坐标都是双通道坐标:而时间总是单通道坐标，也 就是过去会影响到今天，但是今天影响不到过去。 在流体流动的情况一下，共至空间坐标也可以变成单通道的。如果沿着某一个空间坐标的方向存在很强的单方向流动，那么对于这个坐标上的某一点，它所受到的来自上游的影响远远大于来自下游的影响， 从而可以认为此时的空问坐标是单通道的，对应的流体力学问题可简化。 在流体力学问题中运动方程可分为抛物线型、椭圆型和双曲线型。抛物线型表示单通道性质，而椭圆型.表示双通道性质。所以非定常的热传导问题对时问是抛物线型的，而对空间坐标则是椭圆型的。稳定的热传导问题在所有的坐标上都是椭圆型的。二维的边界层的流动在流动方向的坐标上几是抛物线型的，在流动的横向坐标上却是椭圆型的。 动量方程的一般分类 ┌────┬───────────┬────┐ │类型一 │ 定常 │非定常 │ ├────┼───────────┼────┤ │有粘性 │椭圆型 │抛物线型│ ├────┼───────────┼────┤ │无粘性 │M< 1，椭圆形 │双曲线型│ │ │M<1，双曲线型 │ │ ├────┼───────────┼────┤ │薄剪切层│抛物线型 │抛物线型│ └────┴───────────┴────┘ M为马赫数。 非定常流动：流体的流动状态随时间改变的流动。若流动状态不随时间而变化，则为定常流动。流体通常的流动几乎都是非定常的 对于非稳态问题，所有计算变量在开始计算以前都应该有一个初始值，这样才有可能根据时间步长计算场变量随时间的变化，这就是初始条件。对数值计算来讲，初始条件的给定并不影响计算过程的实施，给定初始植即可，一般不需另外的处理。 Fluent提供了以下10种类型的流动进、出口条件 .速度入口:给出入口速度和需要计算的标量值。 .压力入口:给出入口的总压和其他需要计算的入口标量值。 .质量流动入口:主要用于可压缩流动，给出入口的质量流量。对于不可压缩流动，没有必要给出该边界条件，因为密度是常数，可以用速度入日条件。 .压力出口:给定流动出口的静压。对于有回流的出口该边界条件比outflow边界条件更容易收敛。 .压力远场:该边界条件只对可压缩流动适合。 .outflow:该边界条件用以模拟前无法知道出口速度或者压力的情况:出口流动符合完全发展条件，出口处，除了压力之外，其他参量梯度为O.该边界条件不适合可压缩流动。 .inlet vent:入口风扇条件需要给定一个损失系数、流动方向、环境总压和总温。 .intake fan:入口风扇条件需要给定压降、流动方向、环境总压和总温。 .outlet vent:排出风扇给定损失系数、环境静压和静温。 .exhaust fan:排除风扇给定压降，环境静压。 速度入口边界条件:用于定义流动速度和流动入口的流动属性相关的标量。这一边界条件适用于不可压缩流，如果用于可压缩流会导致非物理结果，这是因为它允许驻点条件浮动。应注意不要让速度入口靠近固体妨碍物，因为这会导致流动入口驻点属性具有太高的非一致性。 压力出口边界条件:压力出口边界条件需要在出口边界处指定表压（Gauge Pressure）表压值的指定只用于亚声速流动。如果当地流动变为超声速，就不再使用指定表压了，此时压力要从内部流动中求出，包括其他的流动属性。 流体运动的分类 按运动形式分：若rot =0则流体做无旋运动: rot 0则流体做有旋运动。 按时间变化分: =0则流体做定常运动 0则流体做不定常运动 按空间变化分:流体的运动有一维运动、二维运动和三维运动。 描写流体运动的两种方法—拉格朗日方法和欧拉方法 拉格朗日方法:研究流场中每一个流体质点的运动，运动参数随时间的变化规律，然后综合所有的流体质点，得到整个流场的运动规律。拉格朗口方法着眼工流体质点，将运动参数看作空间位置与时问的的数。举个简单的例了。例如，在现代空战中，“锁定目标”这个词的意思就是咬住一个目标不放;拉格朗日方法中的流体质点若是理解为飞机，就比较容易理解拉格朗口方法就是“跟踪监视”目标。 欧拉方法:研究某瞬时整个流场内位于不同位置上流体质点的运动参数，然后综合所有空间点，用于描述整个流场。欧拉方法着眼于空间点，将运动参数看作空间坐标和时间的函数，因此其定义区域为场。举个容易理解的例了。假如警察要抓捕小偷，但是又不知道小偷具体在哪里，警察常常采用的方法就是在特定的儿个区域内布控，观察哪个人会有偷盗行为就可以抓获他。在研究流体的运动时，借鉴这种方法，也就是对一个特定区域，密切观察这个区域内部的流体质点的运动，从而可以给出流动的规律。简单地说，欧拉方法就是“蹲点监视”。 可压流体与非可压流体:根据密度是否为常数，流体可分为可压流体和不可压流体。 当密度为常数时，流体为不可压流体，否则为可压流体。水的可压缩型是很小的，压强每增加一个大气压，其体积变化不到万分之一。工程中常用的其他上作液体，如液压油机械油等，其体积模量数值也都很大。在一般工程计算中，可以忽略其可压缩性，看作不可压流体。 体积模量:流休体积随压强变化的属性通常以压缩率或体积模量来表示。压缩率是当流体温度保持不变，所受压强改变时，其体积的相对变化率。压缩率的倒数称为休积模量。用体积模量来表小流体的可压缩性的大小很方便。体积模量大的流体可压缩性小，体积模量小的流体可压缩性大。 水力半径与当量直径:水力半径是总流过流断面面积与湿周之比。当量直径是总流过流断面面积的四倍与湿周之比。因此，当量直径是水力直径的两倍。所谓湿周，就是在总流的过流断面上与流体相接触的固体边壁周长口 牛顿流体与非牛顿流体:依据内摩擦剪应力与速度变化率的关系不同，粘性流体又分为牛顿流体和非牛顿流体。牛顿内摩擦定律表示:流体内摩擦剪应力和单位距离上的两层流体间的相对速度成比例。比例系数 称为流体动力粘度，常简称为粘度。它的值取决于流体的性质、温度和压力大小。若 为常数，则称为牛顿流体，否则为非牛顿流休。空气、水等均为牛顿流体:聚合溶液、含有悬浮粒杂质或纤维的流体为非牛顿流体。 对于粘性力和惯性力同阶或比惯性力大得多的时候，必须采用粘性流体模型。粘性流体研究中最重要的问题之一是阻力。流动阻力可分为摩擦阻力和压差阻力。其中压差阻力又包括诱导阻力和不定常阻力，以及尾涡阻力。 压差阻力是指垂直于物面的压力在运动方向的合力。它义分成两部分，一部分是诱导限力和不定常阻力，可以用理想流体模型解决;另一部分是尾涡阻力，它是由流体脱离物面后在下游形成尾涡区，其损耗的动能所形成的压力差。 美军F-15e战机在利比亚坠毁 实验表明，粘性流体运动有两种形态，即层流和湍流。这两种形态的流动其性质截然不同。层流的特征是流体运动规则，各层流动互不掺混，质点的轨线是光滑的，且流场稳定。 湍流的特征则截然相反，流体运动极不规则，各部分激烈掺混，质点的轨线杂乱无章，流场也极不稳定。两种运动形态在一定条件下可以红相转化。转化依据是临界雷诺数。层流和湍流无论在流动现象、规律和处理方法上几都不同，故应分开研究。 对于工程实际中大量出现的大雷诺数问题，应该分成两个区域:外部势流区域和边界层区域。对于外部势流区域，可以忽略粘性力，因此可以采用理想流体运动理论(第7章介绍)，解出外部流动，从而知道边界层外部边界下的压力和速度分布，并将其作为边界层流动的外边界条件口在边界层区域必须考虑粘性力，而且只有考虑了粘性力才能满足粘性流体的粘附条件;边界层虽小，但是物理量在物面上的分布、摩擦阻力及物面附近的流动都和边界层内流动联系在一起，因此非常重要、描述边界层内的粘性流体运动的是N-S方程，但是由于边界层厚度 比特征长度小得多，而且x方向速度分量沿法向的变化比切向人得多，所以N-5方程可以在边界层内作很大的简化。简化后的方程称为普朗特边界层方程，它是处理边界层流动的基本方程。大雷诺数情形边界层流动的性质:边界层的厚度较物体的特征长度小得多即 （边界层相对厚度)是一个小量。边界层内粘性力和惯性力同阶。 普朗特边界层方程组 根据问题的特点，通过力学分析，略去方程中某些次要项，从而得到近似方程组，求解近似方程组得到近似解。它可分为两种情形。 小Re数情形;此时粘性力较惯性力项大得多，可以全部或部分忽略惯性项得到简化的线性方程组。 大Re数情形:此时惯性力比粘性力大得多，采用边界层理论，即在壁面附近的一层中考虑粘性，而在边界层之外采用理想流体模型。对于边界层方程组，也可以通过力学分析，部分略去粘性项，不过边界层方程组总是非线性的。 对于中等Re数的情形，惯性力和粘性力都必须同时保留，此时可针对具体问题进行简化，或者利用数值方法直接求解N-S方程的数值解。粘性不可压缩流体运动问题中基本的简化途径:在粘性不可压缩流休运动中出现了四种力:惯性力、重力，压差力和粘性力，起主要 作用的是惯性力和粘性力，表征这两个力之间关系的特征参数是雷诺数Re=VL/v，它为惯性力和粘性力之比。由此可知，它存在两个极端:小Re情形和大Re情形。 小Re意味着粘性力的量阶比惯性力的量阶大得多，这说明粘性力对流动起主导作用，惯性力则是次要因素。此时作为零级近似，可以将惯性力全部略去:作为一级近似，则可保留非线性惯性项中的主要部分，而将次要部分略去，这样就可以将方程简化成线性或较简单的非线性方程。大ke意味着惯性力的量阶比粘性力的量阶大得多，作为零级近似可将粘性力全部略去，但是如果真的将粘性力全都略去就变成了理想不可压缩流体问题了，它就小可能满足壁面粘附的边界条件。因此全部忽略粘性力是不一可行的，此时就只能根据具体问题的特点忽略粘性项中的某些次要部分从而将方程简化。 如果Re是中等的，即惯性力和粘性力同阶，此时就不能对方一程作任何近似，而只能从其他途径出发简化问题或者直接求解方程。 平板边界层的大量实验证明，在平板的前部，Re 不大，边界层的厚度和阻力系数与层流边界层理论的计算结果相符介，这说明边界层流动处于层流状态。在其后的某一截面，Re 达到一定数值，边界层厚度和阻力突然增加，此时流态已从层流转变为湍流，对应的雷诺数称为临界雷诺数，对应的位置称为转扳点。转换点前是层流，其后为湍流，实际上存在一段流态转化的过渡区。 临界雷诺数不是一个固定的常数值，它依赖于流场的外部扰动条件，不过临界雷诺数的下限约为3 500，上限则不存在。 Fluent的求解方法基于几有限体积法， 2011年3月23日14:04:13 升降舵elevator 定义：铰接在水平安定面后缘，可以上下偏踪纵飞机俯仰运动的舵面。当我们需要操纵飞机抬头或低头时，水平尾翼中的升降舵就会发生作用。升降舵是水平尾翼中可操纵的翼面部分，其作用是对飞机进行俯仰操纵。 重心和中性点重合，中立稳定 重心在中性点之后，不稳定 重心位于中性点之前，稳定 重心和中性点之间的距离被定义为飞机的静稳定裕度（静稳定度） 裕度越大，稳定性越强。 重心以前的任何升力面都会使中性点前移，这样会使稳定性降低。重心后的任何升力面，例如平尾，使中性点后移，故具有稳定作用。 平尾的尾容量和机翼以及机身长度有关 网格是离散的基础，网格节点是离散化物理量的存储位置。常用的离散化方法有有限差分法、有限元法和有限体积法。 有限差分法((FDM)是数值解法中最经典的方法。它是将求解区域划分为差分网格，用有限个网格节点代替连续的求解域，然后将偏微分方程(控制方程)的导数用差商代替，推异出含有离散点上有限个未知数的差分方程组。这种方法产生和发展比较早，也比较成熟，较多用于求解双曲线和抛物线型问题。用它求解边界条件复杂，尤其是椭圆型问题不如有限元法或有限体积法方便。构造差分的方一法有多种形式，目前主要采用的是泰勒级数展开方法。其基本的差分表达式主要有四种形式:一阶向前差分、一阶向后差分、一阶中心差分和二阶中心差分等，其中前两种格式为一阶计算精度，后两种格式为二阶计算精度。通过对时间和空间这儿种不同差分格式的组合，可以组合成不同的差分计算格式。有限儿法(FEM) 有限休积法(FVM) 有限差分法(FDM) Fluent提供了三种求解方法: 非藕合求解，主几要用于不可压缩或压缩性不强的流体流动。 耦合隐式求解 用在高速可压缩流动。 耦合显式求解 用在高速可压缩流动。 Fluent提供三种不间的求解方法:分离解、隐式藕合解、显式藕合解。三种解法都可以在很大流动范围内提供准确的结果，但是也各有优缺点。分离解和藕合解的主要区别在于:连续性方程、动量方程、能量方程和组分方程解的步骤不同，分离解是按顺序解，耦合解是同时解。两种解法都是最后解附加的标量方程(如颗粒的受力等)。隐式解法和显式解法的区别在于线性化耦合方程的方式不同。 导致自动俯冲的主要原因是缺乏静稳定裕度，这是由于重心靠后引起的。另一个非常可能的原因是结构柔性。 荷兰滚 　　    HYPERLINK "http://baike.baidu.com/image/06493638a352a037b8998fd3" \t "_blank" INCLUDEPICTURE "http://imgsrc.baidu.com/baike/abpic/item/06493638a352a037b8998fd3.jpg" \* MERGEFORMAT    实际上就是升力大于重力的时候，有规律的大幅度摇摆机翼，从后面看飞机就像钟摆一样，从上面看就是蛇行路线。用教科书上的话就是飞机的横滚稳定性强于偏航稳定性时飞机就会做荷兰滚，而当飞机的偏航稳定性强于横滚稳定性时飞机就会飞螺旋线，螺旋线的直径不断减小飞机就会最终进入螺旋。(常有人把这种机动和剪式机动混为一谈，也有人把螺旋和尾旋混为一谈，在此强调更正。） 　　荷兰滚类似于简谐振动，规律性强，实战意义不大，只是用于测试；而剪式飞行则是左右频繁交替的大攻角盘旋，通常是两架相距很近的飞机同时做的动作，冒着撞机的危险不停的相互交叉，目的在于用机动性争夺对方后面的有利位置，机动性好的最终获胜。 垂尾面积太小，且机翼上反角较大，就会发生荷兰滚或侧向震荡。 飞机的侧滑指在摆动副翼向左（右）倾斜时向右（左）蹬方向舵。方向舵可以改变机身指向，但是偏航力矩被向着另一边倾斜的机翼产生的升力的水平分力抵消。这样飞机就可以在保持飞行方向不变的情况下在一定范围内改变机头指向。也可以看成飞机在“横着飞”。这个动作对于民航机通常用于在有侧风干扰时落地。对于战斗机则可以在用机炮向前方目标射击时避免碰撞以及扩大射击窗口。 具有足够垂尾效率的模型在偏航时进入侧滑，被称为风标稳定性。 与荷兰滚相反的不稳定是尾旋不稳定。。 dihedral effect是什么意思，上反角效应。上反效应：如果飞机具有上反角（dihedral），做定常侧滑直线飞行时，上反角起横向静稳定作用。 为了保持飞机的横向稳定（滚转稳定），下单翼和中单翼飞机一般都有上反角。 偏航校正主要依赖于风标稳定性，这就是上反角和垂尾面积相互耦合的缘故。 上反角过大会使模型难以转弯。 对称翼型对其1/4弦长点的力矩为零。 平尾，立尾等翼型要在正负迎角下工作，因此这些翼面都采用对称翼型。 低速的滑翔机上，必须同时利用副翼和方向舵来使飞机开始转弯。 横滚：航空器绕机体纵轴滚转360°的飞行。 螺旋桨的效率=有效输出功率/传动轴输入功率=推力*速度/功率 推力=0.7854*D2*dp(D是直径) 入流系数=a=v/V. 弗劳德效率=（推力X速度）/（推力X（V+v）） 螺旋桨的前进比J=V/(RPM/D),D是直径，V是飞行速度，RPM是每分钟的转数。 为了达到最小涡旋阻力，在桨尖需要比纯椭圆形窄，桨根处则要比椭圆宽的桨叶翼型。 所谓陀螺效应，就是旋转着的物体具有像陀螺一样的效应。陀螺有两个特点：进动性和定轴性。当高速旋转的陀螺遇到外力时，它的轴的方向是不会随着外力的方向发生改变的，而是轴围绕着一个定点进动。大家如果玩过陀螺就会知道，陀螺在地上旋转时轴会不断地扭动，这就是进动。 简单来说，陀螺效应就是旋转的物体有保持其旋转方向（旋转轴的方向）的惯性。 涵道壁作为端板可以限制桨尖涡旋，增加风扇的效率。因为风扇的直径小，可以达到高转速，从而可以增加扇叶的数目来产生大推力。 桨叶周期变距具有陀螺效应， 飞机总体设计 发动机的推力F= K是升阻比。当飞机作机动飞行时，其法向过载是nz，升力L=nzG,G是重力，阻力D= ,作加速飞行时，其切向过载为nx= . 飞机的翼载是指飞机重量m与机翼参考面积S之比，即m/S. 飞行速度v= ,条件是F=D= SCD CD=CD,0+AC2L ，A诱导阻力增长因子。 法向过载nz= , 设计飞机时，总是用起飞翼载m0/S作为基准值。 Kmax表示飞机的气动效率，即用多少推力可以升起多少重量m0 翼型的分离迎角与前缘半径有关，前缘半径越小越容易分离，最大升力小，但波阻也小。圆前缘翼型从后缘开始失速，随迎角增加分离前移，其失速迎角大，最大升力系数也大，但超声速波阻也大，一般亚声速飞机采用圆前缘翼型，超声速飞机采用较尖的前缘翼型。 雷诺数越大，分离迎角越大，但大到一定程度后不再增加。一般翼型在雷诺数>6*106 后分离迎角和CL，max都不再增大。Ma∞越大，由于激波附面层干扰的出现，分离迎角就趋于减小。 最大厚度在弦长的40%--45%，有利减阻。 翼尖用失速性能好的翼型，翼根用升阻比高，相对厚度大的翼型。相对厚度：相对厚度是机翼翼型的最大厚度与翼弦b的比值 展弦比 即机翼展长的平方/机翼的参考面积。由于翼尖涡旋减小了翼尖处得有效迎角，因此，小展弦比机翼的失速迎角大。对强调巡航性能的客机，为提高升阻比，减小升致阻力，展弦比在10左右，对于军用战斗机，着眼于高机动性和减少超声速阻力，展弦比一般选在2----4. 机翼前缘后掠主要用于减缓跨超声速的不利影响。机翼后掠可以改善横向的安定性，在有迎角时具有上反效应。根梢比太大会加剧翼尖失速。 一般翼尖剖面翼型与翼根剖面翼型扭转角在±3°左右。 一般副翼偏角 不超过25°。 为了减小舵面铰链力矩，副翼采用气动补偿设计。 升降舵的效率与舵面相对面积（SE/SH）有关，SE为升降舵面积，SH为平尾的面积。 亚声速时，舵面效率正比于 ；而超亚声速时舵面效率降低，正比于SE/SH. 立尾在改出尾旋中起着关键的作用，为从尾旋中改出，要有足够的方向舵效率。 立尾效率与其面积和尾臂的乘积成正比。该乘积定义为尾容量Av= v立尾尾臂 Sv 立尾的面积 Sw机翼全面积 是机翼的翼展 单、双立尾的确定主要考虑后机身形状。 飞机的阻力可以分为两部分——诱导阻力和零升阻力。前者可以看作由飞机升力“诱导”产生，在小迎角范围内和升力系数成正比（大迎角需要修正）；后者则是除诱导阻力之外的所有阻力总和。零升阻力系数是计算零升阻力的关键参数，也是在爬升率经验估算公式中必须用到的参数。一般情况下，在M数0.7以前，飞机零升阻力系数不变；之后随着速度超过临界M数，局部出现激波，零升阻力系数也逐渐增大。 飞机在横向操纵和航向操纵下做非对称机动飞行。 喷气式飞机的进气道主要考虑两种载荷情况：一种是空中飞行的冲压载荷；另一种是地面发动机开车时产生的管道吸力。 最大冲压载荷可能发生在最大速压。常常是飞机飞行包线的一个边界条件。 气动力和弹性变形的交互作用，称为气动弹性效应。严重的气动弹性问题有三种，操纵面反效，机翼发散，和颤震。操纵面反效的典型是副翼反效。增加机翼结构扭转刚度是解决反效的有效途径。采用复合材料结构，利用其各向异性可以控制变形方向，就可以防止机翼发散。复合材料的铺层设计使机翼收载后，翼尖剖面刚心在压心前，不会产生抬头力矩的增加。 目前用于估算疲劳寿命较普遍的是线性累积损伤理论。亦称Miner理论。 作用在机翼上的外载荷有：气动力载荷，结构重量载荷以及固定在机翼上的部件载荷，如发动机短舱载荷，内部装载及外挂物产生的各种载荷 蒙皮是用来保持机翼外形和承载的。 对于小展弦比三角翼并带有机翼起落架的布局，翼面可能在起落架前后安排两个传力翼盒，如歼八 国际大气 翼面相对厚度比较大，载荷参数K小的情况下，选择夹层盒结构比较合理，一般情况下，在机动过载比较小的侦察机翼面常用此结构，如美国U—2 高速飞机常采用中单翼 梁式结构一般与机身采用接头形式连接，并传递翼面的弯矩、扭矩、和剪力载荷。梁式结构多数用在相对厚度大，载荷参数K比较小、要大开口的翼面中或用在机翼与机身需要安排设计分离面的布局中。 加筋板翼盒结构布局多用于翼面开口少、中等相对厚度翼面、中等载荷参数K的情况。整天加筋板结构适用于机翼整体油箱布局。歼八垂直尾翼和机翼油箱部位采用这种结构。 机身上的气动力载荷比较小，主要是惯性载荷。高速飞机多采用全动平尾，有两种形式，动轴式和定轴式 厚蒙皮翼结构面受压破坏许用应力比较高，可选择高强度的铝合金，如LC4铝合金。美国的F——4飞机采用了7075铝合金。 7075铝合金 　　7075铝合金是一种冷处理锻压合金，强度高，远胜于软钢。7075是商用最强力合金之一。普通抗腐蚀性能、良好机械性能及阳极反应。细小晶粒使得深度钻孔性能更好，工具耐磨性增强，螺纹滚制更与众不同。 物理特性 　　抗拉强度524Mpa，0.2%屈服强度455Mpa：伸长率11%，弹性模量（正应力和对应的正应变的比值）E/Gpa：71，硬度150HB，密度：2810。 主要用途 　　航天航空工业、吹塑（瓶）模、超声波塑焊模具、高儿夫球头、鞋模、纸塑模、发泡成型模、脱腊模、范本、夹具、机械设备、模具加工。用于制作高端铝合金自行车车架 化学成分 　　硅Si：0.40 　　铁Fe: [1]0.50 　　铜Cu：1.2-2.0 　　锰Mn：0.30 　　镁Mg：2.1-2.9 　　铬Cr：0.18-0.28 　　锌Zn：5.1-6.1 　　钛Ti：0.20 　　铝Al：余量 　　其他： 单个：0.05 合计：0.15 力学性能 　　抗拉强度 σb (MPa)：≥560 　　伸长应力 σp0.2 (MPa)：≥495 　　伸长率 δ5 (％)：≥6 　　注 ：无缝管的力学性能 试样尺寸：直径>12.5 如果机翼上翼面结构稳定性屈曲载荷比较低，的选择高模量的铝合金，如LY12铝合金。如米格21 LY12为铝－铜－镁系中的典型硬铝合金，其成份比较合理，综合性能较好。很多国家都生产这个合金，是硬铝中用量最大的。该合金的特点是：强度高，有一定的耐热性，可用作150°C以下的工作零件。温度高于125°C，2024合金的强度比7075铝合金的还高。热状态、退火和新淬火状态下成形性能都比较好，热处理强化效果显著，但热处理要求严格。抗蚀性较差，但用纯铝包覆可以得到有效保护;焊接时易产生裂纹，但采用特殊工艺可以焊接，也可以铆接。广泛用于飞机结构、铆钉、卡车轮毂、螺旋桨元件及其他种种结构件。 铝合金的模量是70Gpa，钛合金的模量是90Gpa 2011年4月20日21:24:55 空气密度,物体密度等于其质量除以体积。在海平面，空气的密度为 =1·226 kg/m3。 如果空气情况不是标准值，可根据当时温度和压力用下式求出空气密度 =0.465p(273+t) (kg/m3) p是大气压力 t是大气温度 试验表明，要使机翼翼面层流边界层变为湍流边界层，大约在雷诺数50000至160000之间。 目前，对无人机的控制，通常通过控制副翼、方向舵、升降舵及发动机油门来实现。 弦长 前后缘的距离称为弦长(b)。对于长方形机翼,弦长沿展向是不变的,其它形状的 机翼弦长沿展向是变化的,此时用平均气动弦长(b平均)来表示,它可用下式计算 b平均=S/L 式中: b平均—平均气动弦长;S—面积;L—翼展 2011年4月28日20:03:30受力分析 无人机在大气中飞行时，主要受到三个外力:重力G，空气动力A和推力T;以及受到主要由空气运动所产生的动力矩。仿真计算中需要考虑这几个力和力矩。本文主要采用文献【17】提供的某无人机模型的结构变量及动力系数等各种参数。 重力G在机体坐标系X轴、Y轴、Z轴上的分量可描述为: 空气动力 空气动力A是由于物体在同气体作相对运动产生的作用于无人机上的升力、阻力和侧 力等作用力。由于空气动力的合力矢量的作用点(焦点)一般不与重力的作用点(质心)重合，因此空气还会产生滚转力矩La、俯仰力矩Ma和偏航力矩Na作用于无人机机体。 空气动力A在机体坐标系X轴、Y轴、Z轴上的分量可描述为: 以及，空气动力矩可描述为: 其中， 是大气密度，V是无人机飞行速率，S是机翼表面积，b是翼展， 是平均 气动弦长。标准大气压下的大气密度 =1.293kg/m3 Cx，CY，Cz，Cl，Cm,,Cn则是相应的空气动力系数 c.推力 无人机的推进作用力大多由发动机带动螺旋桨产生的推力产生。各种发动机的推力特性各不相同，难以统一描述。这里只能一般地说，发动机推力取决于飞行速度V，大气密度P，大气压力P，以及发动机油门开度今。具体地函数关系要查询所采用的发动机性能手册。考虑仿真实际情况，我们主要考虑发动机油门开度SI对推力的影响。假设推力在对称平面内，方向与纵轴重合，因此，推力不产生力矩于无人机机体上。可将推力模型描述为: 合力和合力矩 综合上述重力、空气动力和推力的受力分析，得到外部作用合力在无人机机体坐标系 X轴、Y轴、Z轴上的分量表示为: 忽略发动机的力矩作用，无人机主要受到空气动力矩的作用，因此合力矩在无人机机 体坐标系X轴、Y轴、Z轴上的分量表示为: 惯性张量 刚体的惯性张量定义为: 式中，U是单位张量，;是从质心到质量为dm的点的距离矢量，rr是并矢。三维物体的惯性张量写成矩阵形式为: 大多数无人机具有机体对称平面ObXbZb，因而 2011年4月28日20:03:14无人机飞行运动学方程的建立 飞行运动学方程是无人机运动规律的数学描述。考虑到无人机是一个极其复杂的动力 学系统，准确地写出它的动力学方程是非常困难和复杂的。本节所讨论的动力学方程作了如下简化假设: 忽略地球的旋转运动和地球曲率，即所谓平板静止地球假设，从而略去地球运动产生的离心加速度以及地球旋转和无人机运动产生的哥式加速度; 忽略重力加速度随飞行高度的变化; 忽略无人机的弹性形变和旋转部件的影响，即把无人机看成刚体，也不考虑无人机飞行质量的变化。 根据上述假设，无人机在空中的运动，相当于一个具有六自由度的刚体运动:三个描 述质心线的自由度和三个描述质心转动的自由度. 力方程 根据力学原理，无人机的力作用方程为 其中，m为无人机质量， F为作用于无人机上的作用力合矢量，a为无人机质心的加速度矢量，v为无人机质心的速度矢量, 为无人机转动角速度矢量，是无人机速度矢量在机体坐标系上对时间的导数，也叫局部导数。 将表达式((2.33)代入式(2.32)，并写成沿机体坐标系分量形式，可以得到如下三个表达式 其中，Fx Fy和Fz分别为 F沿机体坐标系X轴、Y轴和Z轴的投影分量。整理得 根据式(2.9),无人机速度矢量在机体坐标系OXbYbZb，中的分量是: 2.40 因此式(2.40)经整理，可求出V 和 : 对式((2.41)(2.43)左右两边微分，可以得到V， 和 的微分表达式: 将式(2.37)(2.39)分别代入式(2.44)(2.46)，则最终可以得到: 将V 用VxVyVz 表示用matlab求解 设Vx =a Vy =b Vz =c V=x, [x,y,z]=solve('x*cos(y)*cos(z)=a','x*sin(z)=b','x*sin(y)*cos(z)=c') x = [ (c^2+a^2+b^2)^(1/2)] [ (c^2+a^2+b^2)^(1/2)] [ -(c^2+a^2+b^2)^(1/2)] [ -(c^2+a^2+b^2)^(1/2)] y = [ atan(c*(c^2+a^2+b^2)^(1/2)/((c^2+a^2+b^2)*(c^2+a^2))^(1/2),a*(c^2+a^2+b^2)^(1/2)/((c^2+a^2+b^2)*(c^2+a^2))^(1/2))] [ atan(-c*(c^2+a^2+b^2)^(1/2)/((c^2+a^2+b^2)*(c^2+a^2))^(1/2),-a*(c^2+a^2+b^2)^(1/2)/((c^2+a^2+b^2)*(c^2+a^2))^(1/2))] [ atan(-c*(c^2+a^2+b^2)^(1/2)/((c^2+a^2+b^2)*(c^2+a^2))^(1/2),-a*(c^2+a^2+b^2)^(1/2)/((c^2+a^2+b^2)*(c^2+a^2))^(1/2))] [ atan(c*(c^2+a^2+b^2)^(1/2)/((c^2+a^2+b^2)*(c^2+a^2))^(1/2),a*(c^2+a^2+b^2)^(1/2)/((c^2+a^2+b^2)*(c^2+a^2))^(1/2))] z = [ atan(b/(c^2+a^2+b^2)^(1/2),1/(c^2+a^2+b^2)*((c^2+a^2+b^2)*(c^2+a^2))^(1/2))] [ atan(b/(c^2+a^2+b^2)^(1/2),-1/(c^2+a^2+b^2)*((c^2+a^2+b^2)*(c^2+a^2))^(1/2))] [ atan(-b/(c^2+a^2+b^2)^(1/2),1/(c^2+a^2+b^2)*((c^2+a^2+b^2)*(c^2+a^2))^(1/2))] [ atan(-b/(c^2+a^2+b^2)^(1/2),-1/(c^2+a^2+b^2)*((c^2+a^2+b^2)*(c^2+a^2))^(1/2))] >> pretty(x) [ 2 2 2 1/2 ] [(c + a + b ) ] [ ] [ 2 2 2 1/2 ] [(c + a + b ) ] [ ] [ 2 2 2 1/2] [-(c + a + b ) ] [ ] [ 2 2 2 1/2] [-(c + a + b ) ] >> pretty(y) [ atan(%2, %3) ] [ ] [atan(-%2, -%3)] [ ] [atan(-%2, -%3)] [ ] [ atan(%2, %3) ] 2 2 2 2 2 %1 := (c + a + b ) (c + a ) 2 2 2 1/2 c (c + a + b ) %2 := ------------------- 1/2 %1 2 2 2 1/2 a (c + a + b ) %3 := ------------------- 1/2 %1 >> pretty(z) [ b ] [ atan(-----------------, %1) ] [ 2 2 2 1/2 ] [ (c + a + b ) ] [ ] [ b ] [ atan(-----------------, -%1) ] [ 2 2 2 1/2 ] [ (c + a + b ) ] [ ] [ b ] [atan(- -----------------, %1) ] [ 2 2 2 1/2 ] [ (c + a + b ) ] [ ] [ b ] [atan(- -----------------, -%1)] [ 2 2 2 1/2 ] [ (c + a + b ) ] 2 2 2 2 2 1/2 ((c + a + b ) (c + a )) %1 := ----------------------------- 2 2 2 c + a + b 无人机的力矩作用方程为 2.50 2.51 其中 M为作用于无人机的外力矩合矢量，H为无人机绕重心的动量矩， 为无人机的转动角速度矢量。将表达式((2.51)代入式(2.50)，并写成沿机体坐标系分量形式，可以得到如下三个表达式: 式中，MxMyMz是 M在机体坐标系X轴、Y轴和Z轴上的投影分量; HxHyHz一动量矩H在机体坐标系X轴、Y轴和Z轴上的投影分量,并有 IxIyIzJxyJyzJxz分别为无人机绕机体坐标系X轴、Y轴和Z轴的转动惯量矩及相应的惯性积。 将式(2.55)~(2.57)代入式(2.52)~(2.54)，可以得到: 根据式(2.30)，有Jxy=Jyz=0，将式(2.58)(2.60)化简，并提取变量微分}X、叭、}最后得到: 姿态方程 无人机在机体坐标系中有角速度分量 。若无人机的角速度不为零，则 引起姿态角 和的变化。另外，参看2.2.2小节，可知滚转姿态角速度 ’是沿Xb 轴变化，俯仰姿态角速度 ’沿Y'轴变化，偏转姿态角速度 ’是沿Zi变化。因此有: 从上式可以求得姿态角速度 ’ ’ ’的公式为: 位置方程 无人机地面坐标系的坐标定义为xeye和ze，使用它们可以确定无人机的位置和方 位。无人机地面坐标系坐标的微分表达式即为无人机相对于地面坐标系原点的速度。根据 前面的表述，无人机地面坐标系上的速度分量等于机体坐标系到惯性坐标系的变换矩阵乘 以速度矢量在机体坐标系上分量，即: 2011年4月29日20:41:25 起飞重童的估算 推重比的估算 巡航推重比 飞机的推重比通常指的是在海平面静止状态(零速度)和标准大气条件下，而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。飞机在巡航状态时，处于水平匀速飞行中，此时的飞机重量等于作用与飞机上的升力，推力等于阻力，因此，推重比等于巡航升阻比 (L/D)巡航的倒数，即: 起飞推重比的确定 当巡航状态推重比确定以后，把巡航状态下得出的推重比折算到起飞状态则可用下式计算出起飞推重比。 翼载的估算 翼载通常指起飞时的翼载。一般来说，为了保证机翼在所有使用条件下能提 供足够的升力，选取估算所得满足各项性能的翼载最低值。这些性能条件包括: 失速速度、起飞距离、着陆距离、巡航时的翼载、待机续航时的翼载、瞬时转弯、 持续转弯、爬升和下滑以及最大升限等等。在初步设计时，根据失速速度和巡航 时的翼载来确定飞机的翼载。 按失速速度确定翼载 飞机的失速速度直接由翼载和最大升力系数确定。在设计过程中，可利用失 速速度与翼载的关系，求得满足失速性能的翼载。民用和军用飞机设计规范对不 同类型的飞机都规定了最大允许的失速速度要求。FAR23部审定合格的飞机(在 起飞总重5675kg以下)，除了是多发动机飞机要求满足某些爬升要求，所有飞机 的失速速度都不应该大于112.97 km/h(或31.38m/s ) 。 飞机水平飞行时，升力等于飞机的重量。在失速速度下水平飞行时，飞机处 于最大的升力系数状态。因此，可得到式(2.10): 按巡航确定翼载 设计时主要考虑巡航效率，因此需要考虑巡航性能的要求来确定翼载。为了 达到最大的航程，翼载的选取必须使巡航条件下有高的升阻比L/D。对于喷气式 飞机，在零升阻力等于诱导阻力的三倍时的飞行状态下达到最大航程，由此导出 为优化喷气式飞机航程而选择翼载的公式: 展弦比的大小对飞机的气动特性以及结构重量都有影响。对于亚音速飞机，随着展弦比增大，诱导阻力减小，升力线斜率增大，最大升力系数和升阻比也同时增大，这对提高飞机的升限和加大航程都是有利的。但是展弦比增大也会带来一些不利影响。大展弦比的一个突出问题是机翼重量随之增大，同时也使翼尖气动载荷增大，对翼根的弯矩加大。另一方面，对相同的机翼面积，展弦比增大使翼根弦长减小，在相同的翼型相对厚度条件下，翼根绝对厚度变小。这样不利于本的轻质结构设计和装载布置。而且，展弦比越大，升阻比的增加越不明显，机翼的失速迎角也随之减小。 而采用小展弦比机翼，则可防止大迎角时的翼尖失速，降低横滚阻尼特性。机翼根部弦长增大，结构高度增加，有利于承力构件和起落架布置，增加燃油容积。其主要缺点是诱导阻力大，对巡航不利。另外翼展短不利于舵面的安排，再加上中等以下迎角的升力低，起飞着陆性能差。 综合上述展弦比对气动特性以及结构重量的影响，本方案采用中等展弦比，使得飞翼布局具有较好的高速性能，同时由于其翼身融合的特点，机翼面积大，翼载低，也可以获得较好的低速性能。下面给出了一个计算展弦比A的公式。 机翼的后掠角 后掠角是对机翼特性影响较大的一个几何参数，需要综合考虑各方面的设计要求后选定。增大后掠角可以降低气动阻力，但同时也会使机翼结构重量增加。因此，应根据飞机设计要求中给定的飞行M数，选取合适的后掠角。初始设计可参照图3.1选取机翼前缘后掠角。 图3.1:机翼后掠角经验曲线 一般来说，对于马赫数比较大的飞机，选用大后掠小展弦比的机翼比较有利， 因其零升阻力较小。特别是三角机翼有利于提高结构的强度和刚度，再加上其外 露面积小，使其在重量上占有很大的优势。但是大后掠小展弦比机翼也有其缺点， 亚音速诱导阻力大，升力线斜率低，影响亚音速和起飞着陆性能，另外后掠机翼 的翼尖分离使诱导阻力增大和诱发俯仰力矩的上仰。 机翼尖削比的选择 对于亚音速后掠机翼，尖削比的增大，增大了机翼的有效后掠角，气流自前缘分离形成漩涡，产生附加的涡