無人機或者飛機在飛行過程中，都會受到空氣阻力的影響，這種影響如果不進行消除有可能給飛行帶來很大的動力損耗，甚至對飛機的控制產生不可預料的結果。而在無人機上，不僅僅是在外形，在內部控制上，空氣動力學更是需要在設計過程中非常注意的方面。本文從理論方面介紹無人機設計中用到的空氣動力學知識。

所有的空氣動力學都是建立在運動定律之上。在航空模型上的空氣動力學中，主要運用牛頓創立的三大運動定律。

影響升力和阻力的因素

作用在飛行器上的空氣動力，包括升力和阻力，這是由于空氣本身具有質量造成的。要產生支持力，氣團必須被加速以產生向上的支持力，要達到平衡，則支持力必須等于重力。飛機在空氣飛行中，機翼穿過氣流，從而引起擾動，除了機翼外，飛機的其他部分，如機身，尾翼，起落架等，也會引起擾動，也會產生能力損失，這樣就得不到對升力的貢獻，因此產生升力如果耗費的能力越多，則飛行器的效率越低。航模飛行所需的空氣質量取決于 3 個因素：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成。空氣可認為是無數獨立的分子組成，他們都處于劇烈的運動狀態。氣體的溫度是衡量這種運動劇烈程度的一種尺度，溫度低時分子運動比溫度高時要緩慢。運動的分子碰撞到浸沒在其中的物體，產生了氣體壓力。密度是考量給定空間中分子數目多少的一個衡量尺度。在航模低速空氣動力學中，研究空氣的分子組成是不需要的，航模飛行的介質是流體，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。航模飛機的飛行速度遠達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力飛機以及螺旋槳翼尖和直升機旋翼問題時考慮。在高海拔和高溫環境中，空氣密度比貼近海平面和低溫環境中要低。航模愛好者在高原地區和在平原地區飛飛機時是有一定的控制區別的。空氣的潮濕程度也會影響密度。干燥的空氣比潮濕的空氣更加稠密，濕度因此會對升力產生影響。滑翔機飛行員可以利用熱空氣幫助滑翔機進行滑翔。空氣動力學中，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

一個尺寸較大的飛行器，當它飛行在標準大氣中時，必然產生更大的擾流，所以以在相同速度下要比尺寸小的模型產生更大的空氣作用力，這個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。翼展載荷是一個非常重要的參數，一個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，被掃過的空氣質量越大，所需加速度就越小。

模型尺寸可以用機翼面積來表示。

3、速度

在模型的翼展和面積一定時，高速飛行對氣團產生的擾動比低速大。

迎角和配平模型獲得升力的能力幾乎取決于機翼和機翼相對來流的迎角。迎角的基準一般是弦線。

弦線：連接翼型的前緣和后緣兩個端點的一條直線。

氣動迎角：氣流實際與機翼的夾角。氣動迎角與幾何迎角不同。傳統模型中，機翼的迎角（幾何迎角和氣動迎角）大小主要取決于機翼和尾翼的相對變化。尾翼的主要功能是配平飛機，使之達到預定的迎角并保持這個迎角。

尾翼和機翼相對機身的安裝角必須與相對氣流的迎角區分開來。機身可能與來流方向不一致。

尾翼有時會設計成正 V 型布局或倒 V 型布局，此時飛機的配平、俯仰和偏航穩定性的操縱都由 V 型尾翼的兩個翼面來完成。除正常式的機翼 ---- 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：指一個小載荷的機翼位于主機翼前的布局。

由一對機翼或是另外的機翼承載多數載荷還是全部載荷，是一個涉及到配平和重心位置的問題。

翼型剖面和升力系數

機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。

模型的機身和其他部件也能產生一定的升力，大小取決于他們的外形和迎角。對于一般的模型來說，機身對升力的貢獻是很小的。但機身會產生一些與升力可比擬的力，它影響著模型飛機的穩定性，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。

相似的橫側向不穩定擾動由垂直安定面來阻止。

為了研究方便，空氣動力學家們將所有的非常復雜的機翼外形和配平等因素匯總簡化為一個系數，即升力系數。這個系數可以說明一個模型或其任意部件產生的升力情況。比如升力為 1.3 的比 1.0 的能產生更大的升力。

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。

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翼迎角來獲得更高的升力系數，也可以增加機翼面積，盡管這會增加模型的重量，并且導致飛行速度的增加。在其他參數不變的情況下，小幅度的增加速度，就會導致升力大幅度增加。在給定面積、配平情況下，一個較重的飛機必須比較輕的飛機飛的快才行，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動機提供不了足夠的動力來保證飛行。

翼載重量與機翼面積之比

機翼升力系數和翼型升力系數整個模型或整個機翼的升力系數不應與風洞中實驗的單個翼型升力系數混淆。尾翼對模型升力系數的貢獻是一個非常復雜的問題，飛行器的升力系數通常由機翼面積來確定。

伯努利定理

當空氣遇到任何物體，比如機翼，空氣就會產生偏轉，一些空氣從機翼上表面通過，一些機翼從下表面通過。在這個流動過程中會產生復雜的速度和壓力變化，要產生升力，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中，流線上任意兩點的壓力勢能、動能與位勢能之和保持不變。

經過任何物體的流動，只要是流線型的流動，就會產生相似的流體變形，同時伴隨著速度和壓力的變化。

升力來源

在機翼上，壓力最高點就是所謂的駐點，在駐點處是空氣與前緣相遇的地方。空氣相對于機翼的速度減小到零，由伯努利定理知道該點壓力最大。上翼面和下翼面的空氣必須從這個點由靜止加速離開。在一定的來流速度下，如果對稱翼型的迎角增大的話，上下表面的壓力差會一直增大到某個值。一個有彎度的翼型，盡管弦線位置可能是幾何零迎角，但平均壓力和升力與對稱翼型仍存在差異。在某些幾何迎角為負的位置上，上下表面的壓力是可能相等的，因此大彎度翼型存在一個零升迎角，這是翼型的氣動力零點。盡管在這個迎角下沒有產生升力，由于翼型彎度的存在，上下表面的特征是不一樣的。升力系數有一個明確的極限值。如果迎角太大或是彎度增加太多的話，流線型就會被破壞并流動從機翼上分離。分離改變了上下表面的壓力差，升力被大幅度降低，機翼處于失速狀態。氣流分離在小范圍內是一種普遍現象，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”。

環流和附著渦

氣流以一定的角度流經翼型時會出現偏轉，導致翼型前方的上洗和后方的下洗。這個偏轉的出現打破了氣流的平衡。流線的運動就像是一團旋轉的空氣柱，即一個渦，這樣的渦將導致流動的偏轉、上洗、下洗。渦旋轉速度的大小將決定產生多大的升力。實際上流經翼型上下表面的氣流并不會轉圈，很多實驗表面這個旋轉的渦確實能產生升力。這個附著渦的主要價值是：使得流經翼型的流動可以通過理想渦環流的強度來計算。這個方法在計算升力沿真實機翼展向分布的時候特別有用。機翼的末端，附著渦是存在的，只是它變成 一對拖拽著是翼尖漩渦，這對渦確實是旋轉的，并且可以觀測到。

阻力、升阻比

模型的所有部件，包括機翼、尾翼、機身以及每個暴露在空氣中的部件都會產生阻力。即使是在飛機發動機罩、機輪整流罩里面的部件，只要有空氣流過就會產生阻力。

隨著升力的出現，阻力也會隨之產生。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，就像升力系數一樣，綜合了模型的所有特性。

D = 1/2Ρv^2SCd；

升阻比=L/D

對于水平飛行升阻比是一個常數（忽略燃油的消耗）。推力的大小可以通過改變油門來調節，進而可以改變阻力大小。低速時，水平飛行狀態，阻力減小到一個值，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不會一直持續到最低速度，總的阻力系數在速度降低到某一值時反而會急劇的增加，它足以抵消速度的減小，因此在這個速度上，模型達到最大升阻比。

渦阻力

從機翼翼尖或任意表面拖出的渦聯系在一起，這些渦產生了升力。渦的出現是直接跟升力聯系在一起的：給定機翼的升力系數越高，渦的影響越明顯。升阻比在低速狀態下會降低，渦阻力的增加是一個主要因素。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，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

模型飛機和全尺寸飛機之間空氣動力學的最大區別在于邊界層，它是靠近機翼或氣流流過的任意物體表面很薄的一層空氣。空氣的兩個屬性，質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系。在覆蓋表面的邊界層中的流體加速或減速情況下，由質量和粘性產生的力相互作用，有時彼此增強，有時相互抵消。全尺寸機翼在高速情況下，流體的速度較大，表面的曲率半徑相對較大，質量慣性是主要的，粘性的作用雖然不能忽略，但影響很小。而對于模型機翼在低速情況下，粘性力相對更加重要。

雷諾數

有兩種不同類型的流體：層流和湍流（由奧斯本 。 雷諾實驗發現）。它們可以在特定的條件下互相轉變。邊界層的任一點是哪種流動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因素的變化都會帶來邊界層中的變化。雷諾把除了表面情況以外的量都結合到一起形成一個量，就是雷諾數。

雷諾數= 密度 / 粘性 * 速度 *長度，符號表示為：Re = ρVL/ μ

雷諾數效應：相對于每一點流體的速度，邊界層中由質量產生的慣性力和粘性力的比才是重要的。這一比率將隨季節情況和高度的不同有少許的變化。

邊界層雷諾數

應用于機翼弦長的雷諾數和在邊界層本身內部的雷諾數是不同的。當氣流到達機翼前緣時，在駐點開始分成兩股氣流，一股從上面流過，一股從下面流過。在邊界層中的這一點由于與表面的距離是零，所以雷諾數也是零。邊界層流動從駐點開始，沿著機翼表面移動，在每一點的雷諾數取決于那點處從駐點開始沿機翼外形測量的距離。因此，邊界層內的雷諾數也隨著從駐點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。好像流體的每一微層是一個單獨的薄層或薄片，他們滑過其他層時，在兩層之間只存在微小的粘性或粘性應力。在層與層之間沒有空氣微團上下運動。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。

轉捩

小的表面缺陷，如粗糙部位、油漆斑點、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，往往會干擾層流邊界層。但是在邊界層雷諾數較低時，粘性往往會阻尼這些干擾，使層流流動能成功超過他們。層流流動在某一個位置將達到一個臨界點，在這一點上由表面不規則引起的小的脈動將繼續保持下去而不會被衰減掉，在該點一小段距離之后，任何小的擾動都將克服阻尼效應。一個明顯的波紋或粗糙表面很快會引起這個現象，也就是在低雷諾數時，層流流動突然被破壞，并轉捩為一個到湍流的流動。

湍流邊界層

在湍流邊界層中，沒有微小的滑流層系統，取而代之的是空氣微團，空氣微團的移動有很大的自由度，在通常的主流方向之外還可以向上和向下移動。雖然任意一個微團以不穩定的速度單獨移動，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捩之前大得多。這會導致表面摩擦的增加，但因為微團運動的更快，他們有更大的動量而不容易停止。隨著雷諾數增加，湍流邊界層厚度繼續增加。一個沒有污染、波紋和其他缺陷的光滑表面可以推遲轉捩。在這樣的表面上的轉捩發上在更靠后的位置，邊界層中的臨界雷諾數也較高。粗糙的表面或相對有較大波紋或顛簸的表面會使轉捩前移，減小了臨界雷諾數。

層流分離

在機翼前面部分的上下表面上，壓力隨著氣流從駐點加速而減小。外面的層流受到粘性的牽引，加速的氣流會把加速動量一層一層向下傳遞，因此整個邊界層獲得了動量，所以增加的速度有助于保持層流流動，使得機翼上即使有很大的鼓包或缺陷都可以被克服而不發生轉捩。當氣流到達最小壓力點時，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的現象一樣從邊界層外向內傳遞。最靠近表面的層流的運動從來不會很快。它只需一個很小的減速就可以停止。因此最低壓力點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。氣流在這一點是停滯的，而且阻止了上面層流氣流的流入。減速持續距離越長，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，如在最小壓力點后氣流減速緩慢，在層流分離后面發生湍流再附著。停滯空氣擾動的阻礙對邊界層的阻礙就相當于機翼上的小突起或鼓包，如果在這一點雷諾數足夠大，就可以使氣流轉捩到湍流。湍流邊界層厚度的增加把氣流帶回到機翼表面，把停滯區（也叫分離氣泡）留在下面。之后，湍流邊界層繼續克服壓力梯度，可能達到機翼后緣而不再分離。邊界層最低層空氣微團因為有較大動量可以克服企圖阻止他們的壓力從而繼續向后移動。在分離氣泡中有一個局部的孤立的環流流動，它是由最靠近表面的空氣層前向流形成的。表現為形成了一個非常扁的渦，并沿展向擴展。在氣泡之后還會有一個側向的渦，他們或多或少的沿弦向排列。層流分離氣泡幾乎總會發生在模型飛機機翼上，通常采用湍流發生器等設備來阻止其出現。在大迎角下，在很多翼面上的最小壓力點都會前移，分離氣泡緊跟在后面，有時很短。這時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，并可能在到達機翼后緣之前的某點處發生分離。隨著迎角繼續增大，分離點幾乎移到了機翼前緣，最終導致渦破裂。這就是大多數模型機翼失速的原因。低雷諾數的直接結果就是過早失速。大型機翼在高速下，由于雷諾數高，層流流動在機翼前緣后面不會保持很遠。并且標明尚小的缺陷就會使轉捩很早發生而不會產生分離氣泡。因此，全尺寸有動力飛機不存在層流分離問題。當確實發生分離的時候，通常在機翼后緣處開始。
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