第二節 無人機空氣動力學基礎
一、速度與加速度
速度（用v表示）在標準公式中量綱用的是m/s而不是km/h。
要打破平衡，改變速度大小或飛行方向，需要力的變化來引起相應的加速度的變化。
牛頓第二運動定律表明，要獲得給定加速度，所施加的力的大小取決于無人機的質量。質量與重量不是一回事兒，盡管在平常的語言中，這兩個詞通常是指同一件事。重量是由質量而來的。如果一架無人機由火箭帶到火星上，在當地大氣條件下測試的話，那么在大部分時間的旅程中，它是沒有重量的，并且到達火星后重量也會比在地球上要輕，這是由火星較低的重力加速度所造成的。但是質量在整個過程中是不會變化的，因為無人機中的材料，如木頭、金屬、塑料等的數量是一樣的。
一個具有很大質量的物體需要用更大的力去打破它的平衡才能達到給定的加速度，而小質量的物體所需的力則小。這樣一個性質有時是個優點，比如無人機受突風影響的時候。小質量的無人機在受到突風影響的時候可能會翻滾，而大質量的無人機可能只有微小的方向變化。但是大質量也需要較大的力使其從靜止加速到飛行速度，再從平飛改變為爬升，同時保持轉彎，還要較大的力使無人機重新回到靜止狀態。無論什么時候由外力打破平衡，比如加速或減速，或者方向的變化，物體的慣性都會阻止這種變化。
二、牛頓三大運動定律
所有空氣動力學理論都建立在運動定律之上。這些最初由牛頓創立的理論至今在工程領域的地位仍然不可動搖，前提是只要所討論的物體的速度遠小于光速，并且所研究的固體和流體的尺寸和密度在通常的范圍內。量子力學和相對論雖然在高能物理和天文學中比牛頓力學更受青睞，但是對于理解無人機空氣動力學來說完全沒有必要掌握。
牛頓第三定律表明作用力和反作用力是大小相等方向相反的。當一個飛行器靜止在地面上時，它的重力方向向下，與由地面施加的大小相等方向相反的反作用力恰好構成平衡。一輛小轎車以恒定的速度運動時同樣受到重力和地面反作用力的作用，但是還有一個牽引力使得汽車運動。這個力的反作用力是由地面的摩擦力和空氣阻力提供的。
任何不平衡的力都會產生加速度。一架在地面上的無人機，起飛前可能被拉住，但發動機是開著的。發動機的推力與拉力方向相反，大小相等，所以平衡，一旦放開，無人機就開始加速。它一開始運動，空氣阻力和地面摩擦力也就隨之而來，而且無人機速度越快，這些阻力也就越大。只要總的阻力小于推力，無人機會一直加速。當兩者大小相等時，無人機達到某個速度飛行，此時又重新達到了平衡。
在水平飛行中，垂直向下的重力由一個垂直向上的反作用力平衡著。在一般的飛行器中，這個反作用力來自于機翼和可能的其他表面，但是也可能以其他形式的力來提供。直升機靠它的旋翼來支撐，懸停的“鷂”式飛機靠推力來支持。如果向上的反作用力比重力小，飛行器就會向下加速。要停止這個加速運動就必須重新產生反作用力來平衡重力。這可以帶來平衡但是不會阻止下降。要做到不再下降就必須施加更大的力使其減速。所有的加速或減速都會由飛行器的質量來反抗，也就是慣性。
三、力的平衡
如果一個物體處于平衡狀態，那么它就有保持這種狀態的趨勢。所有施加在平衡物體上的外力都是平衡的，不會有任何改變其狀態或往任何方向加速或減速的趨勢存在。這些很容易理解，只要看看立在地面上的東西，比如家具或者放在架子上或桌面上的飛機模型就知道了，它們不會移動。如果沒有外界的干擾，比如說以某種方式使其加速，這些物體會一直保持其狀態。移動的物體也可能處于平衡狀態。一架在靜止大氣中做水平直線飛行的飛機，它既不加速也不減速，也不轉彎，這時它就處于平衡狀態，并且傾向于做持續穩定飛行。同樣道理，如果這個飛行器以恒定的速度直線爬升，那么它也處于平衡狀態。即使高度增加了，它也仍然處于平衡狀態。如果沒有新的外力施加在它上面，它將沿著其爬升方向穩定地飛行。即使爬升是完全垂直的，只要它的速度保持穩定，并且方向不發生變化，它仍然是平衡的。同理，當它以固定的速度俯沖時也是處于平衡狀態。平衡是事物一種非常普遍的狀態，不穩定運動狀態與穩定運動狀態或者靜止狀態的不同之處就是多了加速度。
水平飛行的動力飛行器受到許多施加在它各個部分的力的影響，但是所有的這些力都可以按作用和反作用分成4個力。向上的主要的力來自機翼，但是尾翼也提供少許的升力，因此尾翼的貢獻也必須加入（或減去）到總的垂直方向的作用力中。螺旋槳軸或噴氣推力線的方向可能與飛行方向不一致。這是因為飛行器設計人員特意對發動機以一個相對機身的安裝角進行設計（產生下推力或上推力），或是由于機體本身在某個速度飛行時并不與來流方向一致。到底有多大的上推力或下推力，可通過力的分解來獲得。
力可以通過一個方向與力的指向相同的箭頭按比例進行描繪。比如，一個3N的力用一個長3cm、指向力的方向的箭頭或矢量來描繪，其他的力和方向則要按比例長度的箭頭來表示。這樣做可以將螺旋槳拉力分解為一個沿著飛行方向的力和一個與之垂直的力，把它作為這個矩形的對角線。這個矩形兩邊的長度和方向就是所需的比例，也就是發動機在垂直和水平方向的貢獻。在大多數的情況中，推力方向與飛行方向不會偏離很遠，所以大部分的功率都轉變成了推力。
力的分解的原則應用非常廣泛。
四、伯努利定律
當空氣遇上任何物體，比如說機翼，空氣會產生偏轉，一些空氣從機翼上表面通過，一些空氣從機翼下表面通過。在這個流動過程中會產生復雜的速度和壓力的變化。要產生升力，上下表面的平均壓力必須有差異才行。
伯努利的理論將流動的速度和流動中任意一點的壓力聯系起來。這個理論是運動和能量定律的一個特殊應用。對于管道類的輪船周圍的流動，它是一個最基礎的理論，對于空氣動力學和飛行來說也是一樣。
想象一個平滑流動或流線型流動氣流里面的空氣微團，如果各個方向對它施加的壓力都是相等的話，那么它就處于平衡狀態。如果有任何不同的壓力，這個微團的平衡就會被打破，根據牛頓第二定律，微團要么加速要么減速，如果后部的壓力大于前部的壓力，速度會增加；如果后部的壓力小于前部的壓力，速度則減小。因此當微團接近一個低壓區時會加速，接近高壓區時會減速。我們可以用另一種方法來描述這件事情，即如果流體速度降低，其壓力必然升高。微團并不是孤立的，而是某個流動中的一部分，這個規律是適用于每個微團的，因此流動在接近低壓或高壓區時會分別加速或減速。這個原理的簡單的數學表達就是伯努利定律，以下式表示，其中，p表示壓力，v表示速度，ρ表示密度。
p+
ρv2=常數
空氣密度是常數（密度不會改變），壓力和速度因此就成了變量，如果一個增加，另一個就減少。這個原理的著名的應用就是文氏管，它通常用在航空領域來測量空速，在日常生活中用于通過水龍頭或橡膠軟管來產生高速水流。
通過一個收縮管道的流體，內部空間全部被充滿。在每個單位時間內，流進一定質量的流體，出口就流出同樣質量的流體。在管道的收縮區，由于橫截面較小，通過它的流體的速度必然增加，這樣才能保證在相同的時間內流出相同質量的流體。根據伯努利定律，這個速度的增加必然造成收縮區壓力的降低。空氣在收縮區域內變得長而窄，在達到管道的寬闊處后又變回其原來的形狀，這樣就形成流線。
經過任何物體的流動，只要是流線型的流動，就會產生相似的流動變形，同時伴隨著速度和壓力的變化。這個與流過機翼的流動十分相似。
五、翼型和機翼升力系數
機翼的效率受翼型的影響極大，在一定程度上受翼型彎度的影響和厚度的影響。
飛行器中的機身和其他相似外形的部件也能產生一些微小的升力，大小取決于它們的外形和迎角。對于航天飛行的載人飛行器來說，專門設計了一個沒有機翼的“升力體”；但對于通常的飛行器來說，機體對升力的貢獻幾乎是可以忽略的。然而，機身確實會產生一些與升力可比較的力，它影響著飛行器的穩定性，而且其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，它是一個與機身成直角安裝的小型的翼面，能產生側向力來糾正飛行器的偏航和側滑。
為了方便起見，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成一個系數，即升力系數，這個系數可以說明一個飛行器或其任意部件產生升力的情況。一個大小為1.3的升力系數CL，表明它將比CL=1.0或CL=0.6時產生更大的升力，而CL=0時表明沒有升力產生。CL沒有量綱，它是一個為了比較和計算而被抽象的量。
對于水平飛行，飛行器產生的總升力等于總重力，所以可以寫出下式：
總升力=總重力
或者
L=Wg
（作用力=反作用力）
式中，W為飛行器質量，kg；g為重力加速度。
這個公式在飛行器下滑或是爬升過程中是不適用的。影響升力的因素是飛行器的尺寸或面積、飛行速度、空氣密度以及CL等。這些因素中的任何一個增加，比如說更大的面積、更快的速度、更高的密度或更大的升力系數，都能產生更大的升力。所以當用公式表示升力時，希望這些因素都能體現在公式里面，用數學語言表示即升力是ρ、v、S和CL的函數。
18世紀，在基本力學原理的基礎上，伯努利做出了開創性的工作，給出升力的標準公式，可以表示為
L=rv2SCL
一個水平飛行的飛行器，升力必須等于重力。如果飛行器的重力增加了（或者說生產出來的飛行器比預計的要重些），所需的升力也必須增加，公式右邊的一個或多個參數值就必須增加。
我們無法控制空氣密度r，但飛行器可以通過增大機翼迎角獲得更大的CL來重新配平，也可以增加機翼面積S，盡管這可能會增加飛行器的重量并且可能導致飛行速度的增加。由于飛行速度v在公式中是以平方的形式出現的，在其他參數不變的條件下，v的小幅增加會導致升力的大幅增加。根據這個公式，在給定面積、配平等情況下，一個較重的飛行器需要比較輕的飛行器飛得快才行。但是，增加速度意味著消耗更多的能量，而且在某些情況下，飛行器發動機可能提供不了足夠的動力來保證飛行。此時，如果從一定高度放飛飛行器，它將會以某個角度下滑，就像滑翔機一樣（即使它的發動機處于最大功率狀態）。
六、機翼翼載
從上述內容可以看出，質量與機翼面積之比（翼載）非常重要。翼載經常寫成W/S，單位是kg/m2。忽略燃油消耗造成的微小影響，在飛行過程中，飛行器的質量是一個常數。在給定的配平狀態（迎角）下的速度完全取決于翼載。這個關系可以通過整理升力公式得到。在水平飛行中，L=Wg，公式兩邊同時除以S，即
Wg/S=L/S=rv2CL
對于滑翔機和下滑中的飛機來說，升力和重力并不完全相等，L=Wgcosα，但是在一般的小于10°俯沖角或爬升角的情況下，兩者相差不多。增加重量要求增加速度，這會耗費更多的功率來保持飛行（在滑翔機中需要更強的上升氣流保持滑翔機飛行）。
七、升力的來源
在機翼上，壓力最大的點也就是所謂的駐點，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，由伯努利定律知道這是壓力最大的點。上翼面和下翼面的空氣必須從這個點由靜止加速離開。在一個迎角為零、完全對稱的機翼上，從駐點開始，流經上下表面的氣流速度是相同的，所以上下表面的壓力變化也是完全相同的。這和在狹長截面的文氏管中的流動是相似的，在流速達到最大的點，其壓力達到最小。在這個最小壓力點之后，兩個表面的流速同時降低。空氣最終必定要回到主來流當中，壓力也恢復正常。由于上下表面的速度和壓力特性是相同的，因此這種狀態的機翼不會產生升力。
如果對稱機翼相對來流轉了一個迎角，駐點就會稍稍向前緣的下表面移動，并且流經上下表面的空氣流動情況也發生了改變，流經上表面的空氣被迫多走了一段距離，在上下表面，空氣仍然有一個從駐點加速離開的過程，但是在下表面的最高速度要小于上表面的最高速度。因此機翼下表面的壓力就比上表面的壓力大，升力由此產生。所以只要旋轉一個正的迎角，對稱翼型完全能夠產生升力。
一個有彎度的翼型展示了與對稱翼型相似的速度和壓力分布，但是由于翼型存在彎曲，盡管弦線的位置可能是幾何零迎角，平均壓力和升力與對稱翼型仍然存在差異。
在某些幾何迎角為負的位置上，上下表面的平均壓力是可能相等的，因此有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，但由于翼型彎度的存在，上下面的流動特征是不一樣的。因此，盡管上下表面沒有平均壓力差，在翼表面上卻會產生不平衡并導致俯仰力矩的產生，這個力矩在飛行器配平中非常重要。
升力系數有一個非常明確的極限值。如果迎角太大或是彎度增加太多的話，流線就會被破壞并且流動從機翼上分離。分離劇烈地改變了上下表面的壓力差，升力大幅度降低，機翼處于失速狀態。
氣流分離在小范圍內是一種普遍現象。在上表面，流動可能在后緣前某個地方就分離了，氣流在上下表面都可能分離，但是有可能再附著。這就是所謂的“氣泡分離”。
八、阻力和升阻比
飛行器的所有部件，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。即使在發動機機罩、機輪整流罩里面的部件，只要有空氣流過就會產生阻力。伴隨著升力的出現，阻力（D）也會隨之產生。影響阻力的因素有飛行速度、空氣密度、氣動外形及尺度。阻力系數CD，就像升力系數一樣，綜合了飛行器的所有特性，也是飛行器空氣動力“潔凈度”的尺度。其公式與升力公式形式相同，如下式所示。
D =rv2SCD
公式中的S，或者說面積，一般是指整個飛行器的機翼面積。如果在升力公式中用的是總面積（包括尾翼），則在阻力公式中也必須用相同的值。這就使得阻力和升力可以進行比較，并且通常以比值的形式出現，即升阻比L/D。對于水平飛行，升力等于重力，升阻比是個常數（忽略燃油消耗）。推力大小可以通過油門的設置進行調節，進而可以改變阻力的大小，這是因為在平衡狀態的水平飛行中，推力和阻力是相等的。高速情況下，推力大阻力也大，但是總的升力保持不變，還是等于重力，升阻比就低。在低速時，仍然是水平飛行狀態，阻力減小到一個值，升力還是等于重力，所以升阻比就增加了。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后反而會急劇地增加，它足以抵消速度的減小，因此在這個速度上，飛行器達到最大升阻比。這個值的大小給出了所有飛行器的一個粗略的效率尺度。
如同升力一樣，在風洞試驗的阻力測試中，如果對阻力公式中S理解錯誤就會產生混淆。在單獨部件的測試中，如機身、機輪等，測量并在阻力的公式中使用的S是被測物體的橫截面面積。這就給出了一個完全不同于整機中使用機翼面積所得到的這些部件的阻力系數。從風洞試驗中可以得出機翼阻力特性曲線，同樣也能得到翼型升力系數。但是在飛行中，真實機翼在整個翼展上的翼型升力系數同風洞中測試的數據是不一樣的。
計算飛行器部件的實際阻力是完全沒有必要的。重要的是知道阻力是如何產生的并如何減小它。常用的增加升力的辦法就是改變配平或使用不同的機翼翼型。在水平飛行中，升力等于重力，這個關系在改變配平或者翼型后還是成立的，所以，雖然升力系數CL可能增加，但是升力在平飛中還是等于重力的。每次翼型或迎角的變化都會改變飛機的阻力。飛行器飛行時阻力是不可避免的，但是減小阻力可使飛行更有效率。
1.翼型阻力
形狀阻力（形阻）或壓差阻力是由于氣流的經過，物體周圍壓力分布不同而造成的阻力，而蒙皮摩擦阻力或黏性阻力是由于空氣和飛行器表面接觸而產生的。將這些阻力分類是非常有用的，這些阻力很顯然是同時產生的。機翼除了渦阻力之外還會同時產生形狀阻力和蒙皮摩擦阻力（摩阻）。蒙皮摩阻和形阻之間的關系非常密切：一個會影響另外一個。舉例來說，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。因此，特別是在考慮機翼時，形阻和摩阻通常放到一起考慮并用一個新的名詞重新命名——翼型阻力，經常也稱型面阻力。與誘導阻力（渦阻力）相比，蒙皮摩阻和形阻都直接與v2成正比。所以，當速度增加而誘導阻力減小時，形阻和蒙皮摩阻增加，反之亦然。
2.渦阻力
誘導阻力現在更多地被稱為渦誘導阻力，簡稱渦阻力或渦阻。因為它是與從機翼翼尖或者任意表面拖出的渦聯系在一起的，而這些渦產生了升力。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，渦的影響也越明顯（這個可以與附著渦的強度聯系起來。附著渦越強，升力越大，同樣翼尖渦系越強，阻力也越大）。當水平飛行速度v較低的時候，飛行器相對于高速狀態來說必須工作在高升力系數下，飛行器的渦阻力因附著速度的降低而大大增加（數字上，渦阻力與1/v2成正比）。上面提到的升阻比L/D在低速狀態下會降低，渦阻力的增加是一個主要因素，但不是唯一的原因。
3.總阻力
飛行器在每個速度下的總阻力由總的渦阻力和所有其他的阻力組成。在渦阻力等于其他阻力和的地方，阻力達到最小值。由于在給定飛行器質量的水平飛行中，升力是個常數，在曲線上最小阻力點處就是飛行器的最大升阻比出現的位置。一個滑翔機的極曲線的形狀與這條曲線的關系密切相關，比如，用下沉速度比平飛速度而不是用總阻力系數比總升力
系數。
九、失速
只要機翼產生的升力足夠抵消飛行器的總載荷，飛機就會一直飛行。當升力完全失去時，飛機就失速。
記住，每次失速的直接原因是迎角過大。有很多機動飛行會增加飛機的迎角，但是直到迎角過大之前飛機不會失速。
必須要強調的是，每架飛機的失速速度在所有飛行條件下都不是固定的值。然而，一架特定的飛機總會在同一個迎角時失速，而不管空速、重量、載荷因素或密度、高度。每一架飛機都有一個特殊的迎角，那時，氣流從飛機的上表面分離，發生失速。根據飛機設計，臨界迎角可以在16°～20°變化，但是每架飛機只有一個特定的發生失速的迎角。
飛機在三種情況下會超過臨界迎角：低速飛行、高速飛行和轉彎飛行。
飛機在平直飛行時如果飛得太慢也會失速。空速降低時，必須增加迎角來獲得維持高速飛行所需要的升力。空速越低，必須增加越大的迎角。最終，達到一個迎角，它會導致機翼不能產生足夠的升力維持飛機飛行，飛機開始下降。如果空速進一步降低，飛機就會失速，由于迎角已經超出臨界迎角，機翼上的氣流被打亂了（變成了紊流）。
還要再次強調的是，低速不是發生失速所必要的。機翼可以在任何速度下處于過大迎角。例如，假設一架飛機以200節空速俯沖，這時飛行員突然向后猛拉升降舵控制，由于重心和離心力，飛機不能立即改變它的航跡，只能突然地改變它的迎角，使之從很低到很高。由于飛機航跡和迎面而來空氣的關系確定了相對風的方向，迎角突然增加，飛機會很快達到失速迎角，而這時它的空速比一般失速的空速大得多。
類似地，水平轉彎時的飛機失速速度高于平直飛行時的失速速度。這是因為離心力增加到飛機的重力上，機翼必須產生足夠的額外升力來抗衡離心力和重力的合力載荷。轉彎時，必要的額外升力通過向后拉升降舵控制來獲得。這增加了機翼的迎角，結果增加了升力。傾斜增加時，迎角必須增加以平衡離心力導致的載荷增加。如果在轉彎的任何時候迎角過大，飛機就會失速。
在這里，應該檢查失速時飛機的動作。為氣動的平衡飛機，升力中心通常位于重心之后。盡管這讓飛機固有地產生“頭重”，但水平尾翼上的下洗流抵消了這個作用。可以看到，失速時機翼升力的向上力和尾部向下的力降低，不平衡條件就出現了。此時可使飛機迅速向下配平，繞它的重心轉動。在機頭下傾的姿態中，迎角降低，空速再次增加；因此，機翼上的氣流再次變得平滑，升力恢復，飛機可以繼續飛行。但是，在這個周期完成之前會損失相當大的高速（低空失速極度容易釀成災難事故）。