引言
飛機的阻力可以分為兩部分——誘導阻力和零升阻力。前者可以看作由飛機升力“誘導”產生，在小迎角範圍內和升力係數成正比（大迎角需要修正）；後者則是除誘導阻力之外的所有阻力總和。零升阻力係數是計算零升阻力的關鍵參數，也是在爬升率經驗估算公式中必須用到的參數。一般情況下，在M數0.7以前，飛機零升阻力係數不變；之後隨著速度超過臨界M數，局部出現激波，零升阻力係數也逐漸增大。
估算飛機零升阻力係數的方法採用部件疊加法來估算飛機各部件摩擦阻力係數，利用各部件的摩擦阻力係數估算飛機的零升阻力係數。通過參考溫度法和Van Direst公式分別估算層流和湍流的摩擦阻力係數，引入層流技術因子確定轉挨點的位置，對層流部分的摩擦阻力係數和湍流部分的摩擦阻力係數進行加權求和，得到部件的摩擦阻力係數。
計算方法
利用太陽能低速無人機飛行試驗得到的零升阻力係數以及利用Icem和FLUENT等CFD軟體，對太陽能低速無人機仿真計算得到的零升阻力係數，並結合傳統的零升阻力估算方法，對數據進行反推，得到不同雷諾數對應的當量摩擦阻力係數。通過數據回歸，曲線擬合以及最小二乘法等方法得到較低雷諾數當量摩擦阻力係數關於雷諾數變化的函式方程，通過當量摩擦阻力係數估算零升阻力係數。利用估算公式對常規無人機和太陽能無人機進行驗證分析，研究在較低雷諾數下，雷諾數的變化對零升阻力係數的影響。
計算建模
零升阻力係數計算模型採用部件疊加法進行建立。根據每個部件的形狀和通過這些部件流場的特徵，確定每個部件的零升阻力，將每個部件所引起的零升阻力疊加後，獲得整個飛機的零升阻力係數。
對太陽能低速無人機的零升阻力係數估算是採用全湍流的摩擦阻力估算模型。估算結果表明零升阻力係數遠小于飛行試驗得到的結果。對於同一飛機，層流時的阻力小於湍流時的阻力。飛機在較低雷諾數飛行時會有層流向湍流的轉挨，如果對太陽能低速無人機進行零升阻力係數估算時，採用部分層流和部分湍流來進行估算，得到的零升阻力係數會更小，誤差會更大。因此，傳統的零升阻力係數估算方法不適用估算較低雷諾數零升阻力係數。
飛機在較低雷諾數下飛行時，傳統的摩擦阻力估算方法會考慮層流和湍流的轉挨問題，但是轉挨的位置很難估算準確。因此，在建立較低雷諾數零升阻力係數估算模型時，引入當量摩擦阻力係數，從而不考慮飛機在較低雷諾數飛行時層流向湍流轉挨的問題。通過當量摩擦阻力係數建立飛機零升阻力係數估算公式。
風洞試驗測量
簡介
風洞試驗作為流體力學研究三大手段之一，在飛行器設計中起到了其他手段無法替代的作用，而且是為飛行器設計提供最終氣動參數的惟一途徑。但是風洞環境畢竟不同於真實飛行環境，從風洞試驗中得到的氣動參數與飛行條件下的氣動參數之間存在固有的差異，如何消除這種差異正是風洞與飛行相關性研究的目的。
隨著國內戰術飛彈、特別是中遠程飛彈型號研製的發展，迫切需要得到飛彈在飛行條件下零升阻力的準確數據，以提高型號設計的精細程度。從風洞試驗測得的零升阻力係數出發預測出飛行條件下的零升阻力係數成為各型號設計部門共同關心的問題。
相關修正
風洞試驗中由於雷諾數低，一般情況下，模型表面邊界層狀態有較大部分是層流區，不模擬實際飛行情況因此，要作雷諾數修正，就得模擬實際飛行中的全紊流狀態一般在離彈體頭部10%全彈長度和各彈翼上下表面距前緣10%弦長處，貼上標準金剛砂粗糙帶，以實現人工邊界層固定轉挽根據已有的經驗與計算表明，只要選擇合適的轉挨帶及貼上位置，可以近似地將粗糙帶附加阻力與模擬前緣局部層流變成紊流的阻力差相抵消是合適的。
在變雷諾數試驗中，亞聲速試驗時，將風洞超擴段調節成聲速喉道形成氣流童塞，再提高前室壓力，以達到定Ma數變雷諾數而超聲速時提高雷諾數僅需通過提高風洞前室壓力來實現在變雷諾數試驗時，應固定攻角。為獲得準確的對數直線，一般應選取三個M數，即Ma = 0. 5、0. 8 、1. 5或1. 8)，每個Ma數應做不少於5個R。數的試驗，每次開車重複採集印錄5個數據，最終求出平均低這樣，共有15個平均試驗值作為變雷諾數試驗外推修正的原始零升阻力係數。
