第二章模型飛行原理與計算

1、精選課件第二章模型飛行原理與計算第二章模型飛行原理與計算第一節(jié)基礎(chǔ)知識第一節(jié)基礎(chǔ)知識1 1、預(yù)備知識：、預(yù)備知識：（1 1）速度、加速度速度、加速度 速度：即物體移動的快慢及方向 加速度：即速度的改變率 （2）牛頓三大運(yùn)動定律牛頓三大運(yùn)動定律精選課件 2、認(rèn)識飛機(jī)：、認(rèn)識飛機(jī)：普通的上單翼入門機(jī)各部分名稱普通的上單翼入門機(jī)各部分名稱精選課件 2、認(rèn)識飛機(jī)：、認(rèn)識飛機(jī)：高級競技飛機(jī)各部分名稱高級競技飛機(jī)各部分名稱精選課件3、常用術(shù)語：、常用術(shù)語： （1）、翼展翼展機(jī)翼（尾翼）左右翼尖間的直線 距離，（穿過機(jī)身部分也計算在內(nèi)）。（2）、機(jī)身全長機(jī)身全長模型飛機(jī)最前端到最末端的直線距離。（3）、重心

2、重心模型飛機(jī)各部分重力的合力作用點(diǎn)稱為重心。精選課件（4）、尾力臂尾力臂由重心到水平尾翼前緣四分之一弦長處的距離（如果水平尾翼是平板翼型到平尾的前緣）。（5）、翼型翼型機(jī)翼或尾翼的橫剖面形狀。（6）、前緣前緣翼型的最前端。（7）、后緣后緣翼型的最后端。精選課件（8）、翼弦翼弦前后緣之間連線的距離。（9）、安裝角安裝角翼弦與機(jī)身基準(zhǔn)線的夾角。（10）、迎角迎角翼弦與相對氣流的夾角。（11）、上反角上反角機(jī)翼與模型橫軸的夾角。精選課件 12、總升力面積總升力面積是模型飛機(jī)處于水平飛行狀態(tài)時，機(jī)翼在水平面上的正投影面積之和。（備注：如果采用的是鴨式布局則要加上鴨翼的面積） 13、削尖比削尖比指梯形機(jī)

3、翼翼尖翼弦長與翼根弦長的比值。精選課件 14、壓力中心壓力中心迎力和機(jī)翼翼弦的交點(diǎn)即作為 迎力的作用點(diǎn) “壓力中心”。 迎力分為兩個分力：和氣流方向垂直的分力，叫“升力”；和氣流 方向相同的分力，叫“阻力”。升力和阻力的作用點(diǎn)在“壓力中心”上。精選課件（15）、展弦比展弦比 展弦比A就是翼展L與平均翼弦長b之比 A = L / b L與b單位都是厘米，如果不是矩形翼的話 A = L平方平方 / S S是主翼面積，單位是平方厘米 備注：一般適合的展弦比在備注：一般適合的展弦比在5757左右，超過左右，超過8 8以上要特別注意機(jī)翼的結(jié)以上要特別注意機(jī)翼的結(jié) 構(gòu)，滑翔機(jī)實(shí)機(jī)的展弦比有些高達(dá)構(gòu)，滑翔機(jī)

4、實(shí)機(jī)的展弦比有些高達(dá)3030以上。以上。 精選課件 展弦比對飛機(jī)的影響大展弦比U2為高空偵察機(jī)，為長時間翱翔展弦比為10.5精選課件 展弦比對飛機(jī)的影響小展弦比F104高速攔截機(jī) ，為求高速、靈活，所以展弦比低。 精選課件（16）、）、平均力矩弦平均力矩弦 用幾何作圖法求梯形機(jī)翼平均力矩弦的方法如下：如圖所示，ABAB和CDCD是翼根弦和翼尖弦，在ABAB延長線上截取BE=CDBE=CD，在CDCD延長線上截取DFDF=ABAB。G G、H H分別是ABAB和CDCD的中點(diǎn)，連接EFEF和GHGH交于P P，過P P作ABAB平行于ABAB，則ABAB就是平均力矩弦。精選課件（17）、翼面載荷

5、翼面載荷： 就是主翼每單位面積所分擔(dān)的重量。翼面負(fù)載越大意思就是相同翼面積要負(fù)擔(dān)更大的重量 。 翼載荷翼載荷 = = 飛機(jī)重量飛機(jī)重量 / / 升力面積升力面積 模型翼載荷的范圍：模型翼載荷的范圍：練習(xí)機(jī)一般在5070左右，特技機(jī)約在6090，熱氣流滑翔機(jī)3050，像真機(jī)110以內(nèi)還可忍受，牽引滑詳機(jī)約1215左右 精選課件（18）、邊界層與雷諾數(shù)：邊界層與雷諾數(shù)： Re= V b / 是空氣密度、V是氣流速度、b是翼弦長、黏性系數(shù)。對模型飛機(jī)而言-空氣密度與黏性系數(shù)可以認(rèn)為是定值 Re=68500 V bV單位是米/秒 ， b是公分。一架練習(xí)機(jī)譬如說時速90公里每秒25米，翼弦24公分，雷諾

6、數(shù)=68500 25 0.24 = 411000 精選課件 第二節(jié)伯努利定律與升力第二節(jié)伯努利定律與升力伯努利定律伯努利定律是空氣動力最重要的公式 簡述：流體的速度越大，靜壓力越小；速度越 小，靜壓力越大。 動壓動壓 + + 靜壓靜壓 = = 恒定值恒定值備注：這里說的流體一般是指空氣或水，在這里是指空氣精選課件 翼型上升力的產(chǎn)生翼型上升力的產(chǎn)生精選課件 錯誤的升力理論錯誤的升力理論1吸引概念吸引概念精選課件 錯誤的升力理論2壓力容器概念精選課件 認(rèn)識翼型認(rèn)識翼型精選課件 模型飛機(jī)常用翼型精選課件 翼型的選擇與性能判斷翼型的選擇與性能判斷 觀察一個翼型，最重要的是找出它的中弧線，然后再看它中弧

7、線兩旁厚度分布的情形，中弧線彎曲的方式、程度大至決定了翼型的特性?；【€弧線越彎升力系數(shù)就越大。越彎升力系數(shù)就越大。 備注： 一般來說光用眼睛看非常不可靠，克拉克Y翼的中弧線就比很多內(nèi)凹翼還彎。使用上還是要根據(jù)部分經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)。精選課件 翼型的選擇與性能判斷翼型的選擇與性能判斷方法二、軟件數(shù)據(jù)分析美國國家航空航天局NASA 有一套翼型仿真器，有興趣的可自行下載，網(wǎng)址：精選課件常用翼族常用翼族 特技機(jī)：NACA 0018、0015 練習(xí)機(jī)：NACA 2415、2412、CLARK Y12% 斜坡滑翔機(jī)：RG14

8、、 RG 15 、Eppler 385F 小滑翔機(jī)及牽引滑翔機(jī)：Eppler 385、Eppler 374、 Selig 3021 精選課件第二節(jié)第二節(jié) 模型機(jī)翼升力計算模型機(jī)翼升力計算 決定空氣動力大小的因素及升力計算公式見下式： Y是機(jī)翼的升力，Cr是升力系數(shù)；為空氣密度，是機(jī)翼同氣流的相對速度，S是機(jī)翼面積。升力系數(shù)Cr由實(shí)驗(yàn)測定。綜合反映、S以外的、決定升力大小的多種因素，主要有翼型形狀、機(jī)翼平面形狀、表面狀態(tài)、雷諾數(shù)和迎角等。SCrY221r u=精選課件 Profili軟件進(jìn)行升力系數(shù)計算軟件進(jìn)行升力系數(shù)計算精選課件 升力系數(shù)曲線（升力系數(shù)曲線（在一定雷諾數(shù)下在一定雷諾數(shù)下）精選課

9、件第三節(jié)第三節(jié) 飛行中的阻力飛行中的阻力 一架飛行中飛機(jī)阻力可分成四大類四大類 。 、摩擦阻力、摩擦阻力：空氣分子與飛機(jī)摩擦產(chǎn)生的阻力，這是最容易理解的阻力但，只占總阻力的一小部分，為減少摩擦阻力還是盡量把飛機(jī)磨光滑。精選課件 、形狀阻力（壓差阻力）、形狀阻力（壓差阻力）：物體前后壓力差引起的阻力，平常汽車廣告所說的風(fēng)阻系數(shù)就是指形狀阻力系數(shù) 如圖3-3，飛機(jī)做得越流線形，形狀阻力就越小。什么形狀型阻最?。渴裁葱螤钚妥枳钚?？精選課件 尖錐狀的物體形狀阻力不見得最小，反而是有一點(diǎn)鈍頭的物體阻力小，高級滑翔機(jī)大部分也有一個大頭，除了提供載人的空間外也是為了減少形狀阻力。精選課件 3、干擾阻力：、干

10、擾阻力：所有控制面的縫隙如主翼后緣與副翼間、主翼及尾翼與機(jī)身接合處、機(jī)身開孔處、機(jī)輪及輪架、拉桿等除本身的原有的阻力以外，另外衍生出來的阻力。精選課件 4、誘導(dǎo)阻力、誘導(dǎo)阻力：機(jī)翼的翼端部因上下壓力差，空氣會從壓力大往壓力小的方向移動，部份空氣不會規(guī)規(guī)矩矩往后移動，而從旁邊往上翻，因而在兩端產(chǎn)生渦流如圖3-4，因而產(chǎn)生阻力。精選課件 誘導(dǎo)阻力又稱為渦流阻力（前視）誘導(dǎo)阻力又稱為渦流阻力（前視）精選課件精選課件總阻力總阻力就是以上四種阻力的總和： 結(jié)論：結(jié)論： 低速飛機(jī)重點(diǎn)在減少誘導(dǎo)阻力。低速飛機(jī)重點(diǎn)在減少誘導(dǎo)阻力。 高速飛機(jī)重點(diǎn)在減少形狀阻力與干擾阻力。高速飛機(jī)重點(diǎn)在減少形狀阻力與干擾阻力。精

11、選課件模型飛機(jī)阻力的計算模型飛機(jī)阻力的計算 （1）、型阻的計算公式為：S仍然指面積。要注意，通常計算機(jī)翼、尾翼的阻力時用平面面積；計算其他部件的阻力時用最大迎風(fēng)面積。備注：一架飛機(jī)的型阻值應(yīng)該是各個部件型阻值的累加。備注：一架飛機(jī)的型阻值應(yīng)該是各個部件型阻值的累加。精選課件 Profili軟件進(jìn)行翼型阻力系數(shù)計算軟件進(jìn)行翼型阻力系數(shù)計算 機(jī)翼阻力和迎角的關(guān)系最為密切，它清楚地反映在阻力系數(shù)曲線上機(jī)翼阻力和迎角的關(guān)系最為密切，它清楚地反映在阻力系數(shù)曲線上 精選課件不同不同部件部件的廢的廢阻系阻系數(shù)數(shù)精選課件 第四節(jié)飛行速度與功率的計算第四節(jié)飛行速度與功率的計算 平飛速度的計算平飛速度的計算 利用

12、平飛是的條件等式Y(jié) = G得到： 整理得到它是平飛需用速度公式。這個公式說明，為了保證平飛，必須在飛行速度、飛行迎角、空氣密度、翼載荷之間保持一定的關(guān)系。 精選課件 結(jié)論：結(jié)論： （1）平飛速度和翼載荷（G / S）的平方根成正比，翼 載荷越大，平飛需用速度越大；翼載荷越小， 平 飛需用速度越小。 （2）小迎角時升力系數(shù)較小，為保持平飛，模型需要有 較大的速度，大迎角時升力系數(shù)較大，不需要大的 速度就可以維持平飛。飛機(jī)著陸時為了盡量減小飛行速度而又維持足夠的升力，就采用拉到大迎角，飛機(jī)著陸時為了盡量減小飛行速度而又維持足夠的升力，就采用拉到大迎角，甚至接近臨界迎角的方法。為了增大升力系數(shù)從而可

13、以降低飛行速度，飛機(jī)甚至接近臨界迎角的方法。為了增大升力系數(shù)從而可以降低飛行速度，飛機(jī)上還普遍采用襟翼和開縫翼等措施上還普遍采用襟翼和開縫翼等措施 。精選課件 失速速度失速速度平飛速度平飛速度/1.3機(jī)翼的升力隨攻角的增大而增加，攻角增加有一個上限，超過這上限就要失速 。精選課件 飛機(jī)失速時的氣流飛機(jī)失速時的氣流：上翼面產(chǎn)生強(qiáng)烈亂流，直接的結(jié)果是阻力大增，而且氣流沖擊上翼面，升力大減。精選課件 空氣動力中心焦點(diǎn) 對于常規(guī)模型飛機(jī)，為了確定重心的位置必須計算出整機(jī)為了確定重心的位置必須計算出整機(jī)焦點(diǎn)的位置焦點(diǎn)的位置。焦點(diǎn)可以近似用下面的公式 X焦點(diǎn)焦點(diǎn)=0.25+0.7（S平尾平尾*L平尾平尾/

14、S機(jī)翼機(jī)翼*b） X焦點(diǎn)焦點(diǎn)離機(jī)翼前緣的距離（用翼弦長度的百分?jǐn)?shù)表示） L平尾平尾尾力臂（從重心到平尾焦點(diǎn)的距離） b 機(jī)翼的平均氣動弦長一般的常規(guī)模型飛機(jī)認(rèn)為焦點(diǎn)在距機(jī)翼前緣一般的常規(guī)模型飛機(jī)認(rèn)為焦點(diǎn)在距機(jī)翼前緣25%處處精選課件 第五節(jié)第五節(jié) 確定機(jī)翼外形確定機(jī)翼外形 當(dāng)根據(jù)飛行重量飛行動力以及性能的要求設(shè)計計算出了機(jī)翼的面積、展弦比、翼型、焦點(diǎn)等參數(shù)后。接著就是確定機(jī)翼的外形：包括翼面形狀，翼尖的處理以及副翼、襟翼的安裝等。精選課件 一、根據(jù)坐標(biāo)參數(shù)畫翼型確定翼切面形狀與結(jié)構(gòu)精選課件 使用Profili軟件進(jìn)行分析繪制法精選課件軟件中確定了前、后緣厚度，蒙板厚度，主梁位置，副翼安裝等精選

15、課件最后加工出來的翼肋精選課件 翼型選擇經(jīng)驗(yàn)翼型選擇經(jīng)驗(yàn) 、薄的翼型阻力小，但不適合高攻角飛行，適 合高速機(jī)。 、厚的翼型阻力大，但不易失速。 、練習(xí)機(jī)用克拉克Y翼或半對稱翼，因浮力大。 、特技機(jī)用全對稱翼，因正飛或倒飛差異不大。 、斜坡滑翔機(jī)用薄一點(diǎn)翼型以增大滑空比。 、3D特技機(jī)用前緣特別大的翼型以便高攻角飛行。 精選課件 二、翼平面的選擇即是主翼平面投影的形狀 考慮的因素有： 1、失速的特性 2、應(yīng)力分布 3、制作難易度 4、美觀 精選課件 矩形翼：從左至右翼弦都一樣寬，練習(xí)機(jī)常用的形狀，因?yàn)橹谱骱唵?，失速的特性是從中間開始失速，失速后容易補(bǔ)救。精選課件精選課件 和緩的錐形翼：從翼根往翼

16、端漸縮，制作難易度中等，合理的翼面應(yīng)力分布，緩和的翼端失速，特技機(jī)最常見的意形式。精選課件精選課件 尖銳的錐形翼：同樣從翼往翼端漸縮，但翼端極窄，惡劣的的翼端失速。精選課件 橢圓翼：制作難度高，最有效率的翼面應(yīng)力分布，翼端至翼根同時失速，這也是天上最優(yōu)美的翼面形式。精選課件精選課件第六節(jié)模型飛機(jī)的平衡第六節(jié)模型飛機(jī)的平衡 模型在正常飛行時應(yīng)保證三軸的力矩平衡精選課件 升力的平衡 （1）機(jī)翼升力通過重心，水平尾翼不產(chǎn)生升力，它們對重心都不產(chǎn)生力矩，總的力矩為零，達(dá)到力矩平衡。尾翼為配平焦點(diǎn)力矩，力向下 。這種平衡方式，重心在30%35%翼弦長之間，這種方式的尾翼阻力最小 精選課件 （2）、機(jī)翼壓

17、力中心在重心之后，機(jī)翼升力產(chǎn)生低頭力矩，水平尾翼產(chǎn)生負(fù)升力形成抬頭力矩，兩個力矩達(dá)到平衡 。第二種平衡方式重心在15%25%，這種方式安定性較好，但尾翼產(chǎn)生負(fù)升力，空氣動力有所損失 精選課件 （3）、機(jī)翼壓力中心在重心之前，機(jī)翼升力產(chǎn)生抬頭力矩，水平尾翼產(chǎn)生正的升力形成低頭力矩，兩個力矩達(dá)到平衡。這種方式安定性較差，但能利用水平尾翼產(chǎn)生升力，可以提高空氣動力性能，一般競時項(xiàng)目都采取這種平衡方式。 精選課件前翼機(jī)（鴨式布局）：重心在壓力中心之前，主翼升力對重心產(chǎn)生的彎矩及焦點(diǎn)彎矩需由前翼來配平。這種氣動布局氣動效率高，穩(wěn)定性好。但是存在前鴨翼對主翼的干擾導(dǎo)致俯仰控制發(fā)散。另外鴨式布局對整機(jī)的重心

18、比較敏感。精選課件進(jìn)行環(huán)球飛行的“旅行者”就采用了鴨式布局精選課件精選課件 俯仰安定系數(shù)俯仰安定系數(shù) 俯仰安定度的標(biāo)準(zhǔn) 現(xiàn)在通用的用來表示俯仰安定性的參數(shù)，叫俯仰安定系數(shù)，習(xí)慣上記作： L 是平尾的尾力臂。 l 是重心到機(jī)翼焦點(diǎn)的距離 一般競時模型的俯仰安定度在-0.40臨界值在-0.15左右。精選課件 側(cè)面安定系數(shù)側(cè)面安定系數(shù) 偏航安定性的標(biāo)準(zhǔn) 方向安定性主要靠垂直尾翼來保證。當(dāng)機(jī)頭偏轉(zhuǎn)之后，垂直尾翼和氣流形成夾角而產(chǎn)生側(cè)壓力。 它和俯仰安定系數(shù)十分相似。只是分子用的是垂直尾翼的面積（S垂尾）和垂直尾力臂（L）。 一般模型飛機(jī)的方向安定系數(shù)在0.010.03之間。精選課件 尾翼的外形設(shè)計影響因素尾翼的外形設(shè)計影響因素 如何決定一架飛機(jī)的垂直尾翼與水平尾翼面積以便提供合理的穩(wěn)定性及操縱性有幾個因素必須考慮： 、機(jī)身越長，尾翼與重心距離遠(yuǎn)，因杠桿原理，所需面積就較小。 、垂直尾翼與水平尾翼的斷面如有做翼型，因較單片式斷面效率好，面積也可減少，全動式尾翼情形也一樣。 、機(jī)翼展弦比高，對攻角比較敏感，水平尾翼可小一點(diǎn)。 精選課件 、像真機(jī)的場合，因雷諾數(shù)較實(shí)機(jī)小，而且機(jī)身都比較粗的關(guān)系，尾翼面積必須放大。 、三角翼飛機(jī)及圓盤機(jī)，因翼弦長大故雷諾數(shù)大比較不容易失速，常常作低速