模型飞行原理与计算

1、第二章模型飞行原理与计算第一节根底知识1、预备知识：1速度、加速度 速度：即物体移动的快慢及方向 加速度：即速度的改变率 2牛顿三大运动定律2、认识飞机：普通的上单翼入门机各局部名称2、认识飞机：高级竞技飞机各局部名称3、常用术语： 1、翼展机翼尾翼左右翼尖间的直线 距离，穿过机身局部也计算在内。2、机身全长模型飞机最前端到最末端的直线距离。3、重心模型飞机各局部重力的合力作用点称为重心。4、尾力臂由重心到水平尾翼前缘四分之一弦长处的距离如果水平尾翼是平板翼型到平尾的前缘。5、翼型机翼或尾翼的横剖面形状。6、前缘翼型的最前端。7、后缘翼型的最后端。8、翼弦前后缘之间连线的距离。9、安装角翼弦与

2、机身基准线的夹角。10、迎角翼弦与相对气流的夹角。11、上反角机翼与模型横轴的夹角。12、总升力面积是模型飞机处于水平飞行状态时，机翼在水平面上的正投影面积之和。备注：如果采用的是鸭式布局那么要加上鸭翼的面积13、削尖比指梯形机翼翼尖翼弦长与翼根弦长的比值。 14、压力中心迎力和机翼翼弦的交点即作为 迎力的作用点 “压力中心。 迎力分为两个分力：和气流方向垂直的分力，叫“升力；和气流 方向相同的分力，叫“阻力。升力和阻力的作用点在“压力中心上。15、展弦比 展弦比A就是翼展L与平均翼弦长b之比 A = L / b L与b单位都是厘米，如果不是矩形翼的话 A = L平方 / S S是主翼面积，单

3、位是平方厘米 备注：一般适合的展弦比在57左右，超过8以上要特别注意机翼的结 构，滑翔机实机的展弦比有些高达30以上。 展弦比对飞机的影响大展弦比U2为高空侦察机，为长时间翱翔展弦比为10.5展弦比对飞机的影响小展弦比F104高速拦截机 ，为求高速、灵活，所以展弦比低。 16、平均力矩弦 用几何作图法求梯形机翼平均力矩弦的方法如下：如下图，AB和CD是翼根弦和翼尖弦，在AB延长线上截取BE=CD，在CD延长线上截取DF=AB。G、H分别是AB和CD的中点，连接EF和GH交于P，过P作AB平行于AB，那么AB就是平均力矩弦。17、翼面载荷：就是主翼每单位面积所分担的重量。翼面负载越大意思就是相同

4、翼面积要负担更大的重量 。 翼载荷 = 飞机重量 / 升力面积模型翼载荷的范围：练习机一般在5070左右，特技机约在6090，热气流滑翔机3050，像真机110以内还可忍受，牵引滑详机约1215左右 18、边界层与雷诺数： Re= V b / 是空气密度、V是气流速度、b是翼弦长、黏性系数。对模型飞机而言-空气密度与黏性系数可以认为是定值 Re=68500VbV单位是米/秒 ， b是公分。一架练习机譬如说时速90公里每秒25米，翼弦24公分，雷诺数=68500250.24 = 411000 第二节伯努利定律与升力伯努利定律是空气动力最重要的公式 简述：流体的速度越大，静压力越小；速度越 小，静

5、压力越大。 动压 + 静压 = 恒定值备注：这里说的流体一般是指空气或水，在这里是指空气翼型上升力的产生错误的升力理论1吸引概念错误的升力理论2压力容器概念认识翼型模型飞机常用翼型翼型的选择与性能判断 观察一个翼型，最重要的是找出它的中弧线，然后再看它中弧线两旁厚度分布的情形，中弧线弯曲的方式、程度大至决定了翼型的特性。弧线越弯升力系数就越大。 备注： 一般来说光用眼睛看非常不可靠，克拉克Y翼的中弧线就比很多内凹翼还弯。使用上还是要根据局部经验数据。翼型的选择与性能判断方法二、软件数据分析美国国家航空航天局NASA 有一套翼型仿真器，有兴趣的可自行下载， :/常用翼族特技机：NACA 0018

6、、0015 练习机：NACA 2415、2412、CLARK Y12% 斜坡滑翔机：RG14、 RG 15 、Eppler 385F 小滑翔机及牵引滑翔机：Eppler 385、Eppler 374、 Selig 3021 第二节 模型机翼升力计算 决定空气动力大小的因素及升力计算公式见下式：Y是机翼的升力，Cr是升力系数；为空气密度，是机翼同气流的相对速度，S是机翼面积。升力系数Cr由实验测定。综合反映、S以外的、决定升力大小的多种因素，主要有翼型形状、机翼平面形状、外表状态、雷诺数和迎角等。SCrY221r u=Profili软件进行升力系数计算升力系数曲线在一定雷诺数下第三节 飞行中的阻

7、力 一架飞行中飞机阻力可分成四大类 。 、摩擦阻力：空气分子与飞机摩擦产生的阻力，这是最容易理解的阻力但，只占总阻力的一小局部，为减少摩擦阻力还是尽量把飞机磨光滑。 、形状阻力压差阻力：物体前后压力差引起的阻力，平常汽车广告所说的风阻系数就是指形状阻力系数 如图3-3，飞机做得越流线形，形状阻力就越小。什么形状型阻最小？尖锥状的物体形状阻力不见得最小，反而是有一点钝头的物体阻力小，高级滑翔机大局部也有一个大头，除了提供载人的空间外也是为了减少形状阻力。 3、干扰阻力：所有控制面的缝隙如主翼后缘与副翼间、主翼及尾翼与机身接合处、机身开孔处、机轮及轮架、拉杆等除本身的原有的阻力以外，另外衍生出来的

8、阻力。 4、诱导阻力：机翼的翼端部因上下压力差，空气会从压力大往压力小的方向移动，部份空气不会规规矩矩往后移动，而从旁边往上翻，因而在两端产生涡流如图3-4，因而产生阻力。备注：诱导阻力不只出现在翼端，其它舵面都会产生，只是翼端比较严重。诱导阻力又称为涡流阻力前视总阻力就是以上四种阻力的总和： 结论： 低速飞机重点在减少诱导阻力。 高速飞机重点在减少形状阻力与干扰阻力。摩擦阻力、形状阻力、寄生阻力与速度的平方成正比，速度 越快阻力越大，诱导阻力那么与速度的平方成反比。模型飞机阻力的计算 1、型阻的计算公式为：S仍然指面积。要注意，通常计算机翼、尾翼的阻力时用平面面积；计算其他部件的阻力时用最大

9、迎风面积。备注：一架飞机的型阻值应该是各个部件型阻值的累加。Profili软件进行翼型阻力系数计算 机翼阻力和迎角的关系最为密切，它清楚地反映在阻力系数曲线上 不同部件的废阻系数第四节飞行速度与功率的计算平飞速度的计算 利用平飞是的条件等式Y = G得到：整理得到它是平飞需用速度公式。这个公式说明，为了保证平飞，必须在飞行速度、飞行迎角、空气密度、翼载荷之间保持一定的关系。 结论：1平飞速度和翼载荷G / S的平方根成正比，翼 载荷越大，平飞需用速度越大；翼载荷越小， 平 飞需用速度越小。 2小迎角时升力系数较小，为保持平飞，模型需要有 较大的速度，大迎角时升力系数较大，不需要大的 速度就可以

10、维持平飞。飞机着陆时为了尽量减小飞行速度而又维持足够的升力，就采用拉到大迎角，甚至接近临界迎角的方法。为了增大升力系数从而可以降低飞行速度，飞机上还普遍采用襟翼和开缝翼等措施 。失速速度平飞速度/1.3机翼的升力随攻角的增大而增加，攻角增加有一个上限，超过这上限就要失速 。飞机失速时的气流：上翼面产生强烈乱流，直接的结果是阻力大增，而且气流冲击上翼面，升力大减。雷诺系数与失速：雷诺数越大流经翼外表的边界层越早从层流边层过渡为紊流边界层，而紊流边界层不容易从翼外表别离，所以比较不容易失速，雷诺数小的机翼边界层尚未从层流边层过渡为紊流边界层时就先别离了。空气动力中心焦点 对于常规模型飞机，为了确定

11、重心的位置必须计算出整机焦点的位置。焦点可以近似用下面的公式X焦点=0.25+0.7S平尾*L平尾/S机翼*bX焦点焦点离机翼前缘的距离用翼弦长度的百分数表示L平尾平尾尾力臂从重心到平尾焦点的距离b 机翼的平均气动弦长一般的常规模型飞机认为焦点在距机翼前缘25%处第五节 确定机翼外形 当根据飞行重量飞行动力以及性能的要求设计计算出了机翼的面积、展弦比、翼型、焦点等参数后。接着就是确定机翼的外形：包括翼面形状，翼尖的处理以及副翼、襟翼的安装等。一、根据坐标参数画翼型确定翼切面形状与结构使用Profili软件进行分析绘制法软件中确定了前、后缘厚度，蒙板厚度，主梁位置，副翼安装等最后加工出来的翼肋翼

12、型选择经验、薄的翼型阻力小，但不适合高攻角飞行，适 合高速机。 、厚的翼型阻力大，但不易失速。 、练习机用克拉克Y翼或半对称翼，因浮力大。 、特技机用全对称翼，因正飞或倒飞差异不大。 、斜坡滑翔机用薄一点翼型以增大滑空比。 、3D特技机用前缘特别大的翼型以便高攻角飞行。 二、翼平面的选择即是主翼平面投影的形状 考虑的因素有： 1、失速的特性 2、应力分布 3、制作难易度 4、美观 矩形翼：从左至右翼弦都一样宽，练习机常用的形状，因为制作简单，失速的特性是从中间开始失速，失速后容易补救。和缓的锥形翼：从翼根往翼端渐缩，制作难易度中等，合理的翼面应力分布，缓和的翼端失速，特技机最常见的意形式。锋利

13、的锥形翼：同样从翼往翼端渐缩，但翼端极窄，恶劣的的翼端失速。椭圆翼：制作难度高，最有效率的翼面应力分布，翼端至翼根同时失速，这也是天上最优美的翼面形式。第六节模型飞机的平衡模型在正常飞行时应保证三轴的力矩平衡升力的平衡1机翼升力通过重心，水平尾翼不产生升力，它们对重心都不产生力矩，总的力矩为零，到达力矩平衡。尾翼为配平焦点力矩，力向下 。这种平衡方式，重心在30%35%翼弦长之间，这种方式的尾翼阻力最小 2、机翼压力中心在重心之后，机翼升力产生低头力矩，水平尾翼产生负升力形成抬头力矩，两个力矩到达平衡 。第二种平衡方式重心在15%25%，这种方式安定性较好，但尾翼产生负升力，空气动力有所损失

14、3、机翼压力中心在重心之前，机翼升力产生抬头力矩，水平尾翼产生正的升力形成低头力矩，两个力矩到达平衡。这种方式安定性较差，但能利用水平尾翼产生升力，可以提高空气动力性能，一般竞时工程都采取这种平衡方式。 前翼机鸭式布局：重心在压力中心之前，主翼升力对重心产生的弯矩及焦点弯矩需由前翼来配平。这种气动布局气动效率高，稳定性好。但是存在前鸭翼对主翼的干扰导致俯仰控制发散。另外鸭式布局对整机的重心比较敏感。进行环球飞行的“旅行者就采用了鸭式布局俯仰安定系数 俯仰安定度的标准现在通用的用来表示俯仰安定性的参数，叫俯仰安定系数，习惯上记作：L 是平尾的尾力臂。l 是重心到机翼焦点的距离 一般竞时模型的俯仰

15、安定度在-0.40临界值在-0.15左右。侧面安定系数 偏航安定性的标准方向安定性主要靠垂直尾翼来保证。当机头偏转之后，垂直尾翼和气流形成夹角而产生侧压力。 它和俯仰安定系数十分相似。只是分子用的是垂直尾翼的面积S垂尾和垂直尾力臂L。一般模型飞机的方向安定系数在0.010.03之间。尾翼的外形设计影响因素 如何决定一架飞机的垂直尾翼与水平尾翼面积以便提供合理的稳定性及操纵性有几个因素必须考虑：、机身越长，尾翼与重心距离远，因杠杆原理，所需面积就较小。、垂直尾翼与水平尾翼的断面如有做翼型，因较单片式断面效率好，面积也可减少，全动式尾翼情形也一样。、机翼展弦比高，对攻角比较敏感，水平尾翼可小一点。 、像真机的场合，因雷诺数较实机小，而且机身都比较粗的关系，尾翼面积必须放大。 、三角翼飞机及圆盘机，因翼弦长大故雷诺数大比较不容易失速，常常作低速高攻角飞行，尤其是降落时，这时