国内外飞行器的制作原理

1、国内飞行器的制作原理10 环(1)吴善蔚 1006051541。确定翼型。我们要根据模型飞机的不同用途去选择不同的翼型。翼型很 多，好几千种。但归纳起来，飞机的翼型大致分为三种。一是平凸翼型，这种翼 型的特点是升力大，尤其是低速飞行时。不过，阻力中庸，且不太适合倒飞。这 种翼型主要应用在练习机和像真机上。二是双凸翼型。其中双凸对称翼型的特点 是在有一定迎角下产生升力，零度迎角时不产生升力。飞机在正飞和到飞时的机 头俯仰变化不大。这种翼型主要应用在特技机上。三是凹凸翼型。这种翼型升力 较大，尤其是在慢速时升力表现较其它翼型优异，但阻力也较大。这种翼型主要 应用在滑翔机上和特种飞机上。另外，机翼的

2、厚度也是有讲究的。同一个翼型， 厚度大的低速升力大，不过阻力也较大。厚度小的低速升力小，不过阻力也较小。 因为我做的是练习机，那就选用经典的平凸翼型克拉克Y了。因伟哥有一定飞行 基础，速度可以快一些，所以我选的厚度是12%的翼型。实际上就选用翼型而言，它是一个比较复杂、技术含量较高的问题。其基本 确定思路是：根据飞行高度、翼弦、飞行速度等参数来确定该飞机所需的雷诺数， 再根据相应的雷诺数和您的机型找出合适的翼型。还有，很多真飞机的翼型并不 能直接用于模型飞机，等等。这个问题在这就不详述了。机翼常见的形状又分为：矩形翼、后掠翼、三角翼和纺锤翼（椭圆翼）。涡流的产生般解抉的方法方怯根客挑 Geek

3、FansxoTn方注一2。确定机翼的面积。模型飞机能不能飞起来，好不好飞，起飞降落速度快 不快，翼载荷非常重要。一般讲，滑翔机的翼载荷在35克/平方分米以下，普通 固定翼飞机的翼载荷为35-100克/平方分米，像真机的翼载荷在100克/平方分 米，甚至更多。我选择60克/平方分米的翼载荷。40级的练习机一般全重为2.5 公斤左右。又因为考虑到方便携带和便于制作，翼展定为1500毫米。那么，整 个机翼的面积应该为405000平方毫米。通过计算，得出弦长为270毫米。还有， 普通固定翼飞机的展弦比应在5-6之间。通过验算得知，这个弦长在规定的范围 之内。确定副翼的面积。机翼的尺寸确定后，就该算出副

4、翼的面积了。副翼面积 应占机翼面积的20%左右，其长度应为机翼的30-80%之间。因为是练习机，不需 要太灵敏，我选15%。因为我用一个舵机带动左右两个副翼，所以副翼的长度要 达到翼展的90%左右。通过计算，该机的副翼面积因为60750平方毫米，那么， 一边副翼的面积就是30375平方毫米。确定机翼安装角。以飞机拉力轴线为基准，机翼的翼弦线与拉力轴线的夹 角就是机翼安装角。机翼安装角应在正0 -3度之间。机翼设计安装角的目的， 是为了为使飞机在低速下有较高的升力。设计时要不要安装角，主要看飞机的翼 型和翼载荷。有的翼型有安装角才能产生升力，如双凸对称翼。但是，大部分不 用安装角就能产生升力。翼

5、载荷较大的飞机，为了保证飞机在起飞着陆和慢速度 飞行时有较大的升力，需要设计安装角。任何事物都是一分为二的，设计有安装 角的飞机，飞行阻力大，会消耗一部分发动机功率。安装角超过6度以上的，更 要小心，在慢速爬升和转弯的的情况下，很容易进入失速。像我的这种平凸翼型，可产生较大的升力，翼载荷又小，不用设计安装角。如果非要设计安装角的话， 会造成飞机起飞后自动爬高。确定机翼上反角。机翼的上反角，是为了保证飞机横向的稳定性。有上反 角的飞机，当机翼副翼不起作用时还能用方向舵转弯。上反角越大，飞机的横向 稳定性就越好，反之就越差。上反角的作用拔客提G如好血馈60如正命西行时M可协U力相等通到胃部E跳Ki

6、斜向i的 机翼升力大.产生怵堑1斐点击陶片可在新窗口打开但是，上反角也有它的两面性。飞机横向太稳定了，反而不利于快速横滚， 这恰恰又是特技机所不需要的。所以，一般特技机采取0度上反角。因我做的是 练习机，以横向稳定性为希望，所以我选择了3度上反角。确定重心位置。6.确定机身长度。翼展和机身的比例一般是70-80%。我 选80%。那么机身的长度就确定为1200毫米。确定机头的长度。机头的长度（指机翼前缘到螺旋浆后平面的之间的距离）, 等于或小于翼展的15%。我选定15%，即为225毫米。确定垂直尾翼的面积。确定方向舵的面积。方向舵面积约为垂直尾翼面积的25%。确定水平尾翼的翼型和面积。水平尾翼对

7、整架飞机来说，也是一个很重 要的问题。我们有必要先搞清常规布局飞机的气动配平原理。如图。飞机配平示意图飞机升方的总知点 糅客巍 GeBkFaTisxovn形象地讲，飞机在空中的气动平衡就像一个人挑水。肩膀是飞机升力的总焦 点，重心就是前面的水桶，水平尾翼就是后面的水桶。升力的总焦点不随飞机迎 角的变化而变化，永远固定在一个点上。首先，重心是在升力总焦点的前部，所 以它起的作用是起低头力矩。由此可知，水平尾翼和机翼的功能恰恰相反，它是 用来产生负升力的，所以它起的作用是抬头力矩，以达到飞机配平的目的。由此 可知，水平尾翼只能采用双凸对称翼型和平板翼型，不能采用有升力平凸翼型。 水平尾翼的面积应为

8、机翼面积的20-25%。我选定22%，计算后得出水平尾翼的面 积为89100平方毫米。同时要注意，水平尾翼的宽度约等于0.7个机翼的弦长。确定升降舵面积。升降舵的面积约为水平尾翼积的20-25%。因为是练习 机升降不需要太灵敏，我选定20%。通过计算得出升降舵面积约为17820平方毫 米。如果是特技机，升降舵面积可增大。12。确定水平尾翼的安装位置。从机翼前缘到水平尾翼之间的距离（就是尾 力臂的长度），大致等于翼弦长的3倍。此距离短时,操纵时反应灵敏，但是俯仰 不精确。此距离长时,操纵反应稍慢，但俯仰较精确。F3A的机身长度大于翼展 就是这个理论的实际应用，它的目的主要是为了精确。因为我的是练

9、习机，可以 短一些，我选2.85倍。那么，水平尾翼前缘应安装在距机翼前缘的785毫米处。垂直尾翼、水平尾翼和尾力臂这三个要素合起来，就是“尾容量”。尾容量 的大小，是说它对飞机的稳定和姿态变化贡献的大小。这个问题我们用真飞机来 说明一下。像米格15和F16高速飞行的飞机，为了保证在高速飞行时的纵向稳 定，其垂直尾翼设计得又大又高。像SU27和F18甚至设计成双垂直尾翼。而像 运输机和客机，垂直尾翼就小得多。确定起落架。一般飞机的起落架分前三点和后三点两种。前三点起落架， 起飞降落时方向容易控制。但着陆粗暴时很容易损坏起落架，转弯速度较快时容 易向一边侧翻，导致机翼和螺旋桨受损。后三点虽然在起飞

10、降落时的方向控不如 前三点好。但是其它方面较前三点都好。尤其是它能承受粗暴着陆，大大增加了 初学者的信心。所以，我选用后三点。前起落架的安装位置一定要在飞机的重心 前8公分左右，以免滑跑时折跟头。确定发动机。一般讲，滑翔机的功重比为0.5左右。普通飞机的功重比 为0.8-1左右。特技机功重比大于1以上。我的练习机就不用计算了，根据经 验选用三叶40、46发动机。安装发动机时，要有向下和向右安装角，以解决螺 旋桨的滑流对飞机模型左偏航和高速飞行时因升力增大引起飞机模型抬头的影 响。其方法是以拉力轴线为基准，从后往前看，发动机应有右拉2度，下拉1.5 度的安装角。当然，根据飞机的不同，这个角度还要

11、根据飞行中的实际情况作进 一步的调整。就功重比而言，我们的航模飞机与真飞机有着很大的不同。我们航模的功重 比都能轻松的达到1，而真飞机的功重比大都在0.3至0.6之间，唯有高性能战斗机才能接近或超过1。这也就是说，我们在飞航模中很多飞行都是在临界失速 和不严重的失速的情况下飞行的，如低速度下的急转弯、急上升、吊机等。只是 由于发动机的拉力大，把失速这一情况掩盖罢了。所以我们在飞航模时，很少能 飞出真飞机那种感觉。这也是我们很多朋友在飞像真机时，很容易出现失速坠机 的主要原因。第二步，绘制三面图根据上面的设计和计算结果，我们就可以绘制出自己需要的飞机了。绘制三 面图的主要目的是为了得到您想要的飞

12、机效果，并确定每个部件的形状和位置。 使您在以后的工作中，有一个基本的蓝图。我绘制的飞机不是很好看，侧重了简 单、实用、制作容易的指导思想。绘三面图时，我试着边学边用了 SolidWorks， 它和AUTO CAD是同一个类型的软件，但这个绘图软件更加简单易用。正面和刨视图第三步，绘制结构图绘制结构图的主要目的是为了确定每个部件的布局和制作步骤。如：哪个部 件用什么材料，先做哪个部件后作哪个部件，部件与部件的结合方法等等。第四步，放样和组装。根据您绘制的图纸，应做一比一的放样图。目的是在组装飞机各部件时，在 放样图上粘接各部件。这样能做到直观准确，提高工作质量。网上有很多介绍制 作方面的精品文

13、章，大家可以参考，我就不再赘述了。我重点向朋友们讲讲在制作过程中，机翼和水平尾翼安装角的控制。安装角 的正确与否，关系到飞机在空中的姿态能否有效地操控。如果因安装角误差大到 连各舵面都无法调整时，后果就非常严重了，甚至要摔机的。机翼和水平尾翼的 安装角都是以飞机的拉力轴线为基准的，这架飞机的拉力轴线比较好找，从图可 知，A、F、G、H隔框的上边在一条直线上，这条线就是拉力轴线的平行线，把 它平移到发动机的曲轴线的位置，就是这架飞机的拉力轴线。机身骨架做完后， 一定把它画在机身上。尔后，在安装机翼和水平尾翼时，把它们的中心线和拉力 轴线平行即可。好了，请看我的制作过程。国内外直升机与旋翼机的飞行

14、原理概况与普通飞机相比，直升机不仅在外形上，而且在飞行原理上都有所不同。一般来讲它 没有固定的机翼和尾翼，主要靠旋翼来产生气动力。这里所说的气动力既包括使机体悬停和 举升的升力，也包括使机体向前后左右各个方向运动的驱动力。直升机旋翼的桨叶剖面由翼 型构成，叶片平面形状细长，相当于一个大展弦比的梯形机翼，当它以一定迎角和速度相对 于空气运动时，就产生了气动力。桨叶片的数量随着直升机的起飞重量而有所不同。重型直 升机的起飞重量在20t以上，桨叶的数目通常为六片左右；而轻、小型直升机，起飞重量在 1.5t以下，一般只有两片桨叶。直升机飞行的特点是：它能垂直起降，对起降场地要求较低；能够在空中悬停。即

15、使直升机的发动机空中停车时，驾驶员可通过操纵旋翼使其自 转，仍可产生一定升力，减缓下降趋势；可以沿任意方向飞行，但飞行速度较低，航程相对来说也较短。直升机旋翼的工作原理直升机旋翼绕旋翼转轴旋转时，每个叶片的工作类同于一个机翼。旋翼的截面形状是 一个翼型，如图2.5.1所示。翼型弦线与垂直于桨毂旋转轴平面(称为桨毂旋转平面)之间的 夹角称为桨叶的安装角，以表示，有时简称安装角或桨距。各片桨叶的桨距的平均值称为旋翼的总距。驾驶员通过直升机的操纵系统可以改变旋翼的总距和各片桨叶的桨距，根据不 同的飞行状态，总距的变化范围约为214。(a)(b)图2.5.1直升机的旋翼气流V与翼弦之间的夹角即为该剖面

16、的迎角a。显然，沿半径方向每段叶片上产生的空 气动力在桨轴方向上的分量将提供悬停时需要的升力;在旋转平面上的分量产生的阻力将由 发动机所提供的功率来克服。旋翼旋转时将产生一个反作用力矩，使直升机机身向旋翼旋转的反方向旋转。前面提到 过，为了克服飞行力矩，产生了多种不同的结构形式，如单桨式、共轴式、横列式、纵列式、 多桨式等。对于最常见的单桨式，需要靠尾桨旋转产生的拉力来平衡反作用力矩，维持机头 的方向。使用脚蹬来调节尾桨的桨距，使尾桨拉力变大或变小，从而改变平衡力矩的大小， 实现直升机机头转向（转弯）操纵。直升机旋翼的操纵直升机的飞行控制与飞机的飞行控制不同，直升机的飞行控制是通过直升机旋翼的

17、倾斜 实现的。直升机的控制可分为垂直控制、方向控制、横向控制和纵向控制等，而控制的方式 都是通过旋翼实现的，具体来说就是通过旋翼桨毂朝相应的方向倾斜，从而产生该方向上的 升力的水平分量达到控制飞行方向的目的。直升机体放在地面时，旋翼受其本身重力作用而下垂。发动机开车后，旋翼开始旋转， 桨叶向上抬，直观地看，形成一个倒立的锥体，称为旋翼锥体，同时在桨叶上产生向上的升 力。随着旋翼转速的增加，升力逐渐增大。当升力超过重力时，直升机即铅垂上升（图2.5.2）； 若升力与重力平衡，则悬停于空中；若升力小于重力，则向下降落。旋转旋翼桨叶所产生的拉力和需要克服阻力产生的阻力力矩的大小，不仅取决于旋翼的 转

18、速，而且取决于桨叶的桨距。从原理上讲，调节转速和桨距都可以调节拉力的大小。但是 旋翼转速取决于发动机（通常用的是涡轮轴发动机或活塞式发动机）主轴转速；而发动机转速 有一个最有利的值，在这个转速附近工作时，发动机效率高，寿命长。因此，拉力的改变主 要靠调节桨叶桨距来实现。但是，桨距变化将引起阻力力矩变化，所以，在调节桨距的同时 还要调节发动机油门，保持转速尽量靠近最有利转速工作。直升机的平飞依靠升力倾斜所产生的水平分量来实现。例如，欲向前飞，需将驾驶杆向 前推，经过操纵系统，自动倾斜器使旋翼各桨叶的桨距作周期性变化，从而改变旋翼的拉力 方向，使旋翼锥体前倾，产生向前的拉力（图），将直升机拉向前进

19、。直升机的方向是靠尾桨控制的。欲使直升机改变方向，则需踩脚蹬，改变尾桨的桨距， 使尾桨拉力变大或变小，从而改变平衡力矩的大小，实现机头指向的操纵。图2.5.2直升机的飞行通过与操纵系统的连接，旋翼叶片的桨距调节变化可以按两种方式进行。第一种方式 是各叶片同时增大或减小桨距（简称总距操纵，驾驶员通过总距操纵杆来操纵控制），从而产 生直升机起飞、悬停、垂直上升或下降飞行所需要的拉力。第二种方式是周期性调节各个叶 片的桨距（简称周期性桨距操纵）。比如打算前飞，就将驾驶杆向前推，推动旋转斜盘（也称自 动斜倾器）倾斜，使各个叶片的桨距作周期变化。每个叶片转到前进方向时，它的桨距减小， 产生的拉力也跟着下

20、降，该桨叶向上挥舞的高度也减小；反之，当叶片转到后方时，它的桨 距增大，产生的拉力也跟着增加，该桨叶向上挥舞的高度也增大。结果，各个叶片梢叶端） 运动轨迹构成的叶端轨迹平面或旋翼锥体，将向飞行前进方向倾斜，旋翼产生的总拉力也跟 着向前倾斜，旋翼总拉力的一个分量就成为向前飞行的拉力，从而实现了向前飞行。图2.5.3旋翼操纵机构2.5.2直升机的构型变化直升机旋翼的旋转产生了升力的同时，空气对旋翼的反作用也形成了一个与旋翼旋转 方向相反的作用力矩，驱使直升机的机体反向旋转，这就是所谓的直升机力矩及力矩平衡问 题。较早致力于力矩和力矩平衡方面研究的是德国人贝纳恩(B. R. Beenal)和阿赫班奇

21、 (Achenbach)。他们两人分别于1897年和1874年提出安装一个尾桨来平衡直升机旋翼产生 的反向力矩的方案。通过安装尾桨，可产生一个平衡力矩，以抵消旋翼力矩，保证直升机的 平衡飞行。实际上这就是后期发展成熟的单桨式直升机的萌芽。此后，许多直升机事业的先 驱者都试图研究并解决飞行力矩问题，运用两个或更多的旋翼来克服飞行力矩，其原理是使 这些旋翼以相反的方向旋转，使各自的飞行力矩彼此抵消保证平衡。探索的结果导致了直升 机几种不同的结构形式：单桨式、共轴式、横列式、纵列式、多桨式等的问世。单桨式成为后来实用直升机的主要形式。这种形式最早出现于1874年，是阿赫班奇设 计的。这架水蒸气机驱动

22、的直升机包含一个举力旋翼和一个推进式螺旋桨，一个方向舵和一 个尾桨。这是用尾桨平衡直升机力矩的第一架直升机。共轴式结构是在同一个轴上安装两个旋转方向相反的旋翼，这样两旋翼所产生的力矩 就彼此抵消了。早期直升机多采用这种结构形式，其最早的设计是布莱特于1859年作出的。 由于动力的缘故，这架直升机没有进行过试验。早期取得一定成功的共轴式直升机是美国人 埃米尔贝林纳(E. Beliner)于1909年设计的。他的直升机安装了两台发动机，与共轴的旋 翼相连。旋翼采用坚硬的木质桨叶，通过倾斜整个族翼及部分机身来达到控制。这架直升机 成功地飞行了三次。图2.5.5直升机的构型(a)单旋翼直升机(b)共轴

23、双旋翼直升机(c)纵列双旋翼直升机(d)横列双旋翼直升机纵列式结构是通过沿身体前后排列的两个旋向相反的旋翼，来克服直升机的力矩的。1907年，法国人泡特科努(P. Comu)制造了一个外形结构与纵列式结构非常相似的直升机， 并成功地进行了一它行试验，但这种结构在早期发展的直升机中较多采用，主要原因是机身 长，重心变化范围大，稳定性差。横列式结构是通过沿机体横向左右排列的两个旋转方向相反的旋翼来克服直升机力矩 的。这种结构的直升机最早出现在1908年与1909年间，是由美国人贝林纳设计制造的。它 将两个旋翼并排安装在机翼两端，通过倾斜整个旋翼及部分机身实现飞行控制。同样，这种 结构形式后来也较少

24、采用。多桨式结构一般用于大型直升机上，它运用三个或更多的旋翼。在早期的研究中，这 种型式运用较多。法国的孔萨斯于1845年设计的直升机就是这种直升机最早的代表。它以 蒸气机为动力，有一个主旋翼和两个分别用于控制和推进的副旋翼。由于这种结构形式比较 复杂，所以后来没有得到采用。2.5.3旋翼机的飞行原理从外形看，旋翼机和直升机几乎一模一样：机身上方安装有大直径的旋翼，在飞行中靠 旋翼的旋转产生升力。但是除去这些表面上的一致性，旋翼机和直升机却是两种完全不同的 飞行器。旋翼机实际上是一种介于直升机和飞机之间的飞行器，它除去旋翼外，还带有推进螺旋 桨以提供前进的动力，有时也装有较小的机翼在飞行中提供

25、部分升力。旋翼机的旋翼不与发 动机传动系统相连，在旋翼机飞行的过程中，由前方气流吹动旋翼旋转产生升力，是被动旋 转；而直升机的旋翼与发动机传动系统相连，既能产生升力，又能提供飞行的动力，是主动 旋转。在飞行中，旋翼机同直升机最明显的分别为：直升机的旋翼面向前倾斜，而旋翼机的 旋翼则是向后倾斜的。由于旋翼机的旋翼为自转式，传递到机身上的扭矩很小，因此旋翼机无需单旋翼直升机 那样的尾桨，但是一般装有尾翼，以控制飞行。有的旋翼机在起飞时，旋翼也可通过“离合器”同发动机连接，靠发动机带动旋转而产 生升力，这样可以缩短起飞滑跑距离。等升空后再松开离合器随旋翼在空中自由旋转。旋 翼机飞行时，升力主要由旋翼产生，固定机翼仅提供部分升力。有的旋翼机甚至没有固定机 翼，全部升力都靠旋翼产生。旋翼机的飞行原理和构造特点决定了它的速度慢、升限低、机动性能较差，