火箭助推滑翔機(jī)理論方案設(shè)計(jì)說(shuō)明書(shū)論文(完整版)
【正文】 摩擦阻力與物體表面的光滑程度有關(guān)，也與空氣的狀況有關(guān)，因此不難看出減小擦阻力對(duì)于飛行用的機(jī)翼來(lái)說(shuō)就是盡量把表面加 工得光滑一些。又將本來(lái)粗糙的表面給磨光滑以減小空氣阻力。 水平尾翼形狀同樣為了減小阻力和便于計(jì)算而設(shè)計(jì)成梯形。當(dāng)受動(dòng)載荷擠壓時(shí)有力學(xué)知識(shí)可知機(jī)翼端受彎曲變形最大受最大的彎曲應(yīng)力。我們組開(kāi)始了新一輪的激烈討論。 再把缺點(diǎn)拿出來(lái)討論。可以說(shuō)在自己動(dòng)手，不斷實(shí)踐的過(guò)程中，我們的動(dòng)手能力，發(fā)現(xiàn)問(wèn)題解決問(wèn)題的能 力得到了很大提高。 其中非常 深刻的一點(diǎn)是，經(jīng)過(guò)長(zhǎng)時(shí)間的合作，我們發(fā)現(xiàn)團(tuán)隊(duì)合作并不是那么容易的，當(dāng)我們?cè)谠O(shè)計(jì)過(guò)程中遇到問(wèn)題，碰到瓶頸，或出現(xiàn)分岔，必定就會(huì)產(chǎn)生激烈的爭(zhēng)論，各自有各自的想法觀點(diǎn)，幾次之后，我們發(fā)現(xiàn)，人多了，思想意見(jiàn)不統(tǒng)一，對(duì)研發(fā)效率產(chǎn)生了明顯的影響。 對(duì)于尾翼，我們組一致決定用倒 T型。根據(jù)制作說(shuō)明提示的步驟，我們組員分工合作快速完成了火箭的制作，組考慮到在炸藥產(chǎn)生的一定力不變的情況下，要使滑翔機(jī)在空中滑翔的時(shí)間較長(zhǎng)就得讓火箭把滑翔機(jī)盡可能地送得高，在高空中分離。 。 上反角 為力增加飛機(jī)飛行時(shí)的穩(wěn)定性，防止飛機(jī)側(cè)滑翻滾，我們?cè)O(shè)計(jì)了上反角。但是這兩中邊 界層有更 多的區(qū)別，就是它們產(chǎn)生的速度變化不同，簡(jiǎn)單地說(shuō)，層流層里面速度變化比較激烈，湍流層由于比較“紊亂“，里面的空氣相互影響，因此速度變化不激烈，湍流層的這個(gè)特點(diǎn)使它在機(jī)翼表面流動(dòng)時(shí)不容易停頓下來(lái)，而層流層相反，這些特性表現(xiàn)為，層流層渦旋去很大，湍流層較小，故湍流層壓差阻力較小，而層流層的壓差阻力比較大。影響升力大小的因素除了機(jī)翼本身的尺寸大小之外一個(gè)主要的參數(shù)就是升力系數(shù)，根據(jù)風(fēng)洞和相關(guān)試驗(yàn)表明，機(jī)翼的升力滿足下列關(guān)系式： lSCVL 221 ?? 其中： NL 升力，? 空氣密度?? kg/ 2m 飛機(jī)與氣流的相對(duì)速度?V ,m/s 機(jī)翼面積?S , 2m 機(jī)翼升力系數(shù)?lC 升力系數(shù)是一個(gè)比較關(guān)鍵的參數(shù)，影響它的因素有： （ 1）翼型 不同的翼型可以使得流過(guò)機(jī)翼上下表面氣流的狀態(tài)不同，比如速度之類(lèi)的參數(shù)，進(jìn)而 得機(jī)翼上下表面具有不同的壓力而呈現(xiàn)出壓力差，最后體現(xiàn)為整個(gè)機(jī)翼的升力。 2 設(shè)計(jì)任務(wù) 外觀 外觀要求盡量對(duì)稱(chēng)、光潔，比例適宜給人以完美的視覺(jué)感官。 壓差阻力 這種阻力與機(jī)翼的形狀有關(guān)，同時(shí)還與空氣的黏性有關(guān)，經(jīng)常性地壓差阻力主要是機(jī)翼后面會(huì)產(chǎn)生渦旋，顯然減小壓差阻力最直接的方法就是減小機(jī)翼后面壓力較小的渦旋區(qū)，流線型的形狀就是一個(gè)好的選擇。 機(jī)翼設(shè)計(jì) 機(jī)翼形狀 在查找相關(guān)文獻(xiàn)資料之后，我們得知飛機(jī)翼型有矩形翼、后掠翼、梯形翼、變后掠翼、三角翼等翼型。 （ 1）水平尾翼面積盡量大一點(diǎn)，離機(jī)翼盡量遠(yuǎn)一點(diǎn)，這樣可以使飛機(jī)的在發(fā)射角度較大水平速度較低的情況下仍能在最高處變?yōu)樗?，然而又可以使飛機(jī)飛得更高更重要的是還能增加飛機(jī)的穩(wěn)定性。所以受力分析得知機(jī)翼前緣處最可能斷裂，此結(jié)果與我們的試驗(yàn)結(jié)果相一致。討論的話題都緊緊圍繞著前翼，尾翼的形
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