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正文內(nèi)容

模型飛機(jī)飛行原理(編輯修改稿)

2025-07-18 19:04 本頁面
 

【文章內(nèi)容簡(jiǎn)介】 后,飛機(jī)由于升力不夠便會(huì)墜落下來。模型飛機(jī)出現(xiàn)失速的現(xiàn)象,比真飛機(jī)來得普遍。因?yàn)槟P惋w機(jī)機(jī)翼的臨界迎角比真飛機(jī)小,加上模型飛機(jī)的重量較輕,飛行速度也比較低,在飛行中稍受到一些擾動(dòng)(例如:上升氣流)便會(huì)使機(jī)翼的實(shí)際迎角接近甚至超過臨界迎角而引起失速。 機(jī)翼失速是由于氣流分離而引起的。當(dāng)氣流流過機(jī)翼時(shí),在機(jī)翼上表面的氣流流速逐漸增加。到了機(jī)翼的最高點(diǎn),流速最快。以后因?yàn)橐硇吐蛳滦?,氣流又逐漸減慢。最后到了后緣,流速就應(yīng)該和機(jī)翼前面的流速差不多。機(jī)翼上表面氣體靜壓變化和流速是密切相關(guān)的。在流速最快的地方,即機(jī)翼最高點(diǎn)附近,靜壓最低,以后又開始增加,愈靠近后緣靜壓愈大,最后恢復(fù)到差不多等于機(jī)翼前面的靜壓。靜壓的這種變化情況在迎角增大時(shí)更為明顯。迎角愈大,機(jī)翼上表面前后靜壓差也愈大。在機(jī)翼表面上形成的邊界層內(nèi)的靜壓變化和邊界層外面氣流的靜壓變化完全相同。從機(jī)翼前緣附近一直到機(jī)翼最高點(diǎn),靜壓逐漸降低,所以邊界層是從高壓流向低壓。這種流動(dòng)不會(huì)有什么困難,而且流速愈來愈快。過了機(jī)翼最高點(diǎn)以后,由于流速逐漸減慢,而靜壓逐漸增加。這時(shí)候邊界層是從低壓的地方流向高壓區(qū)。對(duì)于靜止的氣體來說,這種流動(dòng)是不可能的。不過由于在機(jī)翼最高點(diǎn)處氣流流速最快,邊界層內(nèi)的空氣質(zhì)點(diǎn)具有較大的動(dòng)能,所以仍然能夠從低壓區(qū)流向高壓區(qū)。當(dāng)然在向后流動(dòng)的過程中,邊界層內(nèi)的空氣質(zhì)點(diǎn)的流速將隨著氣流減速而開始減慢。加上粘性的作用,又會(huì)在機(jī)翼上表面附近消耗一部分動(dòng)能,而且愈靠近機(jī)翼表面動(dòng)能耗損得愈多。這樣流動(dòng)的結(jié)果,使邊界層內(nèi)最靠近機(jī)翼表面的那部分空氣質(zhì)點(diǎn)在沒有到達(dá)后緣以前已經(jīng)流不動(dòng)了。于是外面的氣流為了填補(bǔ)“真空”,發(fā)生反流現(xiàn)象(圖113),邊界層外的氣體也不再按著機(jī)翼上表面形狀流動(dòng)了。在這些氣流與機(jī)翼上表面之間,氣體一面打轉(zhuǎn)形成旋渦,一面向后流動(dòng),情況十分混亂。這種現(xiàn)象就是邊界層分離,或簡(jiǎn)稱為氣流分離。邊界層內(nèi)空氣質(zhì)點(diǎn)剛開始停止運(yùn)動(dòng),并出現(xiàn)反流現(xiàn)象的那一點(diǎn),稱為分離點(diǎn)。圖113氣流在機(jī)翼上表面的分離研究表明,任何一種機(jī)翼翼型,如果其它條件都相同,對(duì)于某一個(gè)給定的雷諾數(shù),都存在著一個(gè)對(duì)應(yīng)的邊界層內(nèi)空氣質(zhì)點(diǎn)能克服的高、低壓的差值,這種壓力差可以形象地用一個(gè)把機(jī)翼迎角和翼型幾何形狀都綜合在一起的機(jī)翼上表面的最高點(diǎn)與后緣之間的垂直距離來表示,稱為“可克服高度”(圖114)。如果不超過這個(gè)“可克服高度”,空氣質(zhì)點(diǎn)具有足夠的動(dòng)能來克服高、低壓的差值,所以不會(huì)出現(xiàn)邊界層圖114機(jī)翼表面的氣流分離分離。但如果機(jī)翼迎角超過了允許的極限值,例如圖114下方,迎角從原來的5176。176?!皯?yīng)克服高度”超過了“可克服高度”,就會(huì)出現(xiàn)氣流分離。當(dāng)然,如果迎角不很大,“應(yīng)克服高度”與“可克服高度”差別不大,那么邊界層內(nèi)空氣質(zhì)點(diǎn)向后流動(dòng)不會(huì)很困難,只是在接近后緣的機(jī)翼上表面附近氣流才開始分離。氣流在這時(shí)候分離對(duì)升力和阻力的影響都不大。 當(dāng)機(jī)翼迎角進(jìn)一步增大時(shí),情況便不同了。這時(shí)由于“應(yīng)克服高度”與“可克服高度”差值太大,邊界層內(nèi)的空氣質(zhì)點(diǎn)流過機(jī)翼上表面最高點(diǎn)不遠(yuǎn)便開始分離,使機(jī)翼上表面充滿旋渦,升力大為減少,而阻力迅速增加。 很顯然,為了減小氣流分離的影響,提高飛機(jī)的臨界迎角,希望盡可能增加“可克服高度”。從物理意義上講,就是要盡可能使機(jī)翼上表面邊界層內(nèi)的空氣質(zhì)點(diǎn)具有較大的動(dòng)能,以便能順利地流向機(jī)翼后緣的高壓區(qū)。圖115及隨雷諾數(shù)的變化 每種翼型的“可克服高度”都與某一個(gè)雷諾數(shù)相對(duì)應(yīng)。當(dāng)其它條件都一樣的情祝下,雷諾數(shù)愈大,“可克服高度”也愈大。模型飛機(jī)的機(jī)翼翼弦較短,飛行速度也不大,飛行雷諾數(shù)較低,所以機(jī)翼的臨界迎角與最大升力系數(shù)都比較低。例如,模型飛機(jī)機(jī)翼的臨界迎角一般是10176?!?5176。 左右。而真飛機(jī)的雷諾數(shù)高達(dá)數(shù)百萬,它的臨界迎角可達(dá)18 。這雖與所用的翼型不同也有關(guān)系,但主要還是邊界層的影響。有人曾經(jīng)做過這樣的試驗(yàn),把機(jī)翼的翼型放在風(fēng)洞中測(cè)量它的升力和阻力,并求出它的升力系數(shù)和阻力系數(shù)。當(dāng)雷諾數(shù)不斷增加,達(dá)到某一數(shù)值時(shí),機(jī)翼的升力系數(shù)會(huì)突然增加很多,同時(shí)阻力系數(shù)突然減少很多,結(jié)果使升阻比也突然增加很多(圖115)。這種現(xiàn)象是機(jī)翼上面的邊界層從層流轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪魉鸬?。這個(gè)雷諾數(shù)就是前面講過的臨界雷諾數(shù)。所以,應(yīng)使模型飛機(jī)在大于的雷諾數(shù)下飛行,才能獲得良好的性能。但是在一般情況下,要想通過提高飛行速度和機(jī)翼弦長(zhǎng)來提高模型飛機(jī)的飛行雷諾數(shù)實(shí)在是太不容易了,而且往往是得不償失的。例如說,用增大飛行速度的方法來提高雷諾數(shù),會(huì)使模型飛機(jī)在較低升阻比下飛行,這對(duì)于競(jìng)時(shí)模型飛機(jī)來說是很不利的。還有一個(gè)可能辦法是增大翼弦,但下一章會(huì)講到,在機(jī)翼面積有限制的情況下,增大翼弦的結(jié)果又會(huì)增加誘導(dǎo)阻力,也并不有利。 假如能夠根據(jù)各種翼型的臨界雷諾數(shù)來決定機(jī)翼翼弦的最小長(zhǎng)度,以保證機(jī)翼在臨界雷諾數(shù)以上的條件下工作,這當(dāng)然是很理想的辦法??上Ы^大部分翼型的臨界雷諾數(shù)是不知道的。一般翼型資料所標(biāo)明的不是臨界值而只是該資料試驗(yàn)時(shí)的,這點(diǎn)千萬不要弄錯(cuò)。由于缺乏數(shù)據(jù),到目前為止,利用臨界雷諾數(shù)來設(shè)計(jì)機(jī)翼的想法還不可能實(shí)現(xiàn)。 機(jī)翼臨界雷諾數(shù)的大小與翼型的彎曲程度,厚度等有關(guān),也與機(jī)翼上表面的粗糙程度、氣流的紊亂程度等有關(guān)。所以不同的機(jī)翼有不同的臨界雷諾數(shù)。最粗略的估計(jì),厚度是翼弦8%的彎曲翼型的臨界雷諾數(shù)大約是50000左右。 模型飛機(jī)飛行時(shí),機(jī)翼的雷諾數(shù)有可能與翼型的臨界雷諾數(shù)十分接近。很多時(shí)候,只要把其弦稍為加長(zhǎng)一點(diǎn),使雷諾數(shù)正好比臨界雷諾數(shù)大,便可以使性能提高很多。因此,仿制別人的模型圖紙時(shí),最好不要隨便改變翼弦長(zhǎng)度及重量(重量及翼面積大小對(duì)飛行速度直接有關(guān)),否則很好的模型有時(shí)也會(huì)變的很壞。在講邊界層時(shí)曾經(jīng)提到過,決定邊界層是層流還是紊流,除了雷諾數(shù)外,還與物體的表面光潔度,形狀、以及氣流本身紊亂程度有關(guān)。所以對(duì)模型飛機(jī)來說,在提高雷諾數(shù)受到限制的情況下,為了減少氣流分離的影響,改善機(jī)其失速特性,可以在翼型幾何形狀和流過機(jī)翼的氣流紊亂程度方面想方設(shè)法。這些都將在下一章詳細(xì)介紹。第二章 模型飛機(jī)機(jī)翼的空氣動(dòng)力學(xué) 模型飛機(jī)之所以能在空中飛行,很重要的條件是需要有一副能產(chǎn)生足以支持模型重量的機(jī)翼。模型飛機(jī)飛行性能的好壞與機(jī)翼有很大的關(guān)系。尤其是競(jìng)賽留空時(shí)間的模型飛機(jī),由于它的主要飛行階段是滑翔飛行,所以機(jī)翼設(shè)計(jì)得好壞對(duì)于提高飛行成績(jī)更為重要。對(duì)于模型飛機(jī)來說,怎樣的機(jī)翼才是合乎理想的呢?總括起來應(yīng)考慮如下幾個(gè)方面:在特定的飛行條件下,翼型的升力系數(shù)愈大愈好,阻力系數(shù)則愈小愈好,并有盡可能大的升阻比(升力系數(shù)和阻力系數(shù)的比值);要有盡可能大的失速迎角,并且要有良好的失速特性; 要有足夠的厚度,以便能在較小的結(jié)構(gòu)重量下保證機(jī)翼有足夠的強(qiáng)度和剛度;要易于制作,不易變形并便于修理。這些都涉及到空氣動(dòng)力學(xué)、結(jié)構(gòu)型式,以及制造工藝等一系列問題。但主要矛盾仍然是空氣動(dòng)力學(xué)問題。而一個(gè)機(jī)翼設(shè)計(jì)得是否成功,在很大程度上又取決于翼型的設(shè)計(jì)或選擇以及平面形狀的設(shè)計(jì)。第一節(jié) 翼型的幾何形狀及主要幾何參數(shù)翼型就是機(jī)翼或尾翼剖面的形狀。下面將主要介紹機(jī)翼翼型,但有些情況下機(jī)翼和尾翼用的翼型不能截然分開,所以這里也附帶提到尾翼的問題。翼型各部分的名稱見圖21。其中的翼弦及中弧線說明如下:圖21翼型各部分名稱翼弦是翼型的基準(zhǔn)線。通常是翼型前緣點(diǎn)與后緣點(diǎn)的連線。機(jī)(尾)翼的迎角或機(jī)(尾)翼的安裝角就是分別指機(jī)(尾)翼翼弦與相對(duì)氣流方向或與安裝基準(zhǔn)(例如:機(jī)身縱軸)所成的角度。在制作模型時(shí),為了便于測(cè)量,常常把與翼型下弧線最低兩點(diǎn)相切的直線來代替翼弦,并用來計(jì)算機(jī)(尾)翼的安裝角。一般地講,用這種辦法測(cè)得的機(jī)(尾)翼安裝角要比實(shí)際值小。中弧線是指翼型上、下弧線之間的內(nèi)切圓圓心的連線。為了方便起見,也可以認(rèn)為是翼型上、下弧線間距離的中點(diǎn)的連線。中弧線是對(duì)翼型性能影響最大的一個(gè)幾何參數(shù)一、翼型類型雖然模型飛機(jī)所用翼型的外形千差萬別,但根據(jù)外形的特點(diǎn)一般可以分為六種(圖22): 對(duì)稱翼型——它的中弧線是一根與翼型弦線重合的直線。翼型上、下弧是對(duì)稱的。這種翼型的阻力系數(shù)比較小,但升阻比也小。主要用作線操縱和遙控特技模型的機(jī)翼翼型,以及一部分模型飛機(jī)的尾翼翼型。 雙凸翼型——它的上、下弧線都是外凸的,但上弧線的彎度比下弧線大,所以中弧線是向上凸的。雖然這種翼型的阻力要比對(duì)稱翼型大,但可以獲得較大的升阻比。它主要用作線操縱競(jìng)速模型及無線電遙控特技模型的翼型。 平凸翼型——它的下弧線是一條直線。中弧線的彎度要比雙凸翼型大。最大升阻比也比雙凸翼型大。主要用作速度不太高的初級(jí)線操縱或遙控模型的機(jī)翼翼型,以及競(jìng)時(shí)模型的水平尾翼翼型。凹凸翼型——它的下弧線向內(nèi)凹入,所以中弧線彎度比平凸翼型大,阻力也比較大。但能產(chǎn)生較大的升力,升阻比也較大。這種翼型廣泛地用于競(jìng)賽留空時(shí)間的模型上,主要用作機(jī)翼翼型,也可用彎度較小的凹凸翼型作水平尾翼翼型。S形翼型——它的中弧線象是橫放的“S”圖22基本翼型 形。前面講的四種翼型,其壓力中心將隨著迎角增加而逐漸前移,所以它的力矩特性是不安定的,模型飛行時(shí)的安定性全靠水平尾翼來保證。但S形翼型本身的力矩特性就是安定的,所以可用在沒有水平尾翼的飛翼式等模型上。特種翼型——從字面上看就知道,這是指為了滿足某種性能指標(biāo)或要求而設(shè)計(jì)的非同尋常的翼型。用于模型飛機(jī)上的“特種翼型”,大多是航模愛好者為了提高飛行成績(jī),依據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)原理進(jìn)行探索性研究而設(shè)計(jì)的。這類翼型有:最大厚度點(diǎn)在60%弦長(zhǎng)處的“層流翼型”;下表面后緣下彎以增大機(jī)翼升力的“彎后緣翼型”;為了改善氣流流過翼型尾部的情況,而將翼型尾部做成一塊平板的“平板式后緣翼型”;頭部處比一般翼型多出一片薄片,作為擾流裝置以改善翼型上表面邊界層狀態(tài)的“鳥嘴式前緣翼型”,以及下表面有凸出部分以增加機(jī)翼剛度的“增強(qiáng)翼型”等,參見圖23。 二、翼型的主要幾何參數(shù) 研究表明,翼型的性能與它的幾何外形有很大關(guān)系,而在構(gòu)成翼型形狀的幾何參數(shù)中,對(duì)性能好壞起決定性作用的有下面幾項(xiàng): 中弧線彎度f或翼型相時(shí)彎度f中弧線與翼型弦線之間的最大垂直距離稱為中弧線彎度,或翼型的最大彎度,簡(jiǎn)稱翼型彎度f。它和翼弦b的比值稱為翼型的相對(duì)彎度: 中弧線彎度對(duì)翼型升力和阻力有直接關(guān)系。在一定范圍內(nèi),彎度愈大,升阻比愈大。但如過大,阻力增加很快,升阻比反而下降。 中弧線最高點(diǎn)位置Xf或Xf指中弧線最高點(diǎn)到翼型前緣的距離fr亦稱為弧位,通常也用它占翼弦長(zhǎng)的百分?jǐn)?shù)來表示: 中弧線最高點(diǎn)位置與翼型上表面邊界層的特性有很大關(guān)系。競(jìng)時(shí)模型飛機(jī)翼型的中弧線最高點(diǎn)位置一般在35%~55%。 翼型最大厚度C或最大相時(shí)厚度C 翼型上弧線與下弧線之間內(nèi)切圓的最大直徑稱為翼型最大厚度C。對(duì)于彎度和厚度都不太大的翼型,可以用上弧線與下弧線的最大垂直距離來近似地表示。為了便于比較,可用相對(duì)于翼弦長(zhǎng)度的百分?jǐn)?shù)來表示,稱為最大相對(duì)厚度或簡(jiǎn)稱相對(duì)厚度: 翼型相對(duì)厚度不僅影響模型機(jī)翼的強(qiáng)度和剛度,而且也影響翼型的性能。一般講,厚度愈大,阻力也愈大。而且,在低雷諾數(shù)下,較厚的翼型容易保持層流邊界層。所以,竟時(shí)模型在強(qiáng)度和剛度允許的情況下,應(yīng)盡可能采用較薄的翼型。 翼型最大厚度位置或最大厚度相對(duì)位置XcXc是指翼型上弧線與下弧線之間最大內(nèi)切圓圓心到翼型前緣點(diǎn)的距離。若用翼型上弧線與下弧線之間的最大垂直距離來表示翼型最大厚度,則最大厚度所在位置與前緣之間的距離即為最大厚度位置。為了便于比較,通常也用占翼弦的百分?jǐn)?shù)來表示: 翼型最大厚度位置對(duì)翼型上表面邊界層特性有很大影響,過分后移會(huì)使模型的安定性變壞?!皩恿饕硇汀钡淖畲蠛穸任恢迷?0%~60%翼弦。它在較小的迎角范圍內(nèi)具有良好的性能,但如迎角稍有變化,就會(huì)使飛行性能驟然變壞。 翼型的前緣半徑r或前緣相對(duì)半徑r即通過前緣點(diǎn)又和上、下弧線相切的小圓半徑r。為了便于比較,用占翼弦的百分?jǐn)?shù)表示:翼型前緣半徑?jīng)Q定了其型頭部的“尖”或“鈍”。如果翼型頭部太“尖銳”,在大迎角下氣流容易分離,使模型的安定性變壞。頭部太“鈍”,又會(huì)使阻力增大。第二節(jié) 翼型的座標(biāo)表示法及畫法 一、翼型的座標(biāo)表示法翼型的外形通常都是用座標(biāo)數(shù)據(jù)來表示的。有時(shí)候還在座標(biāo)數(shù)據(jù)附近畫出這個(gè)翼型的外形,以便選用時(shí)能作直觀的比較。表21中列出了翼型座標(biāo)數(shù)據(jù)。它以翼型前緣為原點(diǎn),沿著翼弦按一定的間距在翼型上、下弧線上選出一些點(diǎn),把這些點(diǎn)到翼弦的距離用翼弦長(zhǎng)度的百分?jǐn)?shù)來表示。表格的第一行X是橫座標(biāo),表示上、下弧線上這些點(diǎn)到前緣的距離;第二行Y上是上弧線各點(diǎn)的縱座標(biāo),即對(duì)應(yīng)于第一行橫座標(biāo)的上弧線各點(diǎn)到翼弦的垂直距離;第三行Y下是下弧線各點(diǎn)的縱座標(biāo),即對(duì)應(yīng)于第一行橫座標(biāo)的下弧線各點(diǎn)到翼弦的垂直距離。 二、翼型的畫法 有了翼型的座標(biāo)數(shù)據(jù),可以很方便地畫出任何弦長(zhǎng)的翼型來。畫翼型前,首先要決定翼弦的長(zhǎng)度。將翼弦長(zhǎng)度乘上表中的數(shù)據(jù)再除100,就可以得出所需要的實(shí)際長(zhǎng)度。例如要用表21的數(shù)據(jù)畫一個(gè)翼弦長(zhǎng)為100毫米的翼型,步驟如下: l、首先在紙上畫一直線代表翼弦。在這直線上量出翼弦的長(zhǎng)度(圖24a) 對(duì)照表中第一行在翼弦上量出各點(diǎn)距離。譬如第一行的30便表示離前緣的距離是30*100/100=30毫米,可在離前緣30毫米的地方輕輕地點(diǎn)上一點(diǎn)。依此類推,作出其他的點(diǎn),并通過所有這些點(diǎn)作出垂直翼弦的線(圖`}_4)0 按表中第二、三行的數(shù)值將上弧與下弧對(duì)應(yīng)點(diǎn)的距離算出來。在上例中,*100/100=;*100/100=(負(fù)值表示這一點(diǎn)在翼弦下面)。根據(jù)算出來的數(shù)值,便可以在剛才畫好的垂直線上(離前緣30毫米的那一條)定下兩點(diǎn):;另一點(diǎn)在翼弦下面??捎猛瑯臃椒▽⒏鱾€(gè)距離的上下弧的點(diǎn)都標(biāo)出來(圖2一4C)。 將點(diǎn)出來的各點(diǎn)連成圓滑的曲線,便得到翼型的形狀(圖)如果用上法求得的點(diǎn)不能連成連續(xù)的圓滑的曲線,說明存在錯(cuò)誤:可能是距離沒有算好;或者量
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