模型飞机受力情况和结构原理

模型飞机受力情况和结构原理
模型飞机受力情况和结构原理

第五章模型飞机受力情况和结构原理

前面我们学习了模型飞机的空气动力学原理,以及模型飞机的控制等方面的知识。但是,要制作一架模型飞机,仅凭这些,是远远不够的。飞机在飞行时要受到各种各样的外力,有些力还很大,有可能会对飞机结构造成破坏。因此,飞机结构必须要有一定强度。但是强度又不能太大,否则飞机又会太重,不利于飞行。这就要求模型飞机的结构设计必须在重量与强度之间找“最佳平衡点”。为此,需要研究飞机飞行时各部分的受力情况,并根据各部分受力的情况设计具有合适强度、刚度、稳定性、重量足够轻的构件。为此,我们必须从静力学、材料力学、结构力学的基本概念开始学习。

第一节力

载荷:

施加在结构上的力称为载荷。载荷可按以下三种情况来划分:

1 按加载时速度变化情况来划分

(1)静载荷——加载时速度变化比较小,即没有加速度,或者加速度极小。如模型飞机以稳定的姿态滑翔时作用在模型上的质量力和空气动力。

(2)动载荷——加载时的速度变化大,如用榔头敲击物体。

2 按载荷的分布范围来划分

(1)集中载荷——力作用在一个点上。比如飞机降落时由起落架传递给飞机结构的冲击力。

(2)分布载荷——以一定规律或形式分布在构件上的力。如飞机滑翔时分布在机翼上的空气动力。

3 按载荷的作用方式来划分

可分为力、力矩、力偶。

内力:

构件或物体承受载荷后产生变形,构件内部产生抵抗变形、平衡载荷的力称为内力。内力可分解为沿构件轴线方向的轴向力和于构件垂直的切向力。

应力:

单位面积上的内力称为应力。任何复杂的受力情况都是可以把应力分为垂直于承力平面的正应力和平行于承力平面的剪应力。应力是衡量物体受力程度的标准。

力对物体的作用不仅决定于它的强度,同时决定于它的方向,因此力向量,向量的图像表示是具有一定长度和一定方向的线段。

第二节力的合成

当几个力同时作用于某点所产生的效果与另一个单力对该点的作用效果相同,则此单力成为几个力的合力。合力的求法如下:

1作用在一点上的多个力

如果是两个力作用在一点,则可用平行四边形法则,三角函数进行计算求出。如果是两个以上力作用在一点,可把各个力分解在直角坐标系中两坐标轴上再合成。在物理课中已经学习过,不在赘述。

2作用在不同点上的若干个力的合力求法

我们可以用坐标法,将各力分别投影在X

与Y坐标轴上,(如下图)求出各力在X轴上的

代数和,及在Y轴上的代数和,最后将二正交

分力的代数和合成所求的合力。

3力矩

当物体受力的作用而转动时,必存在力矩。力矩的大小等于力与力臂的乘积,

力臂则是转动中心到力作用线的垂直距离。如下图所示。

力矩与已知点相对反时针转动,则该力矩方向为正,反之为负。用公式表示为:

M = P×b

式中:M——力矩;

P——力;

B——力臂。

反时针M为正,顺时针M为负。

根据静力学可知:一平面力系中所有各力系平面内的任意已知点的力矩的代数和等于该力系的合力对该已知力的力矩。

要使一个平面力系平衡的充分条件是这个力系的合力为0,各力对该平面内任意一点的合力矩也为0.

上面的表述也可以这样说:一个刚体(或者机械构件)要保持平衡,那么必须满足两个条件:受到的合外力为0,受到的合外力矩也为0(注意“刚体”和“质点”两

个概念的差别)。如图所示:

第三节材料力学基础知识(一)

任何结构在载荷的作用下,如果不损坏,而且不过度变形,则我们说它们是由适宜的材料做成的,并且具有适当的尺寸。材料力学就是告诉我们如何对受力作用的结构进行强度和刚度的计算,以求得这些构件所需的尺寸,并为它们选择适当的材料。所以说,材料力学是一门从事构件强度、刚度计算的学科。

(一)应力

物体受到载荷时多少会发生变形,当载荷去掉后有许多材料会恢复原状,这种特性叫弹性。这种材料称为完全弹性材料。但变形若超过限度则不能完全复原,此限度称为弹性极限。材料发生变形时,内部会产生抵抗外力的力,叫做内力。单位面积上的内力称为应力。

1.拉(压)杆的内力

两个大小相等方向相反的

力P分别作用在杆的两端,处于平

衡状态。如图所示。现假设将此杆

沿虚线处切断并任选一段,如左段,

因为这部分杆在切断前本是平衡的,所以必有力拉它,此拉力的大小等于P,方向向右。也就是外力与切开的面内力作用下处于平衡状态,根据平衡条件,就可以由已知力确定切开面上的内力,确切地说确定内力的合力大小。

2拉(压)杆的应力

由上图得知杆的左段的平衡条件是:内力平衡外力,二者相等。设A代表杆的截面积,分布在截面上的内力与此截面积的比值就是杆的应力。

σA – P(chui) = 0 (P(chui)是P垂直于截面的分力)

σ= P(chui)/A

杆件受外力作用产生的应力方向如与截面垂直则称为正应力。如不垂直,如下图所示,以P内力方向为例,与杆轴线夹角为α,则正应力为:

σ= P cosα/ A

3剪应力

如上图所示:平行截面的单位面积内力叫剪应力,用τ表示。平行截面的

剪力=τ×A(A为截面积)。

(二)变形

前面已讲过,物体在

力作用下回发生变形,在外力终止时能完全消失的变形叫弹性变形。否则会残留而永久变形。在设计时,要求物体所承受的外力,不致使物体产生永久变形。

由于载荷的形式不同,变形的形式也不同,按性质分为如下几种。

1拉伸变形

材料在拉伸时不仅产生伸长,而且随之产生横向变星材料受理后,单位长度的伸长称为应变。用字母ε表示。

ε= (L-L0)/L0 =ΔL/ L0

2剪切变形

前面已经讲过,如在一个杆件上作用着大小相等、方向相反,而且垂直杆件轴的彼此非常靠近的两个力Q,即剪力,则会在杆件上产生剪切变形。如铆钉受剪切力时,取受剪切变形的中间层部分投影放大,如下图所示。

3扭转变形

在一圆柱表面上等间距地画上纵线与圆周线,形成一些列大小相同的矩形格,如

图所示。

然后在圆柱的两端垂直于轴线

的平面内,对圆柱施加一对方向相反的力矩

M。根据试验圆柱受到扭转时产生下列情况:

(1)所有原平行于圆柱轴线的纵线都转动了一角度γ。而在圆柱外表面画的矩形格变成了平行四边形。

(2)各圆周线的形状不变,而是相邻的两个横截面相对转动了一个角度Δγ。

(3)相邻的横截面的距离及原来直径形状在扭转变形后未改变。

所以轴的扭转实际上产生了剪切变形。

4弯挠变形

各种梁受力都会弯曲,如图所示。弯曲后的变化如下:

(1)弯曲后一边被压缩

而缩短,另一边被拉伸。

(2)垂直于轴线的两直线ab、cd仍将保持直线,说明横截面未改变。

(三)材料拉伸时的力学性能

材料的力学性能可由试验得出,随着对试件加载荷P的增加,试件逐渐被拉长,试验段的伸长量用ΔL表示,试验一直进行到试件拉断为止。绘出载荷P与伸长量ΔL之间的关系曲线,即试件被拉伸时的P——ΔL拉伸图,但拉伸图曲线不仅与试件的材料有关,而且与试件的截面尺寸,长度有关系。试件截面积越大,将其拉断所需的拉力也越大,试件越长,伸长ΔL也越大,所以,用试件拉伸曲线不能客观的反应材料的拉伸性能。为了消除试件截面尺寸的影响,采用单位面积上的应力σ表示材料受力程度;以单位长度的变形即应变ε来度量材料的变形程度。这样可以与各种不同的材料作比较。

σ= P/ S

ε=ΔL/L

式中:P——载荷;

S——试件截面积;

ΔL——加载后材料的伸长量;

L——试件试验段长度。

这样,利用材料在试验中

得出的应力与应变的关系绘出的曲线来表

示其力学性能,这样的曲线就是应力图。

右面是一般金属材料

的应力——应变曲线图。加以分析,以便了

解材料的性能。

1.正比阶段

从应力图上应力——应变曲线可知OA段是一条直线,说明材料受力时应力与应变成正比关系。正比阶段最大应力点A叫做材料的比例极限,用σp表示。直线OA的斜率 tanα=σ/ε

所以σ=E×ε

这个关系式称为胡克定律:材料受载荷时,在比例极限内应力与应变成正比关系。式中的E称为弹性模量或者弹性系数。

从式子中可以看出,变形ΔL与载荷P和物体的长度L成正比,与截面积S和弹性模量E成反比。

2.弹性极限σ e

弹性极限是使材料只产生弹性变形的最大应力值,用σe表示。材料达到弹性极限之前遵守胡克定律。

3.屈服点

在载荷超过弹性极限后,到达C点后应力几乎不变,试件的变形却急剧增大,这种现象称为屈服。应力与应变不再保持正比关系。是材料发生显著伸长时的应力称为屈服点。

(四)容许应力与安全系数

1.容许应力

材料在使用时所容许承受的最大应力,也就是在构件强度和耐久性得到保证下的最大应力,用[σ]表示。

2.安全系数

为了结构的安全,容许应力应比弹性极限或屈服点小,其比值用安全系数f表示。

f=σs / [σ]

安全系数太小不安全,太大又浪费材料,特别是在航空器上。一般视具体情况而定。f在交变载荷和冲击载荷下比静载荷时要大。一般机件为1.5-2,受冲击部分为3。

第四节应力分析

(一)拉伸杆件应力计算:

如图所示,计算其斜向吊缆及

撑杆AO的应力。

首先求出缆绳及撑杆受到的内

力,利用平衡方程,设缆绳张力为T,

其截面积为10mm-2 ;撑杆的截面积为

30mm-2 ;其在O点的反力为V(垂直)

及水平分力为H,利用平衡方程列下

式:

ΣY0 =Tsin45o + V -200-500 = 0 ①

ΣX0 =H –Tcos45o =0 ②

ΣM0=- 500×2 –200 ×1+ T sin45o×2=0 ③从③式解得:T =848.5 牛

代入②式得: H - Tcos45o = 0

H =T cos45o =848.5×√2/2=600 牛

由此得:缆绳应力σ=T /10= 84.85牛/ 毫米2

撑杆应力σ=H/30=600/30=20 牛/ 毫米 2

从机械设计手册或材料手册中查相关表得知:35钢圆杆最大强度为500-650牛/毫米2,飞机钢索最大抗拉为1700牛毫米2,比较得出缆绳与撑杆能承受住所承载荷。

(二)圆筒容器计算

如图所示:设筒内压力为P牛/cm2 ,

壁厚为t,半径为r,桶长为L0 ,压力作用在

纵截面下半部分的外力为:

筒壁抵抗拉力的内力:

P=2r×L×p 外力与内力是平衡的,所以P=P’

由此得:2r×L×P=σ×2L×t

求得筒壁应力σ=pr/t

由上式可以看出,筒壁所承受的应力与桶内的压力及半径成正比,与壁厚成反比。

(三)球形容器的应力计算

如图所示:设球形容器内的压力为p牛/厘米 2 ,球半径为r、壁厚为t。现用一平面通过球心任意截取一半球来分析。球内压力作用在半球的合力:

P= 3.14r2·P

球壁受力后产生的内力:

P’=2·3.14rtσ

式中:σ——球壁承受的应力;

2·3.14·t——承受外力的截面积;

以上内力与外力处于平衡状态,即:

P=P’

所以: 2·3.14rtσ=3.14 r2·p

于是得:σ=pr/2t

结论:(1)比较圆筒形与球形容器的受力情况,由上式可以看出,如两种容器所受压力p,容器半径r,材料壁厚t相同,则σ=2σ.这就是说:在用相同材料制作的情况下,球形容器所能承受的压力比桶形容器大一倍,或者壁厚可以做的薄一些。(2)欲使容积增大,装油或气,多用桶形容器,因桶形容器延长筒长增加体积后,不影响应力σ,而球形容器要加大体积,必须增加半径r,半径增加,则其应力必增大。

(四)剪应力计算

现以双面铆板件为例,如下图:

设每半个连接部分的铆钉数为

n,则每个铆钉受力为p/n .图中所示为双

切铆接,因铆钉剪切同时发生在两块板的

面上,所以剪切面积等于铆钉面积的2倍。

每个铆钉的截面积F为:

F=3.14d2/4

式中:d——每个铆钉的截面积

所以铆钉上的剪应力为:τ=P/ (2nd2×3.14/4) =2P/3.14nd2

铆钉承受的挤压应力σ(由n个铆钉承担)为:

σ=P/ndδ

式中:d——每个铆钉的直径;

δ——中间板厚度。

t——两铆钉之间的距离

中间板承受的拉应力为:

σ=P/n(t-d) δ

第五节

(五)圆轴扭转的应力分析

我们常见的传动轴是圆截面,有实心或空心的。它们受到扭转时,相邻横截面间会发生相对错动,即产生剪切变形。

现以圆轴为例,简单介绍扭转力是怎样产生的。假定轴是由一系列很薄的圆片组成的。如果给轴施加一个扭转的力矩后,这些圆片之间就会发生错动,从而产生剪切力,以抵抗外力对轴的扭转。可见,轴内部的扭转应力,其实质就是剪切力。

那么轴内部剪切力的分布情况怎么样?从上面的例子可以想象,当轴扭转后,,越靠近轴的表面,组成轴的每一个圆片之间的滑动程度越大(即剪切应变越大)。而剪切应力和剪切应变是成正比的。也即:圆轴截面的扭转剪切应力τ大小沿半径的大小而变化,离轴

心越越远,剪切力越大。圆心处剪切力为0。

正是因为这个原因,轴类零件一般都是空心的薄壁圆管。薄壁空心轴(厚度≤0.1轴半径)的最大剪切应力和和扭转力矩之间成如下关系:

τ=T/2×3.14×R2 t

式中:τ——轴表层的剪应力(即最大剪应力);

T——轴受到的扭转力矩;

R——轴半径;

t ——薄壁空心轴厚度。

从上式可以看出,如果空心轴半径R越

大,轴能承受的扭矩越大。在设计轴时,根据此式计

算剪应力,应该小于所用材料的允许剪应力。现代飞

机和模型飞机的机翼前缘采用 D型盒结构的原因就

是这种结构可以提高抗扭的刚度,重量又轻。

(六)梁的弯曲

工程上承受弯曲的构件叫做梁。根据受力情况的不同,梁分为以下三类。普通梁:梁的两端各有一个铰接支点。如房梁。悬臂梁:梁的一端固定,另一端为自由端。飞机的机翼就是悬臂梁。外伸梁:在梁的一端及梁的两端中间任意处另有一铰接支点,如装有斜撑的机翼。

1.梁的剪力和弯曲力矩。

为了了解梁受力后各截面所产生的内力情况,就必须先求出各截面所受的外力(剪力及弯曲力矩)。现举例说明:

例一:如图所示,为以普通梁上在距

离两端等距离d处作用两个相等的载荷P。

根据平衡方程:∑Y=0 (设AB

为X轴,A为原点)R A + R B=2P。(R A和 R B 为

两端的反作用力),因载荷在梁上为对称,R A和

R B也对称,所以:R A=R B=P0 。

现求距A点X距离的任意截面I-I 处的剪力和弯曲力矩。截面I-I处的剪力Q=R A- P ,所以:Q=R A- P=P- P=0 。 I-I 截面的弯曲力矩M为:

M=R A·X- P(X-d)=PX- PX+ Pd=Pd

例二:见右图,为一悬臂梁,作用着均匀向上的分布载荷,设梁长度为L,每单位长度的分布载荷为q,求原点O到A端任意面处的剪力与弯曲力矩。

根据平衡方程:∑Y=0

所以固定端的反作用力:R=q×L

现求距O点X处的剪力及弯曲力矩。

X处的剪力: Q=-q(L-X)

当X=0 时,Q max=-qL 。

X处的弯曲力矩:M x=

q(L-X) ·(L-X)/2 =q/2(L-X) 2

当X=0 时,M max=qL2 /2

从以上两例可以得知:

(1)剪力:作用在某一边梁上的所有外力的代数和为这个截面上的剪力。

(2)弯曲力矩:作用在断面一边的所有各外力对该截面的力矩代数和为该截面的弯矩。

2.剪力图与弯曲力矩图

因梁的横截面上的正应力与剪力分别于弯矩M和剪力Q的大小有关,为了找出最危险的截面(即最大应力的截面),所以必须知道在梁的全长度内M和Q的变化情况。为更明确起见,我们把M及Q值沿梁长度的变化用图解表示出来。这种图叫做剪力图和弯矩图。

右图是受到分布载荷的悬臂梁的剪力图和弯矩图:

3.以上部分我们学习了在外

力作用下,梁承受的剪力和弯矩的分布规律。

那么,对于一个梁而言,它在受到剪力和弯矩

的时候会产生怎样的内力?内力在梁内部的

分布情况怎么样?梁能否承受外力施加的弯

矩和剪力?怎样用最少的材料制造强度最大

的梁?带着这些问题,我们继续学习——梁的

弯曲及弯曲时产生的应力。

梁受到P力后,载荷P与产

生的剪力Q形成弯曲力矩(在截面处)。因梁

原是平衡的,而弯曲力矩使梁上部拉伸,下部受到压缩,所以上边必产生拉应力与下边产生的压应力形成顺时针力偶矩来抵抗弯曲力矩达到平衡。

梁弯曲时截面受力由拉伸过渡到下边的压缩必有一中性层既不受拉伸也不受压缩。也就是说距中性层越远受到的拉应力或压应力越大,中性层由于没有变形所以没有正应力。这一规律也可以解释梁受到弯曲时总是上下表面首先损坏。也说明了为什么工字梁是一种既省材料又坚固的构件。因为大部分材料集中在拉应力和压应力最大的上下部分。

既然梁的上下表面受到的正应力最大,所以在设计梁的时候需要进行计算,以确保梁上下表面受到的正应力小于该材料的强度极限。

梁受到的弯矩M与在梁上下表面产生的正应力σ之间的关系:

σ=M/W X(式中W X为抗弯系数。只与梁横截面的几何形状有关,可以计算求出,也可由工程手册查到不同截面形状的W X值。)

不同截面形状的梁抗弯系数计算公式如下:

长方形:W x =bh2

式中:b——梁的宽度; h——梁的高度。

圆管:W x =3.14(D4 -d4)/32D

式中:D——圆管的外径;

d——圆管的内径;

三角形:W x=bh2/24

式中:h——三角形的高

b——三角形的底宽。

结论:①由前面分析得知,弯矩越大梁承受的应力越大,横截面上距中性层越远处承受的应力越大。所以梁要加大横截面上下层的面积,接近中性层的部分受力最小,故可去掉多余部分。如工字钢和口型钢。

②外力形成的弯矩系由正应力构成的内力矩来平衡。为此增加梁的高度等于增加了内力臂,也就可以承受更大的弯矩。如模型飞机的翼梁,在保证翼型的前提下尽可能加高梁的高

度,并在梁的上下部分贴上碳纤维。

4.剪应力

梁在弯曲时不但要承受正应力,梁横截面和梁的轴向还要受剪应力,越靠近中性层,剪应力越大(成抛物线型)。因此模型飞机机翼梁腹板主要用来承受剪应力。

(七)稳定性

细长的杆,管子,圆桶薄壳,飞机蒙皮等在承受压力时的损坏,不一定是由于应力达到了材料的强度极限,而是由于压力超过一定值后,不能保持它的形状,而出现了不稳定现象引起的。比如,外形光滑,完整的易拉罐,可以承受很大的轴向压力。然而,一旦易拉罐桶壁上出现凹痕,很小的压力就可以把它压瘪。因此,提高构件的稳定性极为重要。比如在制作模型飞机时,凡是薄板结构开孔,开槽处,必须加缘条或框架加固。在薄板四周加缘条,卷边的办法提高稳定性。

第五节模型飞机的外在载荷

模型飞机的结构强度是根据作用在模型飞机上的外在载荷而决定的。所以在本章我们研究在飞行过程中受到的外在载荷,为结构设计提供依据。

(一)平飞

飞机在水平飞行时除受重力外,还受到其他的力,以维持飞行。这些力是:飞机的重力G,升力L0,阻力D0,螺旋桨拉力P。并假设以上各力都通过飞机的重心,如图所

示。

为了使飞机能以等速水平

飞行,飞机所受到的力必须平衡,即作用

力的总和等于0。所以,P=D0,L0=G0 。如

果P不等于D0,虽然能维持平飞,但飞行

速度必然会有所改变。如果L0不等于G0 ,

则不能保持平飞,飞信个高度不是增加就是降低。任何一种情况都会使飞机进入曲线飞行。故平飞时L0 也必须与G相平衡。

从空气动力学得知:L0=1/2 CSρV2

式中:C——水平飞行时的升力系数;

S——机翼面积;

ρ——空气密度。

同一飞机在同样高度水平飞行时,G、S、ρ都不变,因而平飞所需速度的大小只与升力系数有关,即与迎角有关。因此,如果我们要增加平飞速度V,就必须减小迎角使升力系数减小,反之要使平飞速度减低,必须加大迎角,从而加大升力系数,使飞行速度降

低。

(二)曲线飞行

在垂直平面内作曲线运

动的飞机,设其飞行路线的曲率半径

为r,则它所受的力同样有:G、L、D、

P,如图所示:所不同的是他们并不平

衡,各力的总和并不等于0。

根据高中物理课“圆周运动”

中所学的知识,可以得到:L-Gcosθ=mV2/r,由于m=G/g。所以升力为:L=GV2/gr +Gcos θ。

式中: V——飞行速度;r——曲率半径;g——重力加速度

由上式可看出,在垂直平面内作曲线飞行时,飞机机翼产生的升力并不等于飞机重力,而且会远远大于重力。这就使得在设计飞机机翼结构时,必须进行详细计算,并保证强度。否则飞机在作特技动作时就会折断机翼,导致严重事故!

升力与飞机重力比值较过载,也称载荷因数,用n e表示。即:

n e=L/G

(三)转弯时的受力情况

水平飞行时,升力L=G, 但转弯中L≠G。这样转弯时,所有作用在飞机上的力在垂直方向的分力之总和应等于0。如图所示:

Lcosβ-G=0

L=G/cosβ

因为cosβ<1,所以L总是大于G 。

正确转弯中飞机的载荷因数大于1,即:

n e=L/G=G/ cosβ/G =1/

cosβ

结论:转弯越急,即转弯半径越

小,则倾斜角越大,n e越大。转弯时的载荷因数

n e最大约为 4-5。

第六节对机翼结构的基本要求

(一)结构要求

(1)要有足够的强度和刚性,在飞行范围内要能保持机翼的形状,以免影响空气动力性能;

(2)重量轻;

(3)机件连接方便;

(4)生存力强,可以在简易跑道起降。有一定抗摔能力。

(5)成本低,维护方便;

(二)机翼的平面形状

(1)长方形:这种机翼因外形简单,便于制作。长方形机翼的飞机横向稳定性和操纵性在各种迎角下都好,特别在临界迎角时,翼尖下洗角较大,使其有效迎角减小了,不易失速。

但有以下缺点:a。翼尖涡流大,诱导阻力大,翼梢如用圆角可改善启动性能。

b .由于升力展向分布性质,机翼要承受较大的弯曲力矩。C.材料不能合理利用(翼梢部分尺寸过大),质量较大。

(2)椭圆型机翼:从气动力的观点看,椭圆型最好,沿整个翼展迎角相同,诱导阻力最小。而且机翼承受弯矩情况较好,但在制作和构造上较复杂。

(3)梯形机翼:梯形比(翼根弦长/翼梢弦长)越大越有利,因同样展弦比的梯形机翼,梯形比越大,则弯矩越小,同时越近翼根翼弦越大,机翼厚度也越大,使机翼根

部的抗弯系数比较大,从而可提高机翼根部的强度。

(三)机翼的受力情况

机翼按照受力情况,可视作悬臂梁。其受到的载荷产生以下几种力,即剪力、弯曲力矩和扭矩。现分述如下:

(1)剪力

任何一段机翼上总有内在的剪力,大小等于该段机翼

上外力的总和。机翼上的剪力分布情况是:从翼尖到翼根

逐渐增大。最大剪力发生在翼根的截面上。机翼剪力图:

(2)弯曲力矩

如左图。在机翼的任一截面上除剪力外,还受到

弯曲力矩作用。其值等于该段机翼受力总和乘上力臂

(即机翼截面处到该段机翼所受合力的作用点之间

的距离)。最大弯曲力矩发生在翼根处。机翼弯矩图

如下所示。

小结:因此机翼大梁靠近翼根的地方需要较大强度,越靠近翼尖,机翼大梁受力越小,所需的强度也越小。

(3)扭力

在飞行中机翼受到弯曲力矩的作用,还要受到扭力。由于机翼上升力的作用点和机翼重力作用点并不重合,他们会形成一个力偶,对机翼产生扭曲的作用。如图所示:这个扭曲作用对机翼具有很大的危害,应该避免。具体措施是机翼前半部分采用全蒙板结构,使之形成具有良好抗扭曲作用的“D”型盒结构。

第七节机翼的结构形式

机翼在承受剪力,弯曲力矩和扭力时的作用像一根悬臂梁一样,其一端固定在机身上。因此它的构造应按照能传递剪力,弯曲力矩,扭力来计算,同时为了保证翼剖面形状不变形,机翼结构还必须具有足够刚性,以保持良好的气动外形。因剪切力引起的变形和内力较小(可用上下梁之间的腹板来解决),因此,考虑机翼结构强度时,主要考虑它的抗弯和抗扭能力。

整体结构机翼构造简单,有足够强度和一定刚度,但质量大。适合于聚苯乙烯(泡沫塑

料)吸塑成型加工。

构架式机翼由前缘、后缘、

梁、翼肋蒙皮构成。梁是机翼的

主要受力构件,承受弯矩和剪力。

1.梁

的截面形状:建议采用以下三种

形状:工、口、] 。腹板承受剪

切力,要注意木纹的方向。

2.梁

与翼肋的装配关系:要注意保持

机翼的气动外形,翼肋的槽开得

深、浅、宽、窄一定要与梁的尺

寸一样。否则安装后会产生安装

应力,使机翼变形。

3.梁的材料:松木、云杉、桐木、碳纤维增强树脂片,上梁受压,可用松木、云杉,下梁受拉可用桐木。为保证梁不翘曲变形,上下梁可从同一块木纹平直的木板上裁切,并对调方向后与腹板胶接。

4.前缘:受力较小,要保证翼型的前缘形状和前缘半径,可用桐木或轻木制作。

5.后缘:受力较小,要保证翼型尾部的形状。可用桐木或轻木制作。因后缘薄,易变形,要选用木纹平直的材料制作,并在最尾端拼接一根约3毫米宽的云杉或松木条。

6.翼肋:是机翼的横向骨架,其作用与纵向的翼梁及蒙皮结合成一整体。翼肋承受蒙皮上的气动载荷并传给翼梁,保持翼剖面的形状,保证机翼的气动性能,并参与与机翼整体结构的一般承力作用。翼肋用桐木片或轻木片制作。

7.蒙皮:基本功能是保持机翼的正确形状,承受气动载荷。飞机上最常用的蒙皮是热缩膜。也可用比较薄的化纤布料或塑料薄膜代替。

第八节机身结构

机身按受力情况,分为桁架结构和薄壳结构。

(1)桁架结构:由大梁、横支柱、竖支柱、机身截面框架、对角线加强条和蒙皮组成。早期的飞机机身都是这种结构。现在很多机身为矩形的模型飞机经常采用这种结构。桁架是全部受力的骨架,弯曲力矩由大梁承担,剪力由支柱承担。在受力较大的机身前部桁架上蒙上薄木片后强度会大大提高。

(2)薄壳结构:用木片或者玻璃钢等复合材料加工而成,用层板制成的隔框加固以保持机身外形,提高稳定性。机身全部符合由外壳承担。其优点有:材料布局在四周,使用合理,强度、刚性和抗扭性能好。能承受很大气动力。机舱容积大。缺点是:制造要使用模具,加压,加温固化,适合于大批量生产。业余爱好者制作较困难。另外,机身开孔后大大影响机身强度,处理较复杂。现代飞机和很多大型模型飞机的机身都采用薄壳结构。

由于课时的限制,机身的受力情况及应力分析不再详细讲授。

《飞机构造基础》课程教学大纲

《飞机构造基础》课程教学大纲 课程名称:飞机构造基础计划学时:48 计划学分:2.5 先修课程:工程力学、飞行技术基础课程性质:专业课 课程类型:必修课适用专业:飞机机电维修专业 编制单位:广州民航职业技术学院机务工程系编制时间:2001年11月 一、课程的性质和任务 本课程是飞机机电专业的一门重要专业课,其主要任务是使学生初步了解飞机的结构及飞机各系统的基本知识,为进行实际维护工作及故障诊断打下基础。本课程也是后续课程《飞机系统与附件》的基础课程 二、课程特色 本课程突出技能和能力培养,配合双证书制,使学生在校期间即可获得岗位资格证书。 本课程可利用现有737飞机附件,飞行操纵摸拟器及飞机电源系统示教板,采用现场教学方法使学生加深对飞机各系统的理解. 三、知识能力培养目标 (一)基本知识 飞机结构、载重与平衡、飞行操纵系统、液压系统、起落架系统、座舱环境控制系统、防冰排雨系统、飞机燃油系统、飞机防火系统、飞机电子系统等。 (二)应用能力 通过本课程的学习,使学生了解飞机组成、结构形式及受力特点,飞机载重与平衡的基本知识,掌握飞机飞行操纵系统、液压系统、起落架系统、座舱环境控制系统、飞机燃油系统的基本组成及工作原理;了解防冰排雨系统、飞机防火系统、飞机电子系统的基本知识。 (三)自学能力 培养学生具有对飞机构造及各系统的总的认识,为以后的飞机维护和排故工作打下基础。 四、课程内容和要求 见附表 五、考核方法和成绩评定 (一)考核方法 本课程的考核以平时作业、平时测验和期末笔试为主,平时占总成绩的40%,期34

末占总成绩的60%。 (二)成绩评定 1.基本知识,应知考核(书面、闭卷)成绩 2.上课的出勤率,学习态度 3.平时实践操作情况 六、教学参考书 ⑥《飞机构造基础》宋静波·王洪涛主编,广州民航职业技术学院出版 ⑥《航空电气》盛乐山主编 ⑥《民用航空器维修人员指南》(机体部分) 七、说明与建议 1.本大纲的总学时为48学时,学习本门课,应具有《飞行技术基础》、《工程力学》的基本知识。 2.本大纲由机务工程系宋静波老师编写。 附表: 35

无人机基础知识(飞行原理、系统组成、组装与调试)

近年来无人机的应用逐渐广泛,不少爱好者想集中学习无人机的知识,本文从最基本 的飞行原理、无人机系统组成、组装与调试等方面着手,集中讲述了无人机的基本知识。 第一章飞行原理 本章介绍一些基本物理观念,在此只能点到为止,如果你在学校已上过了 或没兴趣学,请跳过这一章直接往下看。 第一节速度与加速度 速度即物体移动的快慢及方向,我们常用的单位是每秒多少公尺﹝公尺/秒﹞0 加速度即速度的改变率,我们常用的单位是﹝公尺/秒/秒﹞,如果加速度 是负数,则代表减速。 第二节牛顿三大运动定律 第一定律:除非受到外来的作用力,否则物体的速度(v)会保持不变。 没有受力即所有外力合力为零,当飞机在天上保持等速直线飞行时,这时 飞机所受的合力为零,与一般人想象不同的是,当飞机降落保持相同下沉率下降,这时升力与重力的合力仍是零,升力并未减少,否则飞机会越掉越快。 第二定律:某质量为m的物体的动量(p = mv)变化率是正比于外加力 F 并且发生在力的方向上。 此即着名的F=ma 公式,当物体受一个外力后,即在外力的方向产生一个 加速度,飞机起飞滑行时引擎推力大于阻力,于是产生向前的加速度,速度越来越快阻力也越来越大,迟早引擎推力会等于阻力,于是加速度为零,速度不再增加,当然飞机此时早已飞在天空了。 第三定律:作用力与反作用力是数值相等且方向相反。 你踢门一脚,你的脚也会痛,因为门也对你施了一个相同大小的力 第三节力的平衡

作用于飞机的力要刚好平衡,如果不平衡就是合力不为零,依牛顿第二定律就会产生加速度,为了分析方便我们把力分为X、Y、Z三个轴力的平衡及绕X、Y、Z三个轴弯矩的平衡。 轴力不平衡则会在合力的方向产生加速度,飞行中的飞机受的力可分为升力、重力、阻力、推力﹝如图1-1﹞,升力由机翼提供,推力由引擎提供,重力由地心引力产生,阻力由空气产生,我们可以把力分解为两个方向的力,称x 及y 方向﹝当然还有一个z方向,但对飞机不是很重要,除非是在转弯中﹞,飞机等速直线飞行时x方向阻力与推力大小相同方向相反,故x方向合力为零,飞机速度不变,y方向升力与重力大小相同方向相反,故y方向合力亦为零,飞机不升降,所以会保持等速直线飞 行。 弯矩不平衡则会产生旋转加速度,在飞机来说,X轴弯矩不平衡飞机会滚转,Y轴弯矩不平衡飞机会偏航、Z轴弯矩不平衡飞机会俯仰﹝如图1-2﹞。

各种飞机发动机原理

一、活塞式发动机 航空活塞式发动机是利用汽油与空气混合,在密闭的容器(气缸)内燃烧,膨胀作功的机械。活塞式发动机必须带动螺旋桨,由螺旋桨产生推(拉)力。所以,作为飞机的动力装置时,发动机与螺旋桨是不能分割的。主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。气缸是混合气(汽油和空气)进行燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。气缸头上装有点燃混合气的电火花塞(俗称电嘴),以及进、排气门。发动机工作时气缸温度很高,所以气缸外壁上有许多散热片,用以扩大散热面积。气缸在发动机壳体(机匣)上的排列形式多为星形或V形。常见的星形发动机有5个、7个、9 个、14个、18个或24个气缸不等。在单缸容积相同的情况下,气缸数目越多发动机功率越大。活塞承受燃气压力在气缸内作往复运动,并通过连杆将这种运动转变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活塞和曲轴。曲轴是发动机输出功率的部件。曲轴转动时,通过减速器带动螺旋桨转动而产生拉力。除此而外,曲轴还要带动一些附件(如各种油泵、发电机等)。气门机构用来控制进气门、排气门定时打开和关闭。 二、涡轮喷气发动机 在第二次世界大战以前,所有的飞机都采用活塞式发动机作为飞机的动力,这种发动机本身并不能产生向前的动力,而是需要驱动一副螺旋桨,使螺旋桨在空气中旋转,以此推动飞机前进。这种活塞式发动机+螺旋桨的组合一直是飞机固定的推进模式,很少有人提出过质疑。到了三十年代末,尤其是在二战中,由于战争的需要,飞机的性能得到了迅猛的发展,飞行速度达到700-800公里每小时,高度达到了10000米以上,但人们突然发现,螺旋桨飞机似乎达到了极限,尽管工程师们将发动机的功率越提越高,从1000千瓦,到2000千瓦甚至3000千瓦,但飞机的速度仍没有明显的提高,发动机明显感到“有劲使不上”。问题就出在螺旋桨上,当飞机的速度达到800公里每小时,由于螺旋桨始终在高速旋转,桨尖部分实际上已接近了音速,这种跨音速流场的直接后果就是螺旋桨的效率急剧下降,推力下降,同时,由于螺旋桨的迎风面积较大,带来的阻力也较大,而且,随着飞行高度的上升,大气变稀薄,活塞式发动机的功率也会急剧下降。这几个因素合在一起,决定了活塞式发动机+螺旋桨的推进模式已经走到了尽头,要想进一步提高飞行性能,必须采用全新的推进模式,喷气发动机应运而生。 喷气推进的原理大家并不陌生,根据牛顿第三定律,作用在物体上的力都有大小相等方向相反的反作用力。喷气发动机在工作时,从前端吸入大量的空气,燃烧后高速喷出,在此过程中,发动机向气体施加力,使之向后加速,气体也给发动机一个反作用力,推动飞机前进。事实上,这一原理很早就被应用于实践中,我们玩过的爆竹,就是依*尾部喷出火药气体的反作用力飞上天空的。早在1913年,法国工程师雷恩.洛兰就获得了一项喷气发动机的专利,但这是一种冲压式喷气发动机,在当时的低速下根本无法工作,而且也缺乏所需的高温耐热材料。1930年,弗兰克.惠特尔取得了他使用燃气涡轮发动机的第一个专利,但直到11年后,他的发动机在完成其首次飞行,惠特尔的这种发动机形成了现代涡轮喷气发动机的基础。现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成,战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种,就必须遵循热机的做功原则:在高压下输入能量,低压下释放能量。因此,从产生输出能量的原理上讲,喷气式发动机和活塞式发动机是相同的,都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段,不同的是,在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的,但在喷气发动机中则是

飞机原理与构造简答题答案

1、以双梁式直机翼为例,说明气动载荷是如何传递的。(18分) (1)蒙皮把气动载荷分别传给长桁和翼肋:蒙皮受气动吸力时,桁条和翼肋通过铆钉受拉对蒙皮提供支反力;蒙皮受气动压力时,蒙皮直接压在桁条和翼肋上,根据作用力与反作用力的原理,蒙皮把外载传递给了翼肋和长桁。 (2)长桁把自身承受的初始气动载荷传给翼肋 桁条与翼肋直接用角片(或间接通过蒙皮)相连,此时载荷方向垂直于长桁轴线,翼肋向长桁提供支持。此时,桁条可以看成支持在翼肋上的多点连续梁,长桁把气动载荷传递给了翼肋。至此,作用在蒙皮上的气动载荷直接或由长桁间接地全部传给了翼肋。 (3)翼肋把气动载荷转换成了垂直载荷和力矩,并相应的传到了梁腹板和组成封闭翼盒的各元件上 (4)翼梁将剪流往根部传递 由于梁腹板的抗弯能力比梁的缘条小的多,可略去其承弯能力,因而腹板以平板受剪的形式平衡,并将剪流往根部传递。最后在根部有机翼—机身对接接头提供垂直方向的支反力来平衡。 (5)蒙皮、腹板承受扭矩。机翼的第三个总体内力扭矩以蒙皮和腹板受剪的形式,向根部传递,总扭矩到机翼根部应通过加强肋将一圈剪流转换成适合于机翼—机身对接接头承受的一对集中力,再通过接头传给机身。 2、说明双梁式直机翼的普通翼肋的作用。(10分) (1)用以承受蒙皮传来的局部气动载荷 (2)把局部气动载荷转换成适合于主受力盒段各组成元件受力特性的载荷形式 (3)然后把它们传到这些主要元件上,向机翼根部传递,并进而通过对接接头传给机身 3、比较分析机翼各典型受力型式的结构受力特点。(20分) (1)梁式机翼:翼梁是主要受力构件,梁式机翼便于开口而不致破坏原来的主要传力路线;机翼、机身通过几个集中接头连接,所以连接简单、方便;主要依靠翼梁承受弯矩(2)单块式机翼:上、下壁板为主要受力构件。这种机翼比梁式机翼的刚度特性好。同时,由于结构分散受力,能更好的利用剖面高度,在某些情况下材料利用率较高,重量可能较轻,缺点是不便于大开口。 (3)多腹板式机翼:主要由上、下蒙皮承受弯矩,与梁式、单块式机翼相比,材料分散性更大。一般来说,多腹板式机翼的刚度大,材料利用率也更好些,然而也存在类似单块式机翼的缺点 4、以桁条式机身后段上的一个垂直集中力Pz为例,分析说明载荷是如何传给机身结构,又是如何在机身结构中传递的?(10分) 桁条式机身的一个加强隔框和水平尾翼的接头相连接,该加强隔框受到由接头传来的P z力,该框受到P z力后,要有向上移动的趋势,对此桁条起不了直接的限制作用,而由蒙皮通过沿框缘的连接铆钉给隔框以支反剪流q。q的分布与机身的受力型式,更明确地说,是和该框平面处机身壳体上受正应力面积的分布有关。对桁条式机身,假设只有桁条承受正应力,而蒙皮只受剪切时,剪流沿周缘按阶梯形分布。若蒙皮也受正应力,则在两桁条间的剪流值将不是等值,而成曲线分布。又因为蒙皮与桁条连接,蒙皮因剪流q受剪时将由桁条提供轴向支反剪流平衡,也即蒙皮上的剪流q将在桁条上产生拉、压的轴向力。 作用在框平面内的集中力:(1)由加强框承受该集中载荷(2)加强框将集中力扩散,以剪流的形式传给蒙皮。(3)剪流在蒙皮中向机身中段传递时,其剪切内力通过蒙皮连续向前传递;而弯曲内力则通过桁条的轴向拉、压力向前传递。 5、阐述飞机起落架减震机构中油气式减震器工作原理。(12分)

飞机各个系统的组成及原理

一、外部机身机翼结构系统 二、液压系统 三、起落架系统 四、飞机飞行操纵系统 五、座舱环境控制系统 六、飞机燃油系统 七、飞机防火系统 一、外部机身机翼结构系统 1、外部机身机翼结构系统组成:机身机翼尾翼 2、它们各自的特点和工作原理 1)机身 机身主要用来装载人员、货物、燃油、武器和机载设备,并通过它将机翼、尾翼、起落架等部件连成一个整体。在轻型飞机和歼击机、强击机上,还常将发动机装在机身内。 2)机翼 机翼是飞机上用来产生升力的主要部件,一般分为左右两个面。 机翼通常有平直翼、后掠翼、三角翼等。机翼前后缘都保持基本平直的称平直翼,机翼前缘和后缘都向后掠称后掠翼,机翼平面形状成三角形的称三角翼,前一种适用于低速飞机,后两种适用于高速飞机。近来先进飞机还采用了边条机翼、前掠机翼等平面形状。

左右机翼后缘各设一个副翼,飞行员利用副翼进行滚转操纵。 即飞行员向左压杆时,左机翼上的副翼向上偏转,左机翼升力下降;右机翼上的副翼下偏,右机翼升力增加,在两个机翼升力差作用下飞机向左滚转。为了降低起飞离地速度和着陆接地速度,缩短起飞和着陆滑跑距离,左右机翼后缘还装有襟翼。襟翼平时处于收上位置,起飞着陆时放下。 3)尾翼 尾翼分垂直尾翼和水平尾翼两部分。 1.垂直尾翼 垂直尾翼垂直安装在机身尾部,主要功能为保持飞机的方向平衡和操纵。 通常垂直尾翼后缘设有方向舵。飞行员利用方向舵进行方向操纵。当飞行员右蹬舵时,方向舵右偏,相对气流吹在垂尾上,使垂尾产生一个向左的侧力,此侧力相对于飞机重心产生一个使飞机机头右偏的力矩,从而使机头右偏。同样,蹬左舵时,方向舵左偏,机头左偏。某些高速飞机,没有独立的方向舵,整个垂尾跟着脚蹬操纵而偏转,称为全动垂尾。 2.水平尾翼 水平尾翼水平安装在机身尾部,主要功能为保持俯仰平衡和俯仰操纵。低速飞机水平尾翼前段为水平安定面,是不可操纵的,其后缘设有升降舵,飞行员利用升降舵进行俯仰操纵。即飞行员拉杆时,升降舵上偏,相对气流吹向水平尾翼时,水平尾翼产生

模型飞机原理讲义

航空模型基础知识 (一)什么叫航空模型?航空模型各基本组成部分的名称是什么? 航空模型是各种航空器模型的总称,包括模型飞机和其他模型飞行器。一般来说,航空模型具有以下几个特征:有一定的尺寸限制;带有或不带有发动机;重于空气;不能载人。航空模型我们简称其为空模,其各部分名称如下图。 (二)各部分定义 机翼的各部分定义如下(图1-1-2、图1-1-3): 前缘:机翼的前边缘;后缘:机翼的后边缘; 翼弦:翼型前缘与后缘的连线,翼弦长就是机翼的宽度; 翼展:机翼的展开,即机翼左右翼尖之间的距离; 翼型:机翼的剖面; 上反角:机翼摆正时翼前缘与水平线的夹角; 展弦比:翼展与翼弦的比值。 图1-1-2 图1-1-3 (三)飞机为什么能飞起来 飞行中的飞机受力可分为:重力—由地心引力产生;升力—由机翼提供(具体会在下文阐述);拉力(或推力)—由引擎提供;阻力—由空气产生(图1-1-4)。

飞机在起飞过程中(图1-1-5的①),引擎的拉力大于阻力,于是产生向前的加速度,同时机翼产生升力。此时,飞机的速度可以理解成为水平速度与垂直速度的合速度,速度越大,阻力也越大。等到拉力等于阻力的时候,加速度为零,速度不再增加,此时飞机也已经翱翔在蓝天之上了(图1-1-5的②)。(四)机翼是如何产生升力的 机翼的升力可以用“伯努利效应”来解释,(伯努利效应:在水流或气流里,如果速度慢,压力就大,如果速度快,压力就小。例如在日常生活中,我们会发现在两张白纸中吹气,白纸非但没有远离,相反却靠拢了为什么?我们可以用伯努利效应来解释这一现象了:两张纸中间的空气流动较快,压强较小;两张纸外侧的空气流动较慢,压强较大。纸张的外侧压强比内侧压;强大,所以就出现了靠拢的现象。)机翼的升力是由翼型的特殊形状和机翼的迎角这两个原因产生的。翼型是决定机翼性能的重要因素。常见的翼型有以下几种(图 1-1-8):

航模基础知识及模型教练飞机结构详细讲解

一、什么叫航空模型 在国际航联制定的竞赛规则里明确规定“航空模型是一种重于空气的,有尺寸限制的,带有或不带有发动机的,不能载人的航空器,就叫航空模型。 其技术要求是: 最大飞行重量同燃料在内为五千克; 最大升力面积一百五十平方分米; 最大的翼载荷100克/平方分米; 活塞式发动机最大工作容积10亳升。 1、什么叫飞机模型 一般认为不能飞行的,以某种飞机的实际尺寸按一定比例制作的模型叫飞机模型。 2、什么叫模型飞机 一般称能在空中飞行的模型为模型飞机,叫航空模型。 二、模型飞机的组成 模型飞机一般与载人的飞机一样,主要由机翼、尾翼、机身、起落架和发动机五部分组成。 1、机翼———是模型飞机在飞行时产生升力的装置,并能保持模型飞机飞行时的横侧安定。 2、尾翼———包括水平尾翼和垂直尾翼两部分。水平尾翼可保持模型飞机飞行时的俯仰安定,垂直尾翼保持模型飞机飞行时的方向安定。水平尾翼上的升降舵能控制模型飞机的升降,垂直尾翼上的方向舵可控制模型飞机的飞行方向。 3、机身———将模型的各部分联结成一个整体的主干部分叫机身。同时机身内可以装载必要的控制机件,设备和燃料等。 4、起落架———供模型飞机起飞、着陆和停放的装置。前部一个起落架,后面两面三个起落架叫前三点式;前部两面三个起落架,后面一个起落架叫后三点式。 5、发动机———它是模型飞机产生飞行动力的装置。模型飞机常用的动装置有:橡筋束、活塞式发动机、喷气式发动机、电动机。 三、航空模型技术常用术语 1、翼展——机翼(尾翼)左右翼尖间的直线距离。(穿过机身部分也计算在内)。

2、机身全长——模型飞机最前端到最末端的直线距离。 3、重心——模型飞机各部分重力的合力作用点称为重心。 4、尾心臂——由重心到水平尾翼前缘四分之一弦长处的距离。 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——前后缘之间的连线。 9、展弦比——翼展与平均翼弦长度的比值。展弦比大说明机翼狭长。 练习飞行的要素与原则分析 玩模型飞机和玩模型大脚车完全是两种不同的运动,模友们千万别想当然,买来了就上天,否则就只能看着飞机的残骸落泪了。在开展模型飞机运动前,最需要有一套合理、简单的教程来指导你学会为什么这么飞和怎么样飞,让你更快更安全的把爱机送上蓝天。 开篇还是先把基础飞行练习的要素与原则强调一下,这与你能否成功的掌握飞行技能有直接的关系。 第一:飞行练习的要素 掌握飞行技巧,需要以掌握最基本的要素为基础,不断的练习,最终实现自己对飞机启动、助跑、起飞、航线和降落等环节的控制,达到这种境界,模型界称之为“单飞”。 单飞的要素有以下几点: 1、一架精心调整的遥控上单翼教练机(飞机的调整我们在专门的板块里详细说明) 2、理解各种操纵对飞机控制的作用 3、飞机起飞 4、学会直线飞行与航线控制 5、学会转弯飞行与转弯控制 6、地面参照物对航线的辅助

模型飞机的放飞方法

模型飞机的放飞方法 【阅读】 一架调整好的模型飞机,只有同时以正确的姿势放飞,才能真正飞出好的成绩,所以掌握正确的放飞方法很重要。 1、放飞时站立的姿势:两脚左右并列,微微分开,双膝略弯,身体向右转过一些。 2、手执模型的部位方法:用左手拇指和食指捏住螺旋桨桨尖,右手拇指和食指、中指一起捏住翼台下面机身重心部位,手腕、手臂自然放松。 3、模型机头略略抬高,飞行动力越大,机头越高,同时模型飞机向右侧倾斜,模型高度比我们的肩膀略高一些。 4、左手松开,让螺旋桨转动,右手保持原来的倾斜角度,把模型沿机身方向轻轻向前送出,同时带动身体左转,右髋上提。 5、模型起飞时,要正对风向略偏左,这样有利于模型飞机的起飞爬升。 【实践】 按照我们学到的放飞模型方法,练习放飞出手模型,同时比较飞行效果。 橡筋动力模型飞机的调整(一) 【讨论】 前一课我们制作了一架橡筋动力模型飞机,是不是做好了的模型飞机就能飞好呢?一架模型飞机要飞得好,飞得高、时间长,还需要做些什么工作呢? 【实践】 怎样调整模型飞机呢? 1、检查模型各零部件安装是否正确、准确、精确,机翼两边上反角是否对称,水平尾翼是否平衡,垂直尾翼是否垂直等等。 2、检查模型飞机重心是否适中。方法是将模型飞机沿水平方向轻轻手掷滑翔,观察飞行姿态。 3、检查模型飞机滑翔方向。方法是把模型飞机轻轻向水平方向掷出,观察滑翔姿态。 A、右偏:说明方向偏右,如偏得过大的话,要将方向舵向左打,直到方向微微右偏为止,这样模型在飞行时可以右盘旋上升。 B、直线:说明模型方向很正,调试模型飞机右盘旋姿态的话,要将方向舵向右打一点。 C、左偏:说明模型方向偏左,需打右舵使模型飞机略偏右滑翔。 4、检查模型小动力时的爬升姿态:左手从下面捏住机身衷心处,用右手指把螺旋桨按顺时针方向转动绕紧橡筋(约100转),然后捏住螺旋桨换右手拿模型,放平模型轻轻地水平送出,观察模型飞行姿态。 A、右旋坠地:说明模型右旋力量较大,需将右边机翼后缘略向下扳一些,增加一点“好扭”,或者将方向舵向左打。 B、左旋坠地:检查水平尾翼是否平整,或者把方向舵向右打。 C、拉翻:说明初期模型升力过大,需把方向舵向右大一些,使模型向右转弯。 D、正常爬升姿态。 【课外实践】 用以上方法初步调整你制作的模型飞机。

飞机结构与工艺及历史发展浅述

https://www.360docs.net/doc/aa8013684.html, 飞机结构与工艺及历史发展浅述 机翼 1.机翼的基本结构元件及受力机翼的基本结构元件是由纵向骨架、横向骨架以及蒙皮和接头等组成,现将各个结构元件的作用及受力分述如下: 1.纵向骨架——沿翼展方向安置的构件,包括梁、纵樯和桁条。 (1)梁——最强有力的纵向构件。它承受着全部或大部分的弯矩和剪力。梁的椽条承受由弯矩而产生的正应力;腹板承受剪力。梁的数量一般为一根或两根,也有两根以上的。机翼结构只有一根梁者称为单梁机翼;有两根者称为双梁机翼;两根以上者称为多梁机翼;没有翼梁称为单块式机翼。 翼梁的位置:在双翼及有支撑的机翼上,根据统计,前梁在12~18%翼弦处;后梁在55~70%翼弦处。在悬臂式单翼机上,单梁机翼的梁位于25~40%翼弦处。双梁机翼的前梁在20~30%翼弦处;后梁在50~70%翼弦处。 (2)纵樯——承受由弯矩和扭转而产生的剪力。与梁的区别是椽条较弱,椽条不与机身相连。其长度与翼展相等或仅为翼展的一部分。纵樯通常放置在机翼的前缘或后缘,与机翼上下蒙皮相连,形成一封闭的盒段以承受扭矩。 (3)桁条——承受局部空气力载荷;支持和加强蒙皮;并将翼肋互相连系起来。而且还可以承受由弯曲而产生的正应力。有的机翼为了更加强蒙皮,桁条需要很密,因而导致使用波纹板来代替桁条,或者把桁条与蒙皮作成一体,形成整体壁钣。 2.横向骨架——沿翼弦方向安置的构件。主要包括普通翼肋和加强翼

肋。 (1)普通翼肋——将纵向骨架和蒙皮连成一个整体;把由蒙皮传来的空气动力载荷传给翼梁;并保证翼剖面之形状。参与一部分机翼结构的受力。 (2)加强翼肋——除了起普通翼肋作用外,还承受集中载荷。 3.蒙皮——它固定在横向和纵向骨架上而形成光滑的表面。 布质蒙皮主要是承受局部空气动力载荷,并把它传给骨架。硬质蒙皮除了上述作用外,还参与结构整体受力。视具体结构的不同,蒙皮可能承受剪应力,也可能还承受正应力。 4.接头——把载荷从一个构件传到另一个构件上去的构件。如机翼与机身的连接、副翼与机翼连接等,均需用接头。机翼接头的形式很多,常见的有耳片式接头,套管式接头、对孔式接头,垫板式和角条式接头等多种。机翼构造的发展在机翼构造的发展过程中,最主要的变化就是维形件和受力件的逐渐合并。 在飞机发展的初期,为了减小重量,完全根据受力件和维形件分开,并且分段地承受载荷的原理来安排机翼的构造。这种构造形式的受力骨架是一个由翼梁、张线及横支柱(或翼肋)所组成的空间桁架系统。它承受所有的弯矩、扭矩和剪力。机翼的表面和机翼的形状是用亚麻的蒙皮和翼肋形成的。所以这种机翼可以叫作构架式机翼。 随着飞机速度的增大,翼载荷的增大,出现了蒙皮承受剪力和部分正应力的梁式机翼。这种机翼构造型式的特点是有强有力的梁,以及光滑的硬质蒙皮,这种机翼的蒙皮是金属铆接结构,为现在飞机所广泛采用。它的翼梁腹板承受剪力,蒙皮和腹板组成的盒段承受扭矩,蒙皮也参与翼梁椽条的承受弯矩的作用。但是梁式机翼的蒙皮较薄,桁条也较少,有的机翼的桁条还是分段断开的,有的甚至没有桁条。因此梁式机翼蒙皮承受由弯矩引起的拉压作用不大。 飞机场速度进一步增大,为保持机翼有足够的局部刚度和抗扭刚度,需要加厚蒙皮和增多桁条。这样,由厚蒙皮和桁条组成的壁钣已经能够承担大部分弯矩,因而梁的椽条可以减弱,直至变为纵樯,于是就发展成为

直升飞机构造及飞行原理

直升飞机构造及飞行原理构造简图

直升机的前飞 直升机的前飞,特别是平飞,是其最基本的一种飞行状态。直升机作为一种运输工具,主要依靠前飞来完成其作业任务。为了更好地了解有关直升机前飞时的飞行特点,从无侧滑的等速直线平飞人手,有关上升率Vy不为零的前飞(上升和下降)留在下一节介绍。直升机的水平直线飞行简称平飞。平飞是直升机使用最多的飞行状态,旋翼的许多特点在乎飞时表现得更为明显。直升机平飞的许多性能决定于旋翼的空气动力特性,因此需要首先说明这种飞行状态下直升机的力和旋翼的需用功率。 平飞时力的平衡 相对于速度轴系平飞时,作用在直升机上的力主要有旋空拉力T,全机重力G,机体的废阻力X身及尾桨推力T尾。前飞时速度轴系选取的原则是:X铀指向飞行速度V方向;Y轴垂直于X轴向上为正,2轴按右手法则确定。保持直升机等速直线平飞的力的平衡条件为(参见图2.1—43) 。 平飞时力的平衡 X轴:T2=X身 Y轴:T1=G

Z轴:T3约等于T尾 其中Tl,T2,T3分别为旋翼拉力在X,Y,Z三个方向的分量。对于单旋翼带尾桨直升机,由于尾桨轴线通常不在旋翼的旋转平面内,为保持侧向力矩平衡,直升机稍带坡度角r,故尾桨推力与水平面之间的夹角为y,T尾与T3方向不完全一致,因为y角很小,即cosr约等于1,故Z向力采用近似等号。 平飞需用功率及其随速度的变化 平飞时,飞行速度垂直分量Vv=0,旋翼在重力方向和Z方向均无位移,在这两个方向的分力不做功,此时旋翼的需用功率由三部分组成:型阻功率——P型;诱导功率——P 诱;废阻功率——P废。其中第三项是旋翼拉力克服机身阻力所消耗的功率。 从上图可以看出,旋翼拉力的第二分力T2可平衡机身阻力X身。对旋翼而言,其分力T2在X轴方向以速度V作位移。显然旋翼必须做功,P =T2V或P废=X身V,而机身废阻X身在机身相对水平面姿态变化不大的情况下,其值近似与V的平方成正比,这样废阻功 平飞需用功率随速度的变化 率P废就可以近似认为与平飞速度的三次方成正比,如上图中的点划线③所示。 平飞时,诱导功率为P诱=TV,其中T为旋翼拉力,vl为诱导速度。当飞行重量不变时,近似认为旋翼拉力不变,诱导速度271随平飞速度V的增大而减小,因此平飞诱导功率P诱随平飞速度V的变化如上图中细实线②所示。 平飞型阻功率尸型则与桨叶平均迎角有关。随平飞速度的增加其平均迎角变化不大。所以P型随乎飞速度V的变化不大,如图中虚线①所示。 图中的实线④为上述三项之和,即总的平飞需用功率P平需随平飞速度的变化而变化。它是一条马鞍形的曲线:小速度平飞时,废阻功率很小,但这时诱导功率很大,所以总的乎飞需用功率仍然很大。但比悬停时要小些。在一定速度范围内,随着平飞速度的增加,由于诱导功率急剧下降,而废阻功率的增量不大,因此总的平飞需用功率随乎飞速度的增加呈下降趋势,但这种下降趋势随V的增加逐渐减缓。速度继续增加则由于废阻功率随平飞速度增加急剧增加。平飞需用功率随V的增加在达到平飞需用功率的最低点后增加;总的平飞需用功率随V的变化则呈上升趋势,而且变得愈来愈明显。 直升机的后飞

模型飞机飞行原理

第一章空气动力学基本知识 空气动力学是一门专门研究物体与空气作相对运动时作用在物体上的力的一门科学。随着航空科学事业的发展,飞机的飞行速度、高度不断提高,空气动力学研究的问题越来越广泛了。航模爱好者在制作和放飞模型飞机的同时,必须学习一些空气动力学基本知识,弄清楚作用在模型飞机上的空气动力的来龙去脉。这将有助于设计、制作、放飞和调整模型飞机,并提高模型飞机的性能。 第一节什么是空气动力 当任何物体在空气中运动,或者物体不动,空气在物体外面流过时(例如风吹过建筑物),空气对物体都会有作用力。由于空气对物体作相对运动,在物体上产生的这种作用力,就称为空气动力。 空气动力作用在物体上时,不是只作用在物体上的一个点或一个部分,而是作用在物体的整个表面上。空气动力表现出来的形式有两种,一种是作用在物体表面上的空气压力,压力是垂直于物体表面上的。另一种虽然也作用在物体表面上,可是却与物体表面相切,称为空气与物体的摩擦力。物体在空气中运动时所受到的空气作用力就是这两种力的总和。 作用在物体上的空气压力也可以分两种,一种是比物体前面的空气压力大的压力,其作用方向是从外面指向物体表面(图1-1),这种压力称为正压力。另一种作用在物体表面的压力,比物体迎面而来的空气压力小,压力方向是从物体表面指向外面的,这种压力称为负压力,或吸力(图1-1)。空气对物体的摩擦力与物体对空气之间相对运动的方向相反。这些力量作用在物体上总是使物体向气流流动的方向走。如果是空气不动,物体在空气中运动,那么空气 摩擦力便是与物体运动的方向相反,阻止物体向 前运动。 很明显,空气动力中由于粘性产生的空气摩 擦力对模型飞机飞行是有害的。可是空气作用在 模型上的压力又怎样呢?总的看来,空气压力对模 型的飞行应该说是有利的。事实上模型飞机或真 飞机之所以能够克服本身的重量飞起来,就是因图1-1作用在机翼上的压强分布 为机翼上表面产生很强的负压力,下表面产生正压力,由于机翼上、下表面压力差,就使模型或真飞机飞起来。可是作用在物体上的压力也并不是完全有利的。一般物体前面的压力大,后面的压力小,由于物体前后压力差便会阻碍物体前进,产生很多困难。只有物体的形状适当才可以获得最大的上、下压力差和最小的前后压力差,也就是通常所说的最大的升力和最小的阻力。所以空气压力对于物体的运动有

橡筋动力模型飞机的制作与飞行(教学设计)

橡筋动力模型飞机制作 设计思路: 天驰橡筋动力飞机创意套材内含螺旋桨、尾钩、橡筋及其它一些制作模型飞机的材料,学生自行设计其余部分配件并组装成一架橡筋动力飞机,通过制作可让学生亲身体验,培养其动脑动手和发现问题,解决问题的能力。 活动目标: 1.了解橡筋动力模型飞机的基本结构。 2.制作橡筋动力模型飞机,激发学生对航空飞机的兴趣和热爱。 3.通过模型制作,培养学生动脑动手,发现问题,解决问题,学会合作的能力。活动重、难点:制作橡筋动力模型飞机。 活动准备:橡筋动力模型飞机套材、尺子、学生剪、砂纸 活动过程: 一、激趣导入,确定主题 1. 人类的航空航天梦。 2. 了解模型飞机的基本结构: 主翼尾翼机身 动力:电动、油动、橡筋动力等 3.橡筋动力飞机简介: “橡筋动力飞机”是靠储存在橡筋内的能量带动螺旋桨旋转产生拉力而使飞机上升的模型。橡筋动力用完后,模型滑翔下降。 二、橡筋动力飞机的制作 课件出示 1.整理套材零件 2.定型主翼 (1)按照主翼压痕轻轻折出机翼翼型; (2)将定型片粘贴到机翼上反角背面,用加强胶带加固; 3. 安装翼台 将翼台安装到机身上,大约6CM,注意翼台前后不能搞错,安装好后将双面胶贴到翼台上。

4. 安装机翼 (1)机翼粘帖到翼台上,前后缘不要搞错,粘帖两边机翼要对称; (2)用塑料片和小橡皮圈将机翼再次加固固定; 5. 安装尾翼 (1)安装尾钩和尾翼翼座; (2)粘贴垂直尾翼和水平尾翼,水平尾翼要和机身水平,垂直尾翼要和水平尾翼垂直; 6. 安装螺旋桨 7. 美化机身 8. 安装橡筋 三、展示交流 1.展示评价 检视模型:从模型头部直视,安装完好的模型应无扭曲,并且左右对称。2.制作过程中发现的问题 3.如何解决出现的问题 四、拓展延伸 1. 飞机飞行的动力学原理: 在飞机的飞行过程中,如何提升飞机的升力对于飞机的飞行是至关重要的。飞机的升力主要取决于飞机的翼型的设计。在设计翼型时,机翼的上表面有一个流线型的突起。当飞机的上下表面距离不同时,飞机在前进过程中受到的空气压力也就不同。上表面的空气流速快,飞机受到的压力小,小表面的空气流速慢,飞机受到的空气压力大。所以就会产生向上的升力。 2.飞行与调整

模型飞机受力情况和结构原理

第五章模型飞机受力情况和结构原理 前面我们学习了模型飞机的空气动力学原理,以及模型飞机的控制等方面的知识。但是,要制作一架模型飞机,仅凭这些,是远远不够的。飞机在飞行时要受到各种各样的外力,有些力还很大,有可能会对飞机结构造成破坏。因此,飞机结构必须要有一定强度。但是强度又不能太大,否则飞机又会太重,不利于飞行。这就要求模型飞机的结构设计必须在重量与强度之间找“最佳平衡点”。为此,需要研究飞机飞行时各部分的受力情况,并根据各部分受力的情况设计具有合适强度、刚度、稳定性、重量足够轻的构件。为此,我们必须从静力学、材料力学、结构力学的基本概念开始学习。 第一节力 载荷: 施加在结构上的力称为载荷。载荷可按以下三种情况来划分: 1 按加载时速度变化情况来划分 (1)静载荷——加载时速度变化比较小,即没有加速度,或者加速度极小。如模型飞机以稳定的姿态滑翔时作用在模型上的质量力和空气动力。 (2)动载荷——加载时的速度变化大,如用榔头敲击物体。 2 按载荷的分布范围来划分 (1)集中载荷——力作用在一个点上。比如飞机降落时由起落架传递给飞机结构的冲击力。 (2)分布载荷——以一定规律或形式分布在构件上的力。如飞机滑翔时分布在机翼上的空气动力。 3 按载荷的作用方式来划分 可分为力、力矩、力偶。 内力: 构件或物体承受载荷后产生变形,构件内部产生抵抗变形、平衡载荷的力称为内力。内力可分解为沿构件轴线方向的轴向力和于构件垂直的切向力。 应力: 单位面积上的内力称为应力。任何复杂的受力情况都是可以把应力分为垂直于承力平面的正应力和平行于承力平面的剪应力。应力是衡量物体受力程度的标准。 力对物体的作用不仅决定于它的强度,同时决定于它的方向,因此力向量,向量的图像表示是具有一定长度和一定方向的线段。 第二节力的合成 当几个力同时作用于某点所产生的效果与另一个单力对该点的作用效果相同,则此单力成为几个力的合力。合力的求法如下: 1作用在一点上的多个力 如果是两个力作用在一点,则可用平行四边形法则,三角函数进行计算求出。如果是两个以上力作用在一点,可把各个力分解在直角坐标系中两坐标轴上再合成。在物理课中已经学习过,不在赘述。 2作用在不同点上的若干个力的合力求法 我们可以用坐标法,将各力分别投影在X 与Y坐标轴上,(如下图)求出各力在X轴上的 代数和,及在Y轴上的代数和,最后将二正交 分力的代数和合成所求的合力。

固定翼的飞行教程及原理入门必看

固定翼的飞行教程及原理入门必看 本帖最后由贾恬夏于2009-8-9 10:50 编辑 飞行前要注意哪些 飞行前要注意 1、尽可能清理飞行场地。 2、充分注意周边环境: - 请勿在强风、雨天或夜晚飞行 - 请勿在通风不畅或建筑物内飞行 - 请勿在人多的地方飞行 - 请勿在学校、住宅或医院近旁飞行 -请勿在公路铁道或电线近旁飞行 -请勿在有可能因其他航模飞机引起的无线电波频率干扰的地方飞行 3 儿童遥控飞机一定要有成人在旁看护. 4、模型飞机不能用于超出使用范围的其它用途。 5、随时放置好螺丝刀,扳手及其它工具。在启动前,检视用于组装或维修飞机机的工具是否已经准备好。 6、检查飞机的每个部分。启动前,检查确保飞机无零件损坏并且工作正常。检视以确保所有活动零件位置正确, 所有螺丝及螺母已适当拧紧,并且没有损坏和装配不当的地方。检查确保电池已充满电。根据操作手册的说明 更换损坏和不能再用的零件。如果操作手册没有说明,请与经销商或与我们客户服务部联系。 7、备件请用正品。不要使用非原厂配置的零配件,否则可能有引发事故或伤害的危险。8、启动电机前检查各舵机是否工作正常。 启动前的检查 1、初学者有必要从有经验者那儿了解安全事项和操作说明。 2、检查确定没有松动或掉落的螺丝和螺母。 3、检查确定电动机座上螺丝没有松动。 4、检查确定桨叶没有损坏或磨损。 5。检查确定发射机、接收机、电池已充满电。 6、检查遥控器的有效控制距离。 7、检查确定所有的舵机动作滑顺。舵机动作有误和故障会导致失控, 8、在飞行中如有异常抖动,请立即降落查找原因。 19、不计后果地飞行会导致事故和伤害,请遵循所有规则,安全负责的享受飞行乐趣。 ------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- 航模飞机飞行原理 飞机从地面滑跑到离地升空,是由于升力不断增大,直到大于飞机重力的结果。而只有当飞机速度增大到一定时,才可能产生足以支持飞机重力的升力。可见飞机的起飞是一个速度不断增加的加速过程。故起飞一般只分三个阶段,即起滑跑、离地和上升。起飞滑跑的目的是为了增大飞机的速度,直到获得离地速度。拉力或推力愈大,剩余拉力或剩余推力也愈大,飞机增速就愈快。起飞中,为尽快地增速,应把油门推到最大位置。并同时保持滑跑方向。对螺旋桨飞机而言,起飞滑跑中引起飞机偏转的主要原因是螺旋桨的副作用。起

无人机的结构、飞行原理、系统组成、组装与调试

无人机的结构、飞行原理、系统组成、组装与调试 目录 第一章初步认识无人机的基本构成 第二章无人机的飞行原理 第三章飞行操作:模拟—电动—油动 第四章无人机的发动机 第五章无人机的系统组成 第六章无人机的组装 第七章无人机的调试

第一章初步认识无人机的基本构成 无人机最早出现于第二次世界大战时,直至近几年有厂商逐步把军用无人机技术转移至电子消费品的生产之上,制成定价较平、操作较易的无人机,始令无人机在消费者市场大热起来。今次Lock Sir便为大家讲解无人机的运作结构及飞行原理。 一般来说,无人机有飞行器机架、飞行控制系统、推进系统、遥控器、遥控信号接收器和云台相机等6大构成部分。 1. 飞行器机架 飞行器机架(Flying Platform)的大小,取决于桨翼的尺寸及电机(马达/马达)的体积:桨翼愈长,马达愈大,机架大小便会随之而增加。机架一般采用轻物料制造为主,以减轻无人机的负载量(Payload)。 2. 飞行控制系统 飞行控制系统(Flight Control System)简称飞控,一般会内置控制器、陀螺仪、加速度计和气压计等传感器。无人机便是依靠这些传感器来稳定机体,再配合GPS 及气压计数据,便可把无人机锁定在指定的位置及高度。 3. 推进系统 无人机的推动系统(Propulsion System)主要由桨翼和马达所组成。当桨翼旋转时,便可以产生反作用力来带动机体飞行。系统内设有电调控制器(Electronic Speed Control),用于调节马达的转速。 4. 遥控器 这是指Remote Controller或Ground Station,让航拍玩家透过远程控制技术来操控无人机的飞行动作。 5. 遥控信号接收器 主要作用是让飞行器接收由遥控器发出的遥控指令信号。4轴无人机起码要有4条频道来传送信号,以便分别控制前后左右4组旋轴和马达。

飞机模型原理

一、飞行原理 飞机在空气中运动时,是靠机翼产生升力使飞机离陆升空的。机翼升力是怎样产生的呢?这首先得从气流的基本原理谈起。在日常生活中,有风的时候,我们会感到有空气流过身体,特别凉爽;无风的时候,骑在自行车上也会有同样的体会,这就是相对气流的作用结果。滔滔江水,流经河道窄的地方时,水流速度就快;经过河道宽的地方时,水流变缓,流速较慢。空气也是一样,当它流过一根粗细不等的管子时,由于空气在管子里是连续不断地稳定流动,在空气密度不变的情况下,单位时间内从管道粗的一端流进多少,从细的一端就要流出多少。因此空气通过管道细的地方时,必须加速流动,才能保证流量相同。由此我们得出了流动空气的特性:流管细流速快;流管粗流速慢。这就是气流连续性原理。 实践证明,空气流动的速度变化后,还会引起压力变化。当流体稳定流过一个管道时,流速快的地方压力小。流速慢的地方压力大。 飞机在向前运动时,空气流到机翼前缘,分为上下两股,流过机翼上表现的流线,受到凸起的影响,使流线收敛变密,流管(把两条临近的流线看成管子的管壁)变细;而流过下表面的流线也受凸起的影响,但下表面的凸起程度明显小于上表面,所以,相对于上表面来说流线较疏松,流管较粗。由于机翼上表面流管变细,流速加快,压力较小,而下表面流管粗,流速慢,压力较大。这样在机翼上、下表面出现了压力差。这个作用在机翼各切面上的压力差的总和便是机翼的升力(见图)。其方向与相对气流方向垂直;其大小主要受飞行速度、迎角(翼弦与相对气流方向之间的夹角)、空气密度、机翼切面形状和机翼面积等因素的影响。当然,飞机的机身、水平尾翼等部位也能产生部分升力,但机翼升力是飞机升空的主要升力源。飞机之所以能起飞落地,主要是通过改变其升力的大小而实现的。这就是飞机能离陆升空并在空中飞行的奥秘。 二、飞机的主要组成部队及其功用 自从世界上出现飞机以来,飞机的结构形式虽然在不断改进,飞机类型不断增多,但到目前为止,除了极少数特殊形式的飞机之外,大多数飞机都是由下面六个主要部分组成,即:机翼、机身、尾翼、起落装置、操纵系统和动力装置。它们各有其独特的功用。 (一)机身 机身主要用来装载人员、货物、燃油、武器和机载设备,并通过它将机翼、尾翼、起落架等部件连成一个整体。在轻型飞机和歼击机、强击机上,还常将发动机装在机身内。 (二)机翼

模型飞机飞行调整基本知识

模型飞机飞行调整基本知识 模型飞机飞行调整基本知识 1、飞机的平衡和稳定 (1)平衡 在天平的两边放上相等的重物,则这个天平就处于平衡状态。在杠杆的支点两边,如果力和力臂的乘积相等,则这个杠杆就平衡了,飞机的重心就像杠杆上的支点,机翼和尾翼的升力,像杠杆上的力。要想使飞机上的俯、仰力平衡,就必须使重心两端的力矩相等。即:A·a=B·b。我们在手投滑翔调整所做成的模型飞机时,有时增加或 减少机头的配重,这就是在移动重心的位置(从而改变a、b的长度);调整机翼或尾翼的角度,就是在改变机翼或尾翼的升力(即改变A或 B的大小),最后达到A·a=B·b的结果。 (2)稳定。 模型飞机在飞行中会不断地受到来自各方面的干扰(如阵风和不 稳定的气流等),破坏原来的平衡状态。如果在外来干扰消除后,模 型飞机本身有能力恢复到原来的平衡状态,这种能力就叫做模型飞 机的稳定性或安定性。 例如一个正立的不倒翁,外力使它偏离了中立位置后,只要你一放手,它就会自己重新立起来。这就是具有稳定性的不倒翁。如果 把它倒立过来,只要稍有振动它就会倒下来,这就是不稳定的不倒翁。飞机上的重心位置,机翼、尾翼的形状,机身的长度,以及机 翼的上反角等都对飞机的稳定性产生影响。 例如,飞机的尾翼,有时就像箭羽一样在保持着飞机的'航向或俯、仰飞行姿态。飞机的上反角也对飞机的横向稳定性有帮助作用。

影响模型飞机的稳定性的重要因素还有重心的位置和翼型的形状。概括地讲,重心在模型上的相对位置越靠前、越靠下,模型的稳定 性越好。翼型的前缘半径越大,中弧线弯曲越小,稳定性越好。“S”型翼型的稳定性也很好。 2、滑翔 (1)在我们前面制作过的纸模型飞机、弹射模型飞机和手掷模型 飞机等都是没有动力装置的模型飞机,这些没有动力装置的模型飞 机也叫做滑翔机,它们在空中没有动力的飞行就叫滑翔。有动力的 飞机在发动机停止工作以后的无动力飞行也可叫滑翔。 (2)为什么模型飞机上没有动力,它却能在空中长时间地滑翔呢?观察从滑梯上下滑的孩子,他们没有任何动力装置,自己也没有用力,却从滑梯上很快地滑下来了。从斜坡上向下骑车也是一样,这 时不但可以不用力踏脚蹬,而且为了不让车下冲得太快,有时还要 不断地刹车。 是什么力量在推动从滑梯上下滑的孩子呢?谁都知道如果滑梯不 是倾斜向下的斜面,而是水平放置的木板,坐在平板上的孩子就不 能滑下去了。因为这时孩子的重力垂直向下,而木板对孩子的支持 力竖直向上,这两个力相互平衡,孩子坐在板上不动。坐在滑梯斜 面上的孩子的重力还是垂直向下的,但木板的支持力垂直于板面, 是向前倾斜的,这样重力与支持力的合力就能把孩子沿着滑板向前推。自行车沿斜坡下滑也是一样。 滑翔机在静气流中滑翔时也是倾斜向下的,只是好的滑翔机下滑翔的角度很小,看起来好像是在水平飞行,但你仔细观察,就会发 现它是越飞高度越低,这就证明它还是在向斜下方滑翔。向下倾斜 滑翔的滑翔机也和从滑梯斜面上滑下来的孩子一样,重力垂直向下,升力与滑翔机的运动方向垂直,是向前倾斜指向上方的,重力与升 力的合力便是推动滑翔机前进的力。 (3)滑翔比。 如果某一滑翔机在静气流中滑翔L米远时下降了H米高度,则这个滑翔机的滑翔比被定义为:L/H=K。滑翔比K值越大,滑翔机的飞

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