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空气动力学辅导帖,教你自己设计想要的飞机!

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发表于 2013-2-22 16:01:11 | 显示全部楼层 |阅读模式
此贴内容均为用空气动力学设计飞机时所遇书上无法说明的问题后经过思考与查找得以解决的经典,希望能帮自主设计航模的模友扫除理论计算道路上的拦路虎!!!


1、雷诺数Re=pvb/μ(空气密度p-kg/m^3;标准状态下为1.226,与气流相对速度v-m/s,翼型弦长b-m,黏度μ=0.0000178):雷诺数的大小决定该翼型所做机翼的性能,如边界层是湍流边界层还是层流边界层,普通翼型的极限雷诺数(边界层从层流变为湍流)大约是50000,雷诺数还决定了机翼的与来流迎角(攻角)范围,在不失速的情况下,同一翼型,同一表面粗糙程度,同展弦比,同平面形状的机翼,雷诺数越大,则不失速攻角的范围越大,《《重点!通过观察风洞实验所得曲线,在雷诺数大于50000的情况下,两翼型雷诺数相差几万但升力系数曲线基本重合,也就是说,模友在选择翼型时在雷诺数大于50000时,计算出最大雷诺数(v取最大值),然后直接用最大雷诺数的那个翼型数据计算即可,不同的是雷诺数大的助力系数要小一些,由此结论还能得出雷诺数大于50000时,翼型升力性能与速度的改变和翼型弦长的大小关系微小,在航模上可忽略。》》

2、升力计算:Y=1/2V^2pSCl(升力Y-单位N,气流相对速度V-m/s,空气密度P-kg/^3;,S翼面积-m^2,Cl-翼型的升力系数)改公式计算的是翼型理想升力,即在展弦比为无穷大时,不受翼尖涡流影响时的升力,升力系数代翼型数据,设计航模时应该对其进行修改,后面会讲到。

3、阻力计算:D=1/2V^2PSCd(阻力D-单位N,Cd-阻力系数,其它与升力计算相同)实际情况下机翼的阻力为翼型理想阻力+涡流诱导阻力,该公式计算的是翼型理想阻力,阻力系数代翼型数据。

4、涡流诱导阻力:D=1/2V^2PSCdi,(D为诱导阻力,Cdi为诱导阻力系数——Cdi=Cl^2/3.142A,展弦比A后面再详细介绍,Cdi计算公式中升力系数用翼型数据),非圆形或梯形机翼须乘以修正系数(1.05-1.1)圆形或梯形部分越多修正系数越小。

5、展弦比:A=L^2/S(L翼展,S翼面积,计算比值时L与S用同一单位,L厘米则S用cm^2)展弦比大则不失速迎角范围小,小则反之,因为小展弦比时翼尖涡流大产生抑制边界层与机翼分力的作用力大。

6、翼尖涡流产生原因:由于上下表面有压强差,且机翼不是无限长,所以机翼下的气体会绕过翼尖流向上表面。安装翼梢小翼可有效减少涡流带来的影响,减少诱导阻力,提升相同迎角下的升力。

7、零升力迎角与绝对迎角:对称翼型的零升力迎角就是翼弦与来流间夹角为0°,所以绝对迎角同上,而非对称翼型在翼弦与来流迎角为0°时仍有升力产生,所以其绝对迎角为:迎角-0升力迎角(这类翼型的0升力迎角一般为负数),0升力迎角可从翼型数据表中查得,用画图法也渴求得大致0升力迎角,在翼型中弧线上找翼型最厚处所对应的点,与后缘那点连线,这条线叫0升力弦,当它与来流夹角为0时,不对称翼型不产生升力,绝对迎角在修正升力系数时有重要作用。

8、诱导迎角:由于翼尖涡流的存在,会使机翼的实际迎角变小,变小的角度叫诱导迎角,计算公式为18.2Cl/A(单位同上)Cl升力系数取翼型的升力系数。

9、下洗角:翼尖涡流造成下洗,计算公式为36.5Cl/A(升力系数代翼型的升力系数)

10、下洗速及对尾翼的影响:尾翼在主翼后面,若再主翼下洗流范围内,由于下洗流速为与空气相对流速的90%左右,且具有下洗角,则尾翼为负迎角,与空气相对速度为90%左右,避开下洗流只要在设计飞机前画一直线,代表主翼弦,计算出下洗角画线代表下洗流,则尾翼可设计在这条线上方(由于下洗具有一定范围,所以最好不要往下方设计)。

11、升力系数的修正:在雷诺数大于50000时,升力系数在不失速的情况下为一次函数,图像时一条直线,具有斜率,斜率计算:B=Cl/绝对迎角+诱导迎角,此时Cl用翼型数据,由此得出展弦比一定时,升力系数为:B*绝对迎角(绝对迎角+零升迎角即为攻角)

12、机翼极曲线与飞机极曲线:选取几个机翼迎角(不失速)分别计算实际升力系数及计算翼型阻力系数+诱导阻力系数,用升力系数/阻力系数之和,比值最大是的迎角及时机翼最佳迎角,在此迎角飞行时,升力最大,阻力最小,有于计算升力和阻力时,两式一约,用升力系数/阻力系数之和即可,计算出的迎角可做为机翼的安装角(机身直线与翼弦的夹角,绝对迎角+零升迎角即为其度数)。飞机其它部分会对机翼安装角有影响,计算方法:S*Cl(实际升力系数)/S*(翼型阻力系数+诱导阻力系数)+机身及机轮等的阻力系数*算术面积(椭圆横街面机身《最大横街面面积》0.13,方截面机身《面积同上》0.42,方截面机身加整流罩0.21,钢丝《长8直径》1.4,机轮《宽*直径》0.46,浮筒0.415《最大横截面积》.尾翼如不对升力做贡献则只带阻力系数*面积,做贡献则向主翼一样,按实际展弦比计算后代数据如公式,比值大者用为安装角。

13、上反角:当飞机与来流有夹角时,上反角会有保持航向的作用,原理是改变了上反部分机翼的实际迎角,计算公式为:迎角改变量=βT/57.3(β侧滑角,T上反角)此时先下倾斜一侧的迎角加大,另一侧减小,作用力矩大小的方法是取上反段机翼翼展向线的中点(梯形上反翼先平分面积在区点),空气动力作用在这点,可算得力矩,但有上反角就应有更大的垂尾,否则转向困难。

14、上反翼的迎角计算:这类机翼的迎角改变,实质是水平面上投影面积大小的无上反机翼在改变。

15、飞机最大航速计算:根据加速度公式推导:F=1/2V^2P*各部分阻力系数*计算面积。

16、爬升与俯冲迎角的计算:在纸上建立平面直角坐标系,画力的图示,先不考虑阻力,画出动力和重力。用
F=1/2V^2P*各部分阻力系数*计算面积列方程求出在想要航速时的F(动力),画图示,减去阻力,将剩余动力与重力做力的分解,得航向,翼弦与航向间夹角即为此时迎角(注意好好分析图,判断好正负值)。

###:最后理一下逻辑关系:有展弦比,有翼尖涡流,翼尖涡流产生诱导阻力,使升力减小,剩余升力时的升力系数为实际升力系数,翼型数据是翼型特性,空气动力学在同一翼型上具有相似性,面积决定了产生升力,及时有翼尖涡流,但不减少翼型阻力,反而增加了诱导阻力,故计算时升力系数的选用应分清,上反机翼迎角改变,但一个上表面对应一个下表面,用微元法将上反机翼分为横竖两种,由于忽略横的那种,所以轻木翼肋应竖的安装。

只要有足够大的平尾和长尾杆,机翼力矩变化可不考虑。副翼有效程度可当作平板翼型以90%航速计算升力,但副翼与机身不垂直(如等腰梯形平面的机翼)不能以舵机转角来代替应角,要小一些,可用二面角的知识推导,但一般情况下副翼足以,不值得计算。

希望天空中能有更多中国模友自主设计的航模的身影!!!
发表于 2013-2-22 16:42:26 | 显示全部楼层
学习必备啊
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发表于 2013-2-22 16:42:15 | 显示全部楼层
看看
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发表于 2013-2-22 16:27:54 | 显示全部楼层
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发表于 2013-2-22 16:24:47 | 显示全部楼层
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发表于 2013-2-22 16:16:47 | 显示全部楼层
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发表于 2013-2-22 16:10:24 来自手机 | 显示全部楼层
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 楼主| 发表于 2013-2-22 16:08:13 | 显示全部楼层
沙发不留,平方,立方论坛显示不了用^2和^3代替
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发表于 2013-2-22 16:47:25 | 显示全部楼层
看看说啥
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发表于 2013-2-22 16:47:35 | 显示全部楼层
感谢楼主分享
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发表于 2013-2-22 16:59:48 | 显示全部楼层
尽信书不如无书
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发表于 2013-2-22 17:09:43 | 显示全部楼层
看上去是好东西,顶一下看看。
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发表于 2013-2-22 17:10:15 | 显示全部楼层
看看
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发表于 2013-2-22 17:11:14 | 显示全部楼层
dx
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发表于 2013-2-22 17:14:44 来自手机 | 显示全部楼层
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点评

不败战神 http://www.58fdj.com/280/  发表于 2013-11-15 09:54
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