【簡介：】本篇文章給大家談談《飛機升降舵載荷系數(shù)》對應的知識點，希望對各位有所幫助。本文目錄一覽：
1、模型飛機機翼的最大翼載荷與最小翼載荷怎樣計算
2、飛機升降舵和副翼混控什
本篇文章給大家談談《飛機升降舵載荷系數(shù)》對應的知識點，希望對各位有所幫助。
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模型飛機機翼的最大翼載荷與最小翼載荷怎樣計算
引用山映斜陽 的 模型飛機機翼安裝角與俯仰安定性
對于普通的業(yè)余愛好者來說，我們常用俯仰安定系數(shù)A俯來反映飛機俯仰安定的程度：A俯＝S尾·L尾／S機·b。式中S尾為水平尾翼面積，S機為機翼面積，b為機翼弦長、L尾為平尾壓力中心至重心距離稱之為尾力臂，如圖一所示，圖中機翼壓力中心至重心距離用L機表示。一般翼型的機翼，正常飛行時可以認為壓力中心在距前緣35％至40％的位置，飛行迎角減小時壓力中心后移，迎角增大時壓力中心前移，而氣動中心則定位于翼面距前緣25％處是不變的。 為什么平尾能保證飛機的俯仰安定？一般的解釋是由于平尾離重心遠，有較長的尾力臂L尾，飛機一旦抬頭，平尾迎角增加，升力隨之加大，在長尾力臂的配合下產生一個大于機翼抬頭作用的低頭力矩，使飛機恢復到原有正常的飛行狀態(tài)。反之亦然。但力矩是由力和力臂二個要素構成的，若平尾增加的升力很小，就不可能獲得足夠的恢復力矩?？梢姡轿伯a生安定作用至關重要的在于它在迎角增大時還應當有足夠大的升力增加量。 要使平尾在迎角增大時能有足夠大的升力增加量，關鍵在于必須使飛機在飛行中機翼的升力系數(shù)足夠大于平尾的升力系數(shù)，這是通過機翼的飛行迎角大于平尾迎角而獲得的，而這種迎角差則由機翼安裝角大于平尾安裝角得到保證的。
空氣動力學原理表明，機翼失速前正常飛行范圍內，升力系數(shù)隨飛行迎角而增加，并且二者成正比，見圖二。迎角每增加Δα時相應的升力系數(shù)增加量ΔCy取決于翼型特性和機翼展弦比，但對任何翼型的任何機翼來說其差別不大，在粗略的討論中可以認為ΔCy／Δα是一個常數(shù)。 從(2)式可看到，這二者比值肯定要遠大于1，飛機才能安定，這個比值越大，說明恢復作用越大。這個比值有點 和俯仰安定系數(shù)相似，但它的計算中用機翼壓力中心和重心的距離取代了機翼翼弦長度，可反映出重心位置對俯 仰安定性的影響。這個比值等于正常飛行時機翼升力系數(shù)Cy機與平尾升力系數(shù)Cy尾的比值。當機翼安裝角足夠大 于尾翼安裝角，機翼迎角足夠大于尾翼迎角時便可使Cy機足夠大于Cy尾，也就是獲得足夠的俯仰安定性。這種微 妙關系的實質是由于尾翼升力系數(shù)的相對增加量ΔCy／Cy尾大于機翼升力系數(shù)的相對增加量ΔCy／Cy機，從而獲得 了俯仰安定性。同一架飛機，原來是很安定的，若調整不當，可能會變得不安定。比如在重心后移或螺旋槳拉力有很大抬頭 力矩情況下，為保持飛機平衡、就減小機翼安裝角(或增大平尾安裝角)，使機翼迎角減小，從而減小機翼升力，雖 然這時飛機仍可保持平衡，但Cy機／Cy尾的減小將使它的俯仰安定性變壞。橡筋動力或自由飛模型在調整爬升姿態(tài) 時若過多地拾高平尾前線便會犯這種錯誤，表現(xiàn)為爬升姿態(tài)過多地受出手姿態(tài)的牽制和受陣風影響，往往是這一輪飛得好而另一輪莫明其妙地改變了爬升軌跡。正確的設計加上正確的調整，才有可能使飛機既保持合適的重心位置又有最佳的飛行迎角，既有足夠的安定性又能保持最大升阻比或最大功率因數(shù)。對后重心設計的飛機，機翼抬頭力矩隨機翼力臂L機加長而加大，為保持飛機平衡，又不能增加平尾升力系數(shù)，就只有加大平尾面積或加長尾力臂，所以它的A俯較大，可以達到1.5以上，而前重心的飛機即使A俯只有0.4也可保證足夠的安定性。綜上所述，我們研究模型飛機俯仰安定性不僅要考慮到俯仰安定系數(shù)的大小，還要考慮到重心位置及機翼安裝角的配置。這樣的討論，同樣適用于采用對稱翼型，制作時機翼安裝角為0度的特技模型飛機。它在正飛時機翼要前緣抬起迎角大于0度才有足夠的升力，此時升降舵帶有上舵，即平尾后部上蹺，這樣平尾實際安裝角(連同舵面)為負角，也就是機翼安裝角還是大于尾翼，機翼迎角還是大于尾翼，反之，當它倒飛時，要推桿維持，機翼迎角仍大于平尾迎角。
飛機升降舵和副翼混控什么原理
升降舵原理
當我們需要操縱飛機抬頭或低頭時，水平尾翼中的升降舵就會發(fā)生作用。升降舵是水平尾翼中可操縱的翼面部分，其作用是對飛機進行俯仰操縱。
操作方法
當需要飛機抬頭向上飛行時，駕駛員就會操縱升降舵向上偏轉，此時升降舵所受到的氣動力就會產生一個抬頭的力矩，飛機就抬頭向上了。反之，如果駕駛員操縱升降舵向下偏轉，飛機就會在氣動力矩的作用下低頭。
升降舵控制沿橫軸的俯仰運動。類似小飛機上的副翼，升降舵通過一系列機械連桿機構連接到座艙中的控制桿?？刂茥U的向后移動使升降舵面的后緣向上偏轉。這一般指上升降舵
升降舵是改變飛機俯仰姿態(tài)的主要控制手段。
上升降舵位置減弱了升降舵的拱形，產生了一個向下的空氣動力，它比平直飛行時的正常尾部向下的力要大?？傮w效果是導致飛機的尾部向下移動，機頭上仰。俯仰運動繞重心發(fā)生。俯仰運動的強度由重心和水平尾翼面的距離和水平尾部翼面上氣動力有效性決定。
向前移動控制桿有相反的效果。這種情況下，升降舵的拱形度增加，水平安定面或者安定面上產生的升力更多(尾部向下的力更小)。這就把尾部向上移動，使機頭下俯。此外，俯仰運動還是繞飛機重心發(fā)生的。
正如前面穩(wěn)定性討論中提到的，功率，推力線，和尾翼上水平尾翼面的位置都是影響升降舵控制俯仰有效性的因素。例如，水平尾翼面可能安裝在開進垂直安定面的較低位置，在中點，或者在高點的位置，就像T型尾翼的設計。
圖片顏色說明
紅線表示氣流方向(也就是飛機機頭方向吹過來的風的方向），黑線表示平尾，藍線表示升降舵舵面，以下相同。
圖1--------這個是飛機起飛時候升降舵舵面的情況，飛機往前飛，氣流就往后吹，氣流遇到升降舵上翹的舵面產生阻力，阻力產生壓力，壓力把升降舵舵面往下壓，飛機機頭就會自然向上了，飛機就往上飛。
圖2---------這個是飛機下降時候升降舵舵面的情況，飛機往前飛，氣流就往后吹，氣流遇到升降舵下翻的舵面產生阻力，阻力產生壓力，壓力把升降舵舵面往上推，飛機機頭就會自然向下了，飛機就往下低頭飛。
圖3---------這個是飛機升降舵舵面和平尾在一條線時候的情況，氣流流過平尾和升降舵沒有受到任何的阻力，飛機沒有抬頭力矩和低頭力矩，飛機就是平飛狀態(tài)。
副翼混控原理
副翼是指安裝在機翼翼梢后緣外側的一小塊可動的翼面。為飛機的主操作舵面，飛行員操縱左右副翼差動偏轉所產生的滾轉力矩可以使飛機做橫滾機動。
為什么：當操縱副翼時，由于是左右副翼差動，即一邊的副翼向上運動，另一邊的副翼向下運動，導致機翼兩端的升力發(fā)生了變化，產生了壓力差，副翼升起的一端的升力小于副翼降下的一端的升力，這樣，就提供了飛機左右橫滾的動力了。
補充1：在現(xiàn)代飛機上，左右副翼實現(xiàn)了混控功能，不再單一的進行差動運動，可以差動，也可以同上同下，還可以同上同下但兩邊的擺動角度不一樣，這樣，在一些特殊的情況下，機翼的副翼就可以實現(xiàn)像水平尾翼的升降舵的功能；有時還提供襟翼功能，增大升力。
補充2：在模型里，模型直升機也是有副翼的，功能比較復雜，不再詳述。但是隨著趨勢的發(fā)展，無副翼直升機模型將漸漸取代有副翼直升機模型，一切特技動作將通過主旋翼的混控與尾旋翼的配合實現(xiàn)。
飛機的升降舵和襟翼副翼的工作原理有何區(qū)別？
你好，我是飛機維修機師。也就是俗稱的機務。
飛機起飛降落操作翼面的變化其實都是遵循著一個原理，增升增阻。
飛機起飛時前緣縫翼下放，是通過增大迎角來實現(xiàn)增大升力的，還有一種前緣開縫式縫翼，不但可以增大迎角，還可以使一部分氣流留過機翼下翼面，產生壓差，從而增大升力。
飛機起飛時，襟翼下放的目的也是增升。但它是
通過增加機翼面積和平穩(wěn)尾部氣流來實現(xiàn)的。
上面的朋友提到了副翼，但我覺得不太全面，有的解釋的也不太正確。準確的說副翼的主要作用是協(xié)助垂直尾翼來給飛機轉彎。如果飛機想向右轉，那左邊的副翼向下，右側的副翼向上。這樣飛機會橫滾，從而產生一個向心力矩。來協(xié)調轉彎。
另外一個輔助作用才是協(xié)助起飛降落，副翼會同時向下或向上偏轉來實現(xiàn)增升減升的
升降舵的作用
潛艇（或魚雷）潛航時，利用相對水速產生升力，以控制垂向航態(tài)的舵。一般為水平布置，故也稱水平舵。
當我們需要操縱飛機抬頭或低頭時，水平尾翼中的升降舵就會發(fā)生作用。升降舵是水平尾翼中可操縱的翼面部分，其作用是對飛機進行俯仰操縱。
當需要飛機抬頭向上飛行時，駕駛員就會操縱升降舵向上偏轉，此時升降舵所受到的氣動力就會產生一個抬頭的力矩，飛機就抬頭向上了。反之，如果駕駛員操縱升降舵向下偏轉，飛機就會在氣動力矩的作用下低頭。
升降舵控制沿橫軸的俯仰運動。類似小飛機上的副翼，升降舵通過一系列機械連桿機構連接到座艙中的控制桿?？刂茥U的向后移動使升降舵面的后緣向上偏轉。這一般指上升降舵
升降舵是改變飛機俯仰姿態(tài)的主要控制手段。
上升降舵位置減弱了升降舵的拱形，產生了一個向下的空氣動力，它比平直飛行時的正常尾部向下的力要大。總體效果是導致飛機的尾部向下移動，機頭上仰。俯仰運動繞重心發(fā)生。俯仰運動的強度由重心和水平尾翼面的距離和水平尾部翼面上氣動力有效性決定。
向前移動控制桿有相反的效果。這種情況下，升降舵的拱形度增加，水平安定面或者安定面上產生的升力更多(尾部向下的力更小)。這就把尾部向上移動，使機頭下俯。此外，俯仰運動還是繞飛機重心發(fā)生的。
正如前面穩(wěn)定性討論中提到的，功率，推力線，和尾翼上水平尾翼面的位置都是影響升降舵控制俯仰有效性的因素。例如，水平尾翼面可能安裝在開進垂直安定面的較低位置，在中點，或者在高點的位置，就像T型尾翼的
升降舵的飛機升降舵
當需要飛機抬頭向上飛行時，駕駛員就會操縱升降舵向上偏轉，此時升降舵所受到的氣動力就會產生一個抬頭的力矩，飛機就抬頭向上了。反之，如果駕駛員操縱升降舵向下偏轉，飛機就會在氣動力矩的作用下低頭。
升降舵控制沿橫軸的俯仰運動。類似小飛機上的副翼，升降舵通過一系列機械連桿機構連接到座艙中的控制桿?？刂茥U的向后移動使升降舵面的后緣向上偏轉。這一般指上升降舵
升降舵是改變飛機俯仰姿態(tài)的主要控制手段。
上升降舵位置減弱了升降舵的拱形，產生了一個向下的空氣動力，它比平直飛行時的正常尾部向下的力要大?？傮w效果是導致飛機的尾部向下移動，機頭上仰。俯仰運動繞重心發(fā)生。俯仰運動的強度由重心和水平尾翼面的距離和水平尾部翼面上氣動力有效性決定。
向前移動控制桿有相反的效果。這種情況下，升降舵的拱形度增加，水平安定面或者安定面上產生的升力更多(尾部向下的力更小)。這就把尾部向上移動，使機頭下俯。此外，俯仰運動還是繞飛機重心發(fā)生的。
正如前面穩(wěn)定性討論中提到的，功率，推力線，和尾翼上水平尾翼面的位置都是影響升降舵控制俯仰有效性的因素。例如，水平尾翼面可能安裝在開進垂直安定面的較低位置，在中點，或者在高點的位置，就像T型尾翼的設計。
紅線表示氣流方向(也就是飛機機頭方向吹過來的風的方向），黑線表示平尾，藍線表示升降舵舵面，以下相同。圖1--------這個是飛機起飛時候升降舵舵面的情況，飛機往前飛，氣流就往后吹，氣流遇到升降舵上翹的舵面產生阻力，阻力產生壓力，壓力把升降舵舵面往下壓，飛機機頭就會自然向上了，飛機就往上飛。圖2---------這個是飛機下降時候升降舵舵面的情況，飛機往前飛，氣流就往后吹，氣流遇到升降舵下翻的舵面產生阻力，阻力產生壓力，壓力把升降舵舵面往上推，飛機機頭就會自然向下了，飛機就往下低頭飛。圖3---------這個是飛機升降舵舵面和平尾在一條線時候的情況，氣流流過平尾和升降舵沒有受到任何的阻力，飛機沒有抬頭力矩和低頭力矩，飛機就是平飛狀態(tài)。
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