航模的空气动力..doc

PAGE PAGE 1 整架模型飞机的空气动力 整架模型飞机的空气动力就是模型飞机各部分所受到的空气动力的总和。由于模型飞机的升力主要是机翼产生的，其他部分包括尾翼在内产生的升力都小，所以认为整架模型飞机的升力都是由机翼提供的，不会产生多大误差。至于阻力，模型飞机的各都分都会产生，而且因为部件与部件之间的干扰作用，使总 的阻力有时会比这些部件单独阻力的总和还多。整架模型飞机的空气动力与翼型一样，通常也用极曲线来表示。 一、整架模型飞机的阻力及极曲钱 (一) 整架模型飞机的阻力 l. 模型飞机各部分的阻力系数 模型飞机各部分的阻力系数通常利用风洞试验测出，恨据资料，我们把常见的见的各种物体阻力系数列出来，见表4-1。 利用表4-1的阻力系敬来计算模型飞机的阻力时，仍用第二章介绍的公式：，但利用这个公式汁算各部件的阻力时，必须注意式中的面积S一定要用表4-1中所规定的计算面积。 [例1] 计算线操纵模型飞机操纵钢丝的阻力。巳知钢丝直径是0.4毫米，长20米，钢丝相对于空气的平均速度为40米/秒 查表4-1得钢丝阻力系数: CD=1.40 阻力 牛 如果在这种情况下我们用钢丝的最大截面积来汁算，那么相对而的阻力系数要改变。 2. 整架模型飞机的废阻力系数 整架模型飞机的阻力可以分为两部分计算再相加起来，一部分是模型飞机各部件的废阻力，还有一部分是机翼的诱导阻力。 整架模型飞机的废阻力就是模型飞机所有与升力无关的各部件的阻力与各部件之间的干扰阻力的总和。干忧阻力最好通过试验求得，在没有更确切的数据前可以假设它占全部废阻力的10%左右。 因为每部件计算所用的参考面积不同，我们求整架模型飞机废阻力系数时，应先求出各部件阻力再相加(包括机翼的废阻力)，再乘上1.1，得出总的废阻力，然后用总的废阻力除以，就可得到全机的废阻力系数，参考面积是机翼面积SW。 通过实际计算可以看到，模型飞机的废阻力中最主要部分是机翼翼型阻力，机身、尾翼等所占比重不大。要减小阻力应从选择良好翼型和小心制作机翼着手。机身的形状、大一点小一点影响很微小，在这方面过分下功夫不太值得。 3. 整架模型飞机的总阻力系数 知道整架模型飞机的总废阻力系数后，再加上机翼的诱导阻力系数，便是整架模型飞机的总阻力系数 (4-1) 式中：CD－模型飞机的总阻力系数； CD,par一模型飞机的总废阻力系数； CDi一模型飞机的诱导阻力系数。 利用总阳力系数计算模型的总阻力时只要乘上机翼面积SW即可。 模型飞机在滑翔时升力系数很大，往往达到0.8或更大，所以诱导阻力在总阻力中占很大的比重。例如，机翼展弦比是l0，那么诱导阻力系数CDi(=见公式(3-3))是。所以设法减小诱导阻力(例如合理地加大展弦比)是很必要的。(07.11.19到此) (二) 整架模型飞机的极曲线 在绘制整架模型飞机的极曲线之前，必须先根据模型飞机的展弦比依照前面介绍的方法对翼型的极曲线进行修正，得到机翼的极曲线。 假如我们已经知道机翼的极曲线，那么利用这条极曲线便可以很容易地得到整架模型的极曲线，如图4-1(a) 所示为机翼的极曲线。我们算出模型的总废阻力系数CD, par，然后将曲线的纵坐标向左移一段距离等于(CD, par－CDO)，CDO是机翼的废阻力系数，这样，对应于新的纵坐标，这条曲线便是整架模型飞机的极曲线了。这种情况就相当于在机翼极曲线上各点加上其他部分的阻力系数(CD, par－CDO)，所以得到的是整架模型的极曲线，如图4-l(b)所示。 前向已经说过，从坐标原点对极曲线作切线时，切点所对应的迎角就是有利迎角。在这个迎角飞行，模型飞机的升阻比最大。现在我们从图4-1上可以看到，加上全模型飞机其他部分的阻力系数以后，机翼的有利迎角就改变了，本来的有利迎角?1变为?2，而且?2要大于?1。例如，机翼本来有利迎角是6?，装在模型飞机上以后，有利迎角便要改为8?或10?，总之要比6?大、机身等部分的阻力愈大，增加的角度便愈多。 (三) 确定模型飞机最大升阻比的近似方法 利用模型飞机的极曲线也可以用计算方法求出有利迎角和最大升阻比k。计算的主要假设是模型飞机的废阻力系数不随迎角的改变而改坐。这样一来极曲线就是一条抛物线(因为阻力系数与CL2成比例(CL：升力系数))，如图4-2所示，抛物线的特点是，如果从坐标原点作切线与曲线相切，切点的垂足(图4-2中的B点)到坐标原点O的距离等于原点到曲线与横轴交点(即C点)距离的两倍，如图4-2中的OC=CB。模型飞机的极曲线是一条抛物线，A点便相当于极曲线上有利