【简介：】本篇文章给大家谈谈《飞机升降舵载荷系数》对应的知识点，希望对各位有所帮助。本文目录一览：
1、模型飞机机翼的最大翼载荷与最小翼载荷怎样计算
2、飞机升降舵和副翼混控什
本篇文章给大家谈谈《飞机升降舵载荷系数》对应的知识点，希望对各位有所帮助。
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模型飞机机翼的最大翼载荷与最小翼载荷怎样计算
引用山映斜阳 的 模型飞机机翼安装角与俯仰安定性
对于普通的业余爱好者来说，我们常用俯仰安定系数A俯来反映飞机俯仰安定的程度：A俯＝S尾·L尾／S机·b。式中S尾为水平尾翼面积，S机为机翼面积，b为机翼弦长、L尾为平尾压力中心至重心距离称之为尾力臂，如图一所示，图中机翼压力中心至重心距离用L机表示。一般翼型的机翼，正常飞行时可以认为压力中心在距前缘35％至40％的位置，飞行迎角减小时压力中心后移，迎角增大时压力中心前移，而气动中心则定位于翼面距前缘25％处是不变的。 为什么平尾能保证飞机的俯仰安定？一般的解释是由于平尾离重心远，有较长的尾力臂L尾，飞机一旦抬头，平尾迎角增加，升力随之加大，在长尾力臂的配合下产生一个大于机翼抬头作用的低头力矩，使飞机恢复到原有正常的飞行状态。反之亦然。但力矩是由力和力臂二个要素构成的，若平尾增加的升力很小，就不可能获得足够的恢复力矩。可见，平尾产生安定作用至关重要的在于它在迎角增大时还应当有足够大的升力增加量。 要使平尾在迎角增大时能有足够大的升力增加量，关键在于必须使飞机在飞行中机翼的升力系数足够大于平尾的升力系数，这是通过机翼的飞行迎角大于平尾迎角而获得的，而这种迎角差则由机翼安装角大于平尾安装角得到保证的。
空气动力学原理表明，机翼失速前正常飞行范围内，升力系数随飞行迎角而增加，并且二者成正比，见图二。迎角每增加Δα时相应的升力系数增加量ΔCy取决于翼型特性和机翼展弦比，但对任何翼型的任何机翼来说其差别不大，在粗略的讨论中可以认为ΔCy／Δα是一个常数。 从(2)式可看到，这二者比值肯定要远大于1，飞机才能安定，这个比值越大，说明恢复作用越大。这个比值有点 和俯仰安定系数相似，但它的计算中用机翼压力中心和重心的距离取代了机翼翼弦长度，可反映出重心位置对俯 仰安定性的影响。这个比值等于正常飞行时机翼升力系数Cy机与平尾升力系数Cy尾的比值。当机翼安装角足够大 于尾翼安装角，机翼迎角足够大于尾翼迎角时便可使Cy机足够大于Cy尾，也就是获得足够的俯仰安定性。这种微 妙关系的实质是由于尾翼升力系数的相对增加量ΔCy／Cy尾大于机翼升力系数的相对增加量ΔCy／Cy机，从而获得 了俯仰安定性。同一架飞机，原来是很安定的，若调整不当，可能会变得不安定。比如在重心后移或螺旋桨拉力有很大抬头 力矩情况下，为保持飞机平衡、就减小机翼安装角(或增大平尾安装角)，使机翼迎角减小，从而减小机翼升力，虽 然这时飞机仍可保持平衡，但Cy机／Cy尾的减小将使它的俯仰安定性变坏。橡筋动力或自由飞模型在调整爬升姿态 时若过多地拾高平尾前线便会犯这种错误，表现为爬升姿态过多地受出手姿态的牵制和受阵风影响，往往是这一轮飞得好而另一轮莫明其妙地改变了爬升轨迹。正确的设计加上正确的调整，才有可能使飞机既保持合适的重心位置又有最佳的飞行迎角，既有足够的安定性又能保持最大升阻比或最大功率因数。对后重心设计的飞机，机翼抬头力矩随机翼力臂L机加长而加大，为保持飞机平衡，又不能增加平尾升力系数，就只有加大平尾面积或加长尾力臂，所以它的A俯较大，可以达到1.5以上，而前重心的飞机即使A俯只有0.4也可保证足够的安定性。综上所述，我们研究模型飞机俯仰安定性不仅要考虑到俯仰安定系数的大小，还要考虑到重心位置及机翼安装角的配置。这样的讨论，同样适用于采用对称翼型，制作时机翼安装角为0度的特技模型飞机。它在正飞时机翼要前缘抬起迎角大于0度才有足够的升力，此时升降舵带有上舵，即平尾后部上跷，这样平尾实际安装角(连同舵面)为负角，也就是机翼安装角还是大于尾翼，机翼迎角还是大于尾翼，反之，当它倒飞时，要推杆维持，机翼迎角仍大于平尾迎角。
飞机升降舵和副翼混控什么原理
升降舵原理
当我们需要操纵飞机抬头或低头时，水平尾翼中的升降舵就会发生作用。升降舵是水平尾翼中可操纵的翼面部分，其作用是对飞机进行俯仰操纵。
操作方法
当需要飞机抬头向上飞行时，驾驶员就会操纵升降舵向上偏转，此时升降舵所受到的气动力就会产生一个抬头的力矩，飞机就抬头向上了。反之，如果驾驶员操纵升降舵向下偏转，飞机就会在气动力矩的作用下低头。
升降舵控制沿横轴的俯仰运动。类似小飞机上的副翼，升降舵通过一系列机械连杆机构连接到座舱中的控制杆。控制杆的向后移动使升降舵面的后缘向上偏转。这一般指上升降舵
升降舵是改变飞机俯仰姿态的主要控制手段。
上升降舵位置减弱了升降舵的拱形，产生了一个向下的空气动力，它比平直飞行时的正常尾部向下的力要大。总体效果是导致飞机的尾部向下移动，机头上仰。俯仰运动绕重心发生。俯仰运动的强度由重心和水平尾翼面的距离和水平尾部翼面上气动力有效性决定。
向前移动控制杆有相反的效果。这种情况下，升降舵的拱形度增加，水平安定面或者安定面上产生的升力更多(尾部向下的力更小)。这就把尾部向上移动，使机头下俯。此外，俯仰运动还是绕飞机重心发生的。
正如前面稳定性讨论中提到的，功率，推力线，和尾翼上水平尾翼面的位置都是影响升降舵控制俯仰有效性的因素。例如，水平尾翼面可能安装在开进垂直安定面的较低位置，在中点，或者在高点的位置，就像T型尾翼的设计。
图片颜色说明
红线表示气流方向(也就是飞机机头方向吹过来的风的方向），黑线表示平尾，蓝线表示升降舵舵面，以下相同。
图1--------这个是飞机起飞时候升降舵舵面的情况，飞机往前飞，气流就往后吹，气流遇到升降舵上翘的舵面产生阻力，阻力产生压力，压力把升降舵舵面往下压，飞机机头就会自然向上了，飞机就往上飞。
图2---------这个是飞机下降时候升降舵舵面的情况，飞机往前飞，气流就往后吹，气流遇到升降舵下翻的舵面产生阻力，阻力产生压力，压力把升降舵舵面往上推，飞机机头就会自然向下了，飞机就往下低头飞。
图3---------这个是飞机升降舵舵面和平尾在一条线时候的情况，气流流过平尾和升降舵没有受到任何的阻力，飞机没有抬头力矩和低头力矩，飞机就是平飞状态。
副翼混控原理
副翼是指安装在机翼翼梢后缘外侧的一小块可动的翼面。为飞机的主操作舵面，飞行员操纵左右副翼差动偏转所产生的滚转力矩可以使飞机做横滚机动。
为什么：当操纵副翼时，由于是左右副翼差动，即一边的副翼向上运动，另一边的副翼向下运动，导致机翼两端的升力发生了变化，产生了压力差，副翼升起的一端的升力小于副翼降下的一端的升力，这样，就提供了飞机左右横滚的动力了。
补充1：在现代飞机上，左右副翼实现了混控功能，不再单一的进行差动运动，可以差动，也可以同上同下，还可以同上同下但两边的摆动角度不一样，这样，在一些特殊的情况下，机翼的副翼就可以实现像水平尾翼的升降舵的功能；有时还提供襟翼功能，增大升力。
补充2：在模型里，模型直升机也是有副翼的，功能比较复杂，不再详述。但是随着趋势的发展，无副翼直升机模型将渐渐取代有副翼直升机模型，一切特技动作将通过主旋翼的混控与尾旋翼的配合实现。
飞机的升降舵和襟翼副翼的工作原理有何区别？
你好，我是飞机维修机师。也就是俗称的机务。
飞机起飞降落操作翼面的变化其实都是遵循着一个原理，增升增阻。
飞机起飞时前缘缝翼下放，是通过增大迎角来实现增大升力的，还有一种前缘开缝式缝翼，不但可以增大迎角，还可以使一部分气流留过机翼下翼面，产生压差，从而增大升力。
飞机起飞时，襟翼下放的目的也是增升。但它是
通过增加机翼面积和平稳尾部气流来实现的。
上面的朋友提到了副翼，但我觉得不太全面，有的解释的也不太正确。准确的说副翼的主要作用是协助垂直尾翼来给飞机转弯。如果飞机想向右转，那左边的副翼向下，右侧的副翼向上。这样飞机会横滚，从而产生一个向心力矩。来协调转弯。
另外一个辅助作用才是协助起飞降落，副翼会同时向下或向上偏转来实现增升减升的
升降舵的作用
潜艇（或鱼雷）潜航时，利用相对水速产生升力，以控制垂向航态的舵。一般为水平布置，故也称水平舵。
当我们需要操纵飞机抬头或低头时，水平尾翼中的升降舵就会发生作用。升降舵是水平尾翼中可操纵的翼面部分，其作用是对飞机进行俯仰操纵。
当需要飞机抬头向上飞行时，驾驶员就会操纵升降舵向上偏转，此时升降舵所受到的气动力就会产生一个抬头的力矩，飞机就抬头向上了。反之，如果驾驶员操纵升降舵向下偏转，飞机就会在气动力矩的作用下低头。
升降舵控制沿横轴的俯仰运动。类似小飞机上的副翼，升降舵通过一系列机械连杆机构连接到座舱中的控制杆。控制杆的向后移动使升降舵面的后缘向上偏转。这一般指上升降舵
升降舵是改变飞机俯仰姿态的主要控制手段。
上升降舵位置减弱了升降舵的拱形，产生了一个向下的空气动力，它比平直飞行时的正常尾部向下的力要大。总体效果是导致飞机的尾部向下移动，机头上仰。俯仰运动绕重心发生。俯仰运动的强度由重心和水平尾翼面的距离和水平尾部翼面上气动力有效性决定。
向前移动控制杆有相反的效果。这种情况下，升降舵的拱形度增加，水平安定面或者安定面上产生的升力更多(尾部向下的力更小)。这就把尾部向上移动，使机头下俯。此外，俯仰运动还是绕飞机重心发生的。
正如前面稳定性讨论中提到的，功率，推力线，和尾翼上水平尾翼面的位置都是影响升降舵控制俯仰有效性的因素。例如，水平尾翼面可能安装在开进垂直安定面的较低位置，在中点，或者在高点的位置，就像T型尾翼的
升降舵的飞机升降舵
当需要飞机抬头向上飞行时，驾驶员就会操纵升降舵向上偏转，此时升降舵所受到的气动力就会产生一个抬头的力矩，飞机就抬头向上了。反之，如果驾驶员操纵升降舵向下偏转，飞机就会在气动力矩的作用下低头。
升降舵控制沿横轴的俯仰运动。类似小飞机上的副翼，升降舵通过一系列机械连杆机构连接到座舱中的控制杆。控制杆的向后移动使升降舵面的后缘向上偏转。这一般指上升降舵
升降舵是改变飞机俯仰姿态的主要控制手段。
上升降舵位置减弱了升降舵的拱形，产生了一个向下的空气动力，它比平直飞行时的正常尾部向下的力要大。总体效果是导致飞机的尾部向下移动，机头上仰。俯仰运动绕重心发生。俯仰运动的强度由重心和水平尾翼面的距离和水平尾部翼面上气动力有效性决定。
向前移动控制杆有相反的效果。这种情况下，升降舵的拱形度增加，水平安定面或者安定面上产生的升力更多(尾部向下的力更小)。这就把尾部向上移动，使机头下俯。此外，俯仰运动还是绕飞机重心发生的。
正如前面稳定性讨论中提到的，功率，推力线，和尾翼上水平尾翼面的位置都是影响升降舵控制俯仰有效性的因素。例如，水平尾翼面可能安装在开进垂直安定面的较低位置，在中点，或者在高点的位置，就像T型尾翼的设计。
红线表示气流方向(也就是飞机机头方向吹过来的风的方向），黑线表示平尾，蓝线表示升降舵舵面，以下相同。图1--------这个是飞机起飞时候升降舵舵面的情况，飞机往前飞，气流就往后吹，气流遇到升降舵上翘的舵面产生阻力，阻力产生压力，压力把升降舵舵面往下压，飞机机头就会自然向上了，飞机就往上飞。图2---------这个是飞机下降时候升降舵舵面的情况，飞机往前飞，气流就往后吹，气流遇到升降舵下翻的舵面产生阻力，阻力产生压力，压力把升降舵舵面往上推，飞机机头就会自然向下了，飞机就往下低头飞。图3---------这个是飞机升降舵舵面和平尾在一条线时候的情况，气流流过平尾和升降舵没有受到任何的阻力，飞机没有抬头力矩和低头力矩，飞机就是平飞状态。
关于《飞机升降舵载荷系数》的介绍到此就结束了。
