力学竞赛无动力滑翔机设计计算说明书

目录1 模型设计摘要 (2)2 模型结构布局（另附图纸） (2)3 模型设计 (3)3.1 模型主翼设计 (3)3.1.1 主翼展弦比确定 (3)3.1.2 主翼翼型选择 (3)3.1.3 主翼形状选择 (4)3.1.4 机翼的尺寸 (4)3.1.5 确定安装角 (4)3.1.6 确定上反角 (4)3.2 模型尾翼设计 (7)3.2.1 选择尾翼的形式 (7)3.2.2 确定水平尾翼的几何形状 (7)3.2.3 确定水平尾翼翼弦、翼展和展弦比 (7)3.2.4 确定水平尾翼的安装角 (8)3.2.5 确定垂直尾翼几何形状 (9)3.2.6 确定垂直尾翼的尺寸 (9)3.3 机身尺寸 (9)3.4 重心位置 (10)3.4.1 重心的上下位置 (10)3.4.2 重心的前后位置 (10)3.5 飞机自重及配重质量 (10)4 火箭助推到滑翔机滑翔的分析过程 (10)4.1 火箭助推和惯性滑行过程分析 (10)4.2 模型滑翔过程分析 (19)4.2.1 升力的产生 (19)4.2.2 模型滑翔受力分析 (19)5 模型飞行稳定性能分析 (22)5.1 静稳定性 (22)5.1.1 俯仰稳定性 (22)5.1.2 横侧稳定性 (24)5.2 动稳定性 (25)6 模型强度校核 (26)6.1 主翼强度校核 (26)6.2 机身强度校核 (29)6.2.1 机身拉应力校核 (29)6.2.2 机身正应力强度校核 (29)6.3 尾翼强度校核 (29)7 滑翔机试飞及调试 (31)7.1 目测法 (31)7.2 带动力试飞 (32)参考文献 (34)1 模型设计摘要如今很多大学生只注重理论的学习，没有将理论知识运用到实际的生产生活当中。

我们认为，此次力学竞赛是一个将理论知识运用到实际应用中的一个良好的机会。

在火箭助推式滑翔机的设计中，我们利用理论力学、材料力学以及空气动力学等力学基本理论知识作为滑翔机设计理论基础，对滑翔机的制作及滑翔这整个过程进行了系统的力学分析；首先，分析多种翼型，综合阻力、加工工艺等多方面考虑确定机翼平面形状，通过总冲与机翼面积关系，确定机翼尺寸。

其次，运用上反角、侧滑角与迎角改变量的公式来选取合适的上反角，并确定适中的迎角。

应用俯仰安定系数分析和无量纲系数来定义滑翔机尾翼的几何外形，并计算得具体尺寸。

然后以翼载荷分析及试验来调配配重块重量以及合理的放置。

我们运用profile软件，Excel软件，AutoCAD软件等计算机软件进行了多角度的研究分析来优化我们模型的相关参数。

经过多次实践试飞证明，我们的理论计算、模拟分析结果都与实际情况吻合度很高。

火箭助推式滑翔机的设计以及制作让我们将力学知识运用到了实践过程中，加深了我们对于力学知识的理解，激发了我们的学习兴趣，提高了动脑动手能力，对我们的综合素质的提高起到积极的推进作用。

2 模型结构布局（另附图纸）3 模型设计3.1 模型主翼设计3.1.1 主翼展弦比确定展弦比即机翼翼展和平均几何弦之比，常用以下公式表示：AR=λ=l/b=l^2/S式中L为机翼翼展，b为机翼翼弦长，S 为机翼面积。

展弦比的大小对飞机飞行性能有明显的影响。

机翼面积相同时，只要飞机没有接近失速状态，在相同条件下展弦比大的机翼产生的升力也大，因而能提高飞机承载力与机动性。

另外资料表明滑翔机在滑翔过程中翼尖部分诱导阻力与速度的平方成反比。

普通固定翼飞机机翼的展弦比一般在6～11，由于滑翔机速度慢，可以采用高展弦比以降低诱导阻力。

为提高我们滑翔机的滑翔性能，考虑到材料强度允许，我们的主翼展弦比为6.2。

3.1.2 主翼翼型选择飞机的翼型大致分为三种。

一是平凸翼型，这种翼型的特点是升力大，尤其是低速飞行时。

二是双凸翼型，其中双凸对称翼型的特点是在有一定迎角下产生升力，零度迎角时不产生升力。

飞机在正飞和倒飞时的机头俯仰变化不大。

这种翼型主要应用在特技机上。

三是凹凸翼型，这种翼型升力较大，尤其是在慢速时升力表现较其它翼型优异，但阻力也较大。

由于此次比赛所制作的滑翔机在助推火箭发射升空后，相对的速度比较偏小，并且考虑制作难度，我们确定选用平凸翼型。

该翼型的升阻比同比较大，且随攻角变化平缓，不易失速。

通过profili计算得到的极曲线如下：图3-1 平凸翼型极曲线3.1.3 主翼形状选择当机翼产生升力时，机翼下表面的压力比上表面的大,而机翼翼展长度又是有限的，所以下翼面的高压气流会绕过两端翼尖,向上翼面的低压区流去。

当气流绕过翼尖时,在翼尖部分形成旋涡,这种旋涡的不断产生而又不断地向后流去即形成了所谓诱导阻力，即诱导阻力主要分布于机翼翼尖。

另外通过查阅相关资料我们得知，在相同机翼面积条件下，机翼诱导阻力: 椭圆翼＜梯形翼＜矩形翼;相同机翼面积条件下，机翼升力弯曲力矩：椭圆翼＞梯形翼＞矩形翼综合以上三点与制作加工的实际情况，我们确定的主翼形状为：矩形平翼与梯形翼相结合的复合形状，,以在保证主翼整体既包含矩形翼较大升力、较小弯曲力矩的优点，又结合梯形翼的阻力特点，尽可能减小诱导阻力、提升滑翔性能。

图3-2 机翼形状3.1.4 机翼的尺寸表3-3 机翼的主要几何参数表的尺寸展弦比 6.2翼展800mm2翼弦130mm机翼面积980cm23.1.5 确定安装角以飞机拉力轴线为基准, 机翼的翼弦线与拉力轴线的夹角就是机翼安装角。

通常机翼安装角应在0～3°之间。

机翼设计安装角的目的，是为了使飞机在低速下有较高的升力。

为了确定合适的安装角，需要AG-11比较翼型在不同迎角下的升阻比系数。

理论计算曲线如图3-5，具体参数如下表3-4所示：表3-4 机翼的主要几何参数表的尺寸图3-5 AG-11翼型在不同迎角下的升力、阻力系数曲线对翼型升力、阻力系数极曲线分析，在2°～3°时翼型阻力最小，且有较大升力。

但经过我们经过多次试飞，采集数据，发现安装角设定为升阻比最大的3°时，虽然升力较大但是实际滑翔性能可靠性不佳。

最后我们采用的安装角是1°，在该安装角下滑翔机能够非常平稳的滑翔。

3.1.6 确定上反角上反角是指机翼基准面和水平面的夹角，当机翼有扭转时，则是指扭转轴和水平面的夹角。

图3-6 机翼上反角选择下图3-7是机翼在不同上反角情况下升力系数随迎角的变化图。

由图可知：机翼上反角对翼身组合体升力系数曲线的斜率几乎没有影响；但在同一迎角，上反角越大，升力系数越低。

由图3-8可知：升力系数随之线性减小，在线性段上反角每增加1°，升力系数降低0.005；若上反角继续增大至9°时升力系数将非线性减小。

造成升力系数下降的原因是：①机翼上反角越大，其在水平面的投影面积就越小，从而产生升力的有效机翼面积减小；②从展向压力分布来看，机翼上反角越大，前缘上表面吸力峰与下表面正压力下降越多，激波向前移动也就越大，从而使得升力减小越多。

图3-8 机翼展向升力系数分布滑翔机上反角，可以增加其横向稳定性，当有风从侧面吹过，由于上反角的存在，机翼可以产生修复力矩，使滑翔机摆正。

考虑到比赛时当地环境和复杂风向，我们把飞机的性能着重的放在了稳定性上面，而在滑翔机的升力方面做了些许的牺牲。

我们采用了比较大的上反角，以确保在一定外界干扰的情况下，滑翔性能依然能够保持。

经过我们初步计算，试飞调试实验及反复权衡，我们采用了梯形翼部分6°的上反角。

图3-9 机翼样式3.2 模型尾翼设计3.2.1 选择尾翼的形式尾翼的分类一般包括三种：垂直尾翼、水平尾翼和V型尾翼。

其中，V型尾翼由左右两个翼面组成，成“V”型，其飞机结构简图如图（V形尾翼结构图）所示。

正是这种特殊的结构，V型尾翼同时兼有垂尾和平尾的功能，能同时起纵向和航向稳定作用，当两边舵面向相同方向偏转时，起升降舵的作用；相反的，向不同方向偏转时，则起方向舵作用，因此V尾翼大仰角可控性很好。

此次比赛我们采用的是V型尾翼。

3.2.2 确定V型尾翼的几何形状采用梯形尾翼。

3.2.3 确定V型尾翼翼弦、翼展和展弦比展弦比即机翼翼展和平均几何弦之比，常用以下公式表示：AR=λ=l/b=l^2/S这里l为机翼展长，b为几何弦长，S为机翼面积。

因此它也可以表述成翼展（机翼的长度）的平方除以机翼面积，如圆形机翼就是直径的平方除以圆面积，用以表现机翼相对的展张程度。

展弦比的大小对飞机飞行性能有明显的影响展弦比增大时，机翼的诱导阻力会降低，从而可以提高飞机的机动性。

图3-10 鸭翼对低速最大升力特性的影响如下图3-11我们小组计算得展弦比AR约等于1.94。

则确定V型尾翼的翼展为215mm。

水平尾翼面积为16800mm2为最终V型尾翼的尺寸。

图3-11 水平尾翼3.2.4 确定V型尾翼的上反角=0.72ε=36.5C yλ式中：ε—气流下斜角；C—迎角为3°时的机翼升力系数，为0.74；yλ—机翼展弦，为6.2。

得ε约为0.72°，即水平尾翼安装角为0.72°。

但经试飞发现，这样的尾翼设计并不理想，所以我们最终取消了水平尾翼安装角。

助推火箭模型滑翔机通常被设置成以一定的转弯半径飞行，以确保其人部分能够在发射地点附近飞行，便对模型飞机进行回收。

一般来说，可以通过在一侧机翼上添加少量配重，使升力方向向一边倾斜，来实现这种转弯。

此外，也可以通过平尾在粘按时向一侧倾斜来实现，但其倾斜角度不易太大，一般不要超过2°。

因此我们采用倾斜平尾来实现转弯。

3.3 机身尺寸控制机身长度的两个尺寸是机翼与水平尾翼之间的距离（尾臂长）l 和机头到机翼前缘的距离（机头长）n，一般取l=0.4～0.6Sw （翼展），所选尺寸应由水平安定面面积AS 来判定，l 短，则水平尾翼面积就应大；增加l，则较小水平尾翼也能保持稳定性。

正确的机头长n 应为机翼弦长Cw 的1～2 倍，其长度足以安装火箭舱，但不可长得超重。

通常，机身长度略大于翼展。

根据上述所说，再由纵向弯矩平衡及质量要求，设计出机身的基本几何尺寸，长为360mm，其它尺寸见图纸。

图3-13 机身3.4 重心位置3.4.1 重心的上下位置由于火箭助推滑翔机在滑翔的过程中没有动力驱动及遥控控制，且考虑到制作方便，我们选择高翼机。

高翼机重心在压力中心以下，当飞机倾斜时，升力与重力有一自动回复的力矩。

3.4.2 重心的前后位置我们选择重心在压力中心之后，尾翼升力向上。

重心在机翼偏后位置，模型一般重心在前缘算起50%～90%位置，这样主翼升力对重力产生的弯矩及尾翼升力对重心的弯矩之和，能够抵消焦点弯矩。

再经过多次试飞、调整后，发现重心在前缘算起60% 比较好。

3.5 飞机自重我们选择的飞机质量大约在 158克左右，满足大赛飞机质量150g以上的要求，飞机整体性能有较好的体现。