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本科课程设计报告题目飞机气动估算及飞行性能计算学生姓名班级日期目录气动特性估算................................................. 错误!未定义书签。
升力特性估算............................................. 错误!未定义书签。
外露翼升力估算....................................... 错误!未定义书签。
机身升力的估算...................................... 错误!未定义书签。
尾翼的升力估算...................................... 错误!未定义书签。
合升力线斜率的计算................................... 错误!未定义书签。
临界马赫数的计算..................................... 错误!未定义书签。
阻力特性的估算.......................................... 错误!未定义书签。
全机摩擦阻力的估算................................... 错误!未定义书签。
亚音速压差阻力的估算................................. 错误!未定义书签。
亚声速升致阻力特性估算............................... 错误!未定义书签。
超音速零升波阻估算................................... 错误!未定义书签。
超声速升致阻力....................................... 错误!未定义书签。
飞机基本飞行性能计算......................................... 错误!未定义书签。
一、机翼桐木片210mm×55m×3mm图4－1－2用壁纸刀切掉阴影部分打磨成平凸翼型，先用铅笔在木片上画出操作线。
图4－1－3 机翼的断面形状用锉或粗砂纸板将阴影部全部磨掉，然后用砂纸板把机翼的全部棱角磨圆滑，使之成为平凸翼型。
注意后缘不宜过薄，后缘过薄会造成高速弹射时后缘抖动造成模型不能正常飞行。
把手工锯平放在中线上，来回拉锯子将其锯断。
图4－1－4用砂纸板从上向下反复打磨断面处将其打磨出一个平直的斜面。
如图将机翼需打磨倾角的一端放在桌子边上，探出桌子边约1-2mm，另一端翘起，翘起角度为上反角。
2.机身选用300mm×15mm×3mm木条一根在距机头100mm处做长为55mm的凹槽。
先在中间切一刀，要直，然后从两侧的中间剖切。
图4－1－6切完后的断面形状，深度大约为1mm左右。
为防止制作者制作凹槽失误，可先切凹槽，再切机身外形，这样一个木条可提供两次切凹槽的机会。
3. 水平尾翼和垂直尾翼图4－1－7如图切成水平尾翼和垂直尾翼两部分，再将阴影部分切除、打磨。
第二节粘接材料和工具：打磨好的弹射模型飞机各部分、502胶、刻度尺、模具等。
知识介绍：弹射模型飞机在飞行调整中的主要问题是高速弹射上升和低速滑翔下降之间的矛盾。
一般弹射模型飞机的弹出速度可以达到40米/秒左右，而滑翔下降速度只有8米/秒。
如果其他情况不变，在上升或下降这两种飞行状况下，它们的升力可以相差24倍。
这就是弹射模型飞机在弹射爬升阶段常常会发生翻筋的主要原因。
下面介绍几种防拉翻的方法。
1. 可控水平尾翼图4－2－1 可控水平尾翼它的关键部分是水平尾翼的控制机构。
在水平尾翼前面有一个活动部分，活动部分的铰链用薄绸粘成。
在机身后部绑一根用直径0.3毫米左右的钢丝制作的弹簧，弹簧的另一端压在水平尾翼的活动部分上，如图。
可以通过调整钢丝的直径、弹簧的形状和长短来调整弹簧对水平尾翼活动部分的压力，使模型飞机在弹射爬升时，水平尾翼活动部分在气流的作用下抬起增加水平尾翼升力，克服模型飞机抬头。
固定翼重心计算方法不知道这个有没有人发过.先发上来大家分享吧无论任何飞行器，在设计过程中，能否准确地定出最佳重心位置，往往决定着飞机飞行的好坏。
由此许多年来，世界各国航模设计人员都在设法寻求一种简便可靠的重心设计方法。
美国航模家ReneJassien在这方面作了大量工作。
早在1959年他就发明了一种设计重心的方法，在随后25年中，又进一步修正完善。
今天，这一公式被各国航模界普遍接受，通过近50种不同类型模型飞机的验证，其平均误差不超过1%。
公式及各参数物理意义C%=KA+（KT*TA*GM*PS/WA*WA）C%重心至机翼前缘距离占全翼弦长的百分比。
KA机翼系数。
KA = 20+A+B+CKT尾翼系数。
KT = 25+D+ETA水平尾翼面积（平方dm）GM机翼前缘至水平尾翼前缘的距离（dm）PS翼展投影长度（dm）WA机翼面积（平方dm）系数取值：机翼系数KA（KA=20+A+B+C）A=2下翼B=0对称翼型=3中翼=1凸凸翼型=4上翼=2平凸翼型=5翼间支架结构或上反很大=3凸凹翼型=4高弯度凸凹翼型C：视规定飞机类别，飞行科目及飞行适应条件取值。
比例缩尺类F1A、F1B、及手掷滑翔类F1C优良的爬升性或能适应恶劣天气-60+6爬升性一般或适应各种天气-4+2+8滑翔性能优异或要求气流平稳-2+4+10尾翼系数KT（KT=25+D+E）D：视方向舵位置取值E：视平尾翼型取值D=0中舵E=0对称翼型=1翼尖小舵面=1凸凸翼型=2翼尖大舵面=2平凸翼型=3凸凹翼型=4高弯度凸凹翼型。
飞行器的气动特性与设计方法在人类探索天空和宇宙的征程中，飞行器的发展一直是关键所在。
而飞行器的气动特性和设计方法则是决定其性能、安全性和效率的核心因素。
要理解飞行器的气动特性，首先得明白空气对于飞行器的作用。
当飞行器在空气中运动时，空气会对其产生各种各样的力和影响。
其中，升力是让飞行器能够克服重力在空中飞行的关键力量。
升力的产生主要与飞行器的外形、机翼的形状和角度有关。
机翼通常设计成上凸下平的形状，当空气流经这样的机翼时，上方的气流速度快，下方的气流速度慢。
根据伯努利原理，流速快的地方压力低，流速慢的地方压力高，从而在机翼上下表面产生压力差，形成了升力。
但升力并不是唯一的力，还有阻力。
阻力包括摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力等。
摩擦阻力是由于空气与飞行器表面的摩擦产生的；压差阻力则与飞行器的外形和气流分离有关；诱导阻力则是由于产生升力时伴随产生的一种阻力。
飞行器的稳定性也是气动特性的一个重要方面。
稳定性包括纵向稳定性、横向稳定性和方向稳定性。
纵向稳定性确保飞行器在俯仰方向上的平衡，横向稳定性保证在滚转方向上的稳定，方向稳定性则让飞行器在偏航方向上保持稳定。
如果飞行器的稳定性不好，就会像一个失去平衡的风筝，难以控制，甚至可能发生危险。
了解了飞行器的气动特性，接下来谈谈设计方法。
在设计之初，设计师需要明确飞行器的用途和任务要求。
是用于民用客运，还是军事作战？是追求高速飞行，还是需要具备良好的短距起降能力？不同的用途和要求会导致设计方向的巨大差异。
然后，外形设计是关键的一步。
机翼的形状、机身的流线型、尾翼的布局等都需要精心考虑。
比如，对于追求高速的飞行器，通常会采用细长的机身和尖锐的机翼前缘，以减少阻力；而对于需要短距起降的飞机，可能会采用大展弦比的机翼和较大的襟翼来增加升力。
材料的选择也会影响飞行器的气动性能。
使用轻质、高强度的材料可以减轻飞行器的重量，从而减少所需的动力和燃料消耗。
同时，材料的表面光滑度也会影响摩擦阻力。
表11-3 选择的一些配备V型尾翼的飞机图11-36 增加俯仰力矩的权威解释对于配置单座喷气式发动机的飞机而言，V型尾翼是飞机的一个极好的结构，它允许发动能够被安装在处于飞机中心线上的机身顶部的吊舱上。
关于这种设计方案的两个最近的例子是西锐SF50飞机和Eclipse喷气式飞机。
以下缺点引自NACA R-823飞机[19]。
首先，有可能产生升降舵和方向舵所控制的力的相互作用。
例如，当飞机侧风降落时，飞行员可能在降落路线的最后一个导航点使用方向舵踏板来侧滑飞机。
因为这将使方向升降舵的一端产生TEU 偏转，而在另一端产生TED偏转，与那些处于中间位置的方向舵相比，升降舵的驱动力将会受到影响。
第二，当调整片偏转至大角度时，有可能导致升降舵和方向舵调整时的相互作用。
第三，控制系统需要对控制输入端进行特殊处理。
这是使用一个被称作控制系统混频器（见图11-37）的一个装置完成的。
第四，它将在尾翼和机身上导致更大的负荷，这往往会增加结构的重量。
这是由于V型尾翼必须用作HT和VT的事实引起的。
这要求它的尺寸要大于它只用作一个目的是的尺寸。
结果，在机动飞行时，例如偏航飞行，将产生一个较大的力，当然，这需要一个坚固的和较重的结构。
但是还有其他缺点不能通过R-823飞机提及。
首先是方向舵的应用将导致飞机向与预期相反的方向滚动的。
以飞行员想要执行一个向左转的动作，来理解这是什么意思。
要做到这一点，飞行员将使飞机的左翼向下滚动。
这将导致右翼上升，结果，右翼将绕一个比左翼滚动半径大的圆弧滚动。
这将使右翼移动的速度比左翼大，接下去将产生比左翼更大的阻力，这将导致机头有向右转的倾向，即使机头正在向左转。
这种现象被认为是一种不利的偏航，飞行员只需通过踩下左方向舵踏板就能消除这种现象。
当这种现象发生的时候，如果我们从飞机的后面看，在机头向左方（目标方向）偏转的过程中，我们会看到飞行员将迫使飞机尾部向右方转。
对于一些飞机，飞行员需要主动通过这种方式纠正转向，而对于其它飞机而言，没必要这么做。
接下来描述的不是V型尾翼结果的劣势，而是需要牢记考虑V型尾翼时的效果。
现在考虑图11-38，该图比较了V型尾翼和倒V型尾翼方向舵的使用。
上图显示的是V型尾翼的方向升降舵的偏转使机头向左偏航（机尾向右偏航）。
左端方向升降舵产生TED偏转，右端方向升降舵产生TEU偏转。
尾翼表面上的合力矢量引起飞机有向右滚动的倾向，这与预期的转向相反。
这种倾向被称为不利的翻滚偏航。
图中英文翻译：rudder push-rod :方向舵推杆Rudder bellcrank:双臂曲柄Right rudder cable:右方向舵钢索Differential mechanism:差动机构Elevator up cable:方向舵上升钢索Elevator down cable:方向舵下降钢索Lift rudder cable:左方向舵钢索图11-37 Beech Bonanza飞机上的方向舵/升降舵控制系统混频器（图片来自作者的收藏）图中英文翻译：V-tail Tendency is to roll against the bank (roll out of turn):V型尾产生抵消侧滚的转动趋势Inverted V-tail Tendency is to roll with the bank (roll into run):倒V型尾产生加强侧滚的转动趋势Ted=Trailing edge down :后缘收上Teu=Trailing edge up: 后缘放下图11-38 V型尾翼和倒V型尾翼偏航响应的区别。
飞行员的意图是向左翻转，坐标随方向舵一起翻转。
如果较大的方向舵偏转是必需的话，那么常规的V型尾翼将趋向使旋转平面脱离该翻转，而倒V型尾翼则趋向使旋转平面进入该翻转。
然后，回顾图11-38中的下图，该图显示了倒V型尾翼上，方向升降舵如何偏转才能使机尾向右偏移。
左端方向升降舵产生TEU偏转，右端方向升降舵产生TED偏转。
尾翼表面上的合力矢量引起飞机有向左滚动的倾向，这与预期的转向相反。
简言之，倒V型尾翼帮助飞行员执行转弯操作，以上的描述的简单意思是：V型尾翼使飞机脱离翻转，倒V型尾翼使飞机进入翻转，后者是更可取的。
这种倾向被称为有利的翻滚偏航。
另外一个缺点是飞机会绕俯仰轴旋转，这是由于V 型尾翼上升力的垂直分量的作用。
基于这个原因，需要一个较大的尾翼。
有一个交互控制系统，这使得踩踏方向舵踏板可能引起机头的俯仰力矩，这取决于尾翼的几何形状和机翼。
这也许会要求将方向升降舵的偏转差速器安装在控制系统内部。
例如，这样的差动控制可能会导致TED 方向升降舵偏转-6°而TEU 方向升降舵偏转+10°。
最后，V 型尾翼的一个最重要的特点是它增加了飞机的二面体效果。
因此，需要减轻Dutch 旋转的阻尼和更多的Dutch 旋转“滚动”类型。
这样的飞机，特别是高空飞行的飞机，可能必须配备偏航阻尼器（当然，不管怎样说，所有高空飞行的飞机都应该配备）。
V 型尾翼的简单理论参考文献19列出了一些有助于V 型尾翼设计的表达式。
该文献列出了下述一系列经试验验证的公式，这有助于V 型尾翼结构的设计（推导过程见参考文献）：V 型尾翼升力曲线的斜率：2L HT L N C C cos αα=Γ （11-29）V 型尾翼的升降舵权：L e L N C C cos δατ=Γ （11-30）V 型尾翼的侧向力斜率：2Y r L N C KC sin βα=-Γ （11-31）V 型尾翼的方向舵权：Y r L N C KC sin δατ=Γ （11-32）式中，Γ是V 型尾翼的二面角，L N C α为二面角等于零时的升力曲线斜率，τ为控制有效性参数，K 为尾翼的两个半翼的迎角进行相同或相反的改变获得升力的总和与整个尾翼的迎角进行相应的改变所获得的升力之比。
控制有效性参数τ的公式在参考文献中给出，但是它是尾翼和机翼形状，V 型尾翼二面角和升降舵权等的函数。
11.3.5 倒V型尾翼倒V型尾翼（图11-39）的也拥有很多V型尾翼的优点和缺点，但是该尾翼在行业内很少使用。
其使用该尾翼最有名的例子是自制的单座单翼迷你飞行汽车IMP，尽管有些版本又另外装备了一个垂直的尾翼，这形成了一个倒Y型尾翼（见下文）。
通用原子捕食者是一款军用无人机，也具有一个倒V形尾翼，虽然有些人会反对这种定义，因为它在外侧两个像“塌”倒Y型尾翼之间还有一个垂直鳍翼。
此外，埃尔比特爱马仕90无人飞行器（UAV）在升降舵尾桁架上装备有一个有趣的倒V型尾翼。
图11-39 倒V型尾翼结构倒V型尾翼结构的最大优势是上节讨论过的有利的翻滚偏航。
其最大的缺点是它的尖部减少了飞机起飞旋转和飞机的照明性能。
出于这个原因，该尾翼必须被安装在机身的较高位置，另外，主起落架可能要被加长来改善飞机的旋转能力。
11.3.6 Y型尾翼从某个角度来看，Y型尾翼（图11-40）是V型尾翼的变体。
有人可能会说，这就是一个V型尾翼加了一个额外的竖直表面而已。
像V型尾翼一样，它也需要方向升降舵混合控制器（否则它是只是一个二面角较大的倒置的常规尾翼）。
然而，有时方向舵也安装在机身底部的垂直腹鳍上，目的是增加方向舵的性能。
配备这种尾翼的飞机中，最引人注目的是通用原子公司的捕食者B和已经被取消的LearAvia Lear Fan 2100飞机。
图11-40 Y型尾翼结构尾翼的所有优点是对方向稳定性和由尾翼的垂直元件提供的Dutch偏转阻尼的改善，这表现为对常规V型尾翼结构的改善。
这允许由更小跨度的V型尾翼。
即使是相对较小跨度的垂直元件，也可以对Dutch偏转阻尼进行明显的改善。
使用该结构的主要缺点是，它对飞机起飞时的旋转和着陆时的照明性能提出了加大的挑战。
这可以对垂直表面的容许范围进行显著的限制，降低其改善方向稳定性和Dutch偏转阻尼的能力。
但是，像往常一样，一个特定的尾翼结构的实用性最终要依赖于一般的几何形状，前面提到的飞机表明，飞机可以很成功的装备Y 型尾翼。
11.3.7 倒Y型尾翼许多Y型尾翼的利弊也适用于倒Y型尾翼，然而，该尾翼能够为失速的恢复带来很大的改进，正如指向向下尾翼的装配会使飞机俯仰进入未分离的气流，这与Y型尾翼倾向于将气流旋转到后翼形成对比。
迄今为止，具有这种倒Y型尾翼的飞机中，最著名的是麦克唐纳道格拉斯F-4幽灵战斗机，虽然有些人认为这只是HT具有大反角的常规尾翼结构。
该结构最大的缺陷显示于图11-41中，在现有的常规喷气式客机中，该结构将严重限制飞机起飞和着陆时旋转的能力。
图11-41 倒Y型尾翼结构11.3.8 H型尾翼当飞机的总高度成为问题时，H型尾翼（图11-42）是一个很好的解决方案，此时单个VT简直是太高了。
它是双引擎螺旋桨飞机一个不错的配置，而且提供一种补充由于一个发动机不工作（OEI）造成的非对称力矩所需的恢复偏航力矩的手段。
通过将两个VT表面放置在每台发动机的转弯范围内，如果其中的一个表面的动压减小，那么这应该是其中一个引擎停止了工作。
有时，VT的安装可能进一步补充恢复偏航力矩（如Breguet Br-695飞机），但也许这并不是必须的，因为转弯倾向于遵循机身的形状和弯曲，放置VT在一个合适的迎角位置，该迎角有助于促进恢复偏航力矩的产生。
图11-42 H型尾翼结构过去的军用飞机经常以装备H型尾翼为特色，其中尾翼的垂直表面面积很小，频频在1.0范围内。
这样做的好处是VT表面在一个非常高的AOY下才发生失速，这有助于防止飞机遭遇方向舵锁定（见第11.2.11节，背鳍）。
对于这种结构，背鳍并不是必必需的，该结构也增加的水平尾翼经历端板影响的效率。
这种效应通过翼尖升力的下降促进了升力的均匀分布，而且允许HT的尺寸（还有重量和阻力）有一定程度的减小（见10.5.8节，终板翼尖）。
该结构一个重要的弊端是降低了颤振速度。
这是由于HT的固有振动频率的降低造成的，固有振动频率的降低是由于VT的质量集中在它的前端。
这种颤振速度的减小必须通过加强HT来改善，这将增加结构的整体重量。
洛克希德14 Electra 飞机是一个研制于20世纪30年代的双引擎，10座运输机，该飞机是具有H型尾翼飞机由于尾翼颤振遭受致命事故的典型例子。
目前还不清楚这是否是由于方向舵舵颤振（颤振可以在所有的飞机发生）或HT/ VT组合本身引起的，虽然这并没有改变上面的描述。
另外一个缺陷是尾部在高AOY下经受特殊气体负荷，这也要求增加结构的重量。
该结构还需要方向舵控制系统有一个间隙，以便两个方向舵可以协调配合，这增加了控制系统的复杂度。
最后，该结构有较高干扰阻力，由于面积较小，尾翼的升力曲线斜率很小。
11.3.9 三面结构三面结构由一个包括前置翼面的主翼和一个水平尾翼组成。
