螺旋桨拉力计算_教学资源|题库|学习文库-「普洱教育」



主页 > 公式大全 > 正文 手机版

螺旋桨拉力计算

教学资源|题库|学习文库-「普洱教育」来源: https://www.puerjy.cn 2020-02-22 23:43公式大全 385 ℃
拉力计算公式
机翼升力计算公式 升力L=1/2 *空气密度*速度的平方*机翼面积*机翼升力系数 (N) 机翼升力系数曲线如下 注解:在小迎角时曲线斜率是常数。 在标识的1位置是抖振点,2位置是自动上仰点, 3位置是反横操纵和方向发散点,4位置是失速点。 对称机翼在0角时升力系数=0(由图)非对称一在机身水平时升力系数大于0,因此机身水平时也有升力 滑翔比与升阻比 升阻比是飞机飞行速度不同的情况下升力与阻力的比值,跟飞行速度成曲线关系,一般升阻比最大的一点对应的速度就是飞机的有利速度和有利迎角。
滑翔比是飞机下降单位距离所飞行的距离,滑翔比越大,飞机在离地面相同高度飞的距离越远,这是飞机固有的特性,一般不发生变化。
如果有两台飞行器,有着完全相同的气动外形,一台大量采用不锈钢材料的 ,另一台大量采用碳纤维材料,那么碳纤维材料的滑翔比肯定优于不锈钢材料的。这个在SU-27和歼11-B身上就能体现出来,歼11-B应该拥有更大的滑翔比。
螺旋桨拉力计算公式(静态拉力估算) 你的飞行器完成了,需要的拉力与发动机都计算好了,但螺旋桨需要多大规格呢。下面我们就列一个估算公式解决这个问题 螺旋桨拉力计算公式:直径(米)×螺距(米)×浆宽度(米)×转速²(转/秒)×1大气压力(1标准大气压)×经验系数(0.25)=拉力(公斤) 或者直径(厘米)×螺距(厘米)×浆宽度(厘米)×转速²(转/秒)×1大气压力(1标准大气压)×经验系数(0.00025)=拉力(克) 前提是通用比例的浆,精度较好,大气压为1标准大气压,如果高原地区,要考虑大气压力的降低,如西藏,压力在0.6-0.7。
1000米以下基本可以取1。 例如:100×50的浆,最大宽度10左右,动力伞使用的,转速3000转/分,合50转/秒,计算可得: 100×50×10×50²×1×0.00025=31.25公斤。 如果转速达到6000转/分,那么拉力等于: 100×50×10×100²×1×0.00025=125公斤 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: 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。
从空气动力学基础理论来说。展弦比越大,诱导阻力会越小,升阻比会提高。 但同时,较大的展弦比会降低飞机的机动能力,因为较大的展弦比会使诱导阻力减小,但同时使翼面切向阻力加大。飞机维持平飞时稳定性极好,但一旦需要机动,则翼载和阻力都很大。加速性和超音速性能都很差。 相反,随着后掠角的加大,展弦比会呈现一次函数线性衰减,此时诱导阻力增加,升阻比降低,但飞机在超音速飞行时的性能明显改善,机动性也提高。
所以,对于要求长航程,稳定飞行的飞机而言,需要大展弦比设计。而战斗机多采用小展弦比设计。
例如:B-52轰炸机展弦比为6.5,U-2侦察机展弦比10.6,全球鹰无人机展弦比更是高达25;而小航程、高机动性飞机,如歼-8展弦比为2,Su-27展弦比为3.5,F-117展弦比为1.65。 低速飞机设计的关键一是加大升力面积二是减轻重量,通过降低翼载荷实现低速。加大翼展可获得大升力面积但从结构强度考虑将大大增加重量,而仅仅通过加大翼弦获得大升力面积时整体重量增加较少,所以低速飞机展弦比不宜太大,建议要想以3米/秒或4米/秒飞行的展弦比为4--5,而一般的滑翔机准备以8--10米/秒飞行不太计较重量的话展弦比可做到10以上。这仅是我个人很局限的看法,希望有百家争鸣。
大展弦比表明机翼比较长且窄,小展弦比则表明机翼比较短且宽 短而宽的机翼(低展弦比)诱导阻力较大,适合高速物体 而低速的滑翔机或是长时间、高高度滞空的则多采高展弦比以降低诱导阻力 比如需要长时间飞行的信天翁,翅膀展弦比高,而如隼或老鹰等需要掠食的鸟类,攻击或向下俯冲时收回翅膀以求高速、灵活 如果机翼面积相同,在相同条件下展弦比大的机翼产生的升力也大,因而能减小飞机的起飞和降落滑跑距离和提高机动性 气动布局: 气动布局同飞机外形构造和大部件的布局与飞机的动态特性及所受到的空气动力密切相关。关系到飞机的飞行特征及性能。
故将飞机外部总体形态布局与位置安排称作气动布局。简单地说,气动布局就是指飞机的各翼面,如主翼、尾翼等是如何放置的,气动布局主要决定飞机的机动性,至于发动机、座舱以及武器等放在哪里的问题,则笼统地称为飞机的总体布局。
气动布局主要决定飞机的机动性,至于发动机、座舱以及武器等放在哪里的问题,则笼统地称为飞机的总体布局。飞机的设计任务不同,机动性要求也不一样,这必然导致气动布局形态各异。
现代作战飞机的气动布局有很多种,主要有常规布局、鸭式布局、无尾布局、三翼面布局和飞翼布局等。这些布局都有各自的特殊性及优缺点。 鸭式布局: 鸭式布局,是一种十分适合于超音速空战的气动布局。早在二战前,前苏联已经发现如果将水平尾翼移到主翼之前的机头两侧,就可以用较小的翼面来达到同样的操纵效能,而且前翼和机翼可以同时产生升力,而不像水平尾翼那样,平衡俯仰力矩多数情况下会产生负升力。在大迎角状态下,鸭翼只需要减少产生升力即可产生低头力矩(称为卸载控制面),从而有效保证大迎角下抑制过度抬头的可控性。早期的鸭式布局飞起来像一只鸭子,“鸭式布局”由此得名。 采用鸭式布局的飞机的前翼称为“鸭翼”。战机的鸭翼有两种,一种是不能操纵的,其功能是当飞机处在大迎角状态时加强机翼的前缘涡流,改善飞机大迎角状态的性能,也利于飞机的短距起降。真正有可操纵鸭翼的战机目前有欧洲的EF-2000(台风)、法国的“阵风”、瑞典的JAS-39等,还有如今我国最先进的三代歼击机歼-10,以及我国最新研制的歼-20。这些飞机的鸭翼除了用以产生涡流外,还用于改善跨音速过程中安定性骤降的问题,同时也可减少配平阻力、有利于超音速空战。
在降落时,鸭翼还可偏转一个很大的负角,起减速板的作用。 但是鸭式布局一定程度上会牺牲隐身性能,因此美国追求的极致隐身就让美国放弃了加强机动格斗性能优异的鸭式布局,所以我们看到美国的新一代战机F-22与F-35都没有使用鸭式布局。俄罗斯的最新一代T-50也没使用鸭式布局,而唯有中国在4代战机上大胆尝试,孰优孰劣,还要通过实战考验。 无尾布局: 无平尾、无垂尾和飞翼布局也可以统称为无尾布局。
对于无平尾布局,其基本优点为超音速阻力小和飞机重量较轻,但其起降性能及其它一些性能不佳,总之以常规观点而言,无尾布局不能算是一种理想的选择。
然而,随着隐身成为现代军用飞机的主要要求之一以及新一代战斗机对超音速巡航能力的要求,使得无尾——特别是无垂尾形式的战斗机方案越来越受到更多的重视。 对于一架战斗机而言,实现无尾布局将带来诸多优点。首先是飞机重量显著减少;其次,因为取消尾部使全机质量更趋合理地沿机翼翼展分布,从而可以减小机翼弯曲载荷,使结构重量进一步减轻;另外,尾翼的取消可以明显减小飞机的气动阻力,同常规布局相比,其型阻可减小60%以上;不言而喻,取消尾翼之后将使飞机的目标特征尺寸大为减小,隐身性能得到极大提高;最后尾翼的取消同时减少了操纵面、作动器和液压系统,从而也改善了维修性和具有了更低的全寿命周期成本。
在有垂尾的常规飞机上,垂尾的作用是提供偏航/滚转稳定性,尤其是偏航稳定性,此外垂尾的方向舵还参与飞机的偏航控制。取消垂尾之后,飞机将变为航向静不稳定,同时丧失偏航控制能力。采用放宽静稳技术之后,无垂尾飞机可以是航向静不稳的,但不能是不可控的。针对这一问题可以采用推力矢量技术加以解决。推力矢量技术作为新一代战斗机高机动性的主要动力目前已经得到了较为完善的发展,大量实验都证明,在无垂尾的情况下,推力矢量具有足够有效的操纵功能。 一个不容忽视的问题是,推力矢量系统发生故障或者在作战中受伤后飞机如何操纵。
在最低的要求下,推力矢量系统失效后飞机至少还应具有安全返航的能力,因此无垂尾飞机的平飞、不太剧烈的转弯机动以及着陆所需的偏航控制能力应该能够由气动力控制来满足。作为无尾飞机的余度保险操纵方式之一的是与传统机翼设计方法完全不同的所谓“主动气动弹性机翼”(AAW)。在传统机翼设计中,一般都要保证刚度以使机翼变形最小,而AAW利用机翼的柔度作为一种对飞机进行操纵的方式,它通过使整个机翼发生一定的变形而得到操纵飞机所需的气动力。
通常规舵面相比,AAW具有效率高而翼面变形小的特点。除了AAW技术之外,还有其它一些传统非传统的气动操纵方式也可以推力矢量系统的余度保险和补充。它们包括开裂式副翼、机翼扰流板、全动翼梢、差动前翼、非对称机头边条、扰流片-开缝-折流板(SSD)、前缘襟翼等等。
无论是采用AAW还是采用气动操纵面的方式,无尾飞机都需要有全新的飞行控制律。无尾飞机在纵向和航向都将是静不稳定的,这就要求飞机上的各类操纵装置共同协作产生所需的各种力和力矩,各操纵装置还将存在各种线性或非线性的相互干扰,使得控制律变得相当复杂。此外在部分操纵装置失效的情况下,剩下的操纵装置需要实时重新构型,并且需要实时地采用新的控制律,即所谓“重构系统”。这些都是无尾飞机设计中需要加以解决的问题。 三翼面: 在常规布局的飞机主翼前机身两侧增加一对鸭翼的布局称为“三翼面布局”。三翼面布局形式可以说最早出现在六十年代初,米高扬设计局由米格-21改型而得的Е-6Т3和Е-8试验机。
三翼面的采用使得飞机机动性得到提高,而且宜于实现直接力控制达到对飞行轨迹的精确控制,同时使飞机在载荷分配上也更趋合理。俄罗斯的苏-

34、苏-37和苏-47都采用这种布局。美国在F-18上也试过这种布局,但没有发展为生产型号。 三翼面布局的前翼所起的作用与鸭式布局的前翼相同,使飞机跨音速和超音速飞行时的机动性较好。但目前这种布局的飞机大多是用常规布局的飞机改装成的。三翼面布局的缺点是增加了鸭翼,阻力和重量自然也会增大,电传操纵系统也会复杂一些。
不过这种布局对改进常规布局战机的机动性会有较好的效果。 飞翼布局: 早在二战期间,美国和德国就开始研究这种布局的飞机。现代采用飞翼布局的最新式飞机,就是大名鼎鼎的美国B-2隐型轰炸机。由于飞翼布局没有水平尾翼,连垂直尾翼都没有,只是像一片飘在天空中的树叶,所以其雷达反射波很弱,据说B-2在雷达上的反射面积只有同类大小飞机的百分之一。
过去,飞机没有电传操纵系统,也没有计算机帮助飞机员操纵飞机,因此,飞翼式飞机的飞行控制问题一直难以解决。现代化的B-2采用一套新式的副翼系统来进行方向操纵。
这种副翼由上下两片合成,两片副翼可以分别向上或向下偏转,也可以两片合起来同时向上或向下偏转。当飞机需要转向时,一侧的副翼就张开,增加这一侧机翼的阻力,飞机就得到了偏转的力;如果飞机两侧副面张开相等角度,两侧机翼都增加阻力,就起到减速板的作用;如果副翼面上下两片结合起来一齐偏转,机翼一侧的副翼向上,另一侧的副翼向下,则起副翼作用,使飞机倾斜;如果左右两侧的副翼同时向上或向下偏转,则这对副翼就能发挥升降舵的作用。这种多功能舵面主要用来保持或改变飞机的航向,所以称为“阻力方向舵”。 B2飞翼布局 类似B-2这样的飞翼布局,其空气气动力效率高、升阻比大、隐身性能好,但机动性差、操纵效能低,所以这种局面目前只适用于轰炸机。
变后掠翼: 变后掠布局较好的兼顾了飞机分别在高速和低速状态下对气动外形的要求,在六七十年代曾得到广泛应用,但由于变后掠结构所带来的结构复杂性、结构重量的激增,再加上其它一些更为简单有效的协调飞机高低速之间矛盾的措施的使用,在新发展的飞机中实际上已经很少有采用这种布局形式的例子了。变后掠翼布局的飞机(4张) 导弹气动 所谓导弹的气动布局,是指导弹各主要部件的气动外形及相对位置的设计和安排。
也就是弹身外露部件(弹翼和舵面等)的型式以及沿弹身周向和轴向的布置。 弹翼沿弹身径

1、平面型。从飞机发展而来。航向机动需要靠倾斜才能产生,响应慢,通常用于远距离飞行飞航导弹,例如战斧。


2、十字型与X型。特点是各个方向都能产生最大机动过载,且在任何方向产生升力都具有快速响应特性。
但翼面多,阻力大,升阻特性不好。许多防空导弹都用这种布局,我国的PL系列空空导弹用的也都是这种布局。

3、背驼型。这种布置是为了安装外挂发动机。
英国的警犬防空导弹采用这种形式。

4、环形翼。
主要是为了克服鸭翼布局(见下文)的反滚动力矩,但是纵向性能差,阻力大。

5、改进环形翼。具有环形翼的优点,又可以克服它的缺点。 弹翼沿弹身纵

1、正常式。弹翼在弹身中段,舵面处于弹身尾端。且两组翼面通常为X-X型布局。
在这种布局的基础上减小展弦比,增大后掠角,就出现了条形翼。 采用正常式布局的导弹很多,例如我国的YJ8系列,俄罗斯的“无风”则是条形翼。 这种布局响应慢,但是由于舵面靠后,离质心远,舵面可以做的比较小,另外气动特性线性度较高。

2、无翼式。
这种布局通常应用于高速防空导弹。导弹一般具有细长弹身和X型舵面。
俄罗斯的C300系列导弹和美国的“爱国者“防空导弹,采用了这种布局。

3、鸭式布局。和正常式相反,小舵面位于弹身前部,大弹翼位于弹身后部。 这种布局的优点有升阻比大,响应快,舵面效率高等。
主要缺点是鸭式舵面很难作滚转控制。这主要是因为鸭式舵产生的涡在尾翼上诱导出的诱导滚动力矩的影响。解决的办法有采用环形尾翼、自由旋转尾翼等。 一般空空导弹采用鸭式布局较多,例如“响尾蛇”系列。


4、旋转弹翼布局。是鸭式布局的变形。弹翼位于导弹中部,但可以偏转,起到控制舵面作用,而尾翼固定,起稳定作用。对于正常式或者鸭式布局,都是通过偏转舵面,使弹体绕质心旋转,从而改变攻角产生升力。
而旋转弹翼布局主要依靠弹翼偏转直接产生需要的升力。意大利的“斯帕达”防空导弹采用这种气动布局。

5、无尾式布局。顾名思义,就是没有尾翼,其实是将尾翼安装在弹翼后部,两者连为一体。美国的“霍克”防空导弹用的就是这种布局。 拉力计算公式。

Tags: 拉力计算公式

本文章来自网友上传,不代表本网站立场,转载请注明出处:https://www.puerjy.cn/304537.html
  • 站长推荐
热门标签