【簡(jiǎn)介：】本篇文章給大家談?wù)劇讹w機(jī)升降舵載荷系數(shù)》對(duì)應(yīng)的知識(shí)點(diǎn)，希望對(duì)各位有所幫助。本文目錄一覽：
1、模型飛機(jī)機(jī)翼的最大翼載荷與最小翼載荷怎樣計(jì)算


2、飛機(jī)升降舵和副翼混控什

本篇文章給大家談?wù)劇讹w機(jī)升降舵載荷系數(shù)》對(duì)應(yīng)的知識(shí)點(diǎn)，希望對(duì)各位有所幫助。

本文目錄一覽：

• 1、模型飛機(jī)機(jī)翼的最大翼載荷與最小翼載荷怎樣計(jì)算
• 2、飛機(jī)升降舵和副翼混控什么原理
• 3、飛機(jī)的升降舵和襟翼副翼的工作原理有何區(qū)別？
• 4、升降舵的作用
• 5、升降舵的飛機(jī)升降舵

模型飛機(jī)機(jī)翼的最大翼載荷與最小翼載荷怎樣計(jì)算

引用山映斜陽(yáng) 的 模型飛機(jī)機(jī)翼安裝角與俯仰安定性

對(duì)于普通的業(yè)余愛(ài)好者來(lái)說(shuō)，我們常用俯仰安定系數(shù)A俯來(lái)反映飛機(jī)俯仰安定的程度：A俯＝S尾·L尾／S機(jī)·b。式中S尾為水平尾翼面積，S機(jī)為機(jī)翼面積，b為機(jī)翼弦長(zhǎng)、L尾為平尾壓力中心至重心距離稱之為尾力臂，如圖一所示，圖中機(jī)翼壓力中心至重心距離用L機(jī)表示。一般翼型的機(jī)翼，正常飛行時(shí)可以認(rèn)為壓力中心在距前緣35％至40％的位置，飛行迎角減小時(shí)壓力中心后移，迎角增大時(shí)壓力中心前移，而氣動(dòng)中心則定位于翼面距前緣25％處是不變的。 為什么平尾能保證飛機(jī)的俯仰安定？一般的解釋是由于平尾離重心遠(yuǎn)，有較長(zhǎng)的尾力臂L尾，飛機(jī)一旦抬頭，平尾迎角增加，升力隨之加大，在長(zhǎng)尾力臂的配合下產(chǎn)生一個(gè)大于機(jī)翼抬頭作用的低頭力矩，使飛機(jī)恢復(fù)到原有正常的飛行狀態(tài)。反之亦然。但力矩是由力和力臂二個(gè)要素構(gòu)成的，若平尾增加的升力很小，就不可能獲得足夠的恢復(fù)力矩?？梢?jiàn)，平尾產(chǎn)生安定作用至關(guān)重要的在于它在迎角增大時(shí)還應(yīng)當(dāng)有足夠大的升力增加量。 要使平尾在迎角增大時(shí)能有足夠大的升力增加量，關(guān)鍵在于必須使飛機(jī)在飛行中機(jī)翼的升力系數(shù)足夠大于平尾的升力系數(shù)，這是通過(guò)機(jī)翼的飛行迎角大于平尾迎角而獲得的，而這種迎角差則由機(jī)翼安裝角大于平尾安裝角得到保證的。

　空氣動(dòng)力學(xué)原理表明，機(jī)翼失速前正常飛行范圍內(nèi)，升力系數(shù)隨飛行迎角而增加，并且二者成正比，見(jiàn)圖二。迎角每增加Δα?xí)r相應(yīng)的升力系數(shù)增加量ΔCy取決于翼型特性和機(jī)翼展弦比，但對(duì)任何翼型的任何機(jī)翼來(lái)說(shuō)其差別不大，在粗略的討論中可以認(rèn)為ΔCy／Δα是一個(gè)常數(shù)。 從(2)式可看到，這二者比值肯定要遠(yuǎn)大于1，飛機(jī)才能安定，這個(gè)比值越大，說(shuō)明恢復(fù)作用越大。這個(gè)比值有點(diǎn) 和俯仰安定系數(shù)相似，但它的計(jì)算中用機(jī)翼壓力中心和重心的距離取代了機(jī)翼翼弦長(zhǎng)度，可反映出重心位置對(duì)俯 仰安定性的影響。這個(gè)比值等于正常飛行時(shí)機(jī)翼升力系數(shù)Cy機(jī)與平尾升力系數(shù)Cy尾的比值。當(dāng)機(jī)翼安裝角足夠大 于尾翼安裝角，機(jī)翼迎角足夠大于尾翼迎角時(shí)便可使Cy機(jī)足夠大于Cy尾，也就是獲得足夠的俯仰安定性。這種微 妙關(guān)系的實(shí)質(zhì)是由于尾翼升力系數(shù)的相對(duì)增加量ΔCy／Cy尾大于機(jī)翼升力系數(shù)的相對(duì)增加量ΔCy／Cy機(jī)，從而獲得 了俯仰安定性。同一架飛機(jī)，原來(lái)是很安定的，若調(diào)整不當(dāng)，可能會(huì)變得不安定。比如在重心后移或螺旋槳拉力有很大抬頭 力矩情況下，為保持飛機(jī)平衡、就減小機(jī)翼安裝角(或增大平尾安裝角)，使機(jī)翼迎角減小，從而減小機(jī)翼升力，雖 然這時(shí)飛機(jī)仍可保持平衡，但Cy機(jī)／Cy尾的減小將使它的俯仰安定性變壞。橡筋動(dòng)力或自由飛模型在調(diào)整爬升姿態(tài) 時(shí)若過(guò)多地拾高平尾前線便會(huì)犯這種錯(cuò)誤，表現(xiàn)為爬升姿態(tài)過(guò)多地受出手姿態(tài)的牽制和受陣風(fēng)影響，往往是這一輪飛得好而另一輪莫明其妙地改變了爬升軌跡。正確的設(shè)計(jì)加上正確的調(diào)整，才有可能使飛機(jī)既保持合適的重心位置又有最佳的飛行迎角，既有足夠的安定性又能保持最大升阻比或最大功率因數(shù)。對(duì)后重心設(shè)計(jì)的飛機(jī)，機(jī)翼抬頭力矩隨機(jī)翼力臂L機(jī)加長(zhǎng)而加大，為保持飛機(jī)平衡，又不能增加平尾升力系數(shù)，就只有加大平尾面積或加長(zhǎng)尾力臂，所以它的A俯較大，可以達(dá)到1.5以上，而前重心的飛機(jī)即使A俯只有0.4也可保證足夠的安定性。綜上所述，我們研究模型飛機(jī)俯仰安定性不僅要考慮到俯仰安定系數(shù)的大小，還要考慮到重心位置及機(jī)翼安裝角的配置。這樣的討論，同樣適用于采用對(duì)稱翼型，制作時(shí)機(jī)翼安裝角為0度的特技模型飛機(jī)。它在正飛時(shí)機(jī)翼要前緣抬起迎角大于0度才有足夠的升力，此時(shí)升降舵帶有上舵，即平尾后部上蹺，這樣平尾實(shí)際安裝角(連同舵面)為負(fù)角，也就是機(jī)翼安裝角還是大于尾翼，機(jī)翼迎角還是大于尾翼，反之，當(dāng)它倒飛時(shí)，要推桿維持，機(jī)翼迎角仍大于平尾迎角。

飛機(jī)升降舵和副翼混控什么原理

升降舵原理

當(dāng)我們需要操縱飛機(jī)抬頭或低頭時(shí)，水平尾翼中的升降舵就會(huì)發(fā)生作用。升降舵是水平尾翼中可操縱的翼面部分，其作用是對(duì)飛機(jī)進(jìn)行俯仰操縱。

操作方法

當(dāng)需要飛機(jī)抬頭向上飛行時(shí)，駕駛員就會(huì)操縱升降舵向上偏轉(zhuǎn)，此時(shí)升降舵所受到的氣動(dòng)力就會(huì)產(chǎn)生一個(gè)抬頭的力矩，飛機(jī)就抬頭向上了。反之，如果駕駛員操縱升降舵向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)就會(huì)在氣動(dòng)力矩的作用下低頭。

升降舵控制沿橫軸的俯仰運(yùn)動(dòng)。類似小飛機(jī)上的副翼，升降舵通過(guò)一系列機(jī)械連桿機(jī)構(gòu)連接到座艙中的控制桿?？刂茥U的向后移動(dòng)使升降舵面的后緣向上偏轉(zhuǎn)。這一般指上升降舵

升降舵是改變飛機(jī)俯仰姿態(tài)的主要控制手段。

上升降舵位置減弱了升降舵的拱形，產(chǎn)生了一個(gè)向下的空氣動(dòng)力，它比平直飛行時(shí)的正常尾部向下的力要大?？傮w效果是導(dǎo)致飛機(jī)的尾部向下移動(dòng)，機(jī)頭上仰。俯仰運(yùn)動(dòng)繞重心發(fā)生。俯仰運(yùn)動(dòng)的強(qiáng)度由重心和水平尾翼面的距離和水平尾部翼面上氣動(dòng)力有效性決定。

向前移動(dòng)控制桿有相反的效果。這種情況下，升降舵的拱形度增加，水平安定面或者安定面上產(chǎn)生的升力更多(尾部向下的力更小)。這就把尾部向上移動(dòng)，使機(jī)頭下俯。此外，俯仰運(yùn)動(dòng)還是繞飛機(jī)重心發(fā)生的。

正如前面穩(wěn)定性討論中提到的，功率，推力線，和尾翼上水平尾翼面的位置都是影響升降舵控制俯仰有效性的因素。例如，水平尾翼面可能安裝在開(kāi)進(jìn)垂直安定面的較低位置，在中點(diǎn)，或者在高點(diǎn)的位置，就像T型尾翼的設(shè)計(jì)。

圖片顏色說(shuō)明

紅線表示氣流方向(也就是飛機(jī)機(jī)頭方向吹過(guò)來(lái)的風(fēng)的方向），黑線表示平尾，藍(lán)線表示升降舵舵面，以下相同。

圖1--------這個(gè)是飛機(jī)起飛時(shí)候升降舵舵面的情況，飛機(jī)往前飛，氣流就往后吹，氣流遇到升降舵上翹的舵面產(chǎn)生阻力，阻力產(chǎn)生壓力，壓力把升降舵舵面往下壓，飛機(jī)機(jī)頭就會(huì)自然向上了，飛機(jī)就往上飛。

圖2---------這個(gè)是飛機(jī)下降時(shí)候升降舵舵面的情況，飛機(jī)往前飛，氣流就往后吹，氣流遇到升降舵下翻的舵面產(chǎn)生阻力，阻力產(chǎn)生壓力，壓力把升降舵舵面往上推，飛機(jī)機(jī)頭就會(huì)自然向下了，飛機(jī)就往下低頭飛。

圖3---------這個(gè)是飛機(jī)升降舵舵面和平尾在一條線時(shí)候的情況，氣流流過(guò)平尾和升降舵沒(méi)有受到任何的阻力，飛機(jī)沒(méi)有抬頭力矩和低頭力矩，飛機(jī)就是平飛狀態(tài)。

副翼混控原理

副翼是指安裝在機(jī)翼翼梢后緣外側(cè)的一小塊可動(dòng)的翼面。為飛機(jī)的主操作舵面，飛行員操縱左右副翼差動(dòng)偏轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩可以使飛機(jī)做橫滾機(jī)動(dòng)。

為什么：當(dāng)操縱副翼時(shí)，由于是左右副翼差動(dòng)，即一邊的副翼向上運(yùn)動(dòng)，另一邊的副翼向下運(yùn)動(dòng)，導(dǎo)致機(jī)翼兩端的升力發(fā)生了變化，產(chǎn)生了壓力差，副翼升起的一端的升力小于副翼降下的一端的升力，這樣，就提供了飛機(jī)左右橫滾的動(dòng)力了。

補(bǔ)充1：在現(xiàn)代飛機(jī)上，左右副翼實(shí)現(xiàn)了混控功能，不再單一的進(jìn)行差動(dòng)運(yùn)動(dòng)，可以差動(dòng)，也可以同上同下，還可以同上同下但兩邊的擺動(dòng)角度不一樣，這樣，在一些特殊的情況下，機(jī)翼的副翼就可以實(shí)現(xiàn)像水平尾翼的升降舵的功能；有時(shí)還提供襟翼功能，增大升力。

補(bǔ)充2：在模型里，模型直升機(jī)也是有副翼的，功能比較復(fù)雜，不再詳述。但是隨著趨勢(shì)的發(fā)展，無(wú)副翼直升機(jī)模型將漸漸取代有副翼直升機(jī)模型，一切特技動(dòng)作將通過(guò)主旋翼的混控與尾旋翼的配合實(shí)現(xiàn)。

飛機(jī)的升降舵和襟翼副翼的工作原理有何區(qū)別？

你好，我是飛機(jī)維修機(jī)師。也就是俗稱的機(jī)務(wù)。

飛機(jī)起飛降落操作翼面的變化其實(shí)都是遵循著一個(gè)原理，增升增阻。

飛機(jī)起飛時(shí)前緣縫翼下放，是通過(guò)增大迎角來(lái)實(shí)現(xiàn)增大升力的，還有一種前緣開(kāi)縫式縫翼，不但可以增大迎角，還可以使一部分氣流留過(guò)機(jī)翼下翼面，產(chǎn)生壓差，從而增大升力。

飛機(jī)起飛時(shí)，襟翼下放的目的也是增升。但它是

通過(guò)增加機(jī)翼面積和平穩(wěn)尾部氣流來(lái)實(shí)現(xiàn)的。

上面的朋友提到了副翼，但我覺(jué)得不太全面，有的解釋的也不太正確。準(zhǔn)確的說(shuō)副翼的主要作用是協(xié)助垂直尾翼來(lái)給飛機(jī)轉(zhuǎn)彎。如果飛機(jī)想向右轉(zhuǎn)，那左邊的副翼向下，右側(cè)的副翼向上。這樣飛機(jī)會(huì)橫滾，從而產(chǎn)生一個(gè)向心力矩。來(lái)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。

另外一個(gè)輔助作用才是協(xié)助起飛降落，副翼會(huì)同時(shí)向下或向上偏轉(zhuǎn)來(lái)實(shí)現(xiàn)增升減升的

升降舵的作用

潛艇（或魚(yú)雷）潛航時(shí)，利用相對(duì)水速產(chǎn)生升力，以控制垂向航態(tài)的舵。一般為水平布置，故也稱水平舵。

當(dāng)我們需要操縱飛機(jī)抬頭或低頭時(shí)，水平尾翼中的升降舵就會(huì)發(fā)生作用。升降舵是水平尾翼中可操縱的翼面部分，其作用是對(duì)飛機(jī)進(jìn)行俯仰操縱。

當(dāng)需要飛機(jī)抬頭向上飛行時(shí)，駕駛員就會(huì)操縱升降舵向上偏轉(zhuǎn)，此時(shí)升降舵所受到的氣動(dòng)力就會(huì)產(chǎn)生一個(gè)抬頭的力矩，飛機(jī)就抬頭向上了。反之，如果駕駛員操縱升降舵向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)就會(huì)在氣動(dòng)力矩的作用下低頭。

升降舵控制沿橫軸的俯仰運(yùn)動(dòng)。類似小飛機(jī)上的副翼，升降舵通過(guò)一系列機(jī)械連桿機(jī)構(gòu)連接到座艙中的控制桿?？刂茥U的向后移動(dòng)使升降舵面的后緣向上偏轉(zhuǎn)。這一般指上升降舵

升降舵是改變飛機(jī)俯仰姿態(tài)的主要控制手段。

上升降舵位置減弱了升降舵的拱形，產(chǎn)生了一個(gè)向下的空氣動(dòng)力，它比平直飛行時(shí)的正常尾部向下的力要大。總體效果是導(dǎo)致飛機(jī)的尾部向下移動(dòng)，機(jī)頭上仰。俯仰運(yùn)動(dòng)繞重心發(fā)生。俯仰運(yùn)動(dòng)的強(qiáng)度由重心和水平尾翼面的距離和水平尾部翼面上氣動(dòng)力有效性決定。

向前移動(dòng)控制桿有相反的效果。這種情況下，升降舵的拱形度增加，水平安定面或者安定面上產(chǎn)生的升力更多(尾部向下的力更小)。這就把尾部向上移動(dòng)，使機(jī)頭下俯。此外，俯仰運(yùn)動(dòng)還是繞飛機(jī)重心發(fā)生的。

正如前面穩(wěn)定性討論中提到的，功率，推力線，和尾翼上水平尾翼面的位置都是影響升降舵控制俯仰有效性的因素。例如，水平尾翼面可能安裝在開(kāi)進(jìn)垂直安定面的較低位置，在中點(diǎn)，或者在高點(diǎn)的位置，就像T型尾翼的

升降舵的飛機(jī)升降舵

當(dāng)需要飛機(jī)抬頭向上飛行時(shí)，駕駛員就會(huì)操縱升降舵向上偏轉(zhuǎn)，此時(shí)升降舵所受到的氣動(dòng)力就會(huì)產(chǎn)生一個(gè)抬頭的力矩，飛機(jī)就抬頭向上了。反之，如果駕駛員操縱升降舵向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)就會(huì)在氣動(dòng)力矩的作用下低頭。

升降舵控制沿橫軸的俯仰運(yùn)動(dòng)。類似小飛機(jī)上的副翼，升降舵通過(guò)一系列機(jī)械連桿機(jī)構(gòu)連接到座艙中的控制桿。控制桿的向后移動(dòng)使升降舵面的后緣向上偏轉(zhuǎn)。這一般指上升降舵

升降舵是改變飛機(jī)俯仰姿態(tài)的主要控制手段。

上升降舵位置減弱了升降舵的拱形，產(chǎn)生了一個(gè)向下的空氣動(dòng)力，它比平直飛行時(shí)的正常尾部向下的力要大?？傮w效果是導(dǎo)致飛機(jī)的尾部向下移動(dòng)，機(jī)頭上仰。俯仰運(yùn)動(dòng)繞重心發(fā)生。俯仰運(yùn)動(dòng)的強(qiáng)度由重心和水平尾翼面的距離和水平尾部翼面上氣動(dòng)力有效性決定。

向前移動(dòng)控制桿有相反的效果。這種情況下，升降舵的拱形度增加，水平安定面或者安定面上產(chǎn)生的升力更多(尾部向下的力更小)。這就把尾部向上移動(dòng)，使機(jī)頭下俯。此外，俯仰運(yùn)動(dòng)還是繞飛機(jī)重心發(fā)生的。

正如前面穩(wěn)定性討論中提到的，功率，推力線，和尾翼上水平尾翼面的位置都是影響升降舵控制俯仰有效性的因素。例如，水平尾翼面可能安裝在開(kāi)進(jìn)垂直安定面的較低位置，在中點(diǎn)，或者在高點(diǎn)的位置，就像T型尾翼的設(shè)計(jì)。

紅線表示氣流方向(也就是飛機(jī)機(jī)頭方向吹過(guò)來(lái)的風(fēng)的方向），黑線表示平尾，藍(lán)線表示升降舵舵面，以下相同。圖1--------這個(gè)是飛機(jī)起飛時(shí)候升降舵舵面的情況，飛機(jī)往前飛，氣流就往后吹，氣流遇到升降舵上翹的舵面產(chǎn)生阻力，阻力產(chǎn)生壓力，壓力把升降舵舵面往下壓，飛機(jī)機(jī)頭就會(huì)自然向上了，飛機(jī)就往上飛。圖2---------這個(gè)是飛機(jī)下降時(shí)候升降舵舵面的情況，飛機(jī)往前飛，氣流就往后吹，氣流遇到升降舵下翻的舵面產(chǎn)生阻力，阻力產(chǎn)生壓力，壓力把升降舵舵面往上推，飛機(jī)機(jī)頭就會(huì)自然向下了，飛機(jī)就往下低頭飛。圖3---------這個(gè)是飛機(jī)升降舵舵面和平尾在一條線時(shí)候的情況，氣流流過(guò)平尾和升降舵沒(méi)有受到任何的阻力，飛機(jī)沒(méi)有抬頭力矩和低頭力矩，飛機(jī)就是平飛狀態(tài)。

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