升力中心,超音速升力,气动控制机制问题

常规布局的飞机平尾升力对飞机重心的力矩常为使飞机机头上仰还是下仰的力矩？为什么？常规布局的飞机,机

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只能这样回答你：常规布局的飞机（B-2、RQ-170、鸭式机等不算常规布局）在低速平飞的时候平尾产生负升力，也就是使机头上仰的力矩。在高速（M>1或更多）的时候比较复杂，主要看这飞机的设计是静稳定型、静不稳定型还是极高静不稳定型，应为在高速时飞机的升力中心会后移，这时需要产生负升力或正升力，以抵消机头力矩，保证飞机的纵向稳定性，采用电传操作的第三代飞机一般都是传感器、机载计算机、电传动作等系统共同执行的，人反而不用操作。
至于在飞机做机动动作是，飞机的平尾（电传飞机）忙的要命，一会上一会下，有时还需要差动，以达到飞行员需要的动作、姿态。这个就要考验设计师队伍中计算机程序员的功力了。（F-16就是静不稳定型的，苏-27啥的基本都是）
当然像鸭式机的话，要没有电传，几乎体现不出鸭式机的好，像B-2幽灵轰炸机这种变态飞机，若没有电传尾翼，一大堆尾翼副翼不停的上上下下，根本飞不起来，这是后话。
完
飞机焦点，气动中心和升力中心的区别

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气动中心与升力中心的区别在于：
1、升力中心是力系合成到一个特殊点时，使得这个点的合力矩为0的点。
2、升力中心在气动中心的后面，而气动中心是使得合力矩不变的点。
3、升力中心的位置随着迎角的改变而改变，当迎角增大，升力增大，升力中心前移，这同时使得升力中心与气动中心的距离缩短，增大的升力与缩短力臂乘积刚好是不变的力矩，这也正是气动中心的定义所要求的。
超音速升力,气动控制机制问题

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不太理解你说的“升力机制”什么的，你确定是这样说的吗？超音速因为会产生很大的波阻，此外作用在机翼上的升力中心较亚音速会有很显著地变化，我觉得你所说的因该是指“机翼的翼剖面形状”，亚音速翼型和超音速翼型有很大的变化，从亚音速的圆头尖尾到超音速的尖头尖尾，并采用很大的后掠角，小展弦比，薄机翼等此外，气动控制机制，例如较亚音速的升降舵变为全动尾翼，副翼使用内侧或者使用扰流板来辅助控制等等
如何用fluent计算出焦点（气动中心、升力增量作用点）的位置啊

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用Fluent计算了某飞行器的升力系数Cy、阻力系数Cx和俯仰力矩系数mz 。（计算了各个攻角和俯仰舵偏组合时的情况）。可以得到数据表格形式如下
攻角为0°时
俯仰舵偏升力系数阻力系数力矩系数
-6 0.3 0.03 0.05
-3 0.35 0.025 0.02
：：：：
攻角为3°时
俯仰舵偏升力系数阻力系数力矩系数
-6 0.3 2 0.035 0.06
-3 0.38 0.030 0.04
：：：：
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攻角计算了0、2 、4、6、8、10°
舵偏为 -6、 -3 、0 、3、 6、 9、 12、 15度
一共做了48个case文件进行计算。可以得到上述数据表格
【升力中心,超音速升力,气动控制机制问题】