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臺灣博碩士論文加值系統

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研究生:呂金龍
研究生(外文):Chen-LungLu
論文名稱:無人機前緣襟翼機構設計與減速飛行驗證
論文名稱(外文):UAV slat design in reduce speed verification
指導教授:林清一林清一引用關係李志清李志清引用關係
指導教授(外文):Chin E. LinChin E. Lin
學位類別:碩士
校院名稱:國立成功大學
系所名稱:航空太空工程學系專班
學門:工程學門
學類:機械工程學類
論文種類:學術論文
論文出版年:2012
畢業學年度:100
語文別:中文
論文頁數:93
中文關鍵詞:前緣翼條失速風洞實驗煙流法
外文關鍵詞:leading-edge slatstallwind tunnel experimentsmoke flow
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無人飛行載具擁有低成本及高機動性之優點,已逐漸取代有航空器,民間應用於防災救災系統作更深入災區的偵蒐與監視。無人機執行任務時需要在低速度下完成工作,且必須維持飛行性能。本研究設計與製作無人飛行載具機翼之前緣翼條,使飛機在高升力需求時,利用機翼的前緣翼條(Slat)來提高最大升力及失速攻角,增進飛行安全並提高低速飛行性能。透過風洞實驗,翼表面的流場狀態以煙流法進行觀測翼面效應,探討前緣翼條未開啟與展開後之失速攻角性能差異,了解機翼空氣動力特性,並以六力平衡儀測得機翼的升力、阻力並計算升力、阻力係數。實驗室測試完成後,本研究更以實際飛行測試,來驗證前緣翼條對低速飛行性能的改善效果。
Unmanned aerial vehicles (UAV) have gradually replaced part of manned aircraft because of their advantages of low-cost and high maneuverability in civilian applications for reconnaissance, surveillance and information collection to support disaster rescue. In UAV missions, low speed operation is demanded with required performance. A wing with the leading-edge slat for UAV is designed and implemented in this study to increase the maximum lift and stall angle during low speed operations. Via the wind tunnel experiments, the flow properties on the wing surface were visualized and analyzed by the smoke flow method. The differences of stall angle when the slat works or not will be well investigated. In order to understand the aerodynamics properties, the lift and drag were measured by force balance and to calculate the coefficients of lift and drag. After laboratory observations, real flight tests were carried out to verify the actual performance in low speed operations.
中文摘要 i
英文摘要 ii
誌謝 iii
表目錄 viii
圖目錄 ix
符號說明 xv
第一章 緒論 1
1.1 前言 1
1.2 文獻回顧 3
1.3 研究動機與目的 6
第二章 襟翼種類及空氣動力學特性簡介 9
2.1 襟翼的種類 9
2.1.1 後緣襟翼(Trailing edge flaps) 10
2.1.2 前緣襟翼(Leading edge slats) 11
2.2 空氣動力學特性(Aerodynamic performance) 14
2.2.1 攻角(Angle of attack) 14
2.2.2 失速(Stall) 15
2.2.3 升力係數(Lift coefficient) 16
2.2.4 阻力係數(Drag coefficient) 17
2.2.5 雷諾數(Reynolds Number) 17
第三章 機翼、前緣襟翼設計與製作及飛機設備基本資料 19
3.1 機翼、前緣襟翼設計 19
3.1.1 起飛重量(Take-off Weight)及重心(Center of Grovity)位置 20
3.1.2 起飛速度(Take-off Speed)及機翼負載(Wing Loading) 22
3.1.3 機翼、前緣襟翼設計圖繪製 22
3.2 機翼、前緣翼條製作 27
3.3 飛機設備基本資料 45
3.3.1 引擎(Engine) 45
3.3.2 油箱(Tank) 46
3.3.3 充電電池(Battery) 46
3.3.4 伺服器(Servo) 47
3.3.5 接收器(Receiver) 49
3.3.6 遙控器(Transmitter) 51
第四章 實驗設備與方法 52
4.1 低速風洞(Wind Tunnel) 52
4.2 實驗設備與儀器 54
4.2.1 外置式六力平衡儀(Six Components External Force Balance) 54
4.2.2 皮托管與壓力轉換器(Pitot tube and pressure transducer) 55
4.2.3 類比/數位轉換器(Analog/Digital converter) 55
4.2.4 攻角控制器(AOA controller) 55
4.3 實驗模型 57
4.4 實驗參數 58
4.5 視流場觀察 58
4.6 實驗結果與討論 59
4.6.1 前緣翼條機翼之空氣動力特性 59
4.6.2 前緣翼條機翼對最大升力係數與失速攻角之影響比較 61
4.6.3 前緣翼條機翼之二維流場結構觀察 63
4.6.4 風洞實驗小結 73
第五章 載具試飛驗證與討論 74
5.1 試飛驗證任務剖析 74
5.2 第一次試飛驗證 75
5.3 第二次試飛驗證 79
5.4 試飛驗證結果與討論 83
第六章 結論與建議 85
6.1 結論 85
6.2 未來工作及建議 86
參考文獻 88
附錄 90
附錄A 90

[1] David Heffley,“Aerodynamic Characteristics of a NACA 4412 Airfoil Aerospace Science and Technology, January,2007.
[2] C.P. van Dam,“The aerodynamic design of multi-element high-lift systems for transport airplanes, Progress in Aerospace Sciences,2002,p.10
[3] Raymer, D.P.,“Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA, USA, 1989.
[4] A. M. O. Smith,“High-Lift Aerodynamics, 37th Wright Brothers Lecture, JUNE,1975,p.3.
[5] 姜伯昇,「低雷諾數下表面粗糙對於機翼氣動力過渡現象之實驗研究」,國立成功大學航空太空工程學系,碩士論文,2010。
[6] 李旭夫,「環型翼小飛機之空氣動力測試與研究」,國立成功大學航空太空工程學系,碩士論文,2006。
[7] 林崇仁,「無人連翼機空氣動力特性之風洞實驗研究」,國立成功大學航空太空工程學系,碩士論文,2006。
[8] 蘇漢威,「微飛行器結構之設計製造」,國立清華大學工程與系統科學系,碩士論文,2001。
[9] 蕭飛賓、江志煌、蔡逸峰,「小型風力發電機葉片設計」馬達電子報,期刊,2007。
[10] 夏樹仁,「飛行工程概論」,全華科技圖書股份有限公司,2006。
[11] 王懷柱,「揭開飛行的奧秘」,全華科技圖書股份有限公司,2003。
[12] Ready mkIII 40級引擎練習機中文組裝說明書,雷虎股份有限公司。
[13] Comet 4c-Aerofoils DH aircraft, http://www.dh-aircraft.co.uk,2012
[14] O.S. Engine.91 FX, http://www.osengines.com/engines/osmg0591.html,2012
[15] NACA 4412,http://www.worldofkrauss.com/foils/showplot/793,2012
[16] NACA 4412 charateristics,http://library.propdesigner.co.cu/index.html,2012
[17] Slats, Slots and Spoilers-Life Modifying Devices on Airplane Wings, http://www.decoded.science.com/,2012

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