今天道尔智控就给我们广大朋友来聊聊卡翼闸对吗,以下8个关于常规翼闸的观点希望能帮助到您找到想要的答案。
三角翼飞机是如何飞行的
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优质回答三角翼属于大后掠角的机翼，是高速翼型
与常规后掠翼相比差别在于它的升力由两部分构成。一部分是和常规后掠翼一样的正常气动升力；另一部分是三角翼独有的涡升力。三角翼飞机的升力大部分来源于涡升力，就是气流流过机翼上表面是会形成脱体涡。这个空气动力学中有的知识。
战斗机中还是比较常见的
中国的J7。J8都是三角翼设计，这种设计飞机的高速性能会比较好
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汽车粘尾翼用什么胶最结实不拆的
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优质回答粘汽车尾翼原厂用环氧树脂胶固定。
汽车尾翼属于风动配件，要求有一定的强度和韧性，还要考虑抗剪切能力，环氧树脂正好符合它的特点。E44环氧树脂和邻苯二甲酸丁二脂配合，加上200目的氧化铝粉做填充有很好的金属粘合能力。
双面胶适用于常规粘合，由于它没有填充能力，只是表面粘接在一起，抗剪切能力弱，只能用于常规的轻量化粘合。
对于常规尾翼改装件来讲，要是追求效果直接用环氧树脂粘合，追求外形漂亮，直接3M粘合就可以了。
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v-22鱼鹰式倾转旋翼机价格
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优质回答倾转旋翼机与常规直升机相比，归纳起来有以下几个性能优点：
快直升机因受到旋翼前行桨叶激波失速和后行桨叶气流分离的限制，当直升机飞行为：360千米/小时（即100米/秒）时，则旋翼前行桨叶处于90°处的桨尖相对气流达300米/秒（旋翼旋转时桨尖处的切线一般为200米/秒），接近声速340.2米/秒，再增加就很容易产生激波失速了，而此时后行桨叶在270°处相对气流的为100米/秒，桨根部分会出现气流从桨叶后缘流向前缘的反流区，从而使桨叶产生的升力减少，为使升力保持与前行桨叶相同，需要增加后行桨叶的桨距，但桨距过大会出现气流分离现象。因此常规直升机最大超过360千米/小时、巡航超过300千米/小时的不多，而 V-22倾转旋翼机的巡航为509千米/小时，最大可达650千米/小时。
噪声小倾转旋翼机因巡航时一般以固定翼飞机的方式飞行，因此噪声比直升机小得多，并且在150米高度悬停时，其噪声只有80分贝，仅相当于30米外卡车发出的噪声。
航程远如V-22的航程大于1850千米，若再加满两个转场油箱，航程可达3890千米。如果进行空中加油，该机具有从美国本土直飞欧洲的能力，而直升机的航程很少超过1000千米。
载重量大美国研制的倾转旋翼机V-22悬停重量已达21800千克。贝尔直升机公司计划研制的下一代四旋翼倾转旋翼机（V-44）可装载80～100名士兵或10～20吨货物。
耗油率低倾转旋翼机在巡航飞行时，因机翼可产生升力，旋翼转速较低，基本上相当于两副螺旋桨，所以耗油率比直升机低。
运输成本低：综合考虑倾转旋翼机耗油量少、快、航程远、载重大等优点，其运输的成本仅为直升机的1/2。
振动小由于一般倾转旋翼机的旋翼布局在远离机身的机翼尖端，并且旋翼直径较小，因此其座舱的振动水平比一般的直升机低得多。 虽然倾转旋翼机与一般直升机相比有许多优点，但也有不少缺点，主要表现在如下几个方面：
技术难度高倾转旋翼机因既有旋翼又有机翼，并且要实现旋翼从垂直位置向水平位置或水平位置向垂直位置倾转，因此在旋翼倾转过程中气动特性的确定；旋翼/机翼、旋翼/旋翼、旋翼/机体之间的气动干扰问题；结构设计；旋翼在倾转过程中的动力学分析、旋翼/机翼耦合动载荷和稳定性问题；操纵控制技术及操纵系统动力学设计等方面都遇到了许多技术难题。
2001年，美国航空航天局（NASA）在对MV-22“鱼鹰”进行的一项独立评估中发现，还有未知的航空力学现象会威胁该机的安全，并阻碍该机的开发和部署。因此，它建议恢复该项目，这样许多问题可以通过测试来发现和解决。可见，倾转旋翼机技术还远谈不上已成熟，还有许多技术有待进一步研究和验证。
研制周期长从40年代起，美国贝尔直升机公司就开始进行倾转旋翼机的研究，已经过50多年的技术发展，其技术仍不是很成熟。“鱼鹰”倾转旋翼机仍存在诸多问题，并没有真正形成战斗力和投放民用市场。倾转旋翼机的技术研究和型号研制的周期都相当长。
研制费用高、单机成本高由于倾转旋翼机是一项高新技术产品，其技术复杂、难度高，因此要验证各项技术需要很高的费用，造成研制费用和单机成本都高得惊人。像美国的“鱼鹰”倾转旋翼机的研制费用达380亿美元，其海军型MV-22的单价达4400万美元。
旋翼效率低与直升机旋翼相比，螺旋桨旋翼的扭转角比较大，这对于确保桨叶根部能够在前飞状态下产生较大的拉力是十分有必要的。但在悬停状态时，采用大扭转角设计螺旋桨旋翼，其工作效率会大大降低，这就意味着由发动机输送过来的可用功率有很大一部分都被损耗了。
气动特性复杂在直升机前飞很低且下降较大时，它就会陷入到自身的下洗气流当中，此时极易导致涡环状态的发生。在涡环状态下，空气会绕着旋翼桨叶的叶尖呈环形流动，形成了类似于炸面包圈的涡流。涡流内部的空气压力下降，这就导致旋翼会损失一部分升力。
如果此时飞行员试图通过加大油门、增大桨叶工作迎角的方法来弥补因涡流而损失的那部分升力，那么涡环运动将会加速，导致旋翼损失更多的升力，情况就变得更加糟糕。
由于MV-22飞机的机体重量大，导致由发动机输出的可用于机动飞行的剩余功率减少。另外，MV-22飞机上的两副螺旋桨旋翼采用的是较为独特的横列式布置方式，一旦在飞行过程中出现一侧旋翼进入涡环状态，而另一侧则正常工作的情况，就会导致左右两侧的升力失衡，飞机就会向着受到涡环影响的一侧旋翼方向滚转。
可靠性及安全性低可靠性的高低直接影响着安全性的好坏。迄今为止，两架V-22飞机的坠毁事故都可能是源于发动机舱内液压系统的泄漏。机上液压系统，尤其是发动机舱内与飞行控制系统相关部分的可靠性低的问题，对V-22飞机的安全飞行构成了极大威胁。
可靠性和维修性之所以不甚理想，除了与维护人员的技术水平、熟练程度等因素相关之外，更重要的还源自于飞机设计上的欠缺。就在2000年发生两起坠机事故之后，事故调查人员就已经充分地认识到了这一问题的严重性，要求贝尔和波音公司对发动机舱进行重新设计。
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双旋翼直升机和普通直升机区别
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优质回答现在的直升机都是单旋翼的 你这句话不准确 你看的都是美式直升机
像俄式直升机 双旋翼就很多 如卡-52 卡50 卡32 卡-31预警直升机 卡-27/卡-28
优点是稳定性比较好，适宜执行起重、吊挂作业。最大缺点是因双旋翼横向布置，气动阻力较大。但由于它的两旋翼轴间距较小，所以其气动阻力又要比双旋翼横列式直升机小一些。
总之相比普通布局直升机机 共轴双旋翼直升机载重大 从俄罗斯的广泛运用就可以看出其的特点
像鱼鹰这样的旋翼机 被叫做倾转旋翼机 其具备直升机的能垂直升降能力及固定翼螺旋桨飞机较高速、航程较远及耗油量较低的优点。 可以说兼顾了直升机和螺旋桨飞机的优点 提高效率。
望
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固定翼和平直翼的区别
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优质回答证书的话没区别，主要是两种机翼的区别。
固定翼受限很多，比如必须在机场起降。不过现在有种叫做运动类初级飞机执照，比固定翼的私照机型更小，要求更低，学费也更便宜，纯爱好可以选择性价比高的初级飞机运动类。
复合飞翼（Composite wing）也叫联结翼，是一种新型的飞机机翼布局形式，具有与常规飞机不同的特点。复合飞翼是指带上反角的后掠前翼和带下反角的前掠后翼联结成菱形框架结构型机翼。从飞机的前视图和俯视图看，联结的机翼框架都成菱形投影。作为一种飞行器创新布局，其本质是气动/结构一体化的布局形式。所谓联结翼布局飞机可以被定义为飞机上反后掠的机翼和下反前掠的平尾连接在一起所形成的一前一后的机翼布局形式，这种布局使得飞机的俯视图和主视图的外形都形成菱形。上世纪30年代，曾出现过联结翼布局的滑翔机，但由于当时在结构和气动性能上的研究还不完善，未能体现出其优越性。随着近代航空技术和复合材料的发展以及计算机水平的飞跃，联结翼布局研究又进入了新的阶段。正如联结翼概念的提出人Wolkovitch所述：联结翼正是计算机发展的产物，计算机能帮助人们设计出正确的结构。由于联结翼是一种新的飞机布局形式，它在结构、气动、操纵控制方面有许多新的特点。
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倾转旋翼机和直升机的区别
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优质回答直升机与旋翼机的区别：旋翼机实际上是一种介于直升机和飞机之间的飞行器，它除去旋翼外，还带有一副垂直放置的螺旋桨以提供前进的动力，一般也装有较小的机翼在飞行中提供部分升力。
一、直升机与旋翼机最明显的分别为直升机的旋翼面向前倾斜，而旋翼机的旋翼则是向后倾斜的；
1、前倾的直升机旋翼面图示：
2、旋翼机的旋翼则是向后倾斜的：
二、旋翼机后部的后置与机身垂直的有动力驱动的风叶，提供旋翼机前进的动力；旋翼机的旋翼不与发动机传动系统相连，发动机不为旋翼机提供升力，而是在旋翼机飞行的过程中，由前方气流吹动旋翼旋转产生升力，类似风车，旋翼系统仅在起动时由自身动力驱动，称之为预旋，起飞之后靠空气作用力驱动；所以有的旋翼机要增加后置风叶，保证起飞时的前进，以取得升力。
而直升机（单主旋翼直升机）后部小的旋翼是保持平衡，掌握方向作用的。直升机上部的旋翼与发动机传动系统相连，既能产生升力，又能提供飞行的动力，类似电风扇。
三、旋翼机的旋翼是没有动力的，因此它没有由于动力驱动旋翼系统带来的较大的振动和噪音，也就不会因这种振动和噪音而使旋翼、机体等的使用寿命缩短或增加乘员的疲劳。
四、有的旋翼机在起飞时，旋翼也可通过“离合器”同发动机连系，靠发动机带动旋转而产生举力。这样可以缩短起飞滑跑距离，几乎以陡直地向上爬升，但还不能垂直上升，也不能在空中不动（即“悬停”）。
而直升机因为机构的原因，可以垂直上升，也能在空中“悬停”作业的。
五、旋翼机的旋翼旋转的动力是由飞机前进而获得。万一发动机在空中停车螺旋桨不转了，此时旋翼机因为具有惯性继续维持前飞的状态，并由于重力和空气阻力逐渐减低和高度，就在这高度下降的同时，也就有了自下而上的相对气流，旋翼就能可自转提供升力。这样，旋冀机便可凭飞行员的操纵安全地滑翔降落。即使在飞行员不能操纵，旋翼机失去控制的特殊情况下，也会像降落伞一样的降落。
直升机就没有这样的优点，在飞行高度不够，那么直升机就可能来不及过渡而直接触地损毁。
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单缝翼式襟翼是什么类型襟翼
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优质回答发动机喷流沿着机翼前缘下表面吹向双缝襟翼，再由双缝襟翼的引流作用将喷流引向一个较大的下偏角度，从而达到提高升力系数来缩短起降距离的效果，所以也有人将其称为“下表面吹气增升技术”。 这一技术能有效的提高飞机的升力，缩短起降距离，当然，外吹襟翼增升技术所取得的增升效果虽然非常明显，但也不是完美无缺。动力增升技术其实就是让发动机的喷流（螺旋桨发动机则是滑流）流过机翼，利用后缘襟翼的引流偏转使高速气流向下偏折，从而增大升力。这种增升方法实质上是使得发动机的推力转向，增升能力虽然远高于普通空气动力增升方式，但也会因此损失一定的推力。所以采用这种技术的飞机对推重比要求很高，这就对发动机提出了更高的要求。此外，采用动力增升技术的飞机，其襟翼结构与常规多缝襟翼结构有很大区别。由于翼面和襟翼要承受发动机喷出的高温、高压喷流冲刷，所以对襟翼的结构、材料、动力性都提出了很高的要求。因此，在发动机推力足够的前提下，大型飞机比较适于使用这一技术来缩短起降距离。但对于战斗机而言，机身体积较小，对结构重量要求又很高的情况下，使用这一技术就得不尝失了，增加襟翼结构复杂度，不但提高了系统的重量，操作稳定性和灵活性也将失去。所以战斗机并不适合用这一技术。 现代战斗机缩短起降距离的方法无非有二： 1. 使用矢量发动机，矢量发动机同样可以通过改变尾喷的方向而将一部分推力转化为升力，在不改变襟翼结构的前提下，简单的实现了缩短起降距离，而且矢量喷口在战机机动的时候还能有效的帮助飞机转向，大有好处。 但矢量发动机技术也有其问题，就是发动机喷口的设计位置，鹞式的喷口可以转下来在接近翼根的位置提供升力，从而实现垂直起降，这虽然有效的缩短了起降距离，但发动机增压室过短导致无法实现大推力，使得鹞式只能是亚音速飞机。而雅克34的矢量喷口倒是在尾部，但由于其升力作用过于靠后，所以只能配合滑跳式起飞使用，而更主要的作用是在机动时用于调整机头的指向。所以战斗机的矢量发动机技术仍在摸索中。 2.通过减小翼载缩短起降距离：减小翼载，反过来说就是增大机翼面积，能有效的缩短起降距离，因为翼载的减小使得临界降低，飞机起飞对的要求降低，最终起降距离缩短。但翼载的减小意味着机翼加大，气动阻力也随之加大，尤其是突破音障的跨亚音速阶段，极易发生应力损伤，甚至折翼。
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飞机v型尾翼原理
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优质回答V型尾翼控制起来要比常规尾翼复杂，我估计是这样的，v型尾翼只有2个控制面当两个控制向相同方向偏转时，这就是升降舵；向不同方向偏转时，就是方向舵。用控制轮同时移动两个控制面，再通过脚踏使控制面往相反的方向移动，所以就提供了方向控制。
可以参考V型尾翼的模型的控制，异曲同工
拉杆——左右尾翼一起上翘，尾部就向下，飞机上升
推杆——左右尾翼一起下翻，尾部就向上，飞机下降
左舵——左尾翼下翻、右尾翼上翘，尾部就向右，飞机左转
右舵——左尾翼上翘、右尾翼下翻，尾部就向左，飞机右转
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