1樓：蕃茄花花
可變前掠翼是可行的但是有必須要有更有效率的發動機做支撐。1前掠翼用作亞音速或者超機動。可變基本上是變三角翼。
三角翼的特點為高速效能好，基本用於超高音速巡航。那麼按價效比來說如果沒有2-3馬赫的速度的發動機，那這飛機根本就不划算。
2樓：匿名使用者
可變後掠翼氣動佈局的優點是： 通過機翼後掠角變化，使飛機在低速和高速飛行中獲得理想的機翼前緣公升力。 後掠翼雖然空阻小，但存在機翼前緣公升力不足的缺點，而且後掠角越大，公升力係數越低，使得飛機在起飛，著陸，空速限制等指標上都不理想。
可變後掠翼在起飛，著陸和低速飛行時，使用較小的後掠角，使機翼前緣公升力增加，機翼效率提高，而高亞音速和超音速飛行時使用大後掠角，提高飛機的加速效能和高速飛行能力。 但可變後掠翼飛機設計複雜，操縱也非常麻煩，故障率也比較高，最要命的是複雜的變翼機構限制了飛機的載荷，外型，隱身等一系列效能的提高。 而現代飛機設計通過採用雙三角設計，鴨翼，跨音速面積率曲線設計，大邊條設計，翼身融合技術等現代技術可以很好的彌補後掠翼的不足，使飛機獲得非常好的效能，而避免了變翼飛機的諸多不足，所以沒有必要採用變翼這種複雜的設計方式了。
3樓：匿名使用者
前掠翼被否了，沒有開發價值，要是做成低小慢的無人機還可以。
航模的可變後掠翼靠什麼實現的
4樓：
摘要。航模的可變後掠翼通常是通過電動機驅動的馬達或伺服馬達來實現的。這些馬達通過驅動連桿和活動翼片的裝置來改變翼片的形狀。
當電動機驅動連桿旋轉時，翼片會沿著連桿的方向旋轉或移動，改變翼片的形狀。
航模的可變後掠翼通常是通過電動機驅動的馬達或伺服馬達來實現的。這些馬達通過閉虛驅動連桿和活動翼片的裝置來改變翼雹態輪片的形狀。當電動機驅動連桿旋轉時，翼片會沿著連桿源信的方向旋轉或移動，改變翼片的形狀。
這種機構通過感測器感測飛機姿態以及飛行狀態，進而按需調整翼展來達到飛行效率和飛行穩定性的目的。
通過可變後掠翼森洞乎的調整顫告，航模可以在飛行過程中提高機動性和穩定性，並在高速飛行和低速飛行等不同飛行狀態中此悉獲得最佳的飛行效能。
變後掠翼的缺點
5樓：戀莫_暫
變後掠翼由於結構複雜引申出很多問題。為了支援機翼後掠角的可變，機翼必須由可變動機構組成。增加了機身重量，機翼懸掛點減少，負載減少，靈活度減少。
增加了機構的複雜度與韌體的數量，可靠性成幾何倍數的降低，同時生產複雜度和維護費用成幾何倍數的增加，從而造成付出多餘回報。而且就算犧牲如此多的方面也不能彌補其結構上的強度的降低。
如經典之作f-14。先是去掉了副翼，而後其關鍵部位必須使用不能常規焊接的鈦合金製造，為了其空氣動力學原理，甚至使用了類似氣囊的部件來補充機翼後緣缺失的部分，就算如此其重量還是大大的超過了同類戰機。從而大大的增加了製造和維護費用。
對於一種常規性**的批量生產這是很不利的。
不過，就算其有以上這些問題存在，無法掩蓋其機動效能上的強大優勢。
變後掠翼的機翼有什麼優點？
6樓：枝蘭英籍婉
掠角在飛行中可以改變的機翼稱之為變後掠翼。
在飛機的設計工作中，有乙個不易克服的矛盾：要想提高飛行m數，必須選擇大後掠角、小展弦比的機翼，以降低飛機的激波阻力，但此類機翼在亞音速狀態時公升力較小，誘導阻力較大，效率不高。從空氣動力學的角度講，要同時滿足飛機對超音速飛行、亞音速巡航和短矩起降的要求，最好是讓機翼變後掠，用不同的後掠角去適應不同的飛行狀態。
對變後掠翼的研究，始於。
40年代，但直到。
60年代，才設計出實用的變後掠翼飛機。
一般的變後掠翼的內翼段是固定的，外翼同內翼用鉸鏈軸連線，通過液壓助力器操縱外翼前後轉動，以改變外翼段的後擦角和整個機翼的展弦比。
變後掠翼的缺點是，結構和操縱系統複雜，重量較大，不大適合輕型飛機使用。
前掠翼技術的完善
7樓：手機使用者
1947至1948年，蘇聯對ll-3前掠翼實驗機進行了測試，該機以火箭為動力，最大速度為1150公里/小時(0．95馬赫)。【穿音速】（未達音速倍為次音速、音速倍上下為穿音速、音速倍為超音速、超過音速五倍以上為高超音速。 ）因為結構上的問題無法解決，在其後數十年間，蘇聯沒有什麼進展，美國也不例外。
進入20世紀70年代，兩項科研成果給前掠翼飛機的研究帶來了轉機，這就是複合材料技術的進步和機翼剛性分佈計算機計演算法的應用。前者為前掠翼提供了更輕、更強的結構，可使機翼在扭曲時不至於折斷，後者則使機翼在面臨離散效應時能夠只彎曲而不扭曲，這就解決了因機翼扭曲而造成的負面氣動效應問題。在此基礎上，蘇聯改進了以公尺格-23和蘇-27作為研究物件的前掠翼風洞模型設計，為進行前掠翼戰鬥機設計的蘇霍伊設計局提供了不少寶貴的試驗資料和經驗。
同時，蘇霍伊設計局自己也製造了1架前掠翼滑翔試驗機，用以驗證大迎角飛行能力以及失速、螺旋等特性。試驗結果表明，前掠翼戰鬥機維持大迎角飛行的時間可達到蘇-27的3至4倍，而蘇-27則具有相當出色的大迎角飛行效能。
1970年代以後，出現了利用複合材料結構的彎扭變形耦合效應（即通過佈置不同纖維方向鋪層）克服上述現象，同時由於變彎度技術、放寬靜穩定度技術和電傳操縱控制技術等的發展，前掠翼飛機遂又受到航空界的重視。1984年12月14日美國x-29a前掠翼驗證機首次公升空。
美國在研製f-16時電曾提出了乙個前掠翼方案。據他們估計，這種方案與f-16相比，其轉彎角速度可增加14%，作戰半徑可增大34%，起降距離可減少35%。1984年12月24日，美國格魯曼公司的x-29成功首飛，比較成功地解決了前掠翼飛機的「氣動彈性發散」問題，雖然它並沒有完全解決前掠翼在超音速時的發散問題，但它在航空基礎領域和先進技術方面做出了大量的積累，為美國航空的建設帶來了一筆寶貴的財富。
隨著材料技術的發展，剛度更高，質量更輕的材料必將能為解決前掠翼的「氣動彈性發散」問題奠定基礎，前掠翼也將會得到推廣、流行。
前掠翼技術的不足
8樓：逆夏倉
當然，前掠翼也並非十全十美。比如它技術複雜，對與之配套的相關技術要求比較高，氣動部件強度要求大，而且翼尖振顫的問題至今無法徹底解決。所以還是很少有戰鬥機採用這種佈局。
不過它畢竟代表了一種飛機的發展方向。
由於材料的制約，人類一直無法克服機翼前掠所帶來的「氣動彈性發散」問題，使得前掠翼的獨特優勢一直無法發揮，也因此，前掠翼一直無法得到廣泛的應用。直到20世紀70年代，複合材料機翼結構的應用，才使得前掠翼的發展柳暗花明。
可行性報告的格式，可行性報告 格式與寫法
一般可行性研究報告的主要內容和要求如下 一 基本情況 中外合資經營企業名稱 法定地址 宗旨 經營範圍和規模 合營各方名稱 註冊國家 法定地址和法定代表人姓名 職務 國籍 企業總投資 註冊資本股本額 自有資金額 合營各方出資比例 出資方式 股本交納期限 合營期限 合營方利潤分配及虧損分擔比例 專案建議...
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一 總論 1 專案名稱 2 承辦單位概況 3 擬建地點 4 建設內容與規模 5 建設年限 6 概算投資 7 效益分析 二 專案建設的必要性和條件 1 建設的必要性分析 2 建設條件分析 3 資源條件評價 指資源開發專案 三 建設規模與產品方案 1 建設規模 達產達標後的規模 2 產品方案 擬開發產品...
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報告撰寫背景說明 中國企業編寫的可行性研究報告所用藍本為聯合國工發組織的黃皮書，即 工業可行性研究報告編制手冊 一般來說工業專案可行性研究報告一般包括以下內容 概述 專案背景及目標定位 市場及營銷分析 投資外部環境分析 行業發展前景分析 專案組織實施方案分析 投資估算和資金籌措 專案經濟可行性分析 ...