模型飛機(jī)飛行調(diào)整原理(圖)

1、前 言航空模型是深受廣大青少年喜愛的一項科技體育活動。新中國建立以來，在各級體委、航空運動協(xié)會、科協(xié)、航空學(xué)會和有關(guān)青少年教育機(jī)構(gòu)的領(lǐng)導(dǎo)與配合下，航?；顒佑泻艽蟀l(fā)展，技術(shù)水平也有很大提高。年輕的中國航模運動員多次在世界比賽中獲得優(yōu)秀成績，刷新了世界紀(jì)錄，為祖國爭得榮譽。同時，很多航模愛好者已成為我國航空界和四化建設(shè)中的優(yōu)秀人才。航?；顒拥淖畲篦攘υ谟谀芟虺錆M求知創(chuàng)造欲望的青少年提供這樣一個實踐機(jī)會，通過制作和放飛各種航空模型，使他們既能品嘗到飛機(jī)飛上天空時那樣的樂趣，又能學(xué)到一些航空科技知識，培養(yǎng)動手動腦的良好習(xí)慣。在練習(xí)和放飛各種航空模型時會碰到很多問題。有的模型總是飛不起來，或是飛不平穩(wěn)，

2、或是飛不高。怎樣才能使它們飛得好些呢？這就是飛行原理方面的問題。模型飛機(jī)飛行調(diào)整原理這本書，就是用系統(tǒng)的飛行原理去解釋所遇到的各種問題，并介紹如何采用正確的調(diào)整方法加以解決，使模型飛得更好些。書中還對一些模型飛行現(xiàn)象提出新的解釋和獨到的見解。例如對模型飛行迎角和爬升的穩(wěn)定性的分析，以及清晨氣流原理等，都是很有價值的探討。本書內(nèi)容通俗易懂，講解深入淺出，實踐性強(qiáng)。為便于讀者理解，配有大量插圖，由黃云、陳鵬等同志繪制。本書作者譚楚雄同志早在解放初期就投身人民空軍。1951年他調(diào)到新創(chuàng)建的中央國防體育俱樂部航空模型運動工作組，親身參加了在我國開展航空模型運動的初期建設(shè)工作，曾在幾屆全國航空模型干部訓(xùn)

3、練班上擔(dān)任飛行原理教員，編寫出版了簡易模型飛機(jī)原理一書，流傳很廣。后來調(diào)到北京市航空模型俱樂部擔(dān)任領(lǐng)導(dǎo)，為首都航模活動的開展和提高作出了貢獻(xiàn)。他在以后幾年中歷盡坎坷，被迫長期下放，但他對航模事業(yè)意義的認(rèn)識和感情始終如一。20年后，他終于回到北京市航空模型運動學(xué)校。最近又調(diào)到國家體委無線電運動學(xué)校航空模型研究室任領(lǐng)導(dǎo)，負(fù)責(zé)全國航模活動的技術(shù)指導(dǎo)工作。譚楚雄同志在工作中善于分析思考，抓住問題要點，踏實苦干，從不計較個人得失，幾十年如一日，深受航模界同志們的尊敬。更可貴的是他那強(qiáng)烈的科學(xué)探索精神，以及刻苦鉆研的毅力。他曾為了摸索清晨氣流規(guī)律，日夜奔波在機(jī)場的不同地區(qū)，插置很多溫度計來測試地面溫度的細(xì)

4、微變化，結(jié)合模型飛行試驗，終于從繁雜的試驗數(shù)據(jù)中總結(jié)出對清晨氣流和氣流轉(zhuǎn)換期規(guī)律的見解。書中還有很多新見解，也都是通過他親自實踐提出來的。可以說，這本書是一位熱愛航模事業(yè)的老航模工作者奉獻(xiàn)給廣大青少年的寶貴禮物。黃永良1989年12月于北京目 錄第一章 飛行狀態(tài)和力的分析1一、試飛和調(diào)整1二、平動和轉(zhuǎn)動1三、重心和三軸2四、飛行狀態(tài)的分析3五、作用在模型飛機(jī)上的力4第二章 空氣動力7一、機(jī)翼迎力7二、空氣動力的計算8三、壓力中心10四、機(jī)翼力矩11五、焦點力矩11六、平均力矩弦13第三章 平飛15一、平飛的條件15二、平飛速度15三、平飛拉力17四、平飛距離18五、爭取最長留空時間18六、爭取

5、最大速度20第四章 滑翔21一、滑翔原理21二、滑翔速度22三、滑翔角23四、手?jǐn)S滑翔24五、下沉速度26第五章 爬升29一、穩(wěn)定爬升的條件29二、爬升需用速度29三、爬升率31四、爬升拉力32五、爬升的能量33六、爬升需用功率34七、幾種爬升姿態(tài)35第六章 俯仰平衡39一、俯仰力矩平衡39二、升力力矩平衡40三、迎角41四、俯沖、波狀飛行和迫降43第七章 俯仰安定性46一、安定性46二、俯仰安定性47三、動安定性47四、俯仰安定力矩48五、俯仰安定系數(shù)52六、判斷與調(diào)整53第八章 側(cè)面平衡和安定性56一、側(cè)面平衡56二、側(cè)面安定性59第九章 盤旋63一、水平盤旋63二、盤旋和側(cè)滑64三、左、

6、右機(jī)翼速度差66四、盤旋和迎角67五、波狀改出性能69六、急轉(zhuǎn)彎70七、急轉(zhuǎn)彎過負(fù)荷72第十章 特技飛行75一、倒飛75二、側(cè)飛77三、橫滾78四、觔斗79五、螺旋81六、垂直上升和下降82第十一章 動力裝置83一、螺旋槳的工作83二、拉力力矩86三、反作用扭矩88四、陀螺力矩89五、螺旋槳尾流90第十二章 風(fēng)與飛行92一、風(fēng)與自由飛模型92二、風(fēng)與往返速度93三、風(fēng)與往返距離94四、風(fēng)速和風(fēng)向95五、風(fēng)的形成和估計96第十三章 上升氣流101一、動力氣流101二、熱力氣流原理103三、平原熱氣流104四、水陸、山坡和鋒面氣流105五、判斷氣流的方法106六、認(rèn)識還沒有結(jié)束108七、在氣流中滑

7、翔109第一章 飛行狀態(tài)和力的分析一、試飛和調(diào)整模型做好后要經(jīng)過試飛，這是模型制作中的重要環(huán)節(jié)。飛行不同于車船，車船調(diào)整不當(dāng)，可以停下來再調(diào)。模型飛機(jī)如果調(diào)整失誤，就可能摔得粉碎，前功盡棄！所以，航模愛好者調(diào)整模型時必須認(rèn)真仔細(xì)，嚴(yán)格遵循一套科學(xué)的程序和方法。要做到這一點，就需要懂得飛行調(diào)整的原理，在理論方面下一番功夫。飛行調(diào)整就是在試飛中判斷哪些是正常的飛行姿態(tài)，哪些是不正常的飛行姿態(tài)。對不正常的飛行姿態(tài)，從力學(xué)上找到原因，采取相應(yīng)的調(diào)整措施，達(dá)到模型能正常飛行的目的。所以，進(jìn)行模型調(diào)整，首先要善于對飛行現(xiàn)象進(jìn)行分析。二、平動和轉(zhuǎn)動物體的運動是各式各樣的，車輛行駛、鳥類飛翔、機(jī)器運轉(zhuǎn)等，從表

8、面上看，運動方式千差萬別，但實質(zhì)上都離不開兩種基本的運動平動和轉(zhuǎn)動。什么是平動？抽屜的拉出推進(jìn)，活塞在氣缸中往復(fù)運動，火車車廂在直線軌道上移動等都屬于平動（圖1-1a）。從定義上看，物體（這里指的物體相當(dāng)于剛體）在運動中，物體內(nèi)任何一條給定的直線的方向始終保持不變，這種運動則稱為平動。在平動過程中物體內(nèi)各點的運動方向和速度都是相同的。對于平動有幾點需要弄清楚。第一，不要誤認(rèn)為平動必須是水平的運動，車廂直線爬坡，小朋友從直線滑梯上滑下，也都是平動（圖1-1b）。第二，不要誤認(rèn)為平動必須是直線運動，在圖1-1c中，方格的運動軌跡是曲線，但在方格中任意畫一條直線，運動過程中該直線的方向始終不變，因此

9、方格的運動仍屬于平動。車廂在水平面上轉(zhuǎn)彎就不是平動，因為在轉(zhuǎn)彎時，車廂內(nèi)側(cè)和外側(cè)的速度不同，沿車廂縱向或橫向作一直線，運動過程中方向改變，不具備平動的特征。什么是轉(zhuǎn)動？電動機(jī)軸的旋轉(zhuǎn)、機(jī)器上的飛輪、門窗被推開或拉合上的運動等都屬于轉(zhuǎn)動。物體進(jìn)行轉(zhuǎn)動時，它的整體不發(fā)生位移，物體上各點繞固定軸旋轉(zhuǎn)一周后又回到原來位置，各點運動的方向和速度（線速度）一般都不相同（圖1-2）。物體有沒有作平動運動的同時又轉(zhuǎn)動的情況呢？有的。飛盤就是一邊前進(jìn)（平動）一邊又快速旋轉(zhuǎn)的；投擲出的手榴彈；乒乓球運動員拉出的弧圈球；地球的公轉(zhuǎn)和自轉(zhuǎn)等都是平動轉(zhuǎn)動同時存在的例子（圖1-3），這些運動叫復(fù)合運動。一切復(fù)雜的運動都可

10、以看作是平動和轉(zhuǎn)動結(jié)合而成的。也就是說，一切復(fù)雜的運動都可以分解為平動和轉(zhuǎn)動兩種簡單的運動。這樣一分解，對復(fù)雜運動的分析就大大簡化了。對模型飛機(jī)的復(fù)雜的飛行狀態(tài)進(jìn)行分析，正是借助于這種分解運動的方法。三、重心和三軸研究物體的轉(zhuǎn)動，必然要涉及轉(zhuǎn)動的中心（軸）問題。電風(fēng)扇葉片、洗衣機(jī)波輪、錄音或錄像磁帶的卷帶輪等部件，都是繞著固定的軸轉(zhuǎn)動的。物體在空中運動時處于自由狀態(tài)，沒有固定的旋轉(zhuǎn)軸，沒有支點，那么旋轉(zhuǎn)中心是怎樣確定的呢？物體在空中的轉(zhuǎn)動以自己的重心為旋轉(zhuǎn)中心。圖1-3中飛盤以自己的圓心為旋轉(zhuǎn)中心；乒乓球以球心為旋轉(zhuǎn)中心；手榴彈的旋轉(zhuǎn)中心不在中間，而是在彈頭一側(cè)。這些物體的旋轉(zhuǎn)中心都是它們重心

11、的位置。所以，物體在空中自由狀態(tài)下的轉(zhuǎn)動也叫繞重心運動。前面提到，物體在作單純平動運動時，物體內(nèi)各點運動的軌跡互相平行，方向相同，速度相等。因此，物體上任一點的運動都可以代表整體的運動。平動加上轉(zhuǎn)動之后，物體上各點運動的軌跡、方向、速度都不一定相同（圖1-4），只有重心的運動不因轉(zhuǎn)動而發(fā)生變化（因為重心是旋轉(zhuǎn)中心不參與轉(zhuǎn)動，嚴(yán)格說應(yīng)為物體的質(zhì)量中心，由于我們討論的物體不是很大，物體上各點所受重力可以看作是平行的，質(zhì)心與重心重合），仍可以作為平動。所以，物體在空中的平動以自己的重心運動為代表，也叫重心運動。模型飛機(jī)飛行時轉(zhuǎn)動的中心也是它的重心。為了對模型飛機(jī)的轉(zhuǎn)動進(jìn)行詳細(xì)分析，把它繞重心的轉(zhuǎn)動分

12、解為繞三根假想軸的轉(zhuǎn)動（圖1-5）。這三根軸互相垂直，并且相交于重心。貫穿模型前后的叫縱軸，繞縱軸的轉(zhuǎn)動就是模型的滾轉(zhuǎn)；貫穿模型上下的叫立軸，繞立軸的轉(zhuǎn)動就是模型的方向的偏轉(zhuǎn)；貫穿模型左右的叫橫軸，繞橫軸的轉(zhuǎn)動就是模型的俯仰。模型飛機(jī)可以只繞其中一根軸轉(zhuǎn)動，也可以同時繞兩根或三根軸轉(zhuǎn)動。整架模型飛機(jī)的運動則以模型飛機(jī)重心的運動為代表。四、飛行狀態(tài)的分析對飛行狀態(tài)進(jìn)行分析，就是把飛行狀態(tài)分解為重心運動狀態(tài)和繞重心運動狀態(tài)。例如，模型平飛，對它飛行狀態(tài)的分析是：重心在一水平面上作勻速直線運動；沒有繞重心的運動。通過分析就很容易確定它的力和力矩的相互關(guān)系。勻速直線爬升和直線滑翔的情況也是如此。再如，

13、模型波狀飛行，對它飛行狀態(tài)的分析是：重心運動軌跡是向下的波浪線，速度隨波浪的周期性而變化；模型繞橫軸作周期性的往返運動。由此再進(jìn)一步找出轉(zhuǎn)動、速度、軌跡間的內(nèi)在聯(lián)系，波狀飛行問題就迎刃而解了。又如，模型急轉(zhuǎn)下沖是一個常見的復(fù)雜的飛行現(xiàn)象。對它的飛行狀態(tài)分析為：重心沿螺旋線向下運動，角度和速度越來越大；模型同時繞三軸轉(zhuǎn)動。如控制繞立軸和縱軸的轉(zhuǎn)動，就可以制止急轉(zhuǎn)下沖。調(diào)整的主要問題一下就抓拄了（圖1-6）。特技飛行動作中的橫滾看起來是一個很復(fù)雜的飛行姿態(tài)，但用上述方法分析，情況就顯得很簡單：重心作水平直線勻速運動；模型繞縱軸轉(zhuǎn)動。可見，橫滾就是平飛和一個簡單的滾轉(zhuǎn)組合而成的（圖1-7）。五、作用

14、在模型飛機(jī)上的力模型飛機(jī)的飛行狀態(tài)由作用在模型飛機(jī)上的力以及這些力對重心產(chǎn)生的力矩所決定。力決定重心運動；力矩決定模型繞重心運動，且兩者互相影響。所以，可以通過飛行姿態(tài)來間接判斷模型飛機(jī)上所受的力或力矩的情況，這是進(jìn)行飛行調(diào)整時對模型受力分析的主要手段。再通過改變作用力和力矩的方法使模型達(dá)到理想的飛行狀態(tài)，這就是飛行調(diào)整的基本內(nèi)容。作用在模型飛機(jī)上的力主要有三種：重力、拉力和空氣動力。重力的方向永遠(yuǎn)向下，垂直于地平面。重心就是假想的重力的作用點，條件是模型各處所有重力對這一點的力矩恰好抵消，于是把模型各部分所受的重力都平移到這一點集合成為總的重力。當(dāng)然總的重力對重心不形成力矩。拉力（或叫推進(jìn)力

15、）一般是向前的，由動力裝置產(chǎn)生。通常，螺旋槳軸的中心線就是“拉力線”。拉力對重心是否產(chǎn)生力矩，由拉力線的位置而定。如果拉力線（包括延長線）正好通過重心，拉力就不產(chǎn)生力矩。如果拉力線不通過重心，就會產(chǎn)生力矩。拉力線通過重心下面會產(chǎn)生抬頭力矩；拉力線通過重心上面會產(chǎn)生低頭力矩；拉力線通過重心左側(cè)產(chǎn)生右轉(zhuǎn)力矩；拉力線通過重心右側(cè)產(chǎn)生左轉(zhuǎn)力矩（圖1-8）。力矩具有使物體轉(zhuǎn)動的作用。力矩等于力乘力臂（力到轉(zhuǎn)動中心的距離）。改變力和力臂的大小是調(diào)整模型繞重心運動的基本方法。通常用改變拉力線角度的方法來調(diào)整拉力力矩的方向和大小。空氣動力的情況較為復(fù)雜，機(jī)身、起落架、尾翼等只產(chǎn)生阻力。阻力和飛行方向相反。機(jī)翼

16、和水平尾翼除產(chǎn)生阻力外，還產(chǎn)生升力或負(fù)升力。升力垂直于相對氣流（即飛行方向）?？諝鈩恿σ矔a(chǎn)生轉(zhuǎn)動力矩。飛行調(diào)整主要是處理空氣動力力矩平衡問題。試一試、想一想1、找一根粗細(xì)均勻，長100150mm的小木（竹）條，放在左手掌上。右手彈其一端使小棍飛出（圖1-9），觀察小棍轉(zhuǎn)動中心。然后在木條一端配重（可縛一個1寸左右長的鐵釘），仍用同樣方法彈出，觀察它的旋轉(zhuǎn)中心。注意比較前后兩個旋轉(zhuǎn)中心的差別。能不能解釋產(chǎn)生差別的原因？2、試分析模型飛機(jī)翻筋斗和水平盤旋的重心運動和繞重心運動。3、舉出平動、轉(zhuǎn)動、復(fù)合運動各一個例子。4、火車車輪在軌道上前進(jìn)，O是車輪圓心，B是車輪外圓一點，A是OB的中點。圖1-

17、10是這三點運行的軌跡。請畫出方塊在平面上滾轉(zhuǎn)時，O、A、B三點的軌跡。第二章 空 氣 動 力研究航空模型要涉及空氣動力學(xué)的許多內(nèi)容。在這一章里，我們僅僅從飛行調(diào)整的角度介紹有關(guān)的基礎(chǔ)知識。包括空氣動力的大小、方向以及作用點等問題。由于機(jī)翼的空氣動力是模型飛機(jī)空氣動力的主要部分，其他部分空氣動力的性質(zhì)和機(jī)翼部分相類似，所以這里只討論機(jī)翼空氣動力有關(guān)問題。一、機(jī) 翼 迎 力我們首先觀察空氣流過機(jī)翼的情況。下頁圖2-1是四種流線譜。圖2-1a是迎角為的對稱翼型，氣流在前緣受阻分成兩股分別擠進(jìn)機(jī)翼上下空間，如同進(jìn)入收縮的流管，速度逐漸增加，到翼型最大厚度處速度加到最大。以后又如同進(jìn)入擴(kuò)大的管道，速度

18、逐漸減慢，到后緣恢復(fù)到原來的速度，上下兩股氣流匯合繼續(xù)向前流動。圖2-1b是迎角為的平凸翼型。氣流在機(jī)翼前緣受阻后沿斜坡向上表面流動。上表面氣流速度變化大體上和對稱翼型相同，只是加速更快些，下表面氣流基本上不受影響。只是前緣下方的氣流受上面氣流加速時壓強(qiáng)降低的吸引而略有上偏，駐點稍向前緣下方移動（駐點是上下兩股氣流的分界點），速度稍有降低。后緣氣流略帶下洗。圖2-1c是小迎角的對稱翼型。氣流不但受翼剖面本身阻擋，更主要地受翼剖面傾斜造成的阻擋。前緣及其下方壓力增大，氣流繞過前緣向上流動，駐點下移，機(jī)翼上表面速度迅速增大，到最高點后速度逐漸降低。機(jī)翼下表面速度減小。后緣形成下洗氣流。圖2-1d是

19、小迎角的平凸翼型?？梢哉fb、c兩種情況的疊加。因而上表面氣流流速更大，下表面的流速更小，駐點下移也多，后緣氣流下洗角更大。在流線譜里，流線密集的地方，表示單位橫截面相同時間內(nèi)通過的空氣較多，故流速較大，壓強(qiáng)較??；流線稀疏的地方表示單位橫截面相同時間內(nèi)通過的空氣較少，故流速較小，壓強(qiáng)較大。這一結(jié)論是利用風(fēng)洞實驗，根據(jù)物理學(xué)中的相對性原理、連續(xù)性原理、伯努利定理得出的。圖2-2是一個有著普通翼型的機(jī)翼在中等迎角時，沿翼弦方向的氣流速度和壓力的分布圖。氣流進(jìn)入機(jī)翼區(qū)前，上下方的氣流速度相同。接近前緣時，上股氣流流速迅速增大，到最高點達(dá)到最大值，然后逐漸下降，到后緣恢復(fù)到接近原來的速度；機(jī)翼下面的氣流

20、速度減小后又逐漸增大。速度的變化接近于直線型。壓強(qiáng)分布由速度變化所決定。機(jī)翼上表面壓強(qiáng)先是迅速下降，然后逐漸回升；機(jī)翼下表面壓強(qiáng)先略有增大，然后逐漸回落。到后緣時大體上恢復(fù)到原來的壓強(qiáng)。壓強(qiáng)的變化接近拋物線型。機(jī)翼上面壓強(qiáng)的下降量大大超過機(jī)翼下面壓強(qiáng)的增加量。但是要注意，機(jī)翼上表面壓強(qiáng)永遠(yuǎn)是正的、決不會出現(xiàn)負(fù)壓力區(qū)?？諝鈩恿Π▋深悾阂活愂菈毫?，垂直于機(jī)翼表面；另一類是摩擦力，平行于機(jī)翼表面。這些空氣動力分散地作用在機(jī)翼表面。把這些力按照力的合成原理合成一個合力，其大小、方向、位置都能代表整個空氣動力的作用，機(jī)翼上的這個合力就叫做“迎力”或“總空氣動力”。迎力和機(jī)翼翼弦的交點即作為迎力的作用點

21、，叫“壓力中心”（圖2-3）。迎力方向稍向后傾斜，這是存在阻力的緣故。為了計算方便，把迎力分為兩個分力：和氣流方向垂直的分力，叫“升力”；和氣流方向相同的分力，叫“阻力”。升力和阻力的作用點也都在“壓力中心”上。二、空氣動力的計算進(jìn)行飛行調(diào)整時，要對空氣動力的大小有個大體估計。決定空氣動力大小的因素及升力計算公式見下式：其中：Y是機(jī)翼的升力，Cr是升力系數(shù)；為空氣密度，是機(jī)翼同氣流的相對速度，S是機(jī)翼面積。式中是動壓強(qiáng)。升力系數(shù)Cr由實驗測定。實驗時先測出Y、S，再用公式把升力系數(shù)計算出來。綜合反映、S以外的、決定升力大小的多種因素，主要有翼型形狀、機(jī)翼平面形狀、表面狀態(tài)、雷諾數(shù)和迎角等。調(diào)整

22、模型時，特別要注意迎角和升力系數(shù)的關(guān)系。圖2-4是升力系數(shù)曲線示意圖，它反映升力系數(shù)和迎角的對應(yīng)關(guān)系。曲線因翼型而異。對稱翼型機(jī)翼的無升力迎角是零度。隨著迎角增大，接近直線增長。在臨界迎角時增到最大值。超過臨界迎角后，如迎角再增大，反而迅速降低。臨界迎角的大小和曲線的斜率主要取決于雷諾數(shù)。一般飛機(jī)的臨界迎角為，最大升力系數(shù)可達(dá)1.4或更大。模型飛機(jī)的臨界迎角一般在左右，最大升力系數(shù)。迎角小于零度時，是負(fù)值。非對稱翼型（如平凸型、雙凸型、凹凸型）機(jī)翼的升力系數(shù)曲線有所不同。主要區(qū)別為無升力迎角是一個負(fù)值。翼型中弧線彎度越大，無升力迎角越小。最大值較大。另一個區(qū)別是臨界迎角稍小。隨迎角增減的情況和

23、對稱翼型大體相同。阻力的計算公式為：。S仍然指面積。不過要注意，通常計算機(jī)翼、尾翼的阻力時用平面面積；計算其他部件的阻力時用最大迎風(fēng)面積。叫阻力系數(shù)，也是通過實驗計算得出。值決定于機(jī)翼的剖面、平面形狀、表面光潔度和雷諾數(shù)等。機(jī)翼阻力和迎角的關(guān)系最為密切，它清楚地反映在阻力系數(shù)曲線上（圖2-5）。一般無升力迎角時最小，這時主要是機(jī)翼表面摩擦阻力起作用。迎角增大，值也增大。增加的成份主要是誘導(dǎo)阻力。超過臨界迎角后，阻力急劇增長，原因是機(jī)翼上面的氣流發(fā)生了分離（圖2-6），增加的成份主要是壓差阻力。模型飛機(jī)飛行時，如果超過了臨界迎角，由于阻力大增，加上升力的急劇下降，就會失去前進(jìn)速度而下沖或螺旋下降

24、。所以臨界迎角也叫“失速迎角”。三、壓力中心壓力中心的定義在前面已經(jīng)介紹過了。下面討論壓力中心的位置問題。模型的重心位置確定之后，壓力中心位置就是決定力臂的唯一條件。壓力中心的位置通常用翼弦長度的百分?jǐn)?shù)來表示。例如壓力中心在翼弦的中點，就叫壓力中心在50%翼弦長處（以壓力中心至機(jī)翼前緣的距離來計算）。關(guān)于壓力中心的位置要注意三個問題：壓力中心的位置和速度無關(guān)；壓力中心的位置和翼型有關(guān)；壓力中心的位置通常和迎角有關(guān)（對稱型例外）。氣流速度改變之后，機(jī)翼上下氣流速度的分布會相應(yīng)變化，壓力分布也隨著改變，總空氣動力相應(yīng)地增或減，但壓力中心位置不變。打個比方，天平配平之后，如兩端各加（減）一個相同的砝

25、碼，并不會破壞對原支點的平衡。調(diào)整模型時不必?fù)?dān)心速度變化而引起壓力中心的變化。但如速度變化很大，會引起雷諾數(shù)的大范圍的變化，壓力中心也會移動。關(guān)于第二點，對稱翼型機(jī)翼壓力中心位于25%翼弦處。非對稱翼型的壓力中心一般在30%弦長以后。中弧線彎度越大或最大彎度越靠后的翼型，壓力中心越靠后。最重要的是第三點，即壓力中心位置和迎角的關(guān)系。對稱翼型機(jī)翼的壓力中心位置不因迎角的變化而移動。在一般應(yīng)用迎角范圍內(nèi)，無論迎角或大或小，壓力中心總是固定在25%翼弦長處。因為迎角的變化只引起機(jī)翼上下氣流的速度和壓力的變化，不能改變它們的變化規(guī)律。速度沿翼弦的變化呈線性（一次曲線）關(guān)系。壓力是速度的二次函數(shù)，所以壓

26、力的變化呈拋物線（二次曲線），壓力中心的位置因而也就是固定的了。非對稱翼型（平凸、凹凸、雙凸）的壓力中心隨迎角的變化而前后移動。以平凸翼型為例，在迎角時即產(chǎn)生升力，這個升力是翼型不對稱引起的（圖2-7a），記作Ya,作用點在45%弦長附近。當(dāng)變?yōu)橐粋€小迎角時，因翼型產(chǎn)生的升力Ya基本不變，因迎角產(chǎn)生的升力（Ya）開始出現(xiàn)（圖2-7b），后者作用點在25%弦長處。因此總升力作用點前移了。迎角越大，Ya越大，壓力中心前移越多。在臨界迎角時移到最前位置，一般在30%35%弦長之間。超過臨界迎角后Ya減小，壓力中心向后移動。由于大部分模型飛機(jī)機(jī)翼都采用非對稱翼型，必須掌握壓力中心移動規(guī)律，才能正確調(diào)整

27、好模型。S翼型的壓力中心移動方向和前者相反。但模型飛機(jī)上一般不采用這種翼型。各種翼型超過臨界迎角后，壓力中心都向后移動。迎角為時，壓力中心在翼弦中點處。四、機(jī)翼力矩機(jī)翼力矩是機(jī)翼升力對前緣的力矩。在圖2-8中，壓力中心P點到前緣距離為l，升力Y對前緣的力矩MA是：MA=-Y l。（負(fù)號表示低頭力矩）壓力中心位置用翼弦的百分?jǐn)?shù)來表示。設(shè)翼弦長AB=b，代入升力公式后，令 則。式中叫力矩系數(shù)?？梢?，力矩系數(shù)中包含了壓力中心位置的因素。一般資料不單獨羅列翼型壓力中心隨迎角變化的數(shù)據(jù)或圖表，而是在升力系數(shù)曲線中增加一條力矩系數(shù)曲線。查到一個迎角的升力系數(shù)及其對應(yīng)的力矩系數(shù)時，可以計算出在這個迎角時的壓

28、力中心位置。再經(jīng)過幾個迎角的比較，就可以看出壓力中心移動的規(guī)律了。五、焦 點 力 矩距離機(jī)翼前緣25%弦長的點叫“焦點”，又名“空氣動力中心”。機(jī)翼升力對這一點的力矩叫“焦點力矩”。焦點力矩對于研究力矩平衡和安定性是一個十分重要的概念，因為它可以簡化問題。前面介紹過，對稱翼型機(jī)翼的壓力中心作用在焦點上，并且不隨迎角而變化。所以對稱翼型的焦點力矩等于零，并且也不隨迎角而變化。就是說，所有飛行迎角的焦點力矩都等于零。非對稱翼型機(jī)翼的壓力中心在焦點之后，升力對焦點產(chǎn)生一個低頭力矩?；蛘哒f非對稱翼型有一個負(fù)的焦點力矩。非對稱翼型焦點力矩也有一個很重要的特點，即同一個翼型的焦點力矩不因迎角改變而改變?；?/p>

29、者說每一種翼型的焦點力矩系數(shù)是一個常數(shù)。見圖2-9，小迎角時壓力中心靠后，力臂l1較大，升力Y1較小，力矩為Y1 l1；迎角增大后，壓力中心前移，力臂l2縮短，升力Y2卻增大，奇妙之處就是升力的變化和力臂的變化正好成比例。通常情況下都能保持Y1 l1 = Y2 l2=?？梢赃@樣理解：以平凸翼型為例，零度迎角時，它產(chǎn)生一個升力，對焦點形成一個力矩，這個力矩純粹是因翼型上下不對稱而產(chǎn)生的，和迎角無關(guān)。以后因迎角增大產(chǎn)生的升力的作用點又在焦點上，升力的增量對焦點不形成力矩。所以無論迎角增加多少，對焦點的力矩并不增加，還是零度迎角時的那個焦點力矩。設(shè)壓力中心P點到焦點O的距離為l，升力Y的焦點力矩是：

30、Mo=-Yl。l也用翼弦長的百分?jǐn)?shù)來表示：代入升力公式后，設(shè) ，。叫焦點力矩系數(shù)。焦點力矩系數(shù)也包含了壓力中心位置的因素。如已知和就可以計算出對應(yīng)這個值的迎角的壓力中心位置：。機(jī)翼焦點力矩的性質(zhì)可以這樣簡要地概括：各種翼型的機(jī)翼的焦點力矩系數(shù)都是一個常數(shù)。焦點力矩系數(shù)的大小由翼型中弧線彎度所決定；中弧線彎度越大，的絕對值越大；中弧線彎度越小，的絕對值越??；中弧線是直線時（即對稱型），等于零。六、平均力矩弦計算機(jī)翼力矩或確定重心位置時，都要以翼弦為標(biāo)準(zhǔn)。這里說的翼弦指矩形機(jī)翼的翼弦。但是模型飛機(jī)上很少采用矩形機(jī)翼。多數(shù)機(jī)翼平面形狀是梯形，少數(shù)機(jī)翼用橢圓形。當(dāng)一副機(jī)翼的翼弦長度有大有小時，以機(jī)翼上

31、哪一位置的翼弦為代表是有講究的?，F(xiàn)在有一種相當(dāng)流行的方法，用翼根弦作為計算標(biāo)準(zhǔn)，這是不正確的。正確的方法是嚴(yán)格確定一根“平均力矩弦”（又叫平均空氣動力弦）。平均力矩弦不但其長度要起到平均弦的作用（平均弦乘翼展等于機(jī)翼面積），而且其前后位置也應(yīng)當(dāng)是力矩作用相當(dāng)?shù)木匦螜C(jī)翼弦的位置。求梯形機(jī)翼平均力矩弦的方法如下：如圖2-10所示，AB和CD是翼根弦和翼尖弦，在AB延長線上截取BE=CD，在CD延長線上截取DF=AB。G、H分別是AB和CD的中點，連接EF和GH交于P，過P作AB平行于AB，則AB就是平均力矩弦。模型飛機(jī)機(jī)翼使用最多的是矩形和梯形相結(jié)合的平面形狀。通常中段用矩形，翼尖為梯形（圖2-1

32、1）。求平均力矩弦的方法是先分別求出矩形和梯形的平均力矩弦（b1和b2），再由b1向根部平移d，該處翼弦即為機(jī)翼的平均力矩弦。d根據(jù)b1、b2間的距離c和矩形面積S1、梯形面積S1求出：。梯形機(jī)翼圓翼尖的處理方法是：延長前后緣，在適當(dāng)位置作一翼根弦的平行線，使線右側(cè)減去的機(jī)翼面積等于左側(cè)增加的面積，于是相當(dāng)于梯形機(jī)翼，再按梯形機(jī)翼取平均力矩弦（圖2-12）。對于完全呈橢圓形狀的機(jī)翼，可以先求出平均弦長，再用逐漸接近的方法在圖上確定平均力矩弦的位置。試一試、想一想1、找一片矩形硬紙片或吹塑紙，長1015cm，寬是長度的，把紙片拋到空中（或從樓上扔下），紙片會自動旋轉(zhuǎn)起來。想一想紙片為什么會旋轉(zhuǎn)？

33、2、觀察乒乓球的上旋球、下旋球以及足球的香蕉球的飛行軌跡。想一想形成的原因是什么？3、制作一小段平凸翼型機(jī)翼，弦長約10cm，寬約24cm，轉(zhuǎn)軸貫穿于38%弦長處（圖2-13），側(cè)放在流水中，用不同迎角試驗，觀察對轉(zhuǎn)軸力矩的方向，想一想和壓力中心的聯(lián)系。第三章 平 飛一、平飛的條件平飛也叫平直飛行，就是水平勻速直線飛行。這種飛行狀態(tài)在模型飛機(jī)上比較少見，只有遙控模型有時進(jìn)行平飛。盡管這樣，還是必須首先把它弄清楚。因為平飛是最簡單、最基本的飛行姿態(tài)，是研究其他復(fù)雜飛行狀態(tài)（盤旋、滑翔、爬升、特技等）的基礎(chǔ)；也是分析模型飛機(jī)的一些主要性能（速度、留空時間、飛行距離）的基礎(chǔ)。模型飛機(jī)實現(xiàn)平飛的條件，

34、首先是模型飛機(jī)上的力矩要互相平衡，才能使模型不發(fā)生繞重心的轉(zhuǎn)動。由于力矩已經(jīng)平衡，分析平飛時就可以假定所有的力都通過重心（圖3-1），只考慮這些力的相互關(guān)系。要保持模型平飛，條件是升力（Y）等于重力（G）；拉力（P）等于阻力（X），即：Y = G，P = X。有些同學(xué)可能疑惑不解：升力等于重力，模型豈不會掉下來？拉力等于阻力，模型怎么還能前進(jìn)？這些都是誤解。由于人們常見的運動總是有阻力的，現(xiàn)實中如果沒有動力，運動就不能發(fā)生，也不能持續(xù)。于是有些人一開始就形成錯誤概念，似乎力是維持運動（而不是克服阻力）的必要條件。模型之所以下落，是重力作用的結(jié)果，重力既然被升力所平衡，模型自然不會下落了。如果升

35、力大于重力，模型會逐漸升高；如果升力小于重力，模型會逐漸下降，都不能保持平飛。模型飛機(jī)達(dá)到一定速度后，完全可以依靠本身的慣性保持這個速度，但是因為有阻力，飛行速度要逐漸減慢。阻力如果被拉力平衡，減速的原因就消除了，模型就能保持這個速度飛行。如果拉力大于阻力，模型的飛行速度會逐漸增大；如果拉力小于阻力，模型的飛行速度會逐漸減小，都不能保持勻速。二、平 飛 速 度這一節(jié)并不是單純研究平飛速度，而是研究為了實現(xiàn)模型平飛，需滿足的第一個條件升力等于重力的有關(guān)因素，以及這些因素之間的相互關(guān)系。在等式Y(jié) = G中，G是一個單純的因子，而Y是多因子的函數(shù)，為了具體分析這些因素之間的關(guān)系，代入升力公式：，可整

36、理為。它是平飛需用速度公式。這個公式說明，為了保證平飛，必須在飛行速度、飛行迎角、空氣密度、翼載荷之間保持一定的關(guān)系。在調(diào)整或操縱一架模型時，機(jī)翼面積S是固定的，模型所受重力G由于燃料消耗，有些變化，但變化很小，也可以看成是固定的。就是說，在整個飛行過程中，翼載荷（G/S）可以看成是一個不變的量。模型一般飛行高度不大，空氣密度（）也可以看成是不變的。因而只須注意升力系數(shù)（它決定于迎角）和平飛速度的關(guān)系。小迎角時升力系數(shù)較小，為保持平飛，模型需要有較大的速度，才能產(chǎn)生足以平衡重力的升力。大迎角時升力系數(shù)較大，不需要那么大的速度就可以維持平飛（圖3-2）。飛機(jī)著陸時為了盡量減小飛行速度而又維持足夠

37、的升力，就采用拉到大迎角，甚至接近臨界迎角的方法。為了增大升力系數(shù)從而可以降低飛行速度，飛機(jī)上還普遍采用襟翼和開縫翼等措施（圖3-3）。仔細(xì)觀察不難發(fā)現(xiàn)鳥類飛行也有類似現(xiàn)象。鳥在空中飛行時，一般直伸著脖子，身體呈水平狀態(tài)，翅膀迎角較小。將近著陸時，一般要抬起腦袋，身體和水平面間出現(xiàn)一個較大的角度，翅膀迎角很大。飛機(jī)正常飛行時，一般機(jī)翼的迎角接近經(jīng)濟(jì)迎角（見本章第五節(jié)有關(guān)內(nèi)容）。這個迎角的升力系數(shù)大體上是固定的。這樣，平飛需用速度就和翼載荷（G / S）的平方根成正比，翼載荷越大，平飛需用速度越大；翼載荷越小，平飛需用速度越小。例如螺旋槳式戰(zhàn)斗機(jī)的翼載荷約為每平方米150千克力，飛行速度約為每小

38、時700公里；現(xiàn)代噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)的翼載荷約為每平方米500600千克力，飛行速度每小時2000公里以上；近年發(fā)展起來的輕型飛機(jī)的翼載荷約為每平方米14千克力，飛行速度約為每小時80公里；國際級牽引模型滑翔機(jī)的翼載荷為每平方米1.2千克力，飛行速度約為每小時18公里。鳥類和昆蟲也遵循這個規(guī)律，大雁每小時飛行速度在70公里以上；蝙蝠的翅膀很大，翼載荷較小，每小時只飛15公里左右；蝴蝶的翼載荷更小，飛行速度每小時12公里左右。室內(nèi)模型飛機(jī)的翼載荷每平方米僅0.03千克力左右，飛行速度非常慢，大約為每小時4公里。三、平 飛 拉 力前面講過，一定翼載荷的模型，如果迎角已被調(diào)整并確定，它的平飛需用速度也就被

39、確定了。為了獲得這個速度，需要動力裝置產(chǎn)生相應(yīng)的拉力，這個拉力要正好等于模型用平飛需用速度時所受到的阻力，即P = X。這就是模型平飛需要的第二個條件，為了具體分析，代入阻力公式：。這里的速度應(yīng)當(dāng)是平飛需用速度，代入并化簡后為：。叫升阻比，一般用K表示，上式又可寫作：。這個公式叫平飛需用拉力公式，它反映了模型飛機(jī)所受重力、迎角和拉力之間的關(guān)系。首先，平飛需用拉力同模型飛機(jī)所受重力成正比。在其他條件相同的情況下，模型越重，需要的拉力越大。因為平飛時重力雖然并不需要拉力直接負(fù)擔(dān)，但重力越大需要升力就越大，這時產(chǎn)生的阻力相應(yīng)增大，需用拉力也就增加。其次，平飛需用拉力同升阻比成反比。因為在平飛條件下升

40、阻比是重力和拉力之比。如果升阻比是1（K=1），則需用拉力等于重力（P=G），如果升阻比等于10，則需用拉力是重力的。同一架模型如果迎角不同，升阻比也不同，有利迎角時的升阻比最大，所以用有利迎角平飛時需用拉力最小。用其余的迎角平飛，由于升阻比的降低，需用拉力都比較大。式中消去了面積（S）和空氣密度（）這兩個因素，說明需用拉力與它們無關(guān)。因為這兩個因素不僅影響阻力而且也都影響升力，并且都和升阻比無關(guān)。還要注意一點，在推導(dǎo)模型平飛需用拉力公式時，速度被代換了。這表明需用拉力只決定于G和K，而和飛行速度無關(guān)。但這并不是說速度可以隨意確定。確定速度時仍然要服從平飛需用速度公式。計算需用拉力所用的必須是

41、能保證Y=G的升力系數(shù)。這個和其他條件已經(jīng)確定了平飛需要的速度。四、平 飛 距 離民用飛機(jī)的最大航程，軍用飛機(jī)的活動半徑，都是很重要的性能。航程受許多條件制約，例如攜帶武器或其他設(shè)備多，勢必增大飛行時所受重力而縮短航程。模型飛機(jī)也有飛行距離的比賽項目和紀(jì)錄項目。模型飛機(jī)只是在規(guī)則范圍內(nèi)爭取最好成績，沒有其他任務(wù)，情況單純得多。這個問題可以簡化為消耗一定能量去爭取平飛距離最遠(yuǎn)的問題。能量限制主要決定于比賽規(guī)則，例如限制橡筋質(zhì)量，限制油箱容積等。規(guī)定牽引線長度也是限制能量的方式。線長限制了高度，也就限制了勢能。飛行的方式當(dāng)然不限于平飛，還有爬升和下滑的過程。但主要的方式是平飛。所以通過對平飛距離的

42、分析，可以找到爭取最大航程的方法。設(shè)規(guī)定動力裝置的有效能量為E。在充分利用的情況下，這個能量推動模型前進(jìn)，轉(zhuǎn)化為對模型所作的功阻力（X）與飛行距離（L）的乘積，即E = XL，平飛時拉力等于阻力，所以E = PL?；?。P是平飛需用拉力，代入，最后。式中E是規(guī)則限定的能量，可以看作常數(shù)。要增大飛行距離只有從兩個方面著手：第一，盡量減小飛行重量；第二，增大升阻比。這里包括減小廢阻力，增大展弦比以減小誘導(dǎo)阻力和采用大升阻比翼型等措施。不同迎角的模型飛機(jī)，其升阻比也不同。所以用有利迎角飛行時，飛行距離最遠(yuǎn)，這是調(diào)整或操縱模型的要點。上式?jīng)]有體現(xiàn)機(jī)翼面積這一因素，但決不是說飛行距離與面積無關(guān)。如果翼面

43、積太小，模型必須用大迎角才能保持平飛；如果翼面積太大，模型必須用小迎角才能保持平飛；兩種情況都偏離有利迎角，都不能飛出最遠(yuǎn)的距離。這就要求巧妙地選擇機(jī)翼面積，達(dá)到在用有利迎角飛行時拉力正好等于阻力，升力正好等于重力的要求。模型在有利迎角情況下保持平飛，是爭取最大飛行距離的關(guān)鍵。五、爭取最長留空時間續(xù)航能力是飛機(jī)的重要性能。在進(jìn)行空戰(zhàn)時，有些飛機(jī)常常因油料耗盡被迫退出戰(zhàn)斗，甚至因此而造成被動和失敗。留空時間長的飛機(jī)往往獲得優(yōu)勢。研究并爭取最長的留空時間，是飛機(jī)制造的一個重大技術(shù)課題。留空時間也是模型飛機(jī)的一種主要的競賽或創(chuàng)紀(jì)錄項目。由于它測試簡便，在競賽和創(chuàng)紀(jì)錄項目中所占比重最大。怎樣爭取留空時

44、間，要從分析平飛需用功率（N）入手。功率是單位時間所作的功，在這里可以用單位時間內(nèi)能量（E）的消耗為代表進(jìn)行計算：，即 。顯然，如果能量（E）一定，單位時間消耗能量越少，即功率N越小，模型飛機(jī)留空時間就越長；反之，模型飛機(jī)留空時間就短。競賽或紀(jì)錄飛行的模型的能量都有嚴(yán)格限制。例如限制橡筋質(zhì)量（機(jī)械能）、燃料質(zhì)量（化學(xué)能）、牽引線長度（勢能）等。所以爭取最長留空時間的途徑不外乎：第一，提高能量的利用率，如提高發(fā)動機(jī)、螺旋槳效率，改善橡筋潤滑狀態(tài)，盡量把模型牽高且不損失高度等；第二，減小模型平飛需用功率。前者屬于動力裝置的問題，這里暫不討論，只研究模型平飛需用功率怎樣減小的問題。前面討論飛行距離時

45、提到過：動力裝置的有效能量（E）轉(zhuǎn)化為對模型所作的功，即E = XL，平飛時也就是E = PL，平飛需用功率的公式可寫成：。式中，就是飛行速度，又可寫成：。我們一直立足于平飛來討論問題，P是平飛需用拉力，是平飛需用速度。代入這兩個式子，最后整理為：。減小平飛需用功率的措施是：（1）減小飛行重量。（2）減小阻力、增大升力以提高功率因數(shù)值。（3）同一架模型飛機(jī)，在不同迎角時的功率因數(shù)值不同。相應(yīng)最大功率因數(shù)的迎角叫經(jīng)濟(jì)迎角。用經(jīng)濟(jì)迎角飛行時，模型需用功率最小，留空時間最長。這時的平飛速度叫經(jīng)濟(jì)速度。對應(yīng)的經(jīng)濟(jì)迎角大于有利迎角，小于臨界迎角。模型飛機(jī)的雷諾數(shù)小，臨界迎角也小。經(jīng)濟(jì)迎角很接近于臨界迎角

46、。掌握這一點也是調(diào)整模型的關(guān)鍵。（4）選用適當(dāng)?shù)臋C(jī)翼面積，使模型用經(jīng)濟(jì)迎角飛行時能保持平飛。六、爭取最大速度最大速度是飛機(jī)特別是戰(zhàn)斗機(jī)的最重要的性能。飛機(jī)的發(fā)展就是圍繞提高速度這個中心環(huán)節(jié)而進(jìn)行的。提高速度，也是模型飛機(jī)進(jìn)行競賽和創(chuàng)紀(jì)錄的重要內(nèi)容之一。對于模型飛機(jī)來說，要求在一定功率的條件下，通過正確的設(shè)計和調(diào)整，達(dá)到最大的飛行速度。討論留空時間時曾導(dǎo)出。在平飛條件下P=X，故平飛需用功率公式可寫成，代入阻力公式后，即。從上式中可以看出提高飛行速度應(yīng)該采取的措施：（1）增大有效功率，包括提高發(fā)動機(jī)馬力，提高橡筋性能，和提高螺旋槳效率。（2）減小阻力系數(shù)。如果功率一定，提高速度主要靠減小Cx來實

47、現(xiàn)。（3）公式中沒有包含重力這個因素。于是容易產(chǎn)生誤解：似乎速度和質(zhì)量無關(guān)，甚至認(rèn)為質(zhì)量越大速度越大。須知平飛時重力必須由升力來平衡，無論用增大迎角還是增大機(jī)翼面積的方法去增加升力，都會增大阻力。重力歸根到底是動力的負(fù)擔(dān)。所以競速模型還是要盡量減輕重量，這當(dāng)然要以符合規(guī)則和保證強(qiáng)度為前提。（4）關(guān)于機(jī)翼面積，公式中似乎面積越小速度越快。但是不要忘記，面積S和G、Cr、Cx是互相制約的，如果面積太小，在設(shè)計的速度和有利迎角條件下，升力不足以維持重力，為了保持平飛，只好增大迎角。迎角增大后，Cx隨之增大，速度就會降下來，達(dá)不到預(yù)期的速度。反之，如果面積太大，雖然可以減小迎角并導(dǎo)致阻力的減小。但Cx

48、減小不多，Cx和S的乘積反而增大，速度也要降低。所以面積不是越小越好，而是應(yīng)匹配恰當(dāng)。一般航模都缺乏數(shù)據(jù)，可通過實踐，看增減翼面積后的試飛情況，再進(jìn)行選擇。但是，總的趨勢是隨著速度的提高，升力面積趨向減小。試一試、想一想1、觀察鳥類平飛和著陸的姿態(tài)。比較兩者之間迎角的區(qū)別，想一想其中的原因。2、測量一架模型所受的重力和機(jī)翼面積，假定Cr=0.8，=0.125千克力秒2/米4，試計算其平飛需用速度。如果升力系數(shù)增加到1，其余條件均不變，試比較平飛需用速度的變化。3、已經(jīng)處于平飛狀態(tài)的飛機(jī)，如果加大油門，飛行狀態(tài)會有什么變化？怎樣才能繼續(xù)保持平飛？4解釋：無升力迎角、有利迎角、經(jīng)濟(jì)迎角、臨界迎角。

49、這些迎角各應(yīng)用于什么飛行姿態(tài)？5用普通線操縱模型平飛10圈，測出其平均速度。然后加上適當(dāng)?shù)呐渲?，在其他條件（最主要是油門）不變的情況下再平飛10圈，測出其平均速度。比較兩者速度的差別。想一想原因是什么？第四章 滑 翔飛機(jī)或模型飛機(jī)的機(jī)頭向下，進(jìn)入與地平面成一小角度的勻速直線飛行狀態(tài)稱為“下滑”。下滑和平飛的區(qū)別僅在于飛行軌跡的方向。下滑速度方向和地平面的夾角叫“下滑角”。下滑角度超過后叫“俯沖”?；枋菦]有動力的下滑。由于滑翔在航模飛行當(dāng)中地位突出，這一節(jié)著重討論滑翔問題。一、滑 翔 原 理滑翔機(jī)是沒有動力的飛機(jī)。它結(jié)構(gòu)簡單，體態(tài)輕巧，不消耗燃料，照樣可以載人。深受航空運動愛好者喜愛。模型飛機(jī)

50、當(dāng)中，手?jǐn)S模型、彈射模型、牽引模型等都是純粹的模型滑翔機(jī)。競時項目中的橡筋模型飛機(jī)、自由飛模型飛機(jī)主要飛行都是滑翔，也應(yīng)歸屬于滑翔機(jī)（動力滑翔機(jī)）范疇?；栾w行也會產(chǎn)生阻力?？朔铏C(jī)的阻力不是依靠動力而是依靠滑翔機(jī)所受重力的分力。所以，在平靜的氣流中，滑翔機(jī)不能保持平飛，更不能爬升。重力給人們的印象總是飛行的負(fù)擔(dān)，在這里卻成了克服阻力的“動力”。滑翔時作用在模型上有三個力（圖4-1），即升力（Y）、阻力（X）和重力（G）。升力垂直于相對氣流，也就是垂直于下滑軌跡，所以升力不再和地面垂直，而是向前傾斜。阻力和相對氣流方向一致，即平行于滑翔軌跡，所以阻力不是水平的，而是向上傾斜。重力永遠(yuǎn)和地平面

51、垂直。重力的一個分力和飛行方向一致；重力的另一個分力和飛行方向垂直。表示滑翔角。穩(wěn)定滑翔時，模型上各力之間的關(guān)系是：，。當(dāng)阻力等于重力的一個分力時，才能保證滑翔速度不發(fā)生變化；當(dāng)升力等于重力的另一個分力時，才能保證滑翔角不發(fā)生變化。此外，與平飛的情況一樣，模型上的力矩應(yīng)互相平衡。二、滑 翔 速 度與平飛相似，滑翔時為了保證升力和重力的一個分力相等，即，也需要滑翔速度和升力系數(shù)等因素保持平衡的關(guān)系。為此代入升力公式并整理為：。這個公式叫滑翔需用速度公式。其中就是平飛需用速度公式。由于的值總是小于1。就是說，在相同條件下（相同的迎角、翼載荷和空氣密度），滑翔需用速度小于平飛需用速度。而且滑翔角越大

52、，值越小，滑翔需用速度越小。這一點同我們生活中的直觀感覺似乎矛盾。騎車下坡時，角度越大，速度就越大。問題在于：騎車下坡和模型滑翔雖然在利用重力的分力克服阻力這一點上是相同的；但平衡重力另一分力作用的方式則完全不同。騎車下坡時的作用由地面平衡，大小無所謂，故下滑角越大，重力向斜前方的分力越大，所能克服的阻力當(dāng)然越大，這一分力作用的結(jié)果，一部分用來克服阻力，另一部分產(chǎn)生加速度，使自行車速度加快，直到由于速度加大致使阻力加大到等于重力向斜前方的分力時，速度才重新穩(wěn)定下來?；铏C(jī)滑翔時的作用由升力平衡?；杞羌哟蠛?，的值減小，需用的升力也減小，如果迎角等條件不變，需用的速度自然要小了。由于實際情況復(fù)雜

53、得多，在第三節(jié)“滑翔角”中專門討論。正常飛行時，一般滑翔角都很小，因而1，滑翔速度近似平飛速度。減小滑翔速度的主要措施是：（1）在規(guī)則允許范圍內(nèi)，盡量增大升力面積，減小飛行質(zhì)量，以減小翼載荷。（2）采用較彎曲的翼型，較大的展弦比，以及使用較大的迎角飛行，盡量增大升力系數(shù)。模型滑翔機(jī)的競速項目則要求盡量提高速度，主要措施是：首先是增大飛行質(zhì)量，這樣俯沖時可以獲得較大的速度，拉平之后又具有較大的動能，維持大速度時間較長。所以比賽速度科目時模型一般都要配重，但配重之后牽引比較困難，急轉(zhuǎn)彎負(fù)載大。因此，配重多少要恰到好處。其次，減小廢阻力系數(shù)。阻力和速度的平方成正比。阻力系數(shù)大時，俯沖不可能獲得大速度

54、。而且拉平之后，速度又會迅速降低。所以要求盡量增加模型表面的光潔度，減小操縱面的縫隙，減小機(jī)身等部件的表面和迎風(fēng)面積。尤其要注意增加機(jī)翼的剛性，如果大速度飛行時機(jī)翼發(fā)生扭曲變形或顫抖，阻力就會急劇增加，速度將急劇下降。三、滑 翔 角騎車下坡的下滑角由斜坡決定，模型滑翔時并沒有斜坡限制，重力的方向又垂直向下。模型為什么不垂直下降呢？它的滑翔軌跡（即滑翔角）是怎樣確定的呢？如果把模型靜置于空中，讓它自由墜落，在重力作用下，模型確實會垂直下落，這和一般自由落體一樣（圖4-2a）。但當(dāng)模型具有一定速度后，由于模型的俯仰平衡及安定性作用（這兩個問題第七、八章專門討論），會產(chǎn)生一個力矩，使機(jī)頭像風(fēng)標(biāo)一樣自

55、動朝下，對著迎風(fēng)方向（圖4-2b）。一般調(diào)整好的模型機(jī)翼有一個正迎角，于是產(chǎn)生升力，開始升力是水平的，隨著下落速度不斷增加，升力也不斷增加。從開始產(chǎn)生升力時起，由于沒有（或沒有這樣大的）重力和它平衡，升力（或多余的升力）起著向心力的作用，將模型慢慢拉起，飛行軌跡由垂直下降逐漸變?yōu)閮A斜，角度逐漸減?。▓D4-2c）。這就是模型不保持垂直下落或大角度俯沖的原因。同時也說明如果模型不產(chǎn)生升力，它就只能垂直俯沖。待機(jī)頭抬到接近水平位置時，重力不再起加速或抵消阻力的作用。飛行速度開始減慢，只是由于模型下降時已經(jīng)積累了較大的速度，這時靠慣性維持的速度仍然大于滑翔需用速度，升力大于重力，模型繼續(xù)被拉起，飛行軌

56、跡由下滑轉(zhuǎn)變到爬升（圖4-2d）。當(dāng)模型爬升和機(jī)頭抬起后，阻力和重力向斜后方的分力使速度很快下降。當(dāng)速度降到小于需用速度后，升力就不足以平衡重力了，于是模型又由上升轉(zhuǎn)入下滑（圖4-2e,f）?？梢?，下滑角過大或過小都不能維持穩(wěn)定的下滑。下滑角過大，速度跟著過大，模型將被拉起（圖4-3a）；下滑角過小，速度跟著過小，模型將被推下（圖4-3b）。在什么情況下能使Y=Gcos，X= Gsin呢？從圖4-3c中可以看出，只有總空氣動力和升力的夾角等于重力與其向斜后方的分力的夾角時才能做到（兩個三角形全等）?？偪諝鈩恿蜕Φ膴A角(2)決定于升阻比，。從圖中的三角關(guān)系可以看出，重力與其向斜后方的分力的夾

57、角1等于滑翔角，所以穩(wěn)定滑翔的條件是=2，即，或 ?？梢?，滑翔角決定于升阻比。對于一架具體的模型來說升阻比又取決于迎角。迎角的調(diào)整問題將在俯仰平衡一章中討論。細(xì)心的讀者可能會提出一個問題：2=1時，怎么能斷定兩個三角形全等呢？怎么能斷定Y=Gcos，X= Gsin呢？不是完全忽略了速度等因素了嗎？這一點可以不必?fù)?dān)心。因為如果速度過大，不僅YGcos，同時XGsin，速度會降下來。反之如果速度太小，就會使GsinX，速度會加上去?？傊灰杞呛线m，速度就會自動調(diào)節(jié)適應(yīng)?；杞且部梢杂弥苯咏夥€(wěn)定滑翔方程組的方法求得：兩式相除：。即。最后，再來研究滑翔角和滑翔比的關(guān)系?；璞仁腔枨斑M(jìn)水平距離（L）同下降高度（h）的比值。從圖4-4中可看出滑翔比，前面已經(jīng)指出，升阻比等于滑翔角的正切。所以滑翔比等于模型的升阻比。升阻比越大，滑翔角越??；升阻比越小，滑翔角就越大