模型飛機(jī)俯仰平衡調(diào)整原理

模型飛機(jī)俯仰平衡調(diào)整原理第一頁，共二十七頁，2022年，8月28日壓力中心重心升力低頭力臂抬頭力臂模型飛機(jī)俯仰平衡示意圖機(jī)翼升力產(chǎn)生抬頭力矩尾翼升力產(chǎn)生低頭力矩第二頁，共二十七頁，2022年，8月28日

機(jī)翼的壓力中心

在分析飛行狀態(tài)或調(diào)整飛行時，有必要較為深入地了解機(jī)翼（水平尾翼也類似）的空氣動力特性。機(jī)翼的空氣動力是由它上下的壓力差形成的。機(jī)翼前緣受氣流的動壓作用形成正壓力，機(jī)翼上表面流速加大形成負(fù)壓力，機(jī)翼下表面流速慢形成正壓力。根據(jù)力的合成原則，把這些壓力合在一處，就是機(jī)翼總的空氣動力，它的作用點(diǎn)叫壓力中心。第三頁，共二十七頁，2022年，8月28日第四頁，共二十七頁，2022年，8月28日抬頭力矩和低頭力矩抬頭力矩＝機(jī)翼升力×抬頭力臂低頭力矩＝水平尾翼升力×尾力臂機(jī)翼升力×抬頭力臂＝水平尾翼升力×尾力臂俯仰平衡時必須使抬頭力矩等于低頭力矩。第五頁，共二十七頁，2022年，8月28日“輕騎士”俯仰平衡示意圖壓力中心重心升力低頭力臂抬頭力臂機(jī)翼升力產(chǎn)生抬頭力矩尾翼升力產(chǎn)生低頭力矩第六頁，共二十七頁，2022年，8月28日

壓力中心與重心幾乎重合，壓力中心位于機(jī)翼前緣35%的地方，而重心位于機(jī)翼前緣37%的地方，抬頭力臂僅1.6毫米，尺寸明顯偏小。由于飛機(jī)的抬頭力臂太短，所以飛機(jī)產(chǎn)生的抬頭力矩很小，飛機(jī)在遇到上升氣流時很難隨氣流上升；再者由于壓力中心與重心幾乎重合，水平尾翼不產(chǎn)生升力，它們對重心力矩都等于零。由此可以判斷，這就是造成飛機(jī)爬升狀態(tài)較好，滑翔狀態(tài)差留空時間短的原因。假若盲目將機(jī)翼前移，飛機(jī)必然出現(xiàn)抬頭力矩大于低頭力矩從而出現(xiàn)拉翻現(xiàn)象。第七頁，共二十七頁，2022年，8月28日

“輕騎士”模型飛機(jī)下滑角大留空時間短的原因

主要是該飛機(jī)水平尾翼面積設(shè)計的太小，尾翼與機(jī)翼的面積之比約為1:4（電動“米奇”約為1:3），其次是尾力臂短，水平尾翼與尾力臂所形成的低頭力矩相對較小。為了避免飛機(jī)拉翻，設(shè)計者將機(jī)翼后移，用減小抬頭力矩的方法來達(dá)到俯仰力矩平衡。模型飛機(jī)的俯仰安定性是適當(dāng)?shù)倪x擇水平尾翼的尺寸和位置來取得的。第八頁，共二十七頁，2022年，8月28日升力低頭力臂壓力中心抬頭力臂配重重心抬頭力臂“輕騎士”俯仰平衡調(diào)整示意圖第九頁，共二十七頁，2022年，8月28日

室內(nèi)調(diào)整

使用薄的鉛片作為配重，用雙面膠粘在機(jī)頭部位，配重位置越靠前越好。配重使重心位置前移約2.5厘米，距機(jī)頭11厘米（原13.5厘米）。然后前移機(jī)翼，將重心移至翼弦的后三分之一位置增加機(jī)頭配重是延長尾力臂；前移機(jī)翼是增加飛機(jī)的抬頭力臂；目的都是增強(qiáng)飛機(jī)的滑翔能力。室內(nèi)是靜平衡調(diào)整，但不能保證飛機(jī)的動平衡。這種調(diào)整方式僅限于固定尾翼，機(jī)翼可以前后移動的機(jī)型。第十頁，共二十七頁，2022年，8月28日

室外調(diào)試

室外調(diào)試的是動平衡的調(diào)整，目的是調(diào)試飛機(jī)的俯仰平衡。方法參照外包裝上的飛行說明“（2）測試調(diào)整”。飛行中如果機(jī)頭過輕，波狀飛行或拉翻，將機(jī)翼向后移動；如果機(jī)頭過重，飛機(jī)抬不起頭下滑，將機(jī)翼向后前移動，直到平衡為止。不要動（折）尾翼副翼。任何飛機(jī)都要經(jīng)過室內(nèi)和外場的反復(fù)調(diào)試。第十一頁，共二十七頁，2022年，8月28日模型飛機(jī)俯仰平衡調(diào)試原理第十二頁，共二十七頁，2022年，8月28日

俯仰平衡的條件：

抬頭力矩＝低頭力矩。Cy機(jī)×S機(jī)×l機(jī)=Cy尾×S尾×L尾這就是保證俯仰平衡的條件。升力系數(shù)（cy機(jī)）：翼型和迎角。等于號：相當(dāng)于飛機(jī)的重心。升力系數(shù)、翼面積和力臂就是決定平衡的三要素，也就是調(diào)整俯仰平衡的基本手段。

第十三頁，共二十七頁，2022年，8月28日

抬頭力矩和低頭力矩的平衡

俯仰平衡時必須使這兩個力矩相等。假如抬頭力矩過大（Cy機(jī)×S機(jī)×l機(jī)＞Cy尾×S尾×L尾），調(diào)整的方法是減小式子左邊（或加大式子右邊）的一個或幾個因素，使之達(dá)到平衡。假如低頭力矩過大，就采取相反的方法。第十四頁，共二十七頁，2022年，8月28日

在這些調(diào)整因素中，一般不采取改變機(jī)翼或尾翼面積的做法。常用的方法是改變力臂（l或Ｌ）。增加機(jī)頭配重，重心前移，使抬頭力矩減小，低頭力矩增大。機(jī)翼前移使抬頭力矩增大。增加尾翼配重，重心后移，抬頭力矩增大，低頭力矩減小?？s短尾力臂，可以使低頭力矩減小。增大安裝角可以增大抬頭力矩。一般不超過3—5度。第十五頁，共二十七頁，2022年，8月28日

力矩

力矩是由力和力臂構(gòu)成的。力矩公式：力矩=力×力臂（力臂為該力到重心的距離）。作用力越大或作用力到重心的距離越大則力矩就越大。第十六頁，共二十七頁，2022年，8月28日

機(jī)翼和水平尾翼的力矩平衡可以采取三種方式來滿足

一種是機(jī)翼壓力中心通過重心，水平尾翼不產(chǎn)生升力，它們對重心的力矩都等于零。第二種是機(jī)翼壓力中心在重心之后，機(jī)翼升力產(chǎn)生低頭力矩，水平尾翼產(chǎn)生負(fù)升力形成抬頭力矩，兩個力矩也可以達(dá)到平衡。第三種是機(jī)翼壓力中心在重心之前，機(jī)翼產(chǎn)生抬頭力矩，尾翼也產(chǎn)生升力形成低頭力矩，兩個力矩也可以達(dá)到平衡。競時模型飛機(jī)都采用第三種平衡方式，這樣可以利用水平尾翼的升力，提高模型飛機(jī)的空氣動力性能。第十七頁，共二十七頁，2022年，8月28日

水平尾翼的作用俯仰安定性是指當(dāng)俯仰平衡被破壞后能自動恢復(fù)平衡的特性。水平尾翼的主要功能就是保持俯仰安定。為什么水平尾翼能保證飛機(jī)的俯仰安定？是由于水平尾翼離重心遠(yuǎn)，有較長的尾力臂，飛機(jī)一旦抬頭，平尾迎角增加，升力隨之加大，在尾力臂的配合下產(chǎn)生一個大于機(jī)翼抬頭作用的低頭力矩，使飛機(jī)恢復(fù)到原有正常的飛行狀態(tài)。相對而言，尾翼面越大，尾力臂越長，飛機(jī)的安定性就越強(qiáng)。但競時模型的低頭力矩大于抬頭力矩，會抑制模型的爬升。第十八頁，共二十七頁，2022年，8月28日第十九頁，共二十七頁，2022年，8月28日第二十頁，共二十七頁，2022年，8月28日第二十一頁，共二十七頁，2022年，8月28日各種高度的平均風(fēng)速高度(米)0.250.5121632123258500風(fēng)速(米/秒)2.002.442.843.334.695.407.008.269.25

第二十二頁，共二十七頁，2022年，8月28日撲翼機(jī)的制作與改進(jìn)第二十三頁，共二十七頁，2022年，8月28日第二十四頁，共二十七頁，2022年，8月28日第二十五頁，共二十七頁，2022年，8月28日

撲翼機(jī)撲翼機(jī)的上升是利用尾翼上翹產(chǎn)生負(fù)升力，使飛機(jī)被動抬頭，而非主動。需要大動力飛行，小動力飛行軌跡基本是下降的，留空時間短。改進(jìn)的思路是，運(yùn)用“俯仰平衡的條件”里講到的加大升力系數(shù)，即加大迎角，變被動上升為主動上升，可有效地改變爬升軌跡，延長留空時間。最佳姿態(tài)是以