模型飞机飞行调整原理

模型飞机飞行调整原理

摘编自《航空模型》1982年第三期P20-22

原著谭楚雄

一、俯仰力矩平衡

从图1可以看出，模型飞机的各种力(以及这些力的延长线)，只要不通过重心，就会产生使模型绕横轴转动的力矩。使模型抬头的，叫抬头力矩;使模型低头的，叫低头力矩。这一对力矩决定着模型的俯仰运动。所谓俯仰平衡，就是抬头力矩和低头力矩相等而抵消。这样模型才能正常飞行。

在飞行中，由机身、机翼、水平尾翼和起

落架等部件的阻力而产生的俯仰力矩较

小，而且均不发生变化或变化甚微，一般

不作为调整的因素。但由机翼和水平尾翼

的升力而产生的力矩往往作为主要成份，

而且又都随迎角不同而变化，是观察和调

整俯仰平衡的主要因素，所以要着重研究它们(图1)。

机翼和水平尾翼的力矩平衡可以采取三种方式来满

足:一种是机翼升力通过重心，水平尾翼不产生升力，

它们对重心的力矩都等于零(图2)。第二是机翼压

力中心在重心之后，机翼升力产生低头力矩。水平尾

翼产生负升力形成抬头力矩。两个力矩也可以达到平

衡(图2)。第三是机翼压力中心在重心之前，机翼

产生抬头力矩。尾翼也产生升力，形成低头力矩。两

上力矩也可以达到平衡(图2)。根据重心的位置可

以估计是那一种平衡方式:重心在百分之三十弦长以前的，多半是第二种;重心在百分之四十弦长以后的，多半是第三种;在这中间的可能是第一种平衡方式。

竞时模型飞机都采用第三种平衡方式，这样可以利用水平尾翼的升力，提高模型飞机的空气动力性能。下面进一步讨论这种平衡方式的条件。

对于采用第三种平衡方式的竞时模型飞机。正常情况，机翼的抬头力矩等于机翼(Y机翼)乘以机翼压力中心到重心的距离(1)。水平尾翼的低头力矩等于水平尾翼的升力(Y平尾)乘以尾力臂(L)(图2)。俯仰平衡时必须使这两个力矩相等(如用相反符号，平衡条件是力矩之和等于零，我们不进行复杂计算，只考虑力矩的绝对值)。即Y*l=Y*L 机翼平尾

2 2分别代入升力公式后得:(1/2)CρS=1/2CρS y wing V^ wing ytailV^

tail机翼、水平尾翼的速度粗略地当作相同(编者按:实际平尾当地速度约为机翼速度的0.8~0.95,根据尾翼相对机翼的位置不同而不同;今后将祥述)。

约简后得:

*S *L=C*SL Cy wing wing wing ytail tail* tail

这就是保证俯仰平衡的条件。

这是CY机翼是机翼的升力系数，S机翼表示机翼的面积，CY平尾表示水平尾翼的升力系数，S平尾表示水平尾翼的面积。升力系数、翼面积和力臂就是决定平衡的三要素，也就是调整俯仰平衡的基本手段。假如抬头力矩过大(CS LCSL,)，调整的方法是减小式子左边(或y wing wing wing>ytail tai l tail 加大式子右边)的一个或几个因素，使之达到平衡。假如低头力矩过大，就采取相反调整方法。

这些调整因素中，一般不采取改变面积的做法。例如低头力矩过大，增大机翼面积或减小水平尾翼面积都可以达到调整的目的。但是改变面积十分麻烦还可能不符合规则。

改变力臂(1或L)是常用的另一种调整方法。具体的做法是移动重心:重心前移，相当于减小1增大L，使抬头力矩(Y机翼1 )减小，低头力矩(Y平尾L)加大;重心后移，相当于增大1减小L，因而增大了抬头力矩，减小了低头力矩。当然，是否采用这种方法，还要考虑到配重是否方便，是否采用这种方法，还要考虑到配重是否方便，是否超重以及安定性等问题。

改变升力系数是经常采用的调整方法。具体的做法是改变安装角。加大机翼安装角可以增大抬头力矩，加大水平尾翼的安装角可以增大低头力矩，反之亦然。这里要特别指出，改变安装角的大小并不等于改变迎角的大小。有时水平尾翼减小安装角后，模型飞机的迎角反而增加了。这是一个比较复杂又比较重要的问题，有必要展开讨论一下。

二、迎角

迎角是翼弦同相对气流的夹角(图3)，这

在字面上、在插图上甚至在风洞实验中是

十分简单明了的。可是在实际中就不那么

简单了，往往使人模糊不清。例如，有人把安装角误认为就是迎角;有人甚至

误认为爬升时迎角就大，下滑时迎角就小。这些都是不对的。不能把安装角、爬升角与迎角混凝土淆起来。要搞清迎角定理的真正含义，还应懂得模型飞机在飞行中的迎角是怎样确定的。

为此再回到俯仰平衡公式:CS L=CSL，稍加整理后公y wing wing wing ytail tai l tail式就可定作: C/ C SL/S L y wing ytail = tai l tail wing win 对于一架具体的模型飞机来说，翼面积、重心位置和平尾力臂等数值是已

L/S L一个常量。为了保持平衡，两个升力系数定的，即是S tai l tail wing win

之比C/ C也必须等于这个常量。例如，一架国际级牵引模型飞机，y wing ytail

机翼面积为29平方分米，水平尾翼面积为5平方分米，机翼力臂0.4分米，

尾力7分米，则SL/S L=3。为了保持平衡，C/ C也必 tai l tail wing win y wing ytail须等于3。

符合这个比值的机翼、平尾的系数组合无穷之多。例如CC的y wing =0。3 ytail=0。1 比便都等于3。也就是说这个方程(SL/S L=3)有无数解。 tai l tail wing win

要使升力系数有唯一的解，就必须有另一个方程，即反映两个系数的另一种相互关系。这个关系正是机翼、尾翼的升力系数差(升力系数差主要是迎角差造成的)。例如，机翼安装角为5度，水平尾翼安装角为0度时，安装角差5度，迎角差也是5度(洗流因素从略)。假定这时升力系数差0.4(图4)。可列出方程C--C，组成方程组: y wing ytail =0。4

SL/S L=3 tai l tail wing win