模型飞机飞行调整原理.doc

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机翼*l=Y平尾*L 分别代入升力公式后得：(1/2)Cy wing V2 S wing =1/2CytailV2 S 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0.80.95,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： Cy wing *S wing *L wing =Cytail *S tail*L 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（Cy wing S wing L wingCytail S tai lL tail？），调整的方法是减小式子左边（或加大式子右边）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：Cy wing S wing L wing =Cytail S tai lL tail，稍加整理后公式就可定作： Cy wing / Cytail = S tai lL tail /S wing L 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定的，即是S tai lL tail /S wing L win一个常量。为了保持平衡，两个升力系数之比Cy wing / Cytail也必须等于这个常量。例如，一架国际级牵引模型飞机，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S tai lL tail /S wing L win =3。为了保持平衡，Cy wing / Cytail也必须等于3。 符合这个比值的机翼、平尾的系数组合无穷之多。例如Cy wing =0。3Cytail=0。1的比便都等于3。也就是说这个方程（S tai lL tail /S wing L win =3）有无数解。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Cy wing -Cytail =0。4，组成方程组： S tai lL tail /S wing L win =3 Cy wing -Cytail =0。4 解方程组：Cy wing=0。6Cytail=0。2 也就是说，满足这个方程组的模型飞机，当安装角差是5度时，只有机翼升力系数等于0.6，尾翼系数等于0.2时都有达到平衡。同时还可以得出对应这个系数的机翼迎角是5.5度，水平尾翼迎角0.5度。 可见，机翼迎角是由上述因素综合确定的。面积、重心位置和力臂确定之后，迎角只决定于机翼、水平尾翼的安装角差。方程组中第二个方程的常数项改变，就会使方程组的解也发生变化。假如CY机翼-CY平尾增大到0.5，方程组的解是CY机翼=6.5，CY平尾=0.25，即保持平衡的机翼迎角增大了。假如CY机翼-CY平尾减小到0.3，方程组的解是CY机翼=5.5，CY平尾=1.5，即保持平衡的机翼迎角减小了。第一个方程常数项的变化也同样影响方程组的解。即也要影响平衡迎角。另外，如果采取加大机翼面积、减小水平尾翼面积，重心后移（增大1或小L）以及增大安装角差（飞机叫“拉杆”，模型飞机叫水平尾翼后缘垫起）等措施，都是加大迎角。反之，是使飞行迎角减小。总之，俯仰调整的实质是改变迎角。 三、俯冲、波状和迫降 进行滑翔试飞时，常常出现“俯冲”现象，即通常所说的模型“头重”了。这种解释虽然有一定的道理，但不够全面，并且没有说到本质。“俯冲”是小迎角滑翔的现象。小迎角的升力系数、升阻比都沔，下滑角、下滑速度必定大，这就是俯冲。造迎角太小的原因及调整的方法前面已经分析过了。 同样，说“波状”飞行的原因是“头轻”了，但也不够全面也没有说到本质。“波状”飞行的原因是在临界迎角以内的任何迎角都不能满足平衡。例如模型机翼的最大升力系数是1.2，由于水平尾翼翘起太多，平衡所需要的升力系数是1.4。模型小迎角飞行时不能平衡，安定性（以后讨论）促使模型去“寻找”能够平衡的迎角，模型不断抬头，迎角不断增大，直到临界迎角还是平衡不了，还是继续抬头。这时机翼失速，升力系数迅速降低，水平尾翼尚未失速，模型由上升转入俯冲。 将机翼、水平尾翼的安装角差加大到30度以上，模型的迎角增大到90？附近。这时的飞行状态是“迫降”。迫降时产生“波状”飞行的原因是水平尾翼上翘不够，还没有脱离“波状”飞行区域；迫降时，低头前滑的速度较大，其原因是水平尾翼上翘稍小；迫降时，模型抬头速度也较大，其原因是水平尾翼上翘稍大。理想的迫降是机水平、垂直下降，机翼迎角接近90？。迫降时，产生螺旋则是方向力矩或横侧力矩引