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《模型飛機(jī)飛行調(diào)整原理》由會(huì)員上傳分享，免費(fèi)在線閱讀，更多相關(guān)內(nèi)容在工程資料-天天文庫(kù)。
1、模型飛機(jī)飛行調(diào)整原理摘編自《航空模型》1982年第三期P20-22原著?譚楚雄一、俯仰力矩平衡從圖1可以看出，模型飛機(jī)的各種力（以及這些力的延長(zhǎng)線），只要不通過(guò)重心，就會(huì)產(chǎn)生使模型繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)的力矩。使模型抬頭的，叫抬頭力矩；使模型低頭的，叫低頭力矩。這一對(duì)力矩決定著模型的俯仰運(yùn)動(dòng)。所謂俯仰平衡，就是抬頭力矩和低頭力矩相等而抵消。這樣模型才能正常飛行。在飛行中，由機(jī)身、機(jī)翼、水平尾翼和起落架等部件的阻力而產(chǎn)生的俯仰力矩較小，而且均不發(fā)生變化或變化甚微，一般不作為調(diào)整的因素。但由機(jī)翼和水平尾翼的升力而產(chǎn)生的力矩往往作為主要成份，而且又都隨迎角不同而變化，是觀察和調(diào)整俯仰平衡的主要因素，所
2、以要著重研究它們（圖1）。機(jī)翼和水平尾翼的力矩平衡可以采取三種方式來(lái)滿足：一種是機(jī)翼升力通過(guò)重心，水平尾翼不產(chǎn)生升力，它們對(duì)重心的力矩都等于零（圖2）。第二是機(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(gè)力矩也可以達(dá)到平衡（圖2）。第三是機(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。兩上力矩也可以達(dá)到平衡（圖2）。根據(jù)重心的位置可以估計(jì)是那一種平衡方式：重心在百分之三十弦長(zhǎng)以前的，多半是第二種；重心在百分之四十弦長(zhǎng)以后的，多半是第三種；在這中間的可能是第一種平衡方式。?競(jìng)時(shí)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
3、的升力，提高模型飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能。下面進(jìn)一步討論這種平衡方式的條件。 對(duì)于采用第三種平衡方式的競(jìng)時(shí)模型飛機(jī)。正常情況，機(jī)翼的抬頭力矩等于機(jī)翼（Y機(jī)翼）乘以機(jī)翼壓力中心到重心的距離（1）。水平尾翼的低頭力矩等于水平尾翼的升力（Y平尾）乘以尾力臂（L）（圖2）。俯仰平衡時(shí)必須使這兩個(gè)力矩相等（如用相反符號(hào)，平衡條件是力矩之和等于零，我們不進(jìn)行復(fù)雜計(jì)算，只考慮力矩的絕對(duì)值）。即Y機(jī)翼*l=Y平尾*L分別代入升力公式后得：(1/2)CywingρV^2Swing=1/2CytailρV^2Stail機(jī)翼、水平尾翼的速度粗略地當(dāng)作相同(編者按：實(shí)際平尾當(dāng)?shù)厮俣燃s為機(jī)翼速度的0.8~0.95
4、,根據(jù)尾翼相對(duì)機(jī)翼的位置不同而不同；今后將祥述)。約簡(jiǎn)后得：?Cywing*Swing*Lwing=Cytail*Stail*Ltail這就是保證俯仰平衡的條件。這是CY機(jī)翼是機(jī)翼的升力系數(shù)，S機(jī)翼表示機(jī)翼的面積，CY平尾表示水平尾翼的升力系數(shù)，S平尾表示水平尾翼的面積。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。假如抬頭力矩過(guò)大（CywingSwingLwing>CytailStailLtail？），調(diào)整的方法是減小式子左邊（或加大式子右邊）的一個(gè)或幾個(gè)因素，使之達(dá)到平衡。假如低頭力矩過(guò)大，就采取相反調(diào)整方法。這些調(diào)整因素中，一般不采取改變面積的做法。
5、例如低頭力矩過(guò)大，增大機(jī)翼面積或減小水平尾翼面積都可以達(dá)到調(diào)整的目的。但是改變面積十分麻煩還可能不符合規(guī)則。改變力臂（1或L）是常用的另一種調(diào)整方法。具體的做法是移動(dòng)重心：重心前移，相當(dāng)于減小1增大L，使抬頭力矩（Y機(jī)翼1?）減小，低頭力矩（Y平尾L）加大；重心后移，相當(dāng)于增大1減小L，因而增大了抬頭力矩，減小了低頭力矩。當(dāng)然，是否采用這種方法，還要考慮到配重是否方便，是否采用這種方法，還要考慮到配重是否方便，是否超重以及安定性等問(wèn)題。改變升力系數(shù)是經(jīng)常采用的調(diào)整方法。具體的做法是改變安裝角。加大機(jī)翼安裝角可以增大抬頭力矩，加大水平尾翼的安裝角可以增大低頭力矩，反之亦然。這里要特別指
6、出，改變安裝角的大小并不等于改變迎角的大小。有時(shí)水平尾翼減小安裝角后，模型飛機(jī)的迎角反而增加了。這是一個(gè)比較復(fù)雜又比較重要的問(wèn)題，有必要展開(kāi)討論一下。二、迎角迎角是翼弦同相對(duì)氣流的夾角（圖3），這在字面上、在插圖上甚至在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中是十分簡(jiǎn)單明了的?？墒窃趯?shí)際中就不那么簡(jiǎn)單了，往往使人模糊不清。例如，有人把安裝角誤認(rèn)為就是迎角；有人甚至誤認(rèn)為爬升時(shí)迎角就大，下滑時(shí)迎角就小。這些都是不對(duì)的。不能把安裝角、爬升角與迎角混凝土淆起來(lái)。要搞清迎角定理的真正含義，還應(yīng)懂得模型飛機(jī)在飛行中的迎角是怎樣確定的。為此再回到俯仰平衡公式：CywingSwingLwing=CytailStailLtail
7、，稍加整理后公式就可定作：Cywing/Cytail=StailLtail?/SwingLwin對(duì)于一架具體的模型飛機(jī)來(lái)說(shuō)，翼面積、重心位置和平尾力臂等數(shù)值是已定的，即是StailLtail?/SwingLwin一個(gè)常量。為了保持平衡，兩個(gè)升力系數(shù)之比Cywing/Cytail也必須等于這個(gè)常量。例如，一架國(guó)際級(jí)牽引模型飛機(jī)，機(jī)翼面積為29平方分米，水平尾翼面積為5平方分米，機(jī)翼力臂0.4分米，尾力7分米，則StailLtail?/SwingLwin?=3
