[宝典]模型飞机飞行调整原理

[宝典]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: C*S *L=C*SL y 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 快递公司问题件快递公司问题件货款处理关于圆的周长面积重点题型关于解方程组的题及答案关于南海问题 。 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 定的，即是SL/S L一个常量。为了保持平衡，两个升力系数 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 C--C y wing ytail =0。4 解方程组: C C y wing=0。6 ytail=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起的。 纵观迎角变化引起飞行状态变化的全过程是这样的:小迎角时模型表现为俯冲，迎角越小俯冲角越大，速度也越大;随着迎角增大，俯冲角和速度逐渐减小，到一定程度后进入正常滑翔，随着迎角增大速度越来越低，这个范围是很小的;迎角再增大，模型进入“波状”飞行区，由小的连续性“波状”飞行，(机翼、平尾均失速)，这个范围很大;迎角再增大到90度附近时，模型飞机进入迫降。