前言航空模型是深受廣闊青少年喜愛的一項科技體育活動。新中國建立以來，在各級體委、航空運動協會、科協、航空學會和有關青少年教育機構的領導與配合下，航模活動有很大開展，技術水平也有很大提高。年輕的中國航模運發動屢次在世界比賽中獲得優秀成績，刷新了世界紀錄，為祖國爭得榮譽。同時，很多航模愛好者已成為我國航空界和四化建設中的優秀人才。航模活動的最大魅力在于能向充滿求知創造欲望的青少年提供這樣一個實踐時機，通過制作和放飛各種航空模型，使他們既能品嘗到飛機飛上天空時那樣的樂趣，又能學到一些航空科技知識，培養動手動腦的良好習慣。在練習和放飛各種航空模型時會碰到很多問題。有的模型總是飛不起來，或是飛不平穩，或是飛不高。怎樣才能使它們飛得好些呢？這就是飛行原理方面的問題。《模型飛機飛行調整原理》這本書，就是用系統的飛行原理去解釋所遇到的各種問題，并介紹如何采用正確的調整方法加以解決，使模型飛得更好些。書中還對一些模型飛行現象提出新的解釋和獨到的見解。例如對模型飛行迎角和爬升的穩定性的分析，以及清晨氣流原理等，都是很有價值的探討。本書內容通俗易懂，講解深入淺出，實踐性強。為便于讀者理解，配有大量插圖，由黃云、陳鵬等同志繪制。本書作者譚楚雄同志早在解放初期就投身人民空軍。1951年他調到新創立的中央國防體育俱樂部航空模型運開工作組，親身參加了在我國開展航空模型運動的初期建設工作，曾在幾屆全國航空模型干部訓練班上擔任飛行原理教員，編寫出版了《簡易模型飛機原理》一書，流傳很廣。后來調到北京市航空模型俱樂部擔任領導，為首都航模活動的開展和提高作出了奉獻。他在以后幾年中歷盡坎坷，被迫長期下放，但他對航模事業意義的認識和感情始終如一。20年后，他終于回到北京市航空模型運動學校。最近又調到國家體委無線電運動學校航空模型研究室任領導，負責全國航模活動的技術指導工作。譚楚雄同志在工作中善于分析思考，抓住問題要點，踏實苦干，從不計較個人得失，幾十年如一日，深受航模界同志們的尊敬。更可貴的是他那強烈的科學探索精神，以及刻苦鉆研的毅力。他曾為了摸索清晨氣流規律，日夜奔波在機場的不同地區，插置很多溫度計來測試地面溫度的細微變化，結合模型飛行試驗，終于從繁雜的試驗數據中總結出對清晨氣流和氣流轉換期規律的見解。書中還有很多新見解，也都是通過他親自實踐提出來的。可以說，這本書是一位熱愛航模事業的老航模工作者奉獻給廣闊青少年的珍貴禮物。黃永良1989年12月于北京目錄第一章飛行狀態和力的分析 1一、試飛和調整 1二、平動和轉動 1三、重心和三軸 2四、飛行狀態的分析 3五、作用在模型飛機上的力 4第二章空氣動力 7一、機翼迎力 7二、空氣動力的計算 8三、壓力中心 10四、機翼力矩 11五、焦點力矩 11六、平均力矩弦 13第三章平飛 15一、平飛的條件 15二、平飛速度 15三、平飛拉力 17四、平飛距離 18五、爭取最長留空時間 18六、爭取最大速度 20第四章滑翔 21一、滑翔原理 21二、滑翔速度 22三、滑翔角 23四、手擲滑翔 24五、下沉速度 26第五章爬升 29一、穩定爬升的條件 29二、爬升需用速度 29三、爬升率 31四、爬升拉力 32五、爬升的能量 33六、爬升需用功率 34七、幾種爬升姿態 35第六章俯仰平衡 39一、俯仰力矩平衡 39二、升力力矩平衡 40三、迎角 41四、俯沖、波狀飛行和迫降 43第七章俯仰安定性 46一、安定性 46二、俯仰安定性 47三、動安定性 47四、俯仰安定力矩 48五、俯仰安定系數 52六、判斷與調整 53第八章側面平衡和安定性 56一、側面平衡 56二、側面安定性 59第九章盤旋 63一、水平盤旋 63二、盤旋和側滑 64三、左、右機翼速度差 66四、盤旋和迎角 67五、波狀改出性能 69六、急轉彎 70七、急轉彎過負荷 72第十章特技飛行 75一、倒飛 75二、側飛 77三、橫滾 78四、觔斗 79五、螺旋 81六、垂直上升和下降 82第十一章動力裝置 83一、螺旋槳的工作 83二、拉力力矩 86三、反作用扭矩 88四、陀螺力矩 89五、螺旋槳尾流 90第十二章風與飛行 92一、風與自由飛模型 92二、風與往返速度 93三、風與往返距離 94四、風速和風向 95五、風的形成和估計 96第十三章上升氣流 101一、動力氣流 101二、熱力氣流原理 103三、平原熱氣流 104四、水陸、山坡和鋒面氣流 105五、判斷氣流的方法 106六、認識還沒有結束 108七、在氣流中滑翔 109第一章飛行狀態和力的分析一、試飛和調整模型做好后要經過試飛，這是模型制作中的重要環節。飛行不同于車船，車船調整不當，可以停下來再調。模型飛機如果調整失誤，就可能摔得粉碎，前功盡棄！所以，航模愛好者調整模型時必須認真仔細，嚴格遵循一套科學的程序和方法。要做到這一點，就需要懂得飛行調整的原理，在理論方面下一番功夫。飛行調整就是在試飛中判斷哪些是正常的飛行姿態，哪些是不正常的飛行姿態。對不正常的飛行姿態，從力學上找到原因，采取相應的調整措施，到達模型能正常飛行的目的。所以，進行模型調整，首先要善于對飛行現象進行分析。二、平動和轉動物體的運動是各式各樣的，車輛行駛、鳥類飛翔、機器運轉等，從外表上看，運動方式千差萬別，但實質上都離不開兩種根本的運動——平動和轉動。什么是平動？抽屜的拉出推進，活塞在氣缸中往復運動，火車車廂在直線軌道上移動等都屬于平動〔圖1-1a〕。從定義上看，物體〔這里指的物體相當于剛體〕在運動中，物體內任何一條給定的直線的方向始終保持不變，這種運動那么稱為平動。在平動過程中物體內各點的運動方向和速度都是相同的。對于平動有幾點需要弄清楚。第一，不要誤認為平動必須是水平的運動，車廂直線爬坡，小朋友從直線滑梯上滑下，也都是平動〔圖1-1b〕。第二，不要誤認為平動必須是直線運動，在圖1-1c中，方格的運動軌跡是曲線，但在方格中任意畫一條直線，運動過程中該直線的方向始終不變，因此方格的運動仍屬于平動。車廂在水平面上轉彎就不是平動，因為在轉彎時，車廂內側和外側的速度不同，沿車廂縱向或橫向作一直線，運動過程中方向改變，不具備平動的特征。什么是轉動？電動機軸的旋轉、機器上的飛輪、門窗被推開或拉合上的運動等都屬于轉動。物體進行轉動時，它的整體不發生位移，物體上各點繞固定軸旋轉一周后又回到原來位置，各點運動的方向和速度〔線速度〕一般都不相同〔圖1-2〕。物體有沒有作平動運動的同時又轉動的情況呢？有的。飛盤就是一邊前進〔平動〕一邊又快速旋轉的；投擲出的手榴彈；乒乓球運發動拉出的弧圈球；地球的公轉和自轉等都是平動轉動同時存在的例子〔圖1-3〕，這些運動叫復合運動。一切復雜的運動都可以看作是平動和轉動結合而成的。也就是說，一切復雜的運動都可以分解為平動和轉動兩種簡單的運動。這樣一分解，對復雜運動的分析就大大簡化了。對模型飛機的復雜的飛行狀態進行分析，正是借助于這種分解運動的方法。三、重心和三軸研究物體的轉動，必然要涉及轉動的中心〔軸〕問題。電風扇葉片、洗衣機波輪、錄音或錄像磁帶的卷帶輪等部件，都是繞著固定的軸轉動的。物體在空中運動時處于自由狀態，沒有固定的旋轉軸，沒有支點，那么旋轉中心是怎樣確定的呢？物體在空中的轉動以自己的重心為旋轉中心。圖1-3中飛盤以自己的圓心為旋轉中心；乒乓球以球心為旋轉中心；手榴彈的旋轉中心不在中間，而是在彈頭一側。這些物體的旋轉中心都是它們重心的位置。所以，物體在空中自由狀態下的轉動也叫繞重心運動。前面提到，物體在作單純平動運動時，物體內各點運動的軌跡互相平行，方向相同，速度相等。因此，物體上任一點的運動都可以代表整體的運動。平動加上轉動之后，物體上各點運動的軌跡、方向、速度都不一定相同〔圖1-4〕，只有重心的運動不因轉動而發生變化〔因為重心是旋轉中心不參與轉動，嚴格說應為物體的質量中心，由于我們討論的物體不是很大，物體上各點所受重力可以看作是平行的，質心與重心重合〕，仍可以作為平動。所以，物體在空中的平動以自己的重心運動為代表，也叫重心運動。模型飛機飛行時轉動的中心也是它的重心。為了對模型飛機的轉動進行詳細分析，把它繞重心的轉動分解為繞三根假想軸的轉動〔圖1-5〕。這三根軸互相垂直，并且相交于重心。貫穿模型前后的叫縱軸，繞縱軸的轉動就是模型的滾轉；貫穿模型上下的叫立軸，繞立軸的轉動就是模型的方向的偏轉；貫穿模型左右的叫橫軸，繞橫軸的轉動就是模型的俯仰。模型飛機可以只繞其中一根軸轉動，也可以同時繞兩根或三根軸轉動。整架模型飛機的運動那么以模型飛機重心的運動為代表。四、飛行狀態的分析對飛行狀態進行分析，就是把飛行狀態分解為重心運動狀態和繞重心運動狀態。例如，模型平飛，對它飛行狀態的分析是：重心在一水平面上作勻速直線運動；沒有繞重心的運動。通過分析就很容易確定它的力和力矩的相互關系。勻速直線爬升和直線滑翔的情況也是如此。再如，模型波狀飛行，對它飛行狀態的分析是：重心運動軌跡是向下的波浪線，速度隨波浪的周期性而變化；模型繞橫軸作周期性的往返運動。由此再進一步找出轉動、速度、軌跡間的內在聯系，波狀飛行問題就迎刃而解了。又如，模型急轉下沖是一個常見的復雜的飛行現象。對它的飛行狀態分析為：重心沿螺旋線向下運動，角度和速度越來越大；模型同時繞三軸轉動。如控制繞立軸和縱軸的轉動，就可以制止急轉下沖。調整的主要問題一下就抓拄了〔圖1-6〕。特技飛行動作中的橫滾看起來是一個很復雜的飛行姿態，但用上述方法分析，情況就顯得很簡單：重心作水平直線勻速運動；模型繞縱軸轉動。可見，橫滾就是平飛和一個簡單的滾轉組合而成的〔圖1-7〕。五、作用在模型飛機上的力模型飛機的飛行狀態由作用在模型飛機上的力以及這些力對重心產生的力矩所決定。力決定重心運動；力矩決定模型繞重心運動，且兩者互相影響。所以，可以通過飛行姿態來間接判斷模型飛機上所受的力或力矩的情況，這是進行飛行調整時對模型受力分析的主要手段。再通過改變作用力和力矩的方法使模型到達理想的飛行狀態，這就是飛行調整的根本內容。作用在模型飛機上的力主要有三種：重力、拉力和空氣動力。重力的方向永遠向下，垂直于地平面。重心就是假想的重力的作用點，條件是模型各處所有重力對這一點的力矩恰好抵消，于是把模型各局部所受的重力都平移到這一點集合成為總的重力。當然總的重力對重心不形成力矩。拉力〔或叫推進力〕一般是向前的，由動力裝置產生。通常，螺旋槳軸的中心線就是“拉力線”。拉力對重心是否產生力矩，由拉力線的位置而定。如果拉力線〔包括延長線〕正好通過重心，拉力就不產生力矩。如果拉力線不通過重心，就會產生力矩。拉力線通過重心下面會產生抬頭力矩；拉力線通過重心上面會產生低頭力矩；拉力線通過重心左側產生右轉力矩；拉力線通過重心右側產生左轉力矩〔圖1-8〕。力矩具有使物體轉動的作用。力矩等于力乘力臂〔力到轉動中心的距離〕。改變力和力臂的大小是調整模型繞重心運動的根本方法。通常用改變拉力線角度的方法來調整拉力力矩的方向和大小。空氣動力的情況較為復雜，機身、起落架、尾翼等只產生阻力。阻力和飛行方向相反。機翼和水平尾翼除產生阻力外，還產生升力或負升力。升力垂直于相對氣流〔即飛行方向〕。空氣動力也會產生轉動力矩。飛行調整主要是處理空氣動力力矩平衡問題。試一試、想一想1、找一根粗細均勻，長100~150mm的小木〔竹〕條，放在左手掌上。右手彈其一端使小棍飛出〔圖1-9〕，觀察小棍轉動中心。然后在木條一端配重〔可縛一個1寸左右長的鐵釘〕，仍用同樣方法彈出，觀察它的旋轉中心。注意比擬前后兩個旋轉中心的差異。能不能解釋產生差異的原因？2、試分析模型飛機翻筋斗和水平盤旋的重心運動和繞重心運動。3、舉出平動、轉動、復合運動各一個例子。4、火車車輪在軌道上前進，O是車輪圓心，B是車輪外圓一點，A是OB的中點。圖1-10是這三點運行的軌跡。請畫出方塊在平面上滾轉時，O、A、B三點的軌跡。第二章空氣動力研究航空模型要涉及空氣動力學的許多內容。在這一章里，我們僅僅從飛行調整的角度介紹有關的根底知識。包括空氣動力的大小、方向以及作用點等問題。由于機翼的空氣動力是模型飛機空氣動力的主要局部，其他局部空氣動力的性質和機翼局部相類似，所以這里只討論機翼空氣動力有關問題。一、機翼迎力我們首先觀察空氣流過機翼的情況。下頁圖2-1是四種流線譜。圖2-1a是迎角為的對稱翼型，氣流在前緣受阻分成兩股分別擠進機翼上下空間，如同進入收縮的流管，速度逐漸增加，到翼型最大厚度處速度加到最大。以后又如同進入擴大的管道，速度逐漸減慢，到后緣恢復到原來的速度，上下兩股氣流集合繼續向前流動。圖2-1b是迎角為的平凸翼型。氣流在機翼前緣受阻后沿斜坡向上外表流動。上外表氣流速度變化大體上和對稱翼型相同，只是加速更快些，下外表氣流根本上不受影響。只是前緣下方的氣流受上面氣流加速時壓強降低的吸引而略有上偏，駐點稍向前緣下方移動〔駐點是上下兩股氣流的分界點〕，速度稍有降低。后緣氣流略帶下洗。圖2-1c是小迎角的對稱翼型。氣流不但受翼剖面本身阻擋，更主要地受翼剖面傾斜造成的阻擋。前緣及其下方壓力增大，氣流繞過前緣向上流動，駐點下移，機翼上外表速度迅速增大，到最高點后速度逐漸降低。機翼下外表速度減小。后緣形成下洗氣流。圖2-1d是小迎角的平凸翼型。可以說b、c兩種情況的疊加。因而上外表氣流流速更大，下外表的流速更小，駐點下移也多，后緣氣流下洗角更大。在流線譜里，流線密集的地方，表示單位橫截面相同時間內通過的空氣較多，故流速較大，壓強較小；流線稀疏的地方表示單位橫截面相同時間內通過的空氣較少，故流速較小，壓強較大。這一結論是利用風洞實驗，根據物理學中的相對性原理、連續性原理、伯努利定理得出的。圖2-2是一個有著普通翼型的機翼在中等迎角時，沿翼弦方向的氣流速度和壓力的分布圖。氣流進入機翼區前，上下方的氣流速度相同。接近前緣時，上股氣流流速迅速增大，到最高點到達最大值，然后逐漸下降，到后緣恢復到接近原來的速度；機翼下面的氣流速度減小后又逐漸增大。速度的變化接近于直線型。壓強分布由速度變化所決定。機翼上外表壓強先是迅速下降，然后逐漸上升；機翼下外表壓強先略有增大，然后逐漸回落。到后緣時大體上恢復到原來的壓強。壓強的變化接近拋物線型。機翼上面壓強的下降量大大超過機翼下面壓強的增加量。但是要注意，機翼上外表壓強永遠是正的、決不會出現負壓力區。空氣動力包括兩類：一類是壓力，垂直于機翼外表；另一類是摩擦力，平行于機翼外表。這些空氣動力分散地作用在機翼外表。把這些力按照力的合成原理合成一個合力，其大小、方向、位置都能代表整個空氣動力的作用，機翼上的這個合力就叫做“迎力”或“總空氣動力”。迎力和機翼翼弦的交點即作為迎力的作用點，叫“壓力中心”〔圖2-3〕。迎力方向稍向后傾斜，這是存在阻力的緣故。為了計算方便，把迎力分為兩個分力：和氣流方向垂直的分力，叫“升力”；和氣流方向相同的分力，叫“阻力”。升力和阻力的作用點也都在“壓力中心”上。二、空氣動力的計算進行飛行調整時，要對空氣動力的大小有個大體估計。決定空氣動力大小的因素及升力計算公式見下式：其中：Y是機翼的升力，Cr是升力系數；ρ為空氣密度，υ是機翼同氣流的相對速度，S是機翼面積。式中是動壓強。升力系數Cr由實驗測定。實驗時先測出Y、ρ、υ、S，再用公式把升力系數計算出來。綜合反映ρ、υ、S以外的、決定升力大小的多種因素，主要有翼型形狀、機翼平面形狀、外表狀態、雷諾數和迎角等。調整模型時，特別要注意迎角和升力系數的關系。圖2-4是升力系數曲線示意圖，它反映升力系數和迎角的對應關系。曲線因翼型而異。對稱翼型機翼的無升力迎角是零度。隨著迎角增大，接近直線增長。在臨界迎角時增到最大值。超過臨界迎角后，如迎角再增大，反而迅速降低。臨界迎角的大小和曲線的斜率主要取決于雷諾數。一般飛機的臨界迎角為，最大升力系數可達1.4或更大。模型飛機的臨界迎角一般在左右，最大升力系數。迎角小于零度時，是負值。非對稱翼型〔如平凸型、雙凸型、凹凸型〕機翼的升力系數曲線有所不同。主要區別為無升力迎角是一個負值。翼型中弧線彎度越大，無升力迎角越小。最大值較大。另一個區別是臨界迎角稍小。隨迎角增減的情況和對稱翼型大體相同。阻力的計算公式為：。S仍然指面積。不過要注意，通常計算機翼、尾翼的阻力時用平面面積；計算其他部件的阻力時用最大迎風面積。叫阻力系數，也是通過實驗計算得出。值決定于機翼的剖面、平面形狀、外表光潔度和雷諾數等。機翼阻力和迎角的關系最為密切，它清楚地反映在阻力系數曲線上〔圖2-5〕。一般無升力迎角時最小，這時主要是機翼外表摩擦阻力起作用。迎角增大，值也增大。增加的成份主要是誘導阻力。超過臨界迎角后，阻力急劇增長，原因是機翼上面的氣流發生了別離〔圖2-6〕，增加的成份主要是壓差阻力。模型飛機飛行時，如果超過了臨界迎角，由于阻力大增，加上升力的急劇下降，就會失去前進速度而下沖或螺旋下降。所以臨界迎角也叫“失速迎角”。三、壓力中心壓力中心的定義在前面已經介紹過了。下面討論壓力中心的位置問題。模型的重心位置確定之后，壓力中心位置就是決定力臂的唯一條件。壓力中心的位置通常用翼弦長度的百分數來表示。例如壓力中心在翼弦的中點，就叫壓力中心在50%翼弦長處〔以壓力中心至機翼前緣的距離來計算〕。關于壓力中心的位置要注意三個問題：①壓力中心的位置和速度無關；②壓力中心的位置和翼型有關；③壓力中心的位置通常和迎角有關〔對稱型例外〕。氣流速度改變之后，機翼上下氣流速度的分布會相應變化，壓力分布也隨著改變，總空氣動力相應地增或減，但壓力中心位置不變。打個比方，天平配平之后，如兩端各加〔減〕一個相同的砝碼，并不會破壞對原支點的平衡。調整模型時不必擔憂速度變化而引起壓力中心的變化。但如速度變化很大，會引起雷諾數的大范圍的變化，壓力中心也會移動。關于第二點，對稱翼型機翼壓力中心位于25%翼弦處。非對稱翼型的壓力中心一般在30%弦長以后。中弧線彎度越大或最大彎度越靠后的翼型，壓力中心越靠后。最重要的是第三點，即壓力中心位置和迎角的關系。對稱翼型機翼的壓力中心位置不因迎角的變化而移動。在一般應用迎角范圍內，無論迎角或大或小，壓力中心總是固定在25%翼弦長處。因為迎角的變化只引起機翼上下氣流的速度和壓力的變化，不能改變它們的變化規律。速度沿翼弦的變化呈線性〔一次曲線〕關系。壓力是速度的二次函數，所以壓力的變化呈拋物線〔二次曲線〕，壓力中心的位置因而也就是固定的了。非對稱翼型〔平凸、凹凸、雙凸〕的壓力中心隨迎角的變化而前后移動。以平凸翼型為例，在迎角時即產生升力，這個升力是翼型不對稱引起的〔圖2-7a〕，記作Ya,作用點在45%弦長附近。當變為一個小迎角時，因翼型產生的升力Ya根本不變，因迎角產生的升力〔Ya〕開始出現〔圖2-7b〕，后者作用點在25%弦長處。因此總升力作用點前移了。迎角越大，Ya越大，壓力中心前移越多。在臨界迎角時移到最前位置，一般在30%~35%弦長之間。超過臨界迎角后Ya減小，壓力中心向后移動。由于大局部模型飛機機翼都采用非對稱翼型，必須掌握壓力中心移動規律，才能正確調整好模型。S翼型的壓力中心移動方向和前者相反。但模型飛機上一般不采用這種翼型。各種翼型超過臨界迎角后，壓力中心都向后移動。迎角為時，壓力中心在翼弦中點處。四、機翼力矩機翼力矩是機翼升力對前緣的力矩。在圖2-8中，壓力中心P點到前緣距離為l，升力Y對前緣的力矩MA是：MA=-Yl。〔負號表示低頭力矩〕壓力中心位置用翼弦的百分數來表示。設翼弦長AB=b，代入升力公式后，令那么。式中叫力矩系數。可見，力矩系數中包含了壓力中心位置的因素。一般資料不單獨羅列翼型壓力中心隨迎角變化的數據或圖表，而是在升力系數曲線中增加一條力矩系數曲線。查到一個迎角的升力系數及其對應的力矩系數時，可以計算出在這個迎角時的壓力中心位置。。再經過幾個迎角的比擬，就可以看出壓力中心移動的規律了。五、焦點力矩距離機翼前緣25%弦長的點叫“焦點”，又名“空氣動力中心”。機翼升力對這一點的力矩叫“焦點力矩”。焦點力矩對于研究力矩平衡和安定性是一個十分重要的概念，因為它可以簡化問題。前面介紹過，對稱翼型機翼的壓力中心作用在焦點上，并且不隨迎角而變化。所以對稱翼型的焦點力矩等于零，并且也不隨迎角而變化。就是說，所有飛行迎角的焦點力矩都等于零。非對稱翼型機翼的壓力中心在焦點之后，升力對焦點產生一個低頭力矩。或者說非對稱翼型有一個負的焦點力矩。非對稱翼型焦點力矩也有一個很重要的特點，即同一個翼型的焦點力矩不因迎角改變而改變。或者說每一種翼型的焦點力矩系數是一個常數。見圖2-9，小迎角時壓力中心靠后，力臂l1較大，升力Y1較小，力矩為Y1l1；迎角增大后，壓力中心前移，力臂l2縮短，升力Y2卻增大，奇妙之處就是升力的變化和力臂的變化正好成比例。通常情況下都能保持Y1l1=Y2l2=……。可以這樣理解：以平凸翼型為例，零度迎角時，它產生一個升力，對焦點形成一個力矩，這個力矩純粹是因翼型上下不對稱而產生的，和迎角無關。以后因迎角增大產生的升力的作用點又在焦點上，升力的增量對焦點不形成力矩。所以無論迎角增加多少，對焦點的力矩并不增加，還是零度迎角時的那個焦點力矩。設壓力中心P點到焦點O的距離為l，升力Y的焦點力矩是：Mo=-Yl。l也用翼弦長的百分數來表示：代入升力公式后，設，。叫焦點力矩系數。焦點力矩系數也包含了壓力中心位置的因素。如和就可以計算出對應這個值的迎角的壓力中心位置：。機翼焦點力矩的性質可以這樣簡要地概括：各種翼型的機翼的焦點力矩系數都是一個常數。焦點力矩系數的大小由翼型中弧線彎度所決定；中弧線彎度越大，的絕對值越大；中弧線彎度越小，的絕對值越小；中弧線是直線時〔即對稱型〕，等于零。六、平均力矩弦計算機翼力矩或確定重心位置時，都要以翼弦為標準。這里說的翼弦指矩形機翼的翼弦。但是模型飛機上很少采用矩形機翼。多數機翼平面形狀是梯形，少數機翼用橢圓形。當一副機翼的翼弦長度有大有小時，以機翼上哪一位置的翼弦為代表是有講究的。現在有一種相當流行的方法，用翼根弦作為計算標準，這是不正確的。正確的方法是嚴格確定一根“平均力矩弦”〔又叫平均空氣動力弦〕。平均力矩弦不但其長度要起到平均弦的作用〔平均弦乘翼展等于機翼面積〕，而且其前后位置也應當是力矩作用相當的矩形機翼弦的位置。求梯形機翼平均力矩弦的方法如下：如圖2-10所示，AB和CD是翼根弦和翼尖弦，在AB延長線上截取BE=CD，在CD延長線上截取DF=AB。G、H分別是AB和CD的中點，連接EF和GH交于P，過P作A’B’平行于AB，那么A’B’就是平均力矩弦。模型飛機機翼使用最多的是矩形和梯形相結合的平面形狀。通常中段用矩形，翼尖為梯形〔圖2-11〕。求平均力矩弦的方法是先分別求出矩形和梯形的平均力矩弦〔b1和b2〕，再由b1向根部平移d，該處翼弦即為機翼的平均力矩弦。d根據b1、b2間的距離c和矩形面積S1、梯形面積S1求出：。梯形機翼圓翼尖的處理方法是：延長前后緣，在適當位置作一翼根弦的平行線，使線右側減去的機翼面積等于左側增加的面積，于是相當于梯形機翼，再按梯形機翼取平均力矩弦〔圖2-12〕。對于完全呈橢圓形狀的機翼，可以先求出平均弦長，再用逐漸接近的方法在圖上確定平均力矩弦的位置。試一試、想一想1、找一片矩形硬紙片或吹塑紙，長10~15cm，寬是長度的，把紙片拋到空中〔或從樓上扔下〕，紙片會自動旋轉起來。想一想紙片為什么會旋轉？2、觀察乒乓球的上旋球、下旋球以及足球的香蕉球的飛行軌跡。想一想形成的原因是什么？3、制作一小段平凸翼型機翼，弦長約10cm，寬約2~4cm，轉軸貫穿于38%弦長處〔圖2-13〕，側放在流水中，用不同迎角試驗，觀察對轉軸力矩的方向，想一想和壓力中心的聯系。第三章平飛一、平飛的條件平飛也叫平直飛行，就是水平勻速直線飛行。這種飛行狀態在模型飛機上比擬少見，只有遙控模型有時進行平飛。盡管這樣，還是必須首先把它弄清楚。因為平飛是最簡單、最根本的飛行姿態，是研究其他復雜飛行狀態〔盤旋、滑翔、爬升、特技等〕的根底；也是分析模型飛機的一些主要性能〔速度、留空時間、飛行距離〕的根底。模型飛機實現平飛的條件，首先是模型飛機上的力矩要互相平衡，才能使模型不發生繞重心的轉動。由于力矩已經平衡，分析平飛時就可以假定所有的力都通過重心〔圖3-1〕，只考慮這些力的相互關系。要保持模型平飛，條件是升力〔Y〕等于重力〔G〕；拉力〔P〕等于阻力〔X〕，即：Y=G，P=X。有些同學可能疑惑不解：升力等于重力，模型豈不會掉下來？拉力等于阻力，模型怎么還能前進？這些都是誤解。由于人們常見的運動總是有阻力的，現實中如果沒有動力，運動就不能發生，也不能持續。于是有些人一開始就形成錯誤概念，似乎力是維持運動〔而不是克服阻力〕的必要條件。模型之所以下落，是重力作用的結果，重力既然被升力所平衡，模型自然不會下落了。如果升力大于重力，模型會逐漸升高；如果升力小于重力，模型會逐漸下降，都不能保持平飛。模型飛機到達一定速度后，完全可以依靠本身的慣性保持這個速度，但是因為有阻力，飛行速度要逐漸減慢。阻力如果被拉力平衡，減速的原因就消除了，模型就能保持這個速度飛行。如果拉力大于阻力，模型的飛行速度會逐漸增大；如果拉力小于阻力，模型的飛行速度會逐漸減小，都不能保持勻速。二、平飛速度這一節并不是單純研究平飛速度，而是研究為了實現模型平飛，需滿足的第一個條件——升力等于重力的有關因素，以及這些因素之間的相互關系。在等式Y=G中，G是一個單純的因子，而Y是多因子的函數，為了具體分析這些因素之間的關系，代入升力公式：，可整理為。它是平飛需用速度公式。這個公式說明，為了保證平飛，必須在飛行速度、飛行迎角、空氣密度、翼載荷之間保持一定的關系。在調整或操縱一架模型時，機翼面積S是固定的，模型所受重力G由于燃料消耗，有些變化，但變化很小，也可以看成是固定的。就是說，在整個飛行過程中，翼載荷〔G/S〕可以看成是一個不變的量。模型一般飛行高度不大，空氣密度〔ρ〕也可以看成是不變的。因而只須注意升力系數〔它決定于迎角〕和平飛速度的關系。小迎角時升力系數較小，為保持平飛，模型需要有較大的速度，才能產生足以平衡重力的升力。大迎角時升力系數較大，不需要那么大的速度就可以維持平飛〔圖3-2〕。飛機著陸時為了盡量減小飛行速度而又維持足夠的升力，就采用拉到大迎角，甚至接近臨界迎角的方法。為了增大升力系數從而可以降低飛行速度，飛機上還普遍采用襟翼和開縫翼等措施〔圖3-3〕。仔細觀察不難發現鳥類飛行也有類似現象。鳥在空中飛行時，一般直伸著脖子，身體呈水平狀態，翅膀迎角較小。將近著陸時，一般要抬起腦袋，身體和水平面間出現一個較大的角度，翅膀迎角很大。飛機正常飛行時，一般機翼的迎角接近經濟迎角〔見本章第五節有關內容〕。這個迎角的升力系數大體上是固定的。這樣，平飛需用速度就和翼載荷〔G/S〕的平方根成正比，翼載荷越大，平飛需用速度越大；翼載荷越小，平飛需用速度越小。例如螺旋槳式戰斗機的翼載荷約為每平方米150千克力，飛行速度約為每小時700公里；現代噴氣式戰斗機的翼載荷約為每平方米500~600千克力，飛行速度每小時2000公里以上；近年開展起來的輕型飛機的翼載荷約為每平方米14千克力，飛行速度約為每小時80公里；國際級牽引模型滑翔機的翼載荷為每平方米1.2千克力，飛行速度約為每小時18公里。鳥類和昆蟲也遵循這個規律，大雁每小時飛行速度在70公里以上；蝙蝠的翅膀很大，翼載荷較小，每小時只飛15公里左右；蝴蝶的翼載荷更小，飛行速度每小時12公里左右。室內模型飛機的翼載荷每平方米僅0.03千克力左右，飛行速度非常慢，大約為每小時4公里。三、平飛拉力前面講過，一定翼載荷的模型，如果迎角已被調整并確定，它的平飛需用速度也就被確定了。為了獲得這個速度，需要動力裝置產生相應的拉力，這個拉力要正好等于模型用平飛需用速度時所受到的阻力，即P=X。這就是模型平飛需要的第二個條件，為了具體分析，代入阻力公式：。這里的速度應當是平飛需用速度，代入并化簡后為：。叫升阻比，一般用K表示，上式又可寫作：。這個公式叫平飛需用拉力公式，它反映了模型飛機所受重力、迎角和拉力之間的關系。首先，平飛需用拉力同模型飛機所受重力成正比。在其他條件相同的情況下，模型越重，需要的拉力越大。因為平飛時重力雖然并不需要拉力直接負擔，但重力越大需要升力就越大，這時產生的阻力相應增大，需用拉力也就增加。其次，平飛需用拉力同升阻比成反比。因為在平飛條件下升阻比是重力和拉力之比。如果升阻比是1〔K=1〕，那么需用拉力等于重力〔P=G〕，如果升阻比等于10，那么需用拉力是重力的。同一架模型如果迎角不同，升阻比也不同，有利迎角時的升阻比最大，所以用有利迎角平飛時需用拉力最小。用其余的迎角平飛，由于升阻比的降低，需用拉力都比擬大。式中消去了面積〔S〕和空氣密度〔ρ〕這兩個因素，說明需用拉力與它們無關。因為這兩個因素不僅影響阻力而且也都影響升力，并且都和升阻比無關。還要注意一點，在推導模型平飛需用拉力公式時，速度被代換了。這說明需用拉力只決定于G和K，而和飛行速度無關。但這并不是說速度可以隨意確定。確定速度時仍然要服從平飛需用速度公式。計算需用拉力所用的必須是能保證Y=G的升力系數。這個和其他條件已經確定了平飛需要的速度。四、平飛距離民用飛機的最大航程，軍用飛機的活動半徑，都是很重要的性能。航程受許多條件制約，例如攜帶武器或其他設備多，勢必增大飛行時所受重力而縮短航程。模型飛機也有飛行距離的比賽工程和紀錄工程。模型飛機只是在規那么范圍內爭取最好成績，沒有其他任務，情況單純得多。這個問題可以簡化為消耗一定能量去爭取平飛距離最遠的問題。能量限制主要決定于比賽規那么，例如限制橡筋質量，限制油箱容積等。規定牽引線長度也是限制能量的方式。線長限制了高度，也就限制了勢能。飛行的方式當然不限于平飛，還有爬升和下滑的過程。但主要的方式是平飛。所以通過對平飛距離的分析，可以找到爭取最大航程的方法。設規定動力裝置的有效能量為E。在充分利用的情況下，這個能量推動模型前進，轉化為對模型所作的功——阻力〔X〕與飛行距離〔L〕的乘積，即E=XL，平飛時拉力等于阻力，所以E=PL。或 。P是平飛需用拉力，代入，最后。式中E是規那么限定的能量，可以看作常數。要增大飛行距離只有從兩個方面著手：第一，盡量減小飛行重量；第二，增大升阻比。這里包括減小廢阻力，增大展弦比以減小誘導阻力和采用大升阻比翼型等措施。不同迎角的模型飛機，其升阻比也不同。所以用有利迎角飛行時，飛行距離最遠，這是調整或操縱模型的要點。上式沒有表達機翼面積這一因素，但決不是說飛行距離與面積無關。如果翼面積太小，模型必須用大迎角才能保持平飛；如果翼面積太大，模型必須用小迎角才能保持平飛；兩種情況都偏離有利迎角，都不能飛出最遠的距離。這就要求巧妙地選擇機翼面積，到達在用有利迎角飛行時拉力正好等于阻力，升力正好等于重力的要求。模型在有利迎角情況下保持平飛，是爭取最大飛行距離的關鍵。五、爭取最長留空時間續航能力是飛機的重要性能。在進行空戰時，有些飛機常常因油料耗盡被迫退出戰斗，甚至因此而造成被動和失敗。留空時間長的飛機往往獲得優勢。研究并爭取最長的留空時間，是飛機制造的一個重大技術課題。留空時間也是模型飛機的一種主要的競賽或創紀錄工程。由于它測試簡便，在競賽和創紀錄工程中所占比重最大。怎樣爭取留空時間，要從分析平飛需用功率〔N〕入手。功率是單位時間所作的功，在這里可以用單位時間內能量〔E〕的消耗為代表進行計算：，即。顯然，如果能量〔E〕一定，單位時間消耗能量越少，即功率N越小，模型飛機留空時間就越長；反之，模型飛機留空時間就短。競賽或紀錄飛行的模型的能量都有嚴格限制。例如限制橡筋質量〔機械能〕、燃料質量〔化學能〕、牽引線長度〔勢能〕等。所以爭取最長留空時間的途徑不外乎：第一，提高能量的利用率，如提高發動機、螺旋槳效率，改善橡筋潤滑狀態，盡量把模型牽高且不損失高度等；第二，減小模型平飛需用功率。前者屬于動力裝置的問題，這里暫不討論，只研究模型平飛需用功率怎樣減小的問題。前面討論飛行距離時提到過：動力裝置的有效能量〔E〕轉化為對模型所作的功，即E=XL，平飛時也就是E=PL，平飛需用功率的公式可寫成：。式中，就是飛行速度，又可寫成：。我們一直立足于平飛來討論問題，P是平飛需用拉力，υ是平飛需用速度。代入這兩個式子，最后整理為：。減小平飛需用功率的措施是：〔1〕減小飛行重量。〔2〕減小阻力、增大升力以提高功率因數值。〔3〕同一架模型飛機，在不同迎角時的功率因數值不同。相應最大功率因數的迎角叫經濟迎角。用經濟迎角飛行時，模型需用功率最小，留空時間最長。這時的平飛速度叫經濟速度。對應的經濟迎角大于有利迎角，小于臨界迎角。模型飛機的雷諾數小，臨界迎角也小。經濟迎角很接近于臨界迎角。掌握這一點也是調整模型的關鍵。〔4〕選用適當的機翼面積，使模型用經濟迎角飛行時能保持平飛。六、爭取最大速度最大速度是飛機特別是戰斗機的最重要的性能。飛機的開展就是圍繞提高速度這個中心環節而進行的。提高速度，也是模型飛機進行競賽和創紀錄的重要內容之一。對于模型飛機來說，要求在一定功率的條件下，通過正確的設計和調整，到達最大的飛行速度。討論留空時間時曾導出。在平飛條件下P=X，故平飛需用功率公式可寫成，代入阻力公式后，即。從上式中可以看出提高飛行速度應該采取的措施：〔1〕增大有效功率，包括提高發動機馬力，提高橡筋性能，和提高螺旋槳效率。〔2〕減小阻力系數。如果功率一定，提高速度主要靠減小Cx來實現。〔3〕公式中沒有包含重力這個因素。于是容易產生誤解：似乎速度和質量無關，甚至認為質量越大速度越大。須知平飛時重力必須由升力來平衡，無論用增大迎角還是增大機翼面積的方法去增加升力，都會增大阻力。重力歸根到底是動力的負擔。所以競速模型還是要盡量減輕重量，這當然要以符合規那么和保證強度為前提。〔4〕關于機翼面積，公式中似乎面積越小速度越快。但是不要忘記，面積S和G、Cr、Cx是互相制約的，如果面積太小，在設計的速度和有利迎角條件下，升力缺乏以維持重力，為了保持平飛，只好增大迎角。迎角增大后，Cx隨之增大，速度就會降下來，達不到預期的速度。反之，如果面積太大，雖然可以減小迎角并導致阻力的減小。但Cx減小不多，Cx和S的乘積反而增大，速度也要降低。所以面積不是越小越好，而是應匹配恰當。一般航模都缺乏數據，可通過實踐，看增減翼面積后的試飛情況，再進行選擇。但是，總的趨勢是隨著速度的提高，升力面積趨向減小。試一試、想一想1、觀察鳥類平飛和著陸的姿態。比擬兩者之間迎角的區別，想一想其中的原因。2、測量一架模型所受的重力和機翼面積，假定Cr=0.8，ρ=0.125千克力·秒2/米4，試計算其平飛需用速度。如果升力系數增加到1，其余條件均不變，試比擬平飛需用速度的變化。3、已經處于平飛狀態的飛機，如果加大油門，飛行狀態會有什么變化？怎樣才能繼續保持平飛？4．解釋：無升力迎角、有利迎角、經濟迎角、臨界迎角。這些迎角各應用于什么飛行姿態？5．用普通線操縱模型平飛10圈，測出其平均速度。然后加上適當的配重，在其他條件〔最主要是油門〕不變的情況下再平飛10圈，測出其平均速度。比擬兩者速度的差異。想一想原因是什么？第四章滑翔飛機或模型飛機的機頭向下，進入與地平面成一小角度的勻速直線飛行狀態稱為“下滑”。下滑和平飛的區別僅在于飛行軌跡的方向。下滑速度方向和地平面的夾角叫“下滑角”。下滑角度超過后叫“俯沖”。滑翔是沒有動力的下滑。由于滑翔在航模飛行當中地位突出，這一節著重討論滑翔問題。一、滑翔原理滑翔機是沒有動力的飛機。它結構簡單，體態輕巧，不消耗燃料，照樣可以載人。深受航空運動愛好者喜愛。模型飛機當中，手擲模型、彈射模型、牽引模型等都是純粹的模型滑翔機。競時工程中的橡筋模型飛機、自由飛模型飛機主要飛行都是滑翔，也應歸屬于滑翔機〔動力滑翔機〕范疇。滑翔飛行也會產生阻力。克服滑翔機的阻力不是依靠動力而是依靠滑翔機所受重力的分力。所以，在平靜的氣流中，滑翔機不能保持平飛，更不能爬升。重力給人們的印象總是飛行的負擔，在這里卻成了克服阻力的“動力”。滑翔時作用在模型上有三個力〔圖4-1〕，即升力〔Y〕、阻力〔X〕和重力〔G〕。升力垂直于相對氣流，也就是垂直于下滑軌跡，所以升力不再和地面垂直，而是向前傾斜。阻力和相對氣流方向一致，即平行于滑翔軌跡，所以阻力不是水平的，而是向上傾斜。重力永遠和地平面垂直。重力的一個分力和飛行方向一致；重力的另一個分力和飛行方向垂直。θ表示滑翔角。穩定滑翔時，模型上各力之間的關系是：，。當阻力等于重力的一個分力時，才能保證滑翔速度不發生變化；當升力等于重力的另一個分力時，才能保證滑翔角不發生變化。此外，與平飛的情況一樣，模型上的力矩應互相平衡。二、滑翔速度與平飛相似，滑翔時為了保證升力和重力的一個分力相等，即，也需要滑翔速度和升力系數等因素保持平衡的關系。為此代入升力公式并整理為：。這個公式叫滑翔需用速度公式。其中就是平飛需用速度公式。由于的值總是小于1。就是說，在相同條件下〔相同的迎角、翼載荷和空氣密度〕，滑翔需用速度小于平飛需用速度。而且滑翔角越大，值越小，滑翔需用速度越小。這一點同我們生活中的直觀感覺似乎矛盾。騎車下坡時，角度越大，速度就越大。問題在于：騎車下坡和模型滑翔雖然在利用重力的分力克服阻力這一點上是相同的；但平衡重力另一分力作用的方式那么完全不同。騎車下坡時的作用由地面平衡，大小無所謂，故下滑角越大，重力向斜前方的分力越大，所能克服的阻力當然越大，這一分力作用的結果，一局部用來克服阻力，另一局部產生加速度，使自行車速度加快，直到由于速度加大致使阻力加大到等于重力向斜前方的分力時，速度才重新穩定下來。滑翔機滑翔時的作用由升力平衡。滑翔角加大后，的值減小，需用的升力也減小，如果迎角等條件不變，需用的速度自然要小了。由于實際情況復雜得多，在第三節“滑翔角”中專門討論。正常飛行時，一般滑翔角都很小，因而≈1，滑翔速度近似平飛速度。減小滑翔速度的主要措施是：〔1〕在規那么允許范圍內，盡量增大升力面積，減小飛行質量，以減小翼載荷。〔2〕采用較彎曲的翼型，較大的展弦比，以及使用較大的迎角飛行，盡量增大升力系數。模型滑翔機的競速工程那么要求盡量提高速度，主要措施是：首先是增大飛行質量，這樣俯沖時可以獲得較大的速度，拉平之后又具有較大的動能，維持大速度時間較長。所以比賽速度科目時模型一般都要配重，但配重之后牽引比擬困難，急轉彎負載大。因此，配重多少要恰到好處。其次，減小廢阻力系數。阻力和速度的平方成正比。阻力系數大時，俯沖不可能獲得大速度。而且拉平之后，速度又會迅速降低。所以要求盡量增加模型外表的光潔度，減小操縱面的縫隙，減小機身等部件的外表和迎風面積。尤其要注意增加機翼的剛性，如果大速度飛行時機翼發生扭曲變形或顫抖，阻力就會急劇增加，速度將急劇下降。三、滑翔角騎車下坡的下滑角由斜坡決定，模型滑翔時并沒有斜坡限制，重力的方向又垂直向下。模型為什么不垂直下降呢？它的滑翔軌跡〔即滑翔角〕是怎樣確定的呢？如果把模型靜置于空中，讓它自由墜落，在重力作用下，模型確實會垂直下落，這和一般自由落體一樣〔圖4-2a〕。但當模型具有一定速度后，由于模型的俯仰平衡及安定性作用〔這兩個問題第七、八章專門討論〕，會產生一個力矩，使機頭像風標一樣自動朝下，對著迎風方向〔圖4-2b〕。一般調整好的模型機翼有一個正迎角，于是產生升力，開始升力是水平的，隨著下落速度不斷增加，升力也不斷增加。從開始產生升力時起，由于沒有〔或沒有這樣大的〕重力和它平衡，升力〔或多余的升力〕起著向心力的作用，將模型慢慢拉起，飛行軌跡由垂直下降逐漸變為傾斜，角度逐漸減小〔圖4-2c〕。這就是模型不保持垂直下落或大角度俯沖的原因。同時也說明如果模型不產生升力，它就只能垂直俯沖。待機頭抬到接近水平位置時，重力不再起加速或抵消阻力的作用。飛行速度開始減慢，只是由于模型下降時已經積累了較大的速度，這時靠慣性維持的速度仍然大于滑翔需用速度，升力大于重力，模型繼續被拉起，飛行軌跡由下滑轉變到爬升〔圖4-2d〕。當模型爬升和機頭抬起后，阻力和重力向斜前方的分力使速度很快下降。當速度降到小于需用速度后，升力就缺乏以平衡重力了，于是模型又由上升轉入下滑〔圖4-2e,f〕。可見，下滑角過大或過小都不能維持穩定的下滑。下滑角過大，速度跟著過大，模型將被拉起〔圖4-3a〕；下滑角過小，速度跟著過小，模型將被推下〔圖4-3b〕。在什么情況下能使Y=Gcosθ，X=Gsinθ呢？從圖4-3c中可以看出，只有總空氣動力和升力的夾角等于重力與其向斜前方的分力的夾角時才能做到〔兩個三角形全等〕。總空氣動力和升力的夾角(θ2)決定于升阻比，。從圖中的三角關系可以看出，重力與其向斜前方的分力的夾角θ1等于滑翔角θ，所以穩定滑翔的條件是θ=θ2，即，或。可見，滑翔角決定于升阻比。對于一架具體的模型來說升阻比又取決于迎角。迎角的調整問題將在俯仰平衡一章中討論。細心的讀者可能會提出一個問題：θ2=θ1時，怎么能斷定兩個三角形全等呢？怎么能斷定Y=Gcosθ，X=Gsinθ呢？不是完全忽略了速度等因素了嗎？這一點可以不必擔憂。因為如果速度過大，不僅Y＞Gcosθ，同時X＞Gsinθ，速度會降下來。反之如果速度太小，就會使Gsinθ＞X，速度會加上去。總之只要滑翔角適宜，速度就會自動調節適應。滑翔角也可以用直接解穩定滑翔方程組的方法求得：兩式相除：。即 。最后，再來研究滑翔角和滑翔比的關系。滑翔比是滑翔前進水平距離〔L〕同下降高度〔h〕的比值。從圖4-4中可看出滑翔比，前面已經指出，升阻比等于滑翔角的正切。所以滑翔比等于模型的升阻比。升阻比越大，滑翔角越小；升阻比越小，滑翔角就越大。四、手擲滑翔競時模型都要經過手擲試飛。手擲試飛或稱手擲滑翔是一種最簡便而又最平安的試飛方法。手擲滑翔并非隨手一扔。如果手法不對，正常的模型也飛不好，甚至還可能發生損壞模型的事故。下面就幾個方面討論手擲滑翔的技巧問題：第一，手持部位要靠近模型的重心〔圖4-5〕。手捏點是手擲時力的作用點，如果離重心太遠，在擲出瞬間容易產生一個力矩。而這個力矩是外加的，并不反映模型本身的平衡情況，容易造成錯覺。第二，出手角應約和地平面成〔圖4-6〕，接近于一般模型的滑翔角。幾乎所有初學者都不自覺地向上拋擲。原因是受平常投擲經驗的影響，拋物時出手角約時投得最遠，養成了習慣動作。只要明確滑翔軌跡和拋物線的根本區別，掌握出手角度就快得多。出手角度太大時，模型前階段爬升，然后會失速沖下來。第三，出手方向要保持直線，模型前后左右要保持平穩。多數初學者投擲過程中手臂繞肩走弧線，模型會抬頭并向外傾斜。這樣出手的結果是模型急轉彎下沖〔圖4-7〕。第四，出手速度要恰當，約等于模型的滑翔需用速度。一般小載荷模型，如一級牽引或一級橡筋模型，每秒3~4米；中等載荷模型，如二級牽引或橡筋模型、F1A、F1B等，每秒5米左右；大載荷模型，如F1C，每秒7~8米。同時要注意風速，一般都是迎風手擲，所以出手速度要相應減小。出手速度太大時，模型會先爬升然后失速下沖。出手速度太小時，模型將迅速低頭下沖〔圖4-8〕。現在，正推廣一種手擲模型直線距離競賽工程。由于模型制作簡單，又可以在小場地飛行和比賽，便于普及，深受廣闊少年航模愛好者歡送。怎樣提高它的飛行成績呢？應主要掌握以下幾點：第一，在規那么范圍內盡量增大飛行質量。質量大小并不影響滑翔比。增大質量可以增大滑翔需用速度。質量和速度都是動能的因子。有了較大的動能，模型才能克服阻力滑翔更遠。一架很輕的模型是不可能飛遠的。第二，盡量增大模型的升阻比。因為升阻比等于滑翔比，滑翔比越大，在同一高度情況下滑翔的距離越遠。要盡量減小廢阻力，適當增大展弦比，采用較薄且彎度較小的翼型。調整時要用有利迎角飛行。機翼采取后掠翼的方法是不可取的，因為后掠翼會減小升力。第三，上反角不宜太大，方向安定性要好一些。調整時要盡量使模型接近直線飛行。五、下沉速度下沉速度〔〕即滑翔時每秒下降的垂直高度：。高度一定時，越大，留空時間越短；越小，留空時間越長。例如從50米高度向下滑翔，米/秒時，留空時間為125秒；米/秒時，留空時間為167秒。所以，減小下沉速度是競時工程提高留空時間的關鍵問題。前面已經討論過滑翔角和滑翔速度。從圖4-4中可以看出。一般說，可以從減小滑翔角和降低滑翔速度這兩個方面來減小下沉速度。具體措施有：減小飛行質量、減小阻力、增大機翼面積等方法。這些方法既能減小速度，也減小滑翔角。最終都起到減小下沉速度的作用。但也有不一致的地方。如最小速度在最大Cr迎角時獲得，最小滑翔角卻在最大K迎角〔有利迎角〕時獲得。這兩個迎角是不相同的。到底哪一個迎角時的下沉速度最小？還需要進一步分析。滑翔機是靠重力的分力的作用來克服阻力的。也就是說克服阻力所消耗的功〔XL〕來自模型的勢能，即高度的降低〔Gh〕。遵循能量守恒定律，兩者應該相等，即Gh=XL。等式兩邊都除以時間t，變為單位時間內能量的轉化：即 。這里h/t=υr，L/t=υ，上式可寫成：，或。代入阻力公式，整理后得。通常滑翔角很小，。下沉速度和翼載荷的平方根成正比。叫功率因數。設計和制作模型時要盡可能提高功率因數。下沉速度和功率因數成反比。同一架模型在不同迎角時，其功率因數也不同。通常功率因數在開始時隨迎角的增大而增大，后來又隨迎角的增大而降低。最大功率因數迎角大于有利迎角而略小于臨界迎角。競時模型力爭調整到這個迎角飛行，才能到達最小的下沉速度。有些初學者總是追求把模型調到滑翔最小速度，以為這樣下沉速度也最小。其實滑翔速度最小時Cr最大，已接近臨界迎角，已下降。此時，速度雖小，但滑翔角增大，下沉速度并非最小，飛行又特別不平安。正確的調整方法是調到臨界迎角后，適當回撤墊片，使飛行迎角小于臨界迎角，并且接近最大功率因數迎角。試一試、想一想1、以下名詞的概念是否清楚，滑翔速度、下沉速度、滑翔角、滑翔比、升阻比。2、模型滑翔機如果高度為一定，怎樣爭取最長的留空時間？怎樣爭取最大的滑翔距離？3、是否見過鳥類垂直俯沖〔如老鷹〕？模型垂直俯沖的原因是什么？4、通過手擲滑翔試驗，可以測出模型的升力系數和阻力系數。航模愛好者一般沒有空氣動力試驗設備，因而缺乏翼型性能數據。有些航模愛好者以熟練的技巧和卓越的創造精神，硬是用手擲滑翔解決了這個問題。別看這個方法土氣和粗糙，當然有誤差。但是也有比風洞試驗優越的一面，因為它是真實的滑翔狀態。而風洞試驗總免不了擾動、邊界干擾和雷諾數的區別等。具體的步驟和方法如下：①確定試驗的模型。牽引模型最好，橡筋模型也可以。準確測出機翼面積〔一般不計水平尾翼面積〕和模型質量。準備一塊記時秒表。②準備好記錄表格，格式可以這樣：測試次數可根據自己的需要確定。③進行手擲試飛。試驗在清晨無風天氣進行，有條件在室內更好。出手高度每次都要相同。出手的速度和方向要和模型本來的滑翔性能一致。對每一種調整狀態要反復進行幾次，記下有代表性的數據，a欄記墊片情況，l欄記水平距離，t欄記留空時間。一般從小迎角開始試驗，每一種墊片記一組數據，直到模型出現波狀飛行為止。④計算：升阻比〔滑翔比〕 。h是手高度。滑翔角〔θ〕 。滑翔距離〔L〕 或。滑翔速度〔υ〕 或。升力系數〔〕 。阻力系數〔〕 。下沉速度〔〕 。其中空氣密度。通過試驗不但可以測出、等數據，也可更具體地體會到K、、、等數據的變化和相互關系。第五章爬升一、穩定爬升的條件模型飛機的爬升有各種姿態。穩定爬升是最簡單、最根本的爬升。穩定爬升屬于勻速直線爬升，要求的條件和下滑類似，除力矩平衡外，還要求模型所受到的力到達平衡〔圖5-1〕。即：，。Y是升力，X是阻力，P是拉力，G是重力，θ是爬升角。只有當時，才能保證爬升角不發生變化，如果，爬升角會越來越大，反之，爬升角會越來越小。只有當時，才能保證爬升速度不發生變化，如果拉力P過大，速度會越來越大；反之如果拉力過小，速度就會越來越小。二、爬升需用速度怎樣保持爬升角的穩定呢？可以把升力公式代入爬升時力的平衡式中并整理為：。這就是爬升需用速度公式。可見，爬升速度不是可以隨便規定的，它被飛行質量、機翼面積、迎角〔〕、爬升角等因素所限定。其中是平飛需用速度。由于小于1，在相同調整情況下，爬升需用速度小于平飛需用速度。爬升角越大，爬升需用速度越小。因為爬升不需要那么大的升力，一局部重力由拉力負擔。爬升需用拉力那么大于平飛需用拉力，一般爬升角越大，爬升需用拉力也越大。競時模型爬升的根本矛盾就在這里。例如一架彈射模型，G=10克力，S=1平方分米，=0.6，ρ=0.125千克力·秒2/米4，其平飛需用速度約為5.17米/秒。當它以爬升時，需用速度約為1.3米/秒。實際上彈射模型的初速常在每秒30米以上。這樣大的速度產生的升力是重力的30倍以上，升力大大超出重力的分力，破壞了穩定爬升的條件。引起模型在垂直面上作小半徑的圓周運動，通常叫“拉翻”〔圖5-2〕。所以，拉翻是直線大速度爬升的必然結果。一般說，并不是機翼安裝角不適宜、頭輕，或彈射角過大所造成的。而彈射模型上升的高度完全依賴動能，速度小了彈不高。這就是調整彈射模型的主要困難所在。自由飛模型飛機也是這樣。例如F1C工程要求動力時間不得小于7秒。為保險起見，通常只能控制在6.8秒左右。如果要爬130米高，即使垂直直線爬升，速度也需要20米/秒，大約相當于平飛需用速度的3.5倍，超過爬升需用速度的倍數就更多，同樣破壞了穩定爬升的條件。橡筋模型飛機的動力時間較長，爬升速度較小。但爬升平均速度也大于爬升需用速度。而且橡筋釋放能量不均勻，前急后緩。前期速度不亞于一般自由飛模型，同樣存在大速度爬升拉翻的問題。怎樣才能使這些模型既能用大速度爬升又不破壞力的平衡呢？從爬升需用速度公式中可以找到各種途徑。其中空氣密度改不了；增大翼載荷能適應大速度，可以適當利用〔如彈射模型〕，但考慮到滑翔性能、動力負荷以及規那么的限制，這個方法潛力也不大。剩下的方法是減小Cr。爬升時推桿減小迎角以減小升力系數，可以容納較大的速度。單純從這一點看，可以適應任何大速度，只須迎角相應減小。減小迎角的另一個結果是Cx也減小了，既減小了動力的負擔，速度還能增大，真是兩全其美。小迎角不利于滑翔，所以轉入滑翔時必須回桿，恢復到經濟迎角，滑翔性能才不受影響。國內外優秀的自由飛模型飛機都采取這個方法。橡筋模型爬升的前階段也推桿，減小機翼安裝角的方法在原理上是一樣的。彈射模型有的也采取這個方法〔見圖5-3〕。對于自由爬升模型是難題的這條法那么，對于牽引模型卻成了法寶。如下頁5-4所示，按照穩定爬升法那么：，。兩式相除，牽引線角的正切為。要想把模型牽到頭頂〔即牽引線角到達〕，就必須使阻力等于零，這是不可能的。實際上到達都很困難。結論是悲觀的。但在比賽中，運發動多數都能把模型牽到頭頂，這是什么道理呢？竅門就在于采取了大速度大迎角爬升的方式。大速度大迎角當然也會產生過剩升力。在這里過剩升力一方面緊拉牽引線，另一方面使模型加速上升而不拉翻模型。大速度蘊藏的動能克服阻力使模型“硬沖”到頭頂，甚至余勇不竭，還可實行大張力脫鉤。后期的沖刺過程是逐漸減速的。如果沖刺速度缺乏，就沖不到頭頂。如果速度剛好夠，雖然可以沖到頭頂，但不能實行大張力脫鉤。三、爬升率爬升率是單位時間內爬升的高度，也叫爬升垂直速度。對于限制動力時間的模型〔自由飛〕來說，爬升率是爬升高度的決定因素。爬升率也是殲擊機的重要性能。怎樣提高爬升率呢？從圖5-5中看出：。一般說，提高爬升角和爬升速度就可以提高爬升垂直速度。具體措施是增大馬力、減小翼載荷和采取適當的迎角等。但要注意，一架模型調好之后，它的迎角就被確定了，于是升力系數也被確定。對于特定的升力系數〔包括推桿后的小升力系數值〕，爬升角和爬升速度是互相制約的：增大爬升角就必須同時減小爬升速度；增大爬升速度就必須同時減小爬升角。究竟哪一個爬升角的最大？存在一個優選的問題。為此，將爬升需用速度公式代入爬升率公式，整理為：。模型調好之后，是固定的，爬升率只取決于爬升角。或者說，不同的爬升角決定不同的爬升率。極大值的就是最大爬升率的爬升角，這個角度可用試算比擬的方法找到它的近似值。極大值在附近。如精確計算還可以得到更準確的范圍。也可以用分析求極值的方法直接求出這個極大值，當時，是極大值，。這是同一架模型同一調整狀態最大爬升率的爬升角。需要指出三點：第一，以上分析指穩定爬升而言。如果不是穩定爬升，爬升角不斷變化，研究哪一個爬升角、爬升率最大就沒有意義了。第二，怎樣實現用這個角度爬升，還需要動力和迎角配適宜當〔后面還要討論動力爬升的穩定性問題〕。第三，是否用這個角度爬升最有利？還要由模型的具體情況決定。例如自由飛模型，如果采取小迎角直線爬升的方式，用這個角度爬升時，能在限定時間內爬得最高，當然最為有利，但如果采取其他爬升方式是否最有利那么很難比擬。又如橡筋模型并不限定動力時間，它的著眼點不是爬升率，而是要找到最經濟的能量消耗的爬升方式。四、爬升拉力前面提過：爬升時，力平衡的第二個方程是。在同樣條件下，爬升需用拉力大于平飛需用拉力。該式還可以寫成。可見，拉力越大，重力和阻力越小，爬升角越大。把爬升需用拉力公式代入阻力公式，整理后為：。這是爬升需用拉力公式。爬升需用拉力和爬升角、模型所受重力(G)以及升阻比(K)等三個因素有關。三個因素中爬升角是核心。爬升角決定爬升需用拉力的趨勢。爬升角很小時，爬升需用拉力隨著爬升角的增大而增大。到一定角度后，需用拉力增到最大，叫最大需用拉力爬升角。超過這個角度后，爬升角增大，爬升需用拉力反而降低。前期增長的原因，是由于重力向斜前方的分力隨爬升角增長較快。后期下降的原因，是爬升速度降低，阻力減小。需用拉力最大的爬升角的大小決定于升阻比。分析后知道，當時是極大值。例如K=1時，需用拉力最大的爬升角是，K=5時是，K=10時是。此外，升阻比還影響各個爬升角的需用拉力，升阻比越大，需用拉力越小；升阻比越小，需用拉力越大〔圖5-6〕。爬升需用拉力和模型所受重力成正比。但重力的大小不影響需用拉力曲線的形狀。重力增大時，曲線向上平移；重力減小時，曲線向下平移〔圖5-7〕。五、爬升的能量模型爬升消耗的能量等于爬升需用拉力乘以爬升距離，即E=PL，代入拉力公式，整理為：。這是爬升需用能量的公式。從這個公式可以直接看出二點：第一，爬升需用能量和模型所受重力成正比，重力越大，爬升同樣高度消耗的能量越大。第二，升阻比越大，爬升消耗的能量越小。爬升需用能量和爬升角是怎樣的關系呢？式中即爬升高度。是模型爬升獲得高度所具有的勢能，它由爬升消耗的能量轉化而來，是爬升消耗能量所作的有效功。是水平距離，是爬升消耗的能量在水平方向所作的功，是無效的功。越大，越小，爬升消耗能量所作無效功越小。所以，從能量利用率的角度看，爬升角越大越有利，接近垂直爬升最為合算。橡筋模型飛機歷來有“急爬升”和“緩爬升”兩種風格。如果條件相同〔主要是螺旋槳效率〕，急爬升型往往要高一些，原因在于有效功比例較大；緩爬升型的高度要矮一些，原因在于無效功所占比例較大。也要注意兩點：第一，爬升并非越急越好，太急了前期會拉翻，調整上不得不采取抵消措施，這些措施往往要以損失能量為代價，而且螺旋槳的效率也會降低；第二，爬升后期動力減小，已不可能大角度爬升。這時如勉強拉桿抬頭，企圖用大角度爬升，會“心有余而力缺乏”，模型雖抬頭但升不上去，嚴重時甚至造成失速下沖。彈射模型滑翔機雖然本身沒有動力，但爬升消耗能量〔動能〕，作功的有效性問題相同，也應該力爭大角度爬升。自由飛模型飛機不直接限制能量，而是規定動力時間。對于動力裝置來說，功率是單位時間內發出的能量。所以，如果發動機的功率一定，限制動力時間就相當于限制了能量。作功的有效性原理，對自由飛模型飛機完全適用。細心的讀者也許會提出：垂直爬升時，，是否完全沒有無效功的成份了呢？不是。因為垂直爬升必須，因而，，成為一種不定形式。這種情況下無效功不取決于爬升角而是取決于阻力了。六、爬升需用功率把爬升消耗的能量除以時間t，變成單位時間的能量消耗，就是爬升需用功率：。式中，即爬升需用功率。，即爬升速度，因此有。代入爬升速度公式并加以整理為：。這是爬升需用功率公式。從式中看出，爬升需用功率同成正比，模型質量越大，爬升需用功率也越大。爬升需用功率同機翼面積的平方根成反比，面積較大時翼載荷減小，有利于爬升。爬升需用功率最小的迎角也接近最大功率因數迎角。這里要著重分析爬升需用功率與爬升角的關系。其中的極大值的角度前面已經分析過了。隨爬升角增大而減小，這一項所占比重較小且和升阻比有關。爬升需用功率和爬升角的關系是：小爬升角時需用功率較小，隨著爬升角增大，爬升需用功率也相應增大。到一定角度時，爬升需用功率增到最大。這個角度稍小于最大爬升速度的爬升角。升阻比越大，這個角度越接近于最大爬升速度的爬升角；升阻比越小，這個角度也隨之減小。超過這個角度后，爬升角增大，爬升需用功率反而降低。我們把需用功率隨爬升角增大而增長的階段叫第一范圍；把需用功率隨爬升角增大而減小的階段叫第二范圍〔圖5-8〕。區分這兩個范圍很重要。因為模型在這兩個范圍中的穩定性是截然相反的。原因要從動力的穩定性談起。在實際飛行調整中，要使每次飛行時的發動機功率完全相同是不可能的。即使發動機、油門、螺旋槳不變也難以做到。因為除此之外，諸如氣溫、氣壓、溫度等氣象條件會影響發動機的效率。同一次飛行過程也會因速度、油位、甚至電熱絲狀態的不同使發動機的效率發生變化。此外，模型還會經常發生微小的變形。由于這些眾多的原因，要想把發動機的馬力調到和預定爬升角的需用功率絕對相等是不可能的。對于飛機和可操縱的模型來說，這個問題很好解決，當馬力變化后，可以隨時操縱油門或舵面，繼續保持平衡。對于不可操縱的模型來說，這就是一個難題。模型起飛之后再也不能調整，如動力變化破壞力的平衡后，無法給予修正。唯一的依賴是模型自身的適應能力。而這種適應能力恰恰和爬升角緊密相關。模型在第一爬升角范圍爬升時，如果發動機馬力變大，實際功率大于需用功率，速度就會加大，接著是升力加大，模型會自然抬頭增大爬升角。爬升角增大后，需用功率隨之增大，可以自動重新到達平衡〔可用功率等于需用功率〕；如果發動機馬力變小，模型就會減速低頭，減小爬升角。爬升角減小后，需用功率隨之減小，模型也可以自動重新到達平衡。總之，在第一范圍爬升，無論發動機馬力變大還是變小，都能自動適應，都能自動“找到”一個適宜的爬升角，并重新保持力的平衡。這是動力爬升穩定狀態。第二爬升角范圍的情況完全相反。如果發動機馬力變大了，模型也是抬頭增大爬升角。爬升角增大后，需用功率反而減小，馬力超出更多，抬頭更急。如此惡性循環，最終拉翻模型。如果發動機的馬力變小，模型即低頭減小爬升角。爬升角減小后，需用功率反而增大，馬力缺乏更加嚴重，也是惡性循環。總之，在這個范圍內爬升，只要發動機馬力中途發生變化，無論馬力變大還是變小，破壞平衡之后，模型會越來越不平衡，穩定爬升被徹底破壞。這是動力爬升的不穩定狀態。七、幾種爬升姿態(1)小角度爬升。爬升角在以下。這種姿態最大的優點是具有動力爬升的穩定性。爬升角越小，穩定性越好。橡筋模型飛機在爬升后期就屬于這種姿態，所以較平安。自由飛模型飛機的小動力試飛也屬于這種姿態，適應性也很強。動力較小時，一般用經濟迎角。對動力的利用比擬充分。但是對于爭取高度來說，小角度爬升是不經濟的。這一點在爬升能量一節中已經分析過了。具有大馬力發動機的模型也可以調整為小角度直線爬升。調整方法是加上較大的推桿，減小迎角以減小升力系數。可以調整成大速度、小爬升角的爬升姿態。只是由于迎角大幅度減小后，升阻比隨之大大降低，最大需用功率爬升角相應地減小〔例如K=10時，最大需用功率爬升角約為，K=5時為，K=1時為〕。動力爬升安定范圍縮小了。這就是說采用小迎角大速度爬升時，其爬升角只能更小，很容易進入動力爬升不穩定的范圍。為此，競賽用的自由飛模型一般不采取這種爬升姿態。(2)大角度直線爬升。爬升角在以上。優點是能夠較充分利用動力裝置的能量，減小無效耗能，能夠爭取較大的高度，因而是大馬力模型爬升的根本姿態。調整的方法是適當推桿，以適當減小升力系數。采用大速度大角度出手。這種方式的最大問題是處于動力爬升不穩定范圍。具體的表現是軌跡多變，變幻莫測。有時由于發動機工作不好，馬力稍有下降，或是出手角度或速度偏小，模型爬升角就會很快變小，可能落到小角度爬升的范圍。有時又由于同上述相反的原因，模型爬升角迅速增大而拉翻或半拉翻。而這種或上或下的可能，又往往只是由于微小的偶然差異，所以掌握起來很困難。更多的情況是爬升緩慢增加，動力結束時模型接近垂直狀態〔圖5-9〕。由此帶來的另一個困難是發動機停車時模型姿態難以預料，改出的桿量有時配合不當。例如按照垂直狀態停車，推桿量正好使模型改平為滑翔。假設實際爬升角變小，推桿之后就會變成俯沖；假設爬升角變大，停車時模型已經稍有后仰，改出時的推桿反而使模型更加直立。總之很難每次改出的桿量都恰到好處。在橡筋模型爬升的前一階段，許多運發動都采用大角度直線爬升的方式。由于這一段時間很短〔3秒左右〕，加之后面逐漸過渡到小角度爬升，所以應用起來比擬成功。(3)大角度滾轉爬升。為克服大角度直線爬升的缺陷，可以把模型調成大角度滾轉爬升的方式。現在很多自由飛模型飛機都采取這種爬升方式。其調整方法和原理分述如下：這種調整方法的根據是模型在爬升過程中不斷抬頭〔不穩定的爬升〕，就是說模型有繞橫軸使機頭向上的轉動，這個轉動導致模型逐漸直立以至拉翻。為了克服模型拉翻的趨勢，可以使模型在爬升的過程中有一個繞立軸向右的方向轉動。爬升狀態中的方向轉動可以使模型低頭。例如一架模型原來縱軸同地平面成角，如果繞立軸右轉，縱軸會變成水平位置，如果轉，機頭就會向下成俯沖狀態〔圖5-10〕。這個關系靠圖較難表現，讀者可拿一架小模型演示一次就會立刻明白。調整的方法是加右舵或右拉力線。如方向轉動和抬頭轉動配合得當，模型就不會拉翻，能大體上保持一個適宜的爬升角。如右轉角太小，那么缺乏以克服拉翻；右轉過分，那么會使模型平旋甚至下旋。向右的方向轉動有一個副作用，就是使原來向右傾斜的模型的右翼越來越低〔相當于繞縱軸向右滾轉〕。為了抵消這一副作用，爬升過程中應有一個繞縱軸向左的滾轉，調整方法是加大右翼的安裝角〔俗稱“好扭”，“好扭”也產生方向上的右轉力矩，加上波狀改出性能，所以“好扭”是調整自由飛模型飛機的重要手段〕。所謂滾轉爬升，就是爬升時間時有繞三根軸的轉動〔抬頭、右轉、左滾〕。總算有了一個克服動力爬升不穩定的方案，使調整時有點余地了，成功率也是比擬高的。只要弄清三個轉動的相互關系，調整時思路就會清晰明確，可以少走彎路。由于爬升過程始終存在轉彎趨勢，改出時順勢右轉，往往能防止失速。但是，滾轉爬升也不是十全十美的方式。因為三種轉動來自不同的原因，調整上很難做到完全同步。配合不當就會影響爬升高度或改出，嚴重時會破壞爬升軌跡。常常見到這種情況：一架正常爬升的模型，只要控時失靈，后期多數會摔下來。這是因為模型的滾轉并不是完全同步的。短時間內，雖不同步，但差值不大，還能正常飛行。時間長了，差異逐漸積累，最后必定影響飛行的姿態。對于滾轉上升的稱呼現在還不統一。許多人稱其為“螺旋上升”或“盤旋爬升”。自由飛模型飛機的滾轉爬升和一般盤旋爬升是不相同的。盤旋爬升時，飛機必須傾斜，升力的分力作為向心力，并是決定爬升軌跡的主角。小半徑盤旋上升時，傾斜坡度必須很大。滾轉爬升的半徑很小，但模型傾斜坡度很小，決定軌跡的不是傾斜產生的向心力，而是三軸滾轉的配合。兩者有著性質上的區別。而“螺旋”的特征是機翼處于失速狀態。滾轉爬升時，機翼處于小迎角范圍，并未失速，因此還是不叫“螺旋上升”為好。(4)垂直爬升。垂直爬升是最經濟的軌跡。主要有三個優點：第一，爬升路程最短，消耗的無效能量最少。可以爭取最大的高度。第二，垂直爬升用無升力迎角，，飛行速度再不受穩定爬升需用速度的限制。只要有足夠的馬力，速度可以放手提高。第三，無升力迎角阻力最小〔沒有誘導阻力，壓差阻力也接近最小〕，是節能加速的條件。垂直直線爬升雖然有這么多的優點，但至今很少應用，原因是調整上存在較大的困難。首先很難保證每次飛行迎角都是無升力迎角。重心位置的變化、機翼尾翼的扭曲變形，都可能導致偏離無升力迎角。只要產生那怕是微小的升力系數變化〔包括正、負〕，垂直爬升就不可能實現；其次，飛行導向和原來方式不同，需要另外保證。而且改出也比擬困難。試一試、想一想1、把一架彈射模型滑翔機調整到正常滑翔，盤旋半徑盡量減小。沿與水平面約成角方向以中等彈力彈出，模型不傾斜。以同樣方式反復幾次，記住軌跡特點。然后機頭配重，使模型下滑時成俯沖狀態，說明迎角減小了。用同樣彈力和角度將模型彈出，也反復幾次，記住軌跡特征。比擬這兩種調整狀態的軌跡的區別。想一想是什么原因？2、一架自由飛模型飛機動力時間為6.8秒，