航天模型原理与结构—7.飞行姿态与平衡安定性
第七节 飞行姿态与平衡安定性 航空模型飞行时安全非常重要。如果飞行稳定性不好，则飞机很难控制，非常容易出事。一旦出事，轻则损机折翼，重则报废伤人。谟捎谀Ｐ头苫的雷诺数要比真飞机小的多，对于其稳定性要求就更高，这就需要仔细调试。一、模型飞机的总体结构 飞机能否安定，直接受飞机上所受力的影响。我们有必要对飞机的整体结构先作一了解。
1、螺旋桨，2、整流罩，3、翼根，4、前缘，5、翼端，6、副翼，7、后缘，8、襟翼，9、机身，10、座舱罩，11、方向舵，12、垂直安定翼，13、水平安定翼，14、升降舵图1－43 模型飞机各部分名称 螺旋桨：螺旋桨是飞机上用来产生拉力的工具。在船舶上也广泛地应用螺旋桨，但由于水的密度比空气大得多，所以船用螺旋桨与飞机用的螺旋桨有很大的区别．但它们产生拉力的原理是基本相同的。从原理上看，螺旋桨与风扇(即轴流式风机)也十分相似，所不同的只是人们把风扇作为鼓风的工具而没有应用它能产生拉力的功能，相反，把螺旋桨作为产生拉力的工具而没有利用它能鼓风的功能。 螺旋桨上产生拉力和机翼产生升力，在原理上是完全相似的。如果在两个机翼中间安装上一根横轴，使两片机翼绕这轴旋转。当这样—个机翼旋转时，由旋转产生的相对气流吹在它上面便可能产生空气动力，这个空气动力在与旋转轴平行方向的分力便是拉力。 由于飞机飞行时机翼只有一个向前的运动，而螺旋桨除了自己转动之外，还随着飞机一起向前运动，所以螺旋桨桨叶的运动比起飞机的机翼就复杂得多。为了保证螺旋桨叶片上的每个剖面都能在比较有利的状态下工作，人们往往把它制作成扭曲的形状。整流b：桨轴处因为效率低，产生拉力很小，所以一般不做成桨叶，而是用整流罩保证流线型，以降低阻力，提高效率。翼根：机翼的根部。前缘：机翼的前端点。翼端：机翼的端部，即翼尖。机翼两翼尖之间的距离，不论机翼的平面形状如何，是长方形的还是后掠形的，两翼尖端的最远距离就是翼展。副翼：副翼安装在机翼翼梢酌后缘处，襟翼和副翼一样，、也是主翼后缘可活动的翼片，只不过靠近翼根处。襟、副翼的作用是借着改变机翼后缘的角度使机翼的攻角或者等效于机翼的中弧线高度改变，因而增加或减少升力，用以改变飞机的飞行姿态， 机身：机身是飞机上装载乘员、旅客、武器和货物的部分，并用它把机翼、尾翼、起落架等连接成一个整体。发动机、油箱和各种设备一般也安装在机身内。模型飞机的机身除了不装载乘员、旅客、武器和货物之外，其它作用是和飞机相同的。方向舵：指铰接在垂直安定面后部，用于航向操纵的翼面。方向舵不仅能进行航向操纵，而且可以代替副翼进行滚转操纵，即由于使用方向舵产生侧滑，并且给左右机翼以速度差，致使飞机倾斜。反之也可以用来校正飞机倾斜。尾翼：浠的尾翼是起纵、横向稳定和操纵作用的部件。一般飞机的尾翼分为水平尾翼和垂直尾翼，它们分别又分为水平安定面、升降舵和至直安定面、方向舵。水平安定面和垂直安定面固定在飞机上，起稳定作用。在模型飞机上，除可操纵模型飞机的尾翼上有舵面外，不可操纵的自由飞式模型飞涞奈膊恐挥械髡片而没有舵面。 水平尾翼：水平尾翼是操纵向稳定、平衡和操纵作用的尾翼。在可操纵的模型飞机上，水平尾翼由水平安定面积升降舵组成。在自由飞行的模型飞机上，一般都把水平尾翼作成一个整体，只起纵向安定作用。一般水平尾翼的平面形状和结构都与机翼近似。升降舵：指铰接在水平安定面后部，主要用于纵向操纵的翼面。拉操纵杆时，升降舵上偏，它使气流向上而产生向下的反作用力把机头治起，这样就增大大了机翼的迎角，从而增大外力，飞机上升。但在飞机的速度不够大时，或发动机的推力不够大时，拉杆只能使飞机抬头，并不上升。 飞机的主翼和尾翼所产生的升力以及其他动作的力使飞机做出各种各样的动作。它们的形状以及受力就直接影响着飞机飞行的状态。二、飞机的受力平衡飞行的稳定性好不好，我们称之为飞机的安定性。要想飞机的安定性好，就要使作用于飞机的力要刚好平衡，如果不平衡就是合力不为零，以维持它的原来姿态。依牛顿第二定律就会产生加速度。为了分析方便，我们把力分为X、Y、Z三个轴力的平衡及绕X、Y、Z三个轴力d矩的平衡。轴力不平衡则会在合力的方向产生加速度，力偶矩不平衡则会产生旋转加速度。但平衡不一定具安定性，安定性是指当平衡因阵风或其他因素被破坏时，飞机要有自行恢复平衡的能力，安定性好的飞机平衡被破坏后能迅速修正回来，安定性不好的飞机平衡被破坏后产生波状飞行d左右摇晃甚至根本不能恢复，大部分自由飞飞机因效率的关系只在一个固定速度及姿态下才能平衡，所以手掷飞机比赛时投掷的技巧占很大的的比例，当飞机掷出后在最高点冲力消失的一剎那，这时飞机就要摆好滑翔的姿态开始滑翔，否则高度掉了一大半才恢复平衡开始滑翔，那就不要比d。
图1－45 三个轴方向力偶距2、力偶距平衡 力偶矩不平衡则会产生旋转加速度，对飞机来说，X轴力偶矩不平衡飞机会滚转，Y轴力偶矩不平衡飞机会偏航、Z轴力偶矩不平衡飞机会俯仰（如图1－45）。 飞机依主翼和重心的相对位置可分为高翼机、中翼机及低翼机，主要的考虑在于安定性，飞机的升力作用点与重心位置。如图1－46、47所示。
图1－46 高翼机
图1－47 低翼机 高翼机重心在压力中心下，当飞机倾斜时，升力与重力有一自动回复的力矩，很适合遥控练习机，当然也很适合自由飞的飞机，低翼机重心o压力中心之上，当飞机倾斜时，升力与重力造成的力矩不但不会使飞机回复反而会加速侧滚，这正是特技机要的特性，如此反应敏捷的飞机当然不很适合练习机，但如果低翼机上反角大的话，压力中心也相对提高，安定性也提高，所以有很多实机的初级练习机也是低翼机，至于为什么有些o练机要采用低翼而不用较稳定的高翼则是因为起落架，高翼机的机翼离地太高起落架只能装在机身上，两个轮子的宽度就很窄，降落时一个不小心翼端就擦到地面，低翼机起落架分别装在机翼两边，这样就够宽了，低翼机加装浮筒变成水上飞机时，因重心降低也有助于稳定。中翼机压力中o与重心几乎重合，飞机由正飞转倒飞或由倒飞转正飞感觉都一样，所以很多特技机采用中翼设计，但中翼设计采用最多的不是特技机，而是竞速机及高级滑翔机，原因不是为了安定性，反而是为了减少寄生阻力，主翼与机身接合处有严重的寄生阻力必须予以整型，由图1－50可以看出，中翼机所需要的代价最少，不过中翼机主翼与机身接合处是一个结构弱点，滑翔机机翼比较长，采用左右插梢方式不会破坏机身完整性，特技机因为要作激烈动作无法采用插梢方式，机身开口处结构要特别加强。
图1－48 高翼机的干扰阻力
图1－49 低翼机的干扰阻力
图1－50 中翼机的干扰阻力 三、压力中心与重心 1、纵轴平衡 飞机重心的前后位置同样影响飞机的安定性，飞机的安定与平衡有三种型式（1）、不安定、平衡：如（图1－51）重心在压力中心之后，当飞机受阵风或其他外力影响产生抬头时，主翼攻角增大，升力增加，焦点力偶矩不变，升力与重力产生的力矩会增加抬头的趋势，所以是平衡但不安定。
图1－51 不安定、平衡（2）、中性安定、不平衡：如（图1－52）重心与压力中心在同一线上，没有修正力矩来平衡焦点力偶矩，所以称中性安定但不平衡。
图1－52 中性安定、不平衡（3）、安定、不平衡：如（图1－53）重心在压力中心之前，当飞机受阵风或其他外力影响n生抬头时，主翼攻角增大，升力增加，升力与重力产生的力矩会减少抬头的趋势，所以称安定但不平衡。
图1－53 安定、不平衡 2、压力中心 在考虑飞机的纵向平衡时，我们需要知道所有升力的合力点以便定出日后飞机重心位置，这合力点一般称压力中心。机翼横剖面的升力并不是平均分布，从翼剖面气流速度图上可以看出翼上缘前端空气流速最快（如图1－54）， 
图1－54 翼剖面气流速度图 该处静压力最小升力最大，所以总升力中心有点偏前，机翼产生升力同时亦产生一力偶矩，机翼当攻角改变时压力中心亦改变。一般来说攻角增加时压力中心向前移，攻角减小时压力中心向后移，使压力中心的计算更加复杂。在设计时并不直偾蟪鲅沽χ行奈恢茫而是采用焦点及焦点力偶矩的方式。所谓焦点就是不管机翼攻角是否改变，当速度固定时升力对于机翼前缘算来1/4距离的位置产生的力偶矩是固定的。所以实际升力对机翼产生的作用可以以作用在焦点的力及一个力偶矩来替代（如图1－55），
图1－55 机翼受到的升力 有时也直接把这一点当作压力中心，此一焦点其实有一点变动但x大。翼型资料里也有一个焦点力偶矩系数，但跟升力、阻力系数不一样的是焦点力偶矩系数是一定值，不随攻角改变而改变，中弧线越弯则力偶矩系数越大。即使这样简化后对一般读者仍稍嫌困难，这里我们再予以简化。考虑升力及力偶矩的共同作用后，大约以上弧线最高点为合力位置，x般翼型约在前缘算来1/3的位置，这样就不需要再考虑力偶矩的作用了，这种精确度对普通模型飞机已够使用，此外还有一点要注意的就是图1－55的力是朝正上方，实际上气流对机翼的作用力是如图1－56所示。
图1－56 气流对机翼的实际作用力 从图中可以看到，气流对机翼的作用是有点往后倾，把力分为向上的升力及向后的阻力，很明显可以看w攻角越大，阻力也越大，因为阻力至重心的距离很短，所以分析平衡时阻力产生的力矩都予以省略。 对锥形翼或后掠翼还需计算机翼平均空气动力弦位置才能定出压力中心，我们采用图解法以便求出压力中心（如图1－57）：
图1－57 后掠机翼压力中心 机翼平均空气动力弦：平均空气动力弦是指和某一个机翼面积相等，并且在同一迎角下有相同空气动力和力和压力中心位置的矩形机翼的弦长。具体的求法是：在翼根弦的延长弦上截取翼端等于翼尖弦的直线，在翼尖弦的延长弦上截取等于翼根弦的一段直线，将这两根直线末端用直线相连，这个直线和机翼翼根弦、翼尖弦的中点连线相交于一，过此点作机翼的弦线，就得到了机翼的平均空气动力弦。3、重心前后位置 机翼的空气动力可以认为是作用在压力中心上。机翼压力中心和模型重心的距离直接关系到模型的俯仰平衡。机翼压力中心的位置往往以离机翼前缘的距离来衡量，所以重心位置也以离前缘距离计算比较方便，并以平均空气动力弦长的百分比来表示。 实际上飞机重心前后位置安排必须与水平平尾翼配平力等一并考虑，我们知道机翼产生升力同时亦产生一力偶矩，我们也知道当速度固定时升力对于机翼前缘算来1/4距离的位置产生的力偶矩是固定的，所以实际升力产生的作用可以以作用在焦点的力及一个力偶矩来替代，现在我们将飞机装上尾翼后再分析一次飞机的安定与平衡，以下五种配置，作用于飞机的力都是平衡的，向上力的和等于向下的力的和，顺时针力偶矩的和等于反时针力偶矩的和： （1）重心在压力中心之后、尾翼升力向上（如图1－58）：这是自由飞模型最常采用的配置，重心在机翼偏后位置，自由飞模型一般重心在前缘算起50%~90%位置，主翼升力对重心产生的力偶矩无法抵销焦点力偶矩，尾翼须一个向上的升力，乇悴生一个反时针力偶矩，这时飞机的重量W等于主翼升力L1加尾翼升力L2（W=L1+L2），即尾翼分担部分主翼的负担，但不要忘了，尾翼既然有升力就多了一组诱导阻力，另外当飞行中碰到阵风或飞机加速，因升力与速度平方成正比，主翼与尾翼升力同时增加，飞机就不由自主往上升，这刈杂煞赡Ｐ凸倘豢梢哉取高度，但在遥控特技飞机就不是件好事了。
图1－59 重心在压力中心之后、尾翼升力向上 （2）重心在压力中心之后、尾翼无升力（如图1－60）：一般内凹翼型重心约在前缘算起33%位置，很多遥控模型飞机采用此种配置，这是因为压力中心原在25%位置，再加上焦点力偶矩化为升力对重心的位移约8%，故假设把压力中心移至33%位置时刚好无力偶矩作用，此时主翼升力等于飞机重量（W=L1；L2=0），所以尾翼的配平力为零，尾翼没有升力就没有尾翼的诱导阻力是最大优点。
图1－61 重心在压力中心之后、尾翼无升力 （3）重心与压力中心重合、尾翼升力向下（如图1－62）：这种配置重心在压力中心同一线上，主翼升力对重心未产生任何力偶矩，焦点力偶矩无法抵i，尾翼须一个向下的力，以便产生一个顺时针力偶矩以取得平衡，这时飞机的主翼升力L1等于重量W加尾翼向下升力L2（L1= W +L2），即尾翼消耗部分主翼的升力。
图1－62 重心与压力中心重合、尾翼升力向下 （4）重心在压力中心之前、尾翼升力向下（如图1－63）：这种配置有天生的安定性，是像真机、遥控练习机最常采用的配置，主翼升力对重心产生的力偶矩及焦点力偶矩需由尾翼向下升力产生的顺时针力偶矩予以配平，这时飞机的主翼升力L1等于重量W加尾翼向下升力L2（L1= W +L2），即尾翼消耗部分主翼的升力。
图1－63 重心在压力中心之前、尾翼升力向下 （5）前翼机（鸭式布局，如图1－64）：重心在压力中心之前，主翼升力对重心产生的力偶矩及焦点力偶矩需由前翼来配平，因前翼在主翼前方，所以前翼升力向上产生顺时针力偶矩以便配平，飞机的重量W等于主翼升力L1加前翼升力L2（W=L1+L2）。
图1－64 前翼机 重心在压力中心之后尾翼产生向上的升力分担部分主翼的负担，是一种不错的方法。如此主翼面积可以缩小，节省重量及阻力，但这种配置方式飞机只在一个速度下平衡，当飞行中碰到阵风或飞机加速，飞机就l由自主往上升，遥控飞机还有另一个问题，当操纵者打升舵欲往上飞时，尾翼攻角改变升力改为向下产生顺时针力偶矩（如图1－65），主翼攻角增大升力增加，增加的升力对重心的顺时针力偶矩把机头抬得更高，使主翼攻角进一步增大，结果使升力再增加，恶性循环使飞机反应过度，变得非常“神经质”，严重时根本无法操纵。
图1－65 尾翼引起飞机抬头 自由飞模型通常只有一种飞行速度就是滑降，所以采用如（图1－65）配置是很自然的事，遥控模型就比较复杂，练习机的场合初学者希望当飞行姿势乱掉时，只要把手离开摇杆，飞机会自动恢复水平飞行，飞机对舵的反应不要太敏感，特技机的场合则刚好相反，希望p机对舵的反应灵敏，当飞机爬升或俯冲时不希望有慢慢回复平飞的倾向，所以重心的位置非常重要，但重心的位置并没有一个明确的分界点，如在某一点则安全，在另一点则敏感，一般遥控模型飞机重心约在前缘25%~33%都可以，像真机还可以再前一点，市售遥控飞机的设计图，上面标示的重心大部分都不是固定一点，而是一个范围。总之，重心越偏前面纵向越安定，越后面越敏感。另外，一个要注意的地方是：度量重心位置时油箱不要有油，如连燃油一起量，因一般飞机油箱都在机头，量起来重心偏前。我们在飞行场经常看见：重心太后的飞机刚起飞时还好，当燃油越用纳僦匦幕嵩狡越后，最后就陷入无法操纵而摔机。 在重心在压力中心之后的配置中尾翼产生向上的升力分担部分主翼的负担，如此主翼面积可以缩小，节省重量及阻力。前面已提过这种配置方式，飞机只在一个速度下平衡。随着控制技术的发展，现在发某鱿叽飞控(Fly By Wire)，具体方法为使用各种传感器取得飞机速度、姿态等资料，经电脑计算后每秒发出几十次修正命令给操纵面，使飞机保持平衡。现在新一代战机如F16、幻影2000、F22都是线传飞控，民航机如Airbus的飞机也是FBW。读者可以注意电视上F16起飞时的影片，当飞机由停机坪往跑道滑行时，因此时电脑已开启，地上任何不平整使飞机颠簸一下，飞机的电脑就认为姿态改变了，于是发出修正命令给升降舵，结果我们就看到升降舵猛上下修正。以前因为电脑程式问题，法国的空中巴士曾在航空展众目睽睽下发生电脑与人抢操纵权的事情，结果当然是很凄惨四、机翼与安定性 模型飞机受力平衡，可以让模型飞机保持等速直线运动。但是飞机在飞行中其运动方向、速度是随着操纵者发生变化的，并且外界环境如风等也会干扰飞行。模型飞机在飞行中收到扰乱，其平衡状态被苫岛螅能够自动恢复到原先平衡状态的能力称作安定性。 模型飞机的安定性可以分为静安定性和动安定性。静安定性是指模型收到外界干扰（如阵风）后有恢复到它原先平衡状态的能力。但只有静安定性还不能完全说明问题，因为模型飞机在恢复它原来珊庾刺的过程当中，并不一定能很快达到原先的飞行状态而可能摆动起来。摆动多少次才能平稳下来，这就是动安定性问题。模型飞机恢复得越快，摆动次数越少，需要的时间越短，我们就说这架模型飞机的动安定性越好。显然，静安定性是动安定性的前提，因为不具有静安定性的模型，筛扇藕蟾本没有恢复原先平衡状态的倾向，当然更谈不上如何恢复到模型的原先平衡状态了。而静安定性的前提就是模型飞机的受力要平衡。 但是安定还与飞机机翼的形状与配置有很大关系。1、外洗角 飞机失速时我们希望从翼根开始失速，失速后机头往下掉，于是迅速获得速度恢复操控，尽量避免翼端失速，翼端失速时先失速的一边机翼往下掉，飞机发生螺旋下坠，有可能无法恢复，但我们已知失速与攻角有关，我们可以设法避免让失速先发生于翼端，就是在设计时让翼端跟翼端n角不一样，翼端的攻角少个一、两度，就可以延后翼端失速，这个角度叫外洗角，代价是翼端升力系数减小，但翼端的诱导阻力也稍微减少，这在实机上尤其是螺旋桨飞机是很常见的作法，遥控动力飞机是否要外洗角见仁见智，但一般高级滑翔机、牵引机及手掷机几乎都有外洗，无尾翼飞n翼端一般外洗到负攻角，以便提供配平力。 以上的外洗角称为几何外洗，另外有一种外洗称为气动外洗，就是机翼翼根至翼端的攻角都不变，但翼端、翼根分别使用不同的翼型，翼端使用较不容易失速的翼型，如此一来也可保证翼根先失速。 跟一般想象的不一样，实际使用上翼端反而不使用比较不容易失速的对称翼，而是利用零升攻角至失速角范围较大的内凹翼型，再配合几何外洗，这样翼端升力不会损失太多而又达到外洗的目的。2、上反角 上反角就是当机翼摆正时翼前缘与水平线的夹角，大部分飞机都有上反角，常见的形式如，一级上反角（如图1－66 a）制作简单，效果也很好；U形上反角（如图1－66 b）是内翼没有上反，只有外翼有上反，机翼中间应力集中处没有接点，结构坚强；二级上反角（如图1－66 c）内外机p上反角度不同，外翼上反角较大，修正效果最好；海鸥翼（如图1－66 d）内翼是上反外翼下反。飞机具有上反角，则横向稳定性就好。因为飞机倾斜的一面侧滑，如果有上反角，侧滑时下倾机翼的迎角增加，从而升力增加，另一侧机翼迎角减少，升力也减少。这样就产生了p复力矩。后掠角也有同样的作用，但其作用的大小不仅取决于后掠角，还取决于迎角。由上反角而产生的稳定效果之和上反角成比例，不随迎角而改变。
图1－67 襟翼与飞机的滚转 襟翼动作时左右襟翼同时往下，相当于翼型中弧线弯度皆增加，升力系数增大（如图1－68）
图1－68 襟翼放下引起升力增加 襟翼一般用于降落前，襟翼放下后阻力也同时增加，以便降低落地速r。飞行场上有些人为了使飞机触地时不海豚跳，而在降落时把襟翼往上打，使得落地速度快得吓死人，触地时会海豚跳表示落地速度太快，正确的作法应是增加飞机攻角降低落地速度而不是去减少升力。模型飞机所用的襟翼大部分是费雷式襟翼，襟翼还有其他如莱特式、富勒式等型式，因滚转的力臂越长越有利（杠杆原理），所以副翼都在翼端，襟翼在翼根，因襟、副翼都位于机翼后缘，所以有时候襟翼与副翼结合在一起叫襟副翼，同样情形如果是在三角翼飞机，升降舵与副翼结合叫升降副翼，如（图1－69）的V尾翼机也是升降副翼，在PCM遥控器还没上市之前须要自行制作连动装置，现在PCM遥控器都有混控功能，只要一个设定就好了。
图1－69 V型尾翼飞机 高级滑翔机因阻力小、机翼效率好，滑空比大速度也快，降落时光靠放下襟翼速度仍快，因此降落前或需要减速时襟翼同时往下、副翼同时往上，以降低滑空比，叫作butterfly设定（如图1－70），这时机翼上共需4个舵机。
图1－70 襟翼、副翼同时使用 副翼往下后除升力增加外阻力也同时增加，副翼往上升力减少阻力也同时减少，当一架飞机想副翼转，假设往右转，此时右边副翼往上升力减少，左边副翼往下升力增加，飞机往右滚配合升降舵开始转弯，但一架高展弦比的飞机欲往右转，左边副翼往下时，因机翼的扭矩增大，使机翼外洗角变大，抵销了升力，且产生的阻力过大，因减速的作用于是僖砥后右翼往前，又因上反角的关系右翼攻角增大左翼攻角减小，飞机反而往左转，这现象叫副翼倒转，要避免副翼倒转情形发生可以设定差动，就是让副翼往下的角度比往上的角度小，以便减少阻力，此外就是机翼的刚性要加强以抵抗扭力。4、扰流器 飞机要降低速度时可以将襟翼放下，但襟翼放下升力也增加，扰流器（如图1－71）可立刻降低速度却不增加升力，甚至降低升力，扰流器有各式各样的形式，有些装在机翼上面有些装在机翼下面，装在机身上的一般称空气煞车，效果都不错，但施作时要尽量密合，以减低寄生阻力，另外扰流器也可用来转向，原理与副翼倒转原理完全一样，只是故意让它发生的，如要右转，则把右边扰流器放下，产生左偏航，因上反角关系飞机朝右弯，
图1－71 机翼扰流器和襟翼5、尾翼 （1）垂直尾翼 模型飞机的方向安定性是指模型飞机在飞行中受干扰而偏航向时能自5恢复到原先航向的能力。模型飞机的方向安定性与垂直尾翼位置有很大关心。由于垂尾一般都紧挨平尾，如果两者位置安排不好，垂尾正好在平尾的气动力屏蔽区，使垂尾的作用下降，方向安定性就会不足。垂直尾翼分两部分，固定于机身不动的叫垂直安定翼，能左右摆动的活动部分叫方向舵，垂直尾翼负责左右的稳定，原理就如同箭的箭羽一样，当飞机偏航时产生一个修正力矩，使飞机恢复直线飞行（如图1－72）。 方向舵负责转向，当方向舵往一边打时造成飞机偏航，然后如前面所述因上反角的关系造成左右翼对气流攻角的改变，于是飞机转向，垂直尾翼的构型除传统式外，还有双垂直尾翼、H型尾翼及V尾翼，H型尾翼就是在水平尾翼两端各有一个垂直尾翼，如二次大战的B24、B25及兰开斯特轰炸机。V尾翼则是水平尾翼兼具垂直尾翼功能。在遥控飞机方向舵一般都与转向轮连动，在实机也都是由踏板操ィ但控制方向舵时是用踩的，而控制转向轮是用蹬的。
图1－72 尾翼与方向安定性 （2）水平尾翼 水平尾翼也分两部分，固定于机身的叫水平安定翼，活动部分叫升降舵，有部分飞机采用全动式尾翼，就是整片水平尾翼皆可转动，水平尾翼负责俯仰的稳定，也如同箭的箭羽一样，升降舵负责飞机的俯仰，水平尾b变化也很多，位置高度变化有传统式、T尾翼、折衷式，前后位置变化有些在垂直尾翼前，有些在后，也有在主翼前面的前翼机。图1－72为常用的模型飞机垂直尾翼布置方式。
图1－72 模型飞机垂直尾翼的布置 （3）T形尾翼 水平尾翼因位置关系常常处在主翼后面的尾流中，当然还有螺旋桨的尾流2造成难以臆测的后果，所以T尾翼机将水平尾翼装置于垂直尾翼顶端以避开主翼的尾流，如此一来效率当然增加，很多滑翔机采取T尾翼，但T尾翼结构上是一个弱点，设计结构时须注意：T尾翼机有一个特殊的问题“深失速”， 深失速是当飞机主翼失速时，主翼及机身往下2时所带的尾流刚好打在T尾翼上，这时升降舵没有作用，而主翼早已失速（如图1－73），于是飞机就毫无希望的摔下去。图1－74是NASA的深失速试验机，经过特别改造让失速时水平尾翼仍有作用，可由机上丝带看出飞机下墬的方向，机身短、胖、展弦比低、重心偏后的飞机比较容易发生。
图1－73 T形尾翼失速
图1－74 NASA的深失速试验机 6、前翼机 前翼机是水平尾翼在机身的前端，主翼在后端的飞机，莱特兄弟的第一.飞机就是前翼机（如图1－75）。1903年12月17日，12秒钟飞了40公尺，趴在飞机上的是弟弟，右边站着的是哥哥，垂直尾翼两片在后面，水平尾翼也是两片在前。
图1－75 莱特兄弟的前翼飞机
图1－76 旅行者二号 第一架不着陆环绕地球一周的飞机“航行家号”也是前翼机。这架飞机使用高科技材料空重只有2000磅，却载了7000磅的油料，全身有17个油箱，本来有翼端小翼的，右边起飞时在地上磨擦掉了，为了平衡所以把左边小翼设p在空中晃掉。事实上它的制造厂伯特·鲁坦飞机公司出品的飞机都是前翼机，前翼机的优点一是它的水平前翼产生升力，可分担主翼的负担，不像传统飞机的水平尾翼产生向下的配平力，另一点是可以把前翼攻角装的比主翼稍大，且展弦比稍高，这样可以确保前翼先失速，失速后头p往下掉，迅速获得速度恢复控制。但前翼机飞行是一种不稳定平衡，前面已经说明过。五、动力与飞行状态1、引擎下推力与侧推力 动力飞机我们希望引擎油门改变时只有速度改变而飞行的姿态都不要变，但飞机速度越快升力越大，飞机会往上，油门降低时飞机会往下掉，所以我们把引擎推力线的安装角度稍微朝下，让引擎的推力有一些向下的分量叫下推力，引擎推力越大向下分量也越大，以抵消上浮力。 因一般螺旋桨都是顺时针转（从后看），因螺旋桨反扭力的关系飞机会朝左滚，且这扭力与转速成正比，所以我们把引擎推力线的安装角度稍微朝右，让引擎的推力有一些向右的分量叫侧推力，引擎转速越快向右分量也越大，刚好抵消反扭力。 2、陀螺效应 模型飞机还有一个比较奇怪的力叫陀螺效应，有些飞机在突然爬升时飞机会往左滚，除了机身制作不准确外很可能是陀螺效应。螺旋桨可视为一个转动的陀螺，虽然它的质量只占飞机一小部分，飞机从平飞改爬升时依陀螺效应要补一个向上的向量给飞机，这在高转速引擎（如竞速机或导风扇机）或螺旋桨的像真机比较会发生，此外后三点起落架的像真机起飞时，当速度逐渐增加而尾巴抬起来时，陀螺效应加上反扭力，也可能使飞机打地转。3、下推力、侧推力的测试 引擎下推力与侧推力的安装角度一般都非常小，很难一眼看出来，侧推力还可以由引擎的散热片用延长基线方式量出，下推力就没办法了，有些人建议将螺旋桨转至6、12点方向，将飞机顶住墙壁后垫平，然后量两个桨端至墙壁的距离换算出下推力角度，这方法非常不准，飞机在制作时就要尽量要求精度，制作完成后虽我们不知道确实角度是否与设计相符，但我们可由试飞来测试，方法如下： （1）下推力：将飞机引擎全开后于上空微调成水平直线飞行，约在正前方上空突然将引擎关至怠速，飞机减速后可能的姿态如图1－75，a表示下推力过大，b表示下推力正确，c表示下推力过小，产生姿态a的原因是因为引擎下推力过大，此时为了平衡过大的下推力，飞机的微调被调成有一点升舵，所以飞机才可以维持水平直线飞行时，当然上升舵一般用肉眼看不出来，当引擎关至怠速时下推力消失，但上升舵还是有作用，飞机姿态往上仰，但因速度降低升力减少，飞机还是下降，所以有抬a往下掉的姿势，产生姿态c的原因是因为引擎下推力不够，此时为了平衡飞机抬头趋势，平飞时飞机的微调被调成有一点下舵，当引擎关至怠速时下舵作用就表现出来，使飞机以陡角度下降。
图1－75 下推力对飞行状态的影响 （2）侧推力：将飞机引擎全开后于上空微调成水平直线飞行，从正前方往头顶飞，此时突然将引擎关至怠速，飞机减速后可能的2向如图1－76，a表示侧推力过大，b表示侧推力正确，c表示侧推力过小，当引擎侧推力过大，飞机直线飞行时为平衡过大的侧推力，方向舵或副翼会被调成有偏左，当引擎关至怠速时侧推力消失，方向舵或副翼就把飞机往左偏，反之亦然。
图1－76 侧推力对飞行状态的影响4、多引擎飞机 多引擎飞机是很多人喜爱但不敢跨足的领域，多引擎飞机大多是像真机，发动时两颗以上引擎的共鸣声保证吸引全场注意（图1－77）。多引擎飞机因引擎不在机身轴线上，而在离机身颇远的机翼上，推力线需特殊考量，当两边推力不同时飞机即产生偏航，严重的是当其中一颗引擎熄火时，如不立刻处理飞机即回旋下坠。
图1－77 双发引擎飞机 多引擎飞机一般右边引擎推力线偏右，左边引擎v力线偏左，主要考虑是如果左边引擎熄火，右边引擎推力及反扭力会使飞机往左偏，所以右边引擎推力线偏右以抵消飞机向左的倾向，同样如果右边引擎熄火，左边引擎推力会使飞机往右偏，所以左边引擎推力线偏左以抵消向右的倾向。 因引擎轴线与机身轴线的距离产生的扭矩远大于引擎的反扭力，所以当其中一边引擎熄火时想依靠引擎偏角使飞机保持直线飞机是不切实际的，此时应将引擎关至怠速迅速降落，如果距离太远不能进场，应在可维持直线飞行范围内将尚未熄火的引擎慢慢加速配合方向舵的使用，以增加滑翔距离，一般咭擎约60%~70%时光靠垂直尾翼及方向舵尚可维持飞行，所以多引擎飞机垂直尾翼有必要稍微放大。5、后置引擎飞机 有些像真喷射机没采用导风扇或涡轮引擎，它的引擎一般是放在机身后面，记得此时应该用反桨就是推力桨，不要直甙颜桨拿来倒装，那样推力方向还是不对的。这种后置引擎的配置推力线要装的特别准，只要差一点点要保持平飞就很难了。后置引擎的推力线应尽量与机身轴线重合，如果引擎背在机尾上不与机身轴线重合，因推力与重心的高低差会使高速时低头，否则低速时会抬头。此时应将引擎调整哂邢峦屏Γ以抑制高速抬头的力矩。这里说的下推力是以推力线为准，因引擎朝后所以螺旋桨气流是朝上吹，至于下推力角度测试的方法如前所述。 有些人在遥控滑翔机重心上方背一个引擎当上升动力，这种方式因引擎离轴线太远，无论如何也无法平衡引擎推力造成的力矩，只有把引擎装成有点上推力，再尽快爬高，然后引擎熄火开始滑翔。6、地面效应 当飞机靠近地面约一个翼展高度时，如第三章所说的诱导阻力产生下洗气流，因牛顿第三定律使飞机得到一个向上的力。另外因诱导阻力被地面阻隔无法发展（如图1－78），所以当飞机接近地面时诱导阻力减少，翼端升力增大可延长滑行距离。这种效果叫地面效应，越接近地面效应越明显。如图1－75原本飞机滑降线为a，因地面效应的关系滑降线改变为b。所以在量测飞机的滑空比时要把地面效应修正回来。
图1－78 地面效应对诱导阻力的影响
1、螺旋桨，2、整流罩，3、翼根，4、前缘，5、翼端，6、副翼，7、后缘，8、襟翼，9、机身，10、座舱罩，11、方向舵，12、垂直安定翼，13、水平安定翼，14、升降舵图1－43 模型飞机各部分名称 螺旋桨：螺旋桨是飞机上用来产生拉力的工具。在船舶上也广泛地应用螺旋桨，但由于水的密度比空气大得多，所以船用螺旋桨与飞机用的螺旋桨有很大的区别．但它们产生拉力的原理是基本相同的。从原理上看，螺旋桨与风扇(即轴流式风机)也十分相似，所不同的只是人们把风扇作为鼓风的工具而没有应用它能产生拉力的功能，相反，把螺旋桨作为产生拉力的工具而没有利用它能鼓风的功能。 螺旋桨上产生拉力和机翼产生升力，在原理上是完全相似的。如果在两个机翼中间安装上一根横轴，使两片机翼绕这轴旋转。当这样—个机翼旋转时，由旋转产生的相对气流吹在它上面便可能产生空气动力，这个空气动力在与旋转轴平行方向的分力便是拉力。 由于飞机飞行时机翼只有一个向前的运动，而螺旋桨除了自己转动之外，还随着飞机一起向前运动，所以螺旋桨桨叶的运动比起飞机的机翼就复杂得多。为了保证螺旋桨叶片上的每个剖面都能在比较有利的状态下工作，人们往往把它制作成扭曲的形状。整流b：桨轴处因为效率低，产生拉力很小，所以一般不做成桨叶，而是用整流罩保证流线型，以降低阻力，提高效率。翼根：机翼的根部。前缘：机翼的前端点。翼端：机翼的端部，即翼尖。机翼两翼尖之间的距离，不论机翼的平面形状如何，是长方形的还是后掠形的，两翼尖端的最远距离就是翼展。副翼：副翼安装在机翼翼梢酌后缘处，襟翼和副翼一样，、也是主翼后缘可活动的翼片，只不过靠近翼根处。襟、副翼的作用是借着改变机翼后缘的角度使机翼的攻角或者等效于机翼的中弧线高度改变，因而增加或减少升力，用以改变飞机的飞行姿态， 机身：机身是飞机上装载乘员、旅客、武器和货物的部分，并用它把机翼、尾翼、起落架等连接成一个整体。发动机、油箱和各种设备一般也安装在机身内。模型飞机的机身除了不装载乘员、旅客、武器和货物之外，其它作用是和飞机相同的。方向舵：指铰接在垂直安定面后部，用于航向操纵的翼面。方向舵不仅能进行航向操纵，而且可以代替副翼进行滚转操纵，即由于使用方向舵产生侧滑，并且给左右机翼以速度差，致使飞机倾斜。反之也可以用来校正飞机倾斜。尾翼：浠的尾翼是起纵、横向稳定和操纵作用的部件。一般飞机的尾翼分为水平尾翼和垂直尾翼，它们分别又分为水平安定面、升降舵和至直安定面、方向舵。水平安定面和垂直安定面固定在飞机上，起稳定作用。在模型飞机上，除可操纵模型飞机的尾翼上有舵面外，不可操纵的自由飞式模型飞涞奈膊恐挥械髡片而没有舵面。 水平尾翼：水平尾翼是操纵向稳定、平衡和操纵作用的尾翼。在可操纵的模型飞机上，水平尾翼由水平安定面积升降舵组成。在自由飞行的模型飞机上，一般都把水平尾翼作成一个整体，只起纵向安定作用。一般水平尾翼的平面形状和结构都与机翼近似。升降舵：指铰接在水平安定面后部，主要用于纵向操纵的翼面。拉操纵杆时，升降舵上偏，它使气流向上而产生向下的反作用力把机头治起，这样就增大大了机翼的迎角，从而增大外力，飞机上升。但在飞机的速度不够大时，或发动机的推力不够大时，拉杆只能使飞机抬头，并不上升。 飞机的主翼和尾翼所产生的升力以及其他动作的力使飞机做出各种各样的动作。它们的形状以及受力就直接影响着飞机飞行的状态。二、飞机的受力平衡飞行的稳定性好不好，我们称之为飞机的安定性。要想飞机的安定性好，就要使作用于飞机的力要刚好平衡，如果不平衡就是合力不为零，以维持它的原来姿态。依牛顿第二定律就会产生加速度。为了分析方便，我们把力分为X、Y、Z三个轴力的平衡及绕X、Y、Z三个轴力d矩的平衡。轴力不平衡则会在合力的方向产生加速度，力偶矩不平衡则会产生旋转加速度。但平衡不一定具安定性，安定性是指当平衡因阵风或其他因素被破坏时，飞机要有自行恢复平衡的能力，安定性好的飞机平衡被破坏后能迅速修正回来，安定性不好的飞机平衡被破坏后产生波状飞行d左右摇晃甚至根本不能恢复，大部分自由飞飞机因效率的关系只在一个固定速度及姿态下才能平衡，所以手掷飞机比赛时投掷的技巧占很大的的比例，当飞机掷出后在最高点冲力消失的一剎那，这时飞机就要摆好滑翔的姿态开始滑翔，否则高度掉了一大半才恢复平衡开始滑翔，那就不要比d。
图1－45 三个轴方向力偶距2、力偶距平衡 力偶矩不平衡则会产生旋转加速度，对飞机来说，X轴力偶矩不平衡飞机会滚转，Y轴力偶矩不平衡飞机会偏航、Z轴力偶矩不平衡飞机会俯仰（如图1－45）。 飞机依主翼和重心的相对位置可分为高翼机、中翼机及低翼机，主要的考虑在于安定性，飞机的升力作用点与重心位置。如图1－46、47所示。图1－46 高翼机图1－47 低翼机 高翼机重心在压力中心下，当飞机倾斜时，升力与重力有一自动回复的力矩，很适合遥控练习机，当然也很适合自由飞的飞机，低翼机重心o压力中心之上，当飞机倾斜时，升力与重力造成的力矩不但不会使飞机回复反而会加速侧滚，这正是特技机要的特性，如此反应敏捷的飞机当然不很适合练习机，但如果低翼机上反角大的话，压力中心也相对提高，安定性也提高，所以有很多实机的初级练习机也是低翼机，至于为什么有些o练机要采用低翼而不用较稳定的高翼则是因为起落架，高翼机的机翼离地太高起落架只能装在机身上，两个轮子的宽度就很窄，降落时一个不小心翼端就擦到地面，低翼机起落架分别装在机翼两边，这样就够宽了，低翼机加装浮筒变成水上飞机时，因重心降低也有助于稳定。中翼机压力中o与重心几乎重合，飞机由正飞转倒飞或由倒飞转正飞感觉都一样，所以很多特技机采用中翼设计，但中翼设计采用最多的不是特技机，而是竞速机及高级滑翔机，原因不是为了安定性，反而是为了减少寄生阻力，主翼与机身接合处有严重的寄生阻力必须予以整型，由图1－50可以看出，中翼机所需要的代价最少，不过中翼机主翼与机身接合处是一个结构弱点，滑翔机机翼比较长，采用左右插梢方式不会破坏机身完整性，特技机因为要作激烈动作无法采用插梢方式，机身开口处结构要特别加强。图1－48 高翼机的干扰阻力图1－49 低翼机的干扰阻力图1－50 中翼机的干扰阻力 三、压力中心与重心 1、纵轴平衡 飞机重心的前后位置同样影响飞机的安定性，飞机的安定与平衡有三种型式（1）、不安定、平衡：如（图1－51）重心在压力中心之后，当飞机受阵风或其他外力影响产生抬头时，主翼攻角增大，升力增加，焦点力偶矩不变，升力与重力产生的力矩会增加抬头的趋势，所以是平衡但不安定。图1－51 不安定、平衡（2）、中性安定、不平衡：如（图1－52）重心与压力中心在同一线上，没有修正力矩来平衡焦点力偶矩，所以称中性安定但不平衡。图1－52 中性安定、不平衡（3）、安定、不平衡：如（图1－53）重心在压力中心之前，当飞机受阵风或其他外力影响n生抬头时，主翼攻角增大，升力增加，升力与重力产生的力矩会减少抬头的趋势，所以称安定但不平衡。图1－53 安定、不平衡 2、压力中心 在考虑飞机的纵向平衡时，我们需要知道所有升力的合力点以便定出日后飞机重心位置，这合力点一般称压力中心。机翼横剖面的升力并不是平均分布，从翼剖面气流速度图上可以看出翼上缘前端空气流速最快（如图1－54）， 图1－54 翼剖面气流速度图 该处静压力最小升力最大，所以总升力中心有点偏前，机翼产生升力同时亦产生一力偶矩，机翼当攻角改变时压力中心亦改变。一般来说攻角增加时压力中心向前移，攻角减小时压力中心向后移，使压力中心的计算更加复杂。在设计时并不直偾蟪鲅沽χ行奈恢茫而是采用焦点及焦点力偶矩的方式。所谓焦点就是不管机翼攻角是否改变，当速度固定时升力对于机翼前缘算来1/4距离的位置产生的力偶矩是固定的。所以实际升力对机翼产生的作用可以以作用在焦点的力及一个力偶矩来替代（如图1－55），图1－55 机翼受到的升力 有时也直接把这一点当作压力中心，此一焦点其实有一点变动但x大。翼型资料里也有一个焦点力偶矩系数，但跟升力、阻力系数不一样的是焦点力偶矩系数是一定值，不随攻角改变而改变，中弧线越弯则力偶矩系数越大。即使这样简化后对一般读者仍稍嫌困难，这里我们再予以简化。考虑升力及力偶矩的共同作用后，大约以上弧线最高点为合力位置，x般翼型约在前缘算来1/3的位置，这样就不需要再考虑力偶矩的作用了，这种精确度对普通模型飞机已够使用，此外还有一点要注意的就是图1－55的力是朝正上方，实际上气流对机翼的作用力是如图1－56所示。图1－56 气流对机翼的实际作用力 从图中可以看到，气流对机翼的作用是有点往后倾，把力分为向上的升力及向后的阻力，很明显可以看w攻角越大，阻力也越大，因为阻力至重心的距离很短，所以分析平衡时阻力产生的力矩都予以省略。 对锥形翼或后掠翼还需计算机翼平均空气动力弦位置才能定出压力中心，我们采用图解法以便求出压力中心（如图1－57）：图1－57 后掠机翼压力中心 机翼平均空气动力弦：平均空气动力弦是指和某一个机翼面积相等，并且在同一迎角下有相同空气动力和力和压力中心位置的矩形机翼的弦长。具体的求法是：在翼根弦的延长弦上截取翼端等于翼尖弦的直线，在翼尖弦的延长弦上截取等于翼根弦的一段直线，将这两根直线末端用直线相连，这个直线和机翼翼根弦、翼尖弦的中点连线相交于一，过此点作机翼的弦线，就得到了机翼的平均空气动力弦。3、重心前后位置 机翼的空气动力可以认为是作用在压力中心上。机翼压力中心和模型重心的距离直接关系到模型的俯仰平衡。机翼压力中心的位置往往以离机翼前缘的距离来衡量，所以重心位置也以离前缘距离计算比较方便，并以平均空气动力弦长的百分比来表示。 实际上飞机重心前后位置安排必须与水平平尾翼配平力等一并考虑，我们知道机翼产生升力同时亦产生一力偶矩，我们也知道当速度固定时升力对于机翼前缘算来1/4距离的位置产生的力偶矩是固定的，所以实际升力产生的作用可以以作用在焦点的力及一个力偶矩来替代，现在我们将飞机装上尾翼后再分析一次飞机的安定与平衡，以下五种配置，作用于飞机的力都是平衡的，向上力的和等于向下的力的和，顺时针力偶矩的和等于反时针力偶矩的和： （1）重心在压力中心之后、尾翼升力向上（如图1－58）：这是自由飞模型最常采用的配置，重心在机翼偏后位置，自由飞模型一般重心在前缘算起50%~90%位置，主翼升力对重心产生的力偶矩无法抵销焦点力偶矩，尾翼须一个向上的升力，乇悴生一个反时针力偶矩，这时飞机的重量W等于主翼升力L1加尾翼升力L2（W=L1+L2），即尾翼分担部分主翼的负担，但不要忘了，尾翼既然有升力就多了一组诱导阻力，另外当飞行中碰到阵风或飞机加速，因升力与速度平方成正比，主翼与尾翼升力同时增加，飞机就不由自主往上升，这刈杂煞赡Ｐ凸倘豢梢哉取高度，但在遥控特技飞机就不是件好事了。图1－59 重心在压力中心之后、尾翼升力向上 （2）重心在压力中心之后、尾翼无升力（如图1－60）：一般内凹翼型重心约在前缘算起33%位置，很多遥控模型飞机采用此种配置，这是因为压力中心原在25%位置，再加上焦点力偶矩化为升力对重心的位移约8%，故假设把压力中心移至33%位置时刚好无力偶矩作用，此时主翼升力等于飞机重量（W=L1；L2=0），所以尾翼的配平力为零，尾翼没有升力就没有尾翼的诱导阻力是最大优点。图1－61 重心在压力中心之后、尾翼无升力 （3）重心与压力中心重合、尾翼升力向下（如图1－62）：这种配置重心在压力中心同一线上，主翼升力对重心未产生任何力偶矩，焦点力偶矩无法抵i，尾翼须一个向下的力，以便产生一个顺时针力偶矩以取得平衡，这时飞机的主翼升力L1等于重量W加尾翼向下升力L2（L1= W +L2），即尾翼消耗部分主翼的升力。图1－62 重心与压力中心重合、尾翼升力向下 （4）重心在压力中心之前、尾翼升力向下（如图1－63）：这种配置有天生的安定性，是像真机、遥控练习机最常采用的配置，主翼升力对重心产生的力偶矩及焦点力偶矩需由尾翼向下升力产生的顺时针力偶矩予以配平，这时飞机的主翼升力L1等于重量W加尾翼向下升力L2（L1= W +L2），即尾翼消耗部分主翼的升力。图1－63 重心在压力中心之前、尾翼升力向下 （5）前翼机（鸭式布局，如图1－64）：重心在压力中心之前，主翼升力对重心产生的力偶矩及焦点力偶矩需由前翼来配平，因前翼在主翼前方，所以前翼升力向上产生顺时针力偶矩以便配平，飞机的重量W等于主翼升力L1加前翼升力L2（W=L1+L2）。图1－64 前翼机 重心在压力中心之后尾翼产生向上的升力分担部分主翼的负担，是一种不错的方法。如此主翼面积可以缩小，节省重量及阻力，但这种配置方式飞机只在一个速度下平衡，当飞行中碰到阵风或飞机加速，飞机就l由自主往上升，遥控飞机还有另一个问题，当操纵者打升舵欲往上飞时，尾翼攻角改变升力改为向下产生顺时针力偶矩（如图1－65），主翼攻角增大升力增加，增加的升力对重心的顺时针力偶矩把机头抬得更高，使主翼攻角进一步增大，结果使升力再增加，恶性循环使飞机反应过度，变得非常“神经质”，严重时根本无法操纵。图1－65 尾翼引起飞机抬头 自由飞模型通常只有一种飞行速度就是滑降，所以采用如（图1－65）配置是很自然的事，遥控模型就比较复杂，练习机的场合初学者希望当飞行姿势乱掉时，只要把手离开摇杆，飞机会自动恢复水平飞行，飞机对舵的反应不要太敏感，特技机的场合则刚好相反，希望p机对舵的反应灵敏，当飞机爬升或俯冲时不希望有慢慢回复平飞的倾向，所以重心的位置非常重要，但重心的位置并没有一个明确的分界点，如在某一点则安全，在另一点则敏感，一般遥控模型飞机重心约在前缘25%~33%都可以，像真机还可以再前一点，市售遥控飞机的设计图，上面标示的重心大部分都不是固定一点，而是一个范围。总之，重心越偏前面纵向越安定，越后面越敏感。另外，一个要注意的地方是：度量重心位置时油箱不要有油，如连燃油一起量，因一般飞机油箱都在机头，量起来重心偏前。我们在飞行场经常看见：重心太后的飞机刚起飞时还好，当燃油越用纳僦匦幕嵩狡越后，最后就陷入无法操纵而摔机。 在重心在压力中心之后的配置中尾翼产生向上的升力分担部分主翼的负担，如此主翼面积可以缩小，节省重量及阻力。前面已提过这种配置方式，飞机只在一个速度下平衡。随着控制技术的发展，现在发某鱿叽飞控(Fly By Wire)，具体方法为使用各种传感器取得飞机速度、姿态等资料，经电脑计算后每秒发出几十次修正命令给操纵面，使飞机保持平衡。现在新一代战机如F16、幻影2000、F22都是线传飞控，民航机如Airbus的飞机也是FBW。读者可以注意电视上F16起飞时的影片，当飞机由停机坪往跑道滑行时，因此时电脑已开启，地上任何不平整使飞机颠簸一下，飞机的电脑就认为姿态改变了，于是发出修正命令给升降舵，结果我们就看到升降舵猛上下修正。以前因为电脑程式问题，法国的空中巴士曾在航空展众目睽睽下发生电脑与人抢操纵权的事情，结果当然是很凄惨四、机翼与安定性 模型飞机受力平衡，可以让模型飞机保持等速直线运动。但是飞机在飞行中其运动方向、速度是随着操纵者发生变化的，并且外界环境如风等也会干扰飞行。模型飞机在飞行中收到扰乱，其平衡状态被苫岛螅能够自动恢复到原先平衡状态的能力称作安定性。 模型飞机的安定性可以分为静安定性和动安定性。静安定性是指模型收到外界干扰（如阵风）后有恢复到它原先平衡状态的能力。但只有静安定性还不能完全说明问题，因为模型飞机在恢复它原来珊庾刺的过程当中，并不一定能很快达到原先的飞行状态而可能摆动起来。摆动多少次才能平稳下来，这就是动安定性问题。模型飞机恢复得越快，摆动次数越少，需要的时间越短，我们就说这架模型飞机的动安定性越好。显然，静安定性是动安定性的前提，因为不具有静安定性的模型，筛扇藕蟾本没有恢复原先平衡状态的倾向，当然更谈不上如何恢复到模型的原先平衡状态了。而静安定性的前提就是模型飞机的受力要平衡。 但是安定还与飞机机翼的形状与配置有很大关系。1、外洗角 飞机失速时我们希望从翼根开始失速，失速后机头往下掉，于是迅速获得速度恢复操控，尽量避免翼端失速，翼端失速时先失速的一边机翼往下掉，飞机发生螺旋下坠，有可能无法恢复，但我们已知失速与攻角有关，我们可以设法避免让失速先发生于翼端，就是在设计时让翼端跟翼端n角不一样，翼端的攻角少个一、两度，就可以延后翼端失速，这个角度叫外洗角，代价是翼端升力系数减小，但翼端的诱导阻力也稍微减少，这在实机上尤其是螺旋桨飞机是很常见的作法，遥控动力飞机是否要外洗角见仁见智，但一般高级滑翔机、牵引机及手掷机几乎都有外洗，无尾翼飞n翼端一般外洗到负攻角，以便提供配平力。 以上的外洗角称为几何外洗，另外有一种外洗称为气动外洗，就是机翼翼根至翼端的攻角都不变，但翼端、翼根分别使用不同的翼型，翼端使用较不容易失速的翼型，如此一来也可保证翼根先失速。 跟一般想象的不一样，实际使用上翼端反而不使用比较不容易失速的对称翼，而是利用零升攻角至失速角范围较大的内凹翼型，再配合几何外洗，这样翼端升力不会损失太多而又达到外洗的目的。2、上反角 上反角就是当机翼摆正时翼前缘与水平线的夹角，大部分飞机都有上反角，常见的形式如，一级上反角（如图1－66 a）制作简单，效果也很好；U形上反角（如图1－66 b）是内翼没有上反，只有外翼有上反，机翼中间应力集中处没有接点，结构坚强；二级上反角（如图1－66 c）内外机p上反角度不同，外翼上反角较大，修正效果最好；海鸥翼（如图1－66 d）内翼是上反外翼下反。飞机具有上反角，则横向稳定性就好。因为飞机倾斜的一面侧滑，如果有上反角，侧滑时下倾机翼的迎角增加，从而升力增加，另一侧机翼迎角减少，升力也减少。这样就产生了p复力矩。后掠角也有同样的作用，但其作用的大小不仅取决于后掠角，还取决于迎角。由上反角而产生的稳定效果之和上反角成比例，不随迎角而改变。
图1－67 襟翼与飞机的滚转 襟翼动作时左右襟翼同时往下，相当于翼型中弧线弯度皆增加，升力系数增大（如图1－68）图1－68 襟翼放下引起升力增加 襟翼一般用于降落前，襟翼放下后阻力也同时增加，以便降低落地速r。飞行场上有些人为了使飞机触地时不海豚跳，而在降落时把襟翼往上打，使得落地速度快得吓死人，触地时会海豚跳表示落地速度太快，正确的作法应是增加飞机攻角降低落地速度而不是去减少升力。模型飞机所用的襟翼大部分是费雷式襟翼，襟翼还有其他如莱特式、富勒式等型式，因滚转的力臂越长越有利（杠杆原理），所以副翼都在翼端，襟翼在翼根，因襟、副翼都位于机翼后缘，所以有时候襟翼与副翼结合在一起叫襟副翼，同样情形如果是在三角翼飞机，升降舵与副翼结合叫升降副翼，如（图1－69）的V尾翼机也是升降副翼，在PCM遥控器还没上市之前须要自行制作连动装置，现在PCM遥控器都有混控功能，只要一个设定就好了。图1－69 V型尾翼飞机 高级滑翔机因阻力小、机翼效率好，滑空比大速度也快，降落时光靠放下襟翼速度仍快，因此降落前或需要减速时襟翼同时往下、副翼同时往上，以降低滑空比，叫作butterfly设定（如图1－70），这时机翼上共需4个舵机。图1－70 襟翼、副翼同时使用 副翼往下后除升力增加外阻力也同时增加，副翼往上升力减少阻力也同时减少，当一架飞机想副翼转，假设往右转，此时右边副翼往上升力减少，左边副翼往下升力增加，飞机往右滚配合升降舵开始转弯，但一架高展弦比的飞机欲往右转，左边副翼往下时，因机翼的扭矩增大，使机翼外洗角变大，抵销了升力，且产生的阻力过大，因减速的作用于是僖砥后右翼往前，又因上反角的关系右翼攻角增大左翼攻角减小，飞机反而往左转，这现象叫副翼倒转，要避免副翼倒转情形发生可以设定差动，就是让副翼往下的角度比往上的角度小，以便减少阻力，此外就是机翼的刚性要加强以抵抗扭力。4、扰流器 飞机要降低速度时可以将襟翼放下，但襟翼放下升力也增加，扰流器（如图1－71）可立刻降低速度却不增加升力，甚至降低升力，扰流器有各式各样的形式，有些装在机翼上面有些装在机翼下面，装在机身上的一般称空气煞车，效果都不错，但施作时要尽量密合，以减低寄生阻力，另外扰流器也可用来转向，原理与副翼倒转原理完全一样，只是故意让它发生的，如要右转，则把右边扰流器放下，产生左偏航，因上反角关系飞机朝右弯，图1－71 机翼扰流器和襟翼5、尾翼 （1）垂直尾翼 模型飞机的方向安定性是指模型飞机在飞行中受干扰而偏航向时能自5恢复到原先航向的能力。模型飞机的方向安定性与垂直尾翼位置有很大关心。由于垂尾一般都紧挨平尾，如果两者位置安排不好，垂尾正好在平尾的气动力屏蔽区，使垂尾的作用下降，方向安定性就会不足。垂直尾翼分两部分，固定于机身不动的叫垂直安定翼，能左右摆动的活动部分叫方向舵，垂直尾翼负责左右的稳定，原理就如同箭的箭羽一样，当飞机偏航时产生一个修正力矩，使飞机恢复直线飞行（如图1－72）。 方向舵负责转向，当方向舵往一边打时造成飞机偏航，然后如前面所述因上反角的关系造成左右翼对气流攻角的改变，于是飞机转向，垂直尾翼的构型除传统式外，还有双垂直尾翼、H型尾翼及V尾翼，H型尾翼就是在水平尾翼两端各有一个垂直尾翼，如二次大战的B24、B25及兰开斯特轰炸机。V尾翼则是水平尾翼兼具垂直尾翼功能。在遥控飞机方向舵一般都与转向轮连动，在实机也都是由踏板操ィ但控制方向舵时是用踩的，而控制转向轮是用蹬的。图1－72 尾翼与方向安定性 （2）水平尾翼 水平尾翼也分两部分，固定于机身的叫水平安定翼，活动部分叫升降舵，有部分飞机采用全动式尾翼，就是整片水平尾翼皆可转动，水平尾翼负责俯仰的稳定，也如同箭的箭羽一样，升降舵负责飞机的俯仰，水平尾b变化也很多，位置高度变化有传统式、T尾翼、折衷式，前后位置变化有些在垂直尾翼前，有些在后，也有在主翼前面的前翼机。图1－72为常用的模型飞机垂直尾翼布置方式。图1－72 模型飞机垂直尾翼的布置 （3）T形尾翼 水平尾翼因位置关系常常处在主翼后面的尾流中，当然还有螺旋桨的尾流2造成难以臆测的后果，所以T尾翼机将水平尾翼装置于垂直尾翼顶端以避开主翼的尾流，如此一来效率当然增加，很多滑翔机采取T尾翼，但T尾翼结构上是一个弱点，设计结构时须注意：T尾翼机有一个特殊的问题“深失速”， 深失速是当飞机主翼失速时，主翼及机身往下2时所带的尾流刚好打在T尾翼上，这时升降舵没有作用，而主翼早已失速（如图1－73），于是飞机就毫无希望的摔下去。图1－74是NASA的深失速试验机，经过特别改造让失速时水平尾翼仍有作用，可由机上丝带看出飞机下墬的方向，机身短、胖、展弦比低、重心偏后的飞机比较容易发生。图1－73 T形尾翼失速图1－74 NASA的深失速试验机 6、前翼机 前翼机是水平尾翼在机身的前端，主翼在后端的飞机，莱特兄弟的第一.飞机就是前翼机（如图1－75）。1903年12月17日，12秒钟飞了40公尺，趴在飞机上的是弟弟，右边站着的是哥哥，垂直尾翼两片在后面，水平尾翼也是两片在前。图1－75 莱特兄弟的前翼飞机图1－76 旅行者二号 第一架不着陆环绕地球一周的飞机“航行家号”也是前翼机。这架飞机使用高科技材料空重只有2000磅，却载了7000磅的油料，全身有17个油箱，本来有翼端小翼的，右边起飞时在地上磨擦掉了，为了平衡所以把左边小翼设p在空中晃掉。事实上它的制造厂伯特·鲁坦飞机公司出品的飞机都是前翼机，前翼机的优点一是它的水平前翼产生升力，可分担主翼的负担，不像传统飞机的水平尾翼产生向下的配平力，另一点是可以把前翼攻角装的比主翼稍大，且展弦比稍高，这样可以确保前翼先失速，失速后头p往下掉，迅速获得速度恢复控制。但前翼机飞行是一种不稳定平衡，前面已经说明过。五、动力与飞行状态1、引擎下推力与侧推力 动力飞机我们希望引擎油门改变时只有速度改变而飞行的姿态都不要变，但飞机速度越快升力越大，飞机会往上，油门降低时飞机会往下掉，所以我们把引擎推力线的安装角度稍微朝下，让引擎的推力有一些向下的分量叫下推力，引擎推力越大向下分量也越大，以抵消上浮力。 因一般螺旋桨都是顺时针转（从后看），因螺旋桨反扭力的关系飞机会朝左滚，且这扭力与转速成正比，所以我们把引擎推力线的安装角度稍微朝右，让引擎的推力有一些向右的分量叫侧推力，引擎转速越快向右分量也越大，刚好抵消反扭力。 2、陀螺效应 模型飞机还有一个比较奇怪的力叫陀螺效应，有些飞机在突然爬升时飞机会往左滚，除了机身制作不准确外很可能是陀螺效应。螺旋桨可视为一个转动的陀螺，虽然它的质量只占飞机一小部分，飞机从平飞改爬升时依陀螺效应要补一个向上的向量给飞机，这在高转速引擎（如竞速机或导风扇机）或螺旋桨的像真机比较会发生，此外后三点起落架的像真机起飞时，当速度逐渐增加而尾巴抬起来时，陀螺效应加上反扭力，也可能使飞机打地转。3、下推力、侧推力的测试 引擎下推力与侧推力的安装角度一般都非常小，很难一眼看出来，侧推力还可以由引擎的散热片用延长基线方式量出，下推力就没办法了，有些人建议将螺旋桨转至6、12点方向，将飞机顶住墙壁后垫平，然后量两个桨端至墙壁的距离换算出下推力角度，这方法非常不准，飞机在制作时就要尽量要求精度，制作完成后虽我们不知道确实角度是否与设计相符，但我们可由试飞来测试，方法如下： （1）下推力：将飞机引擎全开后于上空微调成水平直线飞行，约在正前方上空突然将引擎关至怠速，飞机减速后可能的姿态如图1－75，a表示下推力过大，b表示下推力正确，c表示下推力过小，产生姿态a的原因是因为引擎下推力过大，此时为了平衡过大的下推力，飞机的微调被调成有一点升舵，所以飞机才可以维持水平直线飞行时，当然上升舵一般用肉眼看不出来，当引擎关至怠速时下推力消失，但上升舵还是有作用，飞机姿态往上仰，但因速度降低升力减少，飞机还是下降，所以有抬a往下掉的姿势，产生姿态c的原因是因为引擎下推力不够，此时为了平衡飞机抬头趋势，平飞时飞机的微调被调成有一点下舵，当引擎关至怠速时下舵作用就表现出来，使飞机以陡角度下降。图1－75 下推力对飞行状态的影响 （2）侧推力：将飞机引擎全开后于上空微调成水平直线飞行，从正前方往头顶飞，此时突然将引擎关至怠速，飞机减速后可能的2向如图1－76，a表示侧推力过大，b表示侧推力正确，c表示侧推力过小，当引擎侧推力过大，飞机直线飞行时为平衡过大的侧推力，方向舵或副翼会被调成有偏左，当引擎关至怠速时侧推力消失，方向舵或副翼就把飞机往左偏，反之亦然。图1－76 侧推力对飞行状态的影响4、多引擎飞机 多引擎飞机是很多人喜爱但不敢跨足的领域，多引擎飞机大多是像真机，发动时两颗以上引擎的共鸣声保证吸引全场注意（图1－77）。多引擎飞机因引擎不在机身轴线上，而在离机身颇远的机翼上，推力线需特殊考量，当两边推力不同时飞机即产生偏航，严重的是当其中一颗引擎熄火时，如不立刻处理飞机即回旋下坠。图1－77 双发引擎飞机 多引擎飞机一般右边引擎推力线偏右，左边引擎v力线偏左，主要考虑是如果左边引擎熄火，右边引擎推力及反扭力会使飞机往左偏，所以右边引擎推力线偏右以抵消飞机向左的倾向，同样如果右边引擎熄火，左边引擎推力会使飞机往右偏，所以左边引擎推力线偏左以抵消向右的倾向。 因引擎轴线与机身轴线的距离产生的扭矩远大于引擎的反扭力，所以当其中一边引擎熄火时想依靠引擎偏角使飞机保持直线飞机是不切实际的，此时应将引擎关至怠速迅速降落，如果距离太远不能进场，应在可维持直线飞行范围内将尚未熄火的引擎慢慢加速配合方向舵的使用，以增加滑翔距离，一般咭擎约60%~70%时光靠垂直尾翼及方向舵尚可维持飞行，所以多引擎飞机垂直尾翼有必要稍微放大。5、后置引擎飞机 有些像真喷射机没采用导风扇或涡轮引擎，它的引擎一般是放在机身后面，记得此时应该用反桨就是推力桨，不要直甙颜桨拿来倒装，那样推力方向还是不对的。这种后置引擎的配置推力线要装的特别准，只要差一点点要保持平飞就很难了。后置引擎的推力线应尽量与机身轴线重合，如果引擎背在机尾上不与机身轴线重合，因推力与重心的高低差会使高速时低头，否则低速时会抬头。此时应将引擎调整哂邢峦屏Γ以抑制高速抬头的力矩。这里说的下推力是以推力线为准，因引擎朝后所以螺旋桨气流是朝上吹，至于下推力角度测试的方法如前所述。 有些人在遥控滑翔机重心上方背一个引擎当上升动力，这种方式因引擎离轴线太远，无论如何也无法平衡引擎推力造成的力矩，只有把引擎装成有点上推力，再尽快爬高，然后引擎熄火开始滑翔。6、地面效应 当飞机靠近地面约一个翼展高度时，如第三章所说的诱导阻力产生下洗气流，因牛顿第三定律使飞机得到一个向上的力。另外因诱导阻力被地面阻隔无法发展（如图1－78），所以当飞机接近地面时诱导阻力减少，翼端升力增大可延长滑行距离。这种效果叫地面效应，越接近地面效应越明显。如图1－75原本飞机滑降线为a，因地面效应的关系滑降线改变为b。所以在量测飞机的滑空比时要把地面效应修正回来。图1－78 地面效应对诱导阻力的影响