黃　鷹

安定的模型飛機(jī)應(yīng)當(dāng)能保持它的正常飛行狀態(tài)不被破壞。并且，在調(diào)整過(guò)程中，偏轉(zhuǎn)方向舵或者機(jī)翼位置、沖角、拉力線等有些微小的改變，模型的反映很微弱，換句話說(shuō)，模型是比較“遲鈍”的。如果進(jìn)行一些微小的調(diào)整，模型的性能就會(huì)發(fā)生劇烈改變，以至于失事，或者，在10公尺/秒左右的風(fēng)速下就失去了安定性，像這類的模型飛機(jī)都屬不安定的。

模型飛機(jī)的不安定現(xiàn)象可分簡(jiǎn)單和復(fù)雜兩類。那些很容易解決或知道怎樣解決的不安定現(xiàn)象，如縱向不安定里的一些現(xiàn)象，就是簡(jiǎn)單的；側(cè)壓心(側(cè)面壓力中心)相對(duì)于重心位置有關(guān)的螺旋不安定現(xiàn)象，則可算復(fù)雜的。

為了使模型有良好的盤旋安定性，就要適當(dāng)?shù)倪x擇機(jī)翼上反角的大小、垂直尾翼面積、整架模型的側(cè)投影面積及側(cè)面壓力中心的位置、重心位置等，以及保證足夠的盤旋安定系數(shù)。垂直尾翼面積的選擇是在保證方向安定系數(shù)：

的情況下進(jìn)行的。式中Sв.o是垂直尾翼面積；Lво是垂直尾翼尾力臂；Ba是機(jī)翼的平均空氣動(dòng)力弦；Sкр是機(jī)翼面積。有了足夠的方向安定系數(shù)Bвo之后，還要使模型有相當(dāng)大小的側(cè)面積，當(dāng)整架模型的側(cè)面積(側(cè)面積的求法見(jiàn)圖1)等于0.4～0.5機(jī)翼面積時(shí)，模型才能在任何情況下穩(wěn)定的盤旋。在增加模型側(cè)面積時(shí)要注意一點(diǎn)：必須使側(cè)壓心和重心之間的距離比現(xiàn)有模型的這一距離大大地縮短，使其約等于30～40公厘，或等于5～6%模型飛機(jī)全長(zhǎng)，也就是說(shuō)取盤旋安定系數(shù)：

式中，Lмoд是模型全長(zhǎng)；a是側(cè)壓心和重心之間在縱軸上的投影距離。

圖1懸掛樣板法求模型飛機(jī)的側(cè)壓心和側(cè)面積。樣板用硬紙或?qū)影褰爻?，機(jī)翼上反角和雙垂直尾翼的投影部分做成雙層的。

許多經(jīng)驗(yàn)證明Kcy在這個(gè)范圍內(nèi)是可靠的，包括側(cè)壓心和重心在縱軸上投影是重合(a=0)的情況。顯明的例子是，莫斯科運(yùn)動(dòng)員杜霍維奇把自由飛模型的機(jī)翼上裝了兩塊向前突出的冠狀片，每塊2平方公寸，可以拆卸(圖2)。冠狀片把側(cè)壓心向前提了30公厘，使Kcy由12提到16，也增加了側(cè)面積。實(shí)驗(yàn)得到了驚人的效果，模型的爬升由很不安定變得非常安定了。在每秒10～15公尺的陣風(fēng)下試飛，無(wú)論是頂風(fēng)、順風(fēng)或側(cè)風(fēng)，模型都可保持一種直爬升姿態(tài)，沒(méi)有一點(diǎn)改變方向或螺旋的趨勢(shì)。發(fā)動(dòng)機(jī)停車后，冠狀片和方向舵的作用減低了。模型正常的盤旋著。改變發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)數(shù)，飛行狀態(tài)隨之改變的只有爬升角度。也有的用加大重心前的機(jī)身側(cè)面積和上反角，取得同樣效果。順便提一下，蘇聯(lián)的模型滑翔機(jī)和橡筋動(dòng)力模型也有成功的采用著冠狀片或大的機(jī)頭側(cè)面積的，如57年全蘇模型滑翔機(jī)冠軍阿維爾揚(yáng)諾夫，58年國(guó)際冠軍索可洛夫，58年全蘇比賽的若干優(yōu)秀模型滑翔機(jī)都是如此。58年全蘇橡筋動(dòng)力模型冠軍札帕什內(nèi)依及取得優(yōu)秀成績(jī)的依萬(wàn)尼可夫的模型機(jī)頭部分都安了0.2～0.3平方公寸的冠狀片。

上述的一些結(jié)果，可使我們得出如下結(jié)論：用改變Kcy和側(cè)面積大小，改善模型在飛行過(guò)程中對(duì)外界擾動(dòng)的抵抗能力，可以有效的提高模型的安定性。據(jù)實(shí)驗(yàn)的結(jié)果，可以這樣解釋：當(dāng)模型由于外界擾動(dòng)而產(chǎn)生側(cè)滑時(shí)，垂直尾翼可以克服尾翼部分的側(cè)滑，但卻要加劇機(jī)頭部分的側(cè)滑，以至于使整個(gè)模型趨于螺旋狀態(tài)，機(jī)頭部分裝的冠狀片是反抗垂直尾翼加劇機(jī)頭部分的側(cè)滑作用，故可阻止機(jī)頭側(cè)滑，有使模型從螺旋趨勢(shì)改出的作用(圖3)也有人認(rèn)為這樣做會(huì)增加模型盤旋時(shí)的“機(jī)動(dòng)性”，也就是說(shuō)在頂風(fēng)飛行時(shí)，易于轉(zhuǎn)彎，致使高度降低很快；而是，在各種風(fēng)向下都能靈活而穩(wěn)定的轉(zhuǎn)彎，也就有利于利用各種上升氣流。但是，保持足夠的安定系數(shù)還是重要的，這要從提高垂直尾翼的效率著手，比如，加大它的高寬比。

自由飛模型飛機(jī)一般都是滑翔時(shí)很安定，高速度爬升時(shí)不安定。為什么會(huì)產(chǎn)生這種現(xiàn)象呢？這是由于垂直尾翼安裝在螺旋槳吹風(fēng)的氣流中，在高速度的氣流作用下，垂直尾翼的效率變得過(guò)分高、過(guò)分靈敏了，所以有一點(diǎn)點(diǎn)變形、偏轉(zhuǎn)方向舵或陣風(fēng)擾動(dòng)都會(huì)使模型失去平衡，改變了爬升姿態(tài)或進(jìn)入螺旋。解決這個(gè)問(wèn)題的方向是：在保證滑翔時(shí)有足夠的安定性的前提下，降低垂直尾翼在爬升時(shí)的效率。方法是：把現(xiàn)在采用的單垂直尾翼改成裝在水平尾翼翼尖上的雙垂直尾翼。測(cè)量的結(jié)果說(shuō)明，螺旋槳吹到尾部的氣流會(huì)波及水平尾翼中每部分長(zhǎng)達(dá)1/2～2/3尾翼展(圖4)。把垂直尾翼安裝在螺旋槳的吹風(fēng)之外，它的效率就會(huì)降低2～3倍，所以雙垂直尾翼的總面積要等于單垂直尾翼面積的1.5～2倍才能同時(shí)保證了滑翔和爬升的要求。杜霍維奇的模型就是采用了這種雙垂直尾翼的。

對(duì)于自由飛模型飛機(jī)來(lái)說(shuō)，具有兩種基本的飛行姿態(tài)：高速度的陡峭的爬升和低速度的利用上升氣流的滑翔(圖5)。直爬升的模型由爬升轉(zhuǎn)入滑翔要有一些俯沖。怎樣減小這些俯沖的高度損失？(為了討論方便，不考慮模型的盤旋、動(dòng)力組的陀螺力矩作用以及螺旋槳對(duì)機(jī)身的吹風(fēng)作用。)當(dāng)爬升角接近90°時(shí)，機(jī)翼的升力等于零，模型的飛行就像一種垂直起落機(jī)一樣，由螺旋槳的拉力P將模型吊向空中，這時(shí)機(jī)翼的沖角大約是負(fù)3度到負(fù)4度，拉力P克服著重力G和正面阻力X。如把模型的運(yùn)動(dòng)看作是重心點(diǎn)在運(yùn)動(dòng)，會(huì)看出：正面阻力X對(duì)重心產(chǎn)生抬頭力矩，而水平尾翼的升力Уго產(chǎn)生俯沖力矩抵消X力矩的作用使模型飛機(jī)平衡。這時(shí)螺旋槳對(duì)水平尾翼的吹風(fēng)作用，有決定性的意義。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)停車之后，正面阻力X對(duì)重心之矩變得小于Уго的低頭力矩，于是模型便開(kāi)始低頭，同時(shí)機(jī)翼的升力作用開(kāi)始表現(xiàn)出來(lái)?？墒?，這時(shí)候還沒(méi)有一個(gè)力矩能夠平衡Уг.о矩的俯沖作用。這樣，模型便由爬升狀態(tài)，經(jīng)過(guò)了一系列中間狀態(tài)，轉(zhuǎn)入了俯沖。很容易看出，如果機(jī)翼升力R的作用線通過(guò)重心的話，模型就不能從俯沖中改出。R的作用線越靠前，模型俯沖的一段就會(huì)越短。由此可見(jiàn)，企圖把自由飛模型的重心調(diào)得很靠前(距前緣30%翼弦左右)來(lái)改善其改出性能是不會(huì)收到好成效的，大概這也是后重心模型的改出性能較好的原因。從另一方面講，要是把重心位置調(diào)過(guò)80%以后，為了產(chǎn)生足夠的Уг.о力矩，即便是采用了很大的水平尾翼也是很難平衡的。要使模型在K點(diǎn)處很快的轉(zhuǎn)入新的平衡，還可以在這時(shí)用控時(shí)器帶動(dòng)方向舵，使機(jī)翼產(chǎn)生側(cè)滑，模型便很快的進(jìn)入滑翔，高度沒(méi)有多大損失。

黃鷹編譯自蘇聯(lián)“祖國(guó)之翼”