一、俯仰力矩平衡

影響模型穩(wěn)定滑翔的關(guān)鍵是俯仰力矩平衡，其與模型繞機(jī)身橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)的俯仰運(yùn)動(dòng)有關(guān)。模型上的各種力，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：使模型上仰的為抬頭力矩;使模型低頭的為低頭力矩。注意，力矩的大小由作用力和該力到重心的距離的乘積決定。因此，在分析力矩時(shí)，既要注意力的方向，還要注意力的大小（計(jì)算時(shí)，相同方向的力矩可以相加，相反方向的力矩可以相減）。

模型力矩分析示意圖

模型上，所有促使其抬頭的力矩相加可得到總抬頭力矩;所有促使其低頭的力矩相加可得到總低頭力矩。這一對(duì)力矩決定著模型的俯仰運(yùn)動(dòng)狀態(tài)：如果總抬頭力矩大于總低頭力矩，模型就會(huì)繞機(jī)身橫軸抬頭;如果總低頭力矩大于總抬頭力矩，模型就會(huì)繞橫軸低頭;只有總抬頭力矩等于總低頭力矩時(shí)，模型才不會(huì)出現(xiàn)俯仰運(yùn)動(dòng)而保持平衡狀態(tài)。這就是俯仰力矩平衡。

俯仰力矩決定模型的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)

產(chǎn)生俯仰力矩的力通常有3種：一是動(dòng)力裝置的拉力，其產(chǎn)生的力矩方向由拉力相對(duì)重心的高低位置而定，拉力線如果在重心之上，則會(huì)產(chǎn)生低頭力矩;如果在重心之下，就會(huì)產(chǎn)生抬頭力矩。二是飛行時(shí)作用在機(jī)身各部位的阻力。阻力的力矩一般較小，且不會(huì)隨迎角而變化或變化甚微，調(diào)整模型時(shí)一般不用考慮。三是作用在機(jī)翼、水平尾翼上的升力。機(jī)翼和水平尾翼產(chǎn)生的升力力矩對(duì)俯仰力矩平衡的影響最大，是調(diào)整模型俯仰力矩平衡的關(guān)鍵因素。

升力力矩平衡的3種方式

二、升力力矩平衡

升力力矩平衡通常有3種形式：第一種是機(jī)翼升力通過(guò)重心、水平尾翼不產(chǎn)生升力。由于它們對(duì)重心都不產(chǎn)生力矩，因此總力矩為零，可使模型達(dá)到力矩平衡。第二種是機(jī)翼的壓力中心（升力作用點(diǎn)）在重心之后，機(jī)冀升力產(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)力矩達(dá)到平衡。第三種是機(jī)翼壓力中心在重心前，機(jī)翼升力產(chǎn)生抬頭力矩，水平尾冀產(chǎn)生的負(fù)升力形成低頭力矩，兩個(gè)力矩達(dá)到平衡。

調(diào)試模型時(shí)，可根據(jù)其重心位置大體上估計(jì)出是哪一種力矩平衡方式：重心在機(jī)翼30%一35%翼弦長(zhǎng)之間的，通常是第一種平衡方式，此時(shí)尾翼阻力最小。重心在機(jī)翼30%翼弦長(zhǎng)之前的，一般是第二種平衡方式，此時(shí)模型的穩(wěn)定性較好，但尾翼會(huì)產(chǎn)生負(fù)升力，空氣動(dòng)力略有損失。重心在機(jī)翼35%翼弦長(zhǎng)之后的，一般是第三種平衡方式，此時(shí)模型穩(wěn)定性較差，但能利用水平尾翼產(chǎn)生升力，提高其空氣動(dòng)力性能，常見于競(jìng)時(shí)項(xiàng)目中。

升力力矩平衡和空氣密度無(wú)關(guān)，調(diào)整好的模型不會(huì)因空氣密度的改變（如高度變化等）而破壞平衡狀態(tài)。同時(shí)，它與模型的飛行速度也無(wú)關(guān)。升力力矩平衡只取決于機(jī)翼和尾翼的面積、升力系數(shù)和力臂。如果模型的升力力矩不平衡，可以用改變上述因素的方法使之達(dá)到平衡。需要注意的是，實(shí)際調(diào)整時(shí)一般不采用改變機(jī)翼或尾翼面積的方法，因?yàn)閷?duì)于已做好的模型來(lái)說(shuō)，這種方法十分麻煩。

常用的調(diào)整方法是改變力臂大小，即通過(guò)配重的方式移動(dòng)整機(jī)的重心位置。對(duì)于重心靠后的機(jī)型，前移重心相當(dāng)于減小了機(jī)翼的力臂、增大了水平尾翼的力臂，即減小抬頭力矩、增大低頭力矩。反之，若后移重心則會(huì)增大抬頭力矩、減小低頭力矩。

對(duì)于重心靠前的模型來(lái)說(shuō)，前移重心后，機(jī)翼和水平尾翼的力臂都會(huì)增大，但前者增加的比例大于后者，故機(jī)翼低頭力矩的增大多于水平尾翼抬頭力矩的提高。而后移重心時(shí)，機(jī)翼低頭力矩的減小大于水平尾翼抬頭力矩的減小?？傊?，無(wú)論重心在什么位置，重心前移相當(dāng)于抬頭力矩減小;重心后移相當(dāng)于抬頭力矩增大。

改變升力系數(shù)也是調(diào)整升力力矩平衡的常用方法。具體來(lái)說(shuō)是改變機(jī)翼或水平尾翼的安裝角：在一定范圍內(nèi)，增大安裝角會(huì)增大升力系數(shù);減小安裝角會(huì)減小升力系數(shù)。

通過(guò)加裝配重的方式改變模型重心位置，可調(diào)整模型的俯仰平衡。

三、迎角

迎角是翼弦與相對(duì)氣流的夾角。模型飛行時(shí)，哪個(gè)升力系數(shù)能保證抬頭力矩和低頭力矢臥目等，這個(gè)升力系數(shù)對(duì)應(yīng)的迎角就是模型飛行中能保證其力矩平衡的迎角。如果模型不以該迎角飛行，抬頭力矩和低頭力矩就不相等，就會(huì)在力矩作用下產(chǎn)生繞橫軸的轉(zhuǎn)動(dòng)，最終達(dá)到合適的迎角而保持平衡。

在一定范圍內(nèi)，機(jī)翼和水平尾翼的安裝角差與其所對(duì)應(yīng)的迎角大體上是正比例關(guān)系。具體表現(xiàn)為，機(jī)翼與水平尾翼的安裝角差越大，保證力矩平衡的機(jī)翼迎角就越大;反之，該迎角就越小。操縱模型時(shí)的拉桿以及調(diào)整時(shí)墊高水平尾冀后緣，都會(huì)增大安裝角差，使該迎角增大;而操縱時(shí)的推桿或調(diào)整時(shí)墊高水平尾翼前緣，則會(huì)減小安裝角差，使該迎角減小。

迎角示意圖

無(wú)論模型是正常滑翔還是不正常的俯沖、波狀飛行、或者迫降，其飛行狀態(tài)的變化均與迎角有關(guān)，變化的全過(guò)程通常為：小迎角飛行時(shí)，模型表現(xiàn)為俯沖，此時(shí)迎角越小、俯沖角越大、速度越大。隨著迎角的增加，俯沖角和速度都逐漸減小，到一定程度后，模型達(dá)到正?；?。迎角繼續(xù)增大超過(guò)臨界迎角后，模型表現(xiàn)為波狀飛行——先是連續(xù)的波狀飛行（機(jī)翼失速、尾冀未失速），接著是間斷的波狀飛行（機(jī)翼、尾翼均失速）。迎角增大到90°時(shí)，模型進(jìn)入迫降姿態(tài)。

模型俯沖原因示意圖

四、俯沖、波狀飛行與迫降

模型滑翔試飛時(shí)，經(jīng)常會(huì)出現(xiàn)俯沖和波狀飛行兩種不正常的飛行姿態(tài)。想要糾正模型這種錯(cuò)誤的飛行姿態(tài)，掌握正確的調(diào)整方法，首先要了解其形成原因。

造成模型俯沖的原因主要是飛行迎角太小。由于迎角減小，模型的升阻比減小，其下滑角會(huì)增大。同時(shí)，由于迎角過(guò)小，模型的升力系數(shù)減小，因此下滑速度很大。解決模型俯沖最常角的方法有3個(gè)：一是減小水平尾翼的安裝角;二是調(diào)整模型重心，使其后移;三是加大機(jī)翼的安裝角。

造成模型波狀飛行的原因是臨界迎角以內(nèi)的所有迎角都不能滿足平衡要求。例如，假設(shè)一架模型的最大升力系數(shù)是1.2，而平衡所需的升力系數(shù)是1.4。此時(shí)，若用小迎角飛行，模型會(huì)產(chǎn)生抬頭力矩，導(dǎo)致其不斷抬頭，迎角隨之增大。由于能保證模型力矩平衡的迎角并不存在，因此模型的迎角會(huì)繼續(xù)增大直至超過(guò)臨界迎角。此時(shí)升力系數(shù)驟減、阻力系數(shù)猛增，模型會(huì)因失速下沖。下沖獲得速度后，模型又會(huì)抬頭。如此周而復(fù)始，便形成波狀飛行。

可通過(guò)減小模型保持力矩平衡所需的迎角來(lái)解決波狀飛行問題，具體方法有3種：一是加大水平尾翼安裝角;二是使重心前移;三是減小機(jī)翼安裝角。在調(diào)整模型時(shí)，若機(jī)翼、水平尾翼安裝角差擴(kuò)大到30°以上、機(jī)翼的迎角達(dá)到90°附近時(shí)，模型的升力為零，只能垂直下降，這種飛行狀態(tài)被稱為迫降。迫降的正確姿態(tài)是：機(jī)身基本上保持水平，模型的運(yùn)動(dòng)方向?yàn)槠椒€(wěn)垂直下降，且速度緩慢。

模型波狀飛姿態(tài)示意圖

迫降時(shí)，模型可能出現(xiàn)波狀飛行、低頭前滑和抬頭下降3種不正常的姿態(tài)。若模型發(fā)生波狀飛行，一般是因?yàn)樗轿惨砺N起太小;若模型低頭前滑，一般是因?yàn)樗轿惨砺N起稍小;若模型抬頭下降，一般是因水平尾翼翹起太大。切記，迫降時(shí)模型出現(xiàn)波狀飛行是很危險(xiǎn)的，一旦出現(xiàn)要立即調(diào)整。而后兩種現(xiàn)象雖不危險(xiǎn)，但下降速度較大，也應(yīng)調(diào)整。此外，模型迫降時(shí)還容易發(fā)生螺旋，通常是由橫側(cè)力矩或方向力矩引起的，主要是因?yàn)闄C(jī)翼扭曲或水平尾翼向一邊翹起偏斜。