^-^航模設(shè)計(jì)知識(shí)--精解

1、第一章根底物理本章介紹一些根本物理觀念，在此只能點(diǎn)到為止，如果你在學(xué)校已上過(guò)了 或沒(méi)興趣學(xué)，請(qǐng)?zhí)^(guò)這一章直接往下看。第一節(jié)速度與加速度速度即物體移動(dòng)的快慢及方向，我們常用的單位是每秒多少公尺公尺/秒加速度即速度的改變率，我們常用的單位是公尺 /秒/秒丨，如果加速度 是負(fù)數(shù)，那么代表減速。第二節(jié)牛頓三大運(yùn)動(dòng)定律第一定律：除非受到外來(lái)的作用力，否那么物體的速度 V會(huì)保持不變。沒(méi)有受力即所有外力合力為零，當(dāng)飛機(jī)在天上保持等速直線飛行時(shí)，這時(shí) 飛機(jī)所受的合力為零， 與一般人想象不同的是， 當(dāng)飛機(jī)降落保持相同下沉率下降， 這時(shí)升力與重力的合力仍是零，升力并未減少，否那么飛時(shí)機(jī)越掉越快。第二定律：某質(zhì)量為

2、 m的物體的動(dòng)量p = mv變化率是正比于外加力 F并且發(fā)生在力的方向上。此即著名的 F=ma 公式，當(dāng)物體受一個(gè)外力后，即在外力的方向產(chǎn)生一個(gè) 加速度， 飛機(jī)起飛滑行時(shí)引擎推力大于阻力， 于是產(chǎn)生向前的加速度， 速度越來(lái) 越快阻力也越來(lái)越大，遲早引擎推力會(huì)等于阻力，于是加速度為零， 速度不再增 加，當(dāng)然飛機(jī)此時(shí)早已飛在天空了。第三定律：作用力與反作用力是數(shù)值相等且方向相反。你踢門一腳，你的腳也會(huì)痛，因?yàn)殚T也對(duì)你施了一個(gè)相同大小的力第三節(jié)力的平衡作用于飛機(jī)的力要?jiǎng)偤闷胶?，如果不平衡就是合力不為零，依牛頓第二定 律就會(huì)產(chǎn)生加速度，為了分析方便我們把力分為X、Y、Z三個(gè)軸力的平衡及繞X、 Y、Z三

3、個(gè)軸彎矩的平衡。軸力不平衡那么會(huì)在合力的方向產(chǎn)生加速度，飛行中的飛機(jī)受的力可分為升力、重力、阻力、推力如圖1-1，升力由機(jī)翼提供，推力由引擎提供，重力 由地心引力產(chǎn)生，阻力由空氣產(chǎn)生，我們可以把力分解為兩個(gè)方向的力，稱X及 y方向當(dāng)然還有一個(gè)z方向，但對(duì)飛機(jī)不是很重要，除非是在轉(zhuǎn)彎中，飛機(jī) 等速直線飛行時(shí)X方向阻力與推力大小相同方向相反， 故X方向合力為零，飛機(jī) 速度不變，y方向升力與重力大小相同方向相反，故 y方向合力亦為零，飛機(jī)不 升降，所以會(huì)保持等速直線飛行。升力重力圖1-1彎矩不平衡那么會(huì)產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)加速度，在飛機(jī)來(lái)說(shuō)，X軸彎矩不平衡飛時(shí)機(jī)滾轉(zhuǎn), 丫軸彎矩不平衡飛時(shí)機(jī)偏航、Z軸彎矩不平衡飛

4、時(shí)機(jī)俯仰如圖1-2。Y軸偏航軸Z軸俯仰軸圖1-2第四節(jié)伯努利定律伯努利定律是空氣動(dòng)力最重要的公式，簡(jiǎn)單的說(shuō)流體的速度越大，靜壓力 越小，速度越小，靜壓力越大，這里說(shuō)的流體一般是指空氣或水，在這里當(dāng)然是 指空氣，設(shè)法使機(jī)翼上部空氣流速較快，靜壓力那么較小，機(jī)翼下部空氣流速較慢， 靜壓力較大，兩邊互相較力如圖1-3，于是機(jī)翼就被往上推去，然后飛機(jī)就 飛起來(lái)，以前的理論認(rèn)為兩個(gè)相鄰的空氣質(zhì)點(diǎn)同時(shí)由機(jī)翼的前端往后走，一個(gè)流經(jīng)機(jī)翼的上緣，另一個(gè)流經(jīng)機(jī)翼的下緣，兩個(gè)質(zhì)點(diǎn)應(yīng)在機(jī)翼的后端相會(huì)合如圖 1-4，經(jīng)過(guò)仔細(xì)的計(jì)算后覺(jué)察如依上述理論，上緣的流速不夠大，機(jī)翼應(yīng)該無(wú) 法產(chǎn)生那幺大的升力，現(xiàn)在經(jīng)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)已證實(shí)

5、，兩個(gè)相鄰空氣的質(zhì)點(diǎn)流經(jīng)機(jī)翼上 緣的質(zhì)點(diǎn)會(huì)比流經(jīng)機(jī)翼的下緣質(zhì)點(diǎn)先到達(dá)后緣如圖1-5。M汁口' h m»卜灶|11*11)| ：圭圖1-3我曾經(jīng)在雜志上看過(guò)某位作者說(shuō)飛機(jī)產(chǎn)生升力是因?yàn)闄C(jī)翼有攻角，當(dāng)氣流通過(guò)時(shí)機(jī)翼的上緣產(chǎn)生真空，于是機(jī)翼被真空吸上去如圖1-6，他的真 空還真聽(tīng)話，只把飛機(jī)往上吸，為什幺不會(huì)把機(jī)翼往后吸，把你吸的動(dòng)都不能動(dòng), 還有另一個(gè)常聽(tīng)到的錯(cuò)誤理論有時(shí)叫做子彈理論，這理論認(rèn)為空氣的質(zhì)點(diǎn)如同子 彈一般打在機(jī)翼下緣，將動(dòng)量傳給機(jī)翼，這動(dòng)量分成一個(gè)往上的分量于是產(chǎn)生升 力，另一個(gè)分量往后于是產(chǎn)生阻力如圖1-7，可是克拉克丫翼及內(nèi)凹翼在攻角零度時(shí)也有升力，而照這子彈理

6、論該二種翼型沒(méi)有攻角時(shí)只有上面挨子 彈，應(yīng)該產(chǎn)生向下的力才對(duì)啊，所以機(jī)翼不是風(fēng)箏當(dāng)然上緣也沒(méi)有所謂真空。真空升力的錯(cuò)誤理論圖1-6升力的錯(cuò)誤理論圖1-7伯努利定律在日常生活上也常常應(yīng)用，最常見(jiàn)的可能是噴霧殺蟲劑了 如 圖1-8，當(dāng)壓縮空氣朝A點(diǎn)噴去，A點(diǎn)附近的空氣速度增大靜壓力減小，B點(diǎn)的 大氣壓力就把液體壓到出口，剛好被壓縮空氣噴出成霧狀，讀者可以在家里用杯 子跟吸管來(lái)試驗(yàn)，壓縮空氣就靠你的肺了，表演時(shí)吸管不要成 90度，傾斜一點(diǎn) 點(diǎn)，以免空氣直接吹進(jìn)管內(nèi)造成皮托管效應(yīng)，效果會(huì)更好。吹氣第一節(jié)翼型介紹飛機(jī)最重要的局部當(dāng)然是機(jī)翼了，飛機(jī)能飛在空中全靠機(jī)翼的浮力，機(jī)翼的剖面稱之為翼型，為了適應(yīng)各

7、種不同的需要,航空前輩們開展了各種不同的翼型，從適用超音速飛機(jī)到手?jǐn)S滑翔機(jī)的翼型都有，翼型的各部名稱如圖3-1， 100年來(lái)有相當(dāng)多的單位及個(gè)人做有系統(tǒng)的研究，與模型有關(guān)的方面比擬重要的開展機(jī)構(gòu)及個(gè)人有：圖3-11 NACA國(guó)家航空咨詢委員會(huì)即美國(guó)太空總署NASA的前身，有一系列之翼型 研究，比擬有名的翼型是四位數(shù)翼型及六位數(shù)翼型，其中六位 數(shù)翼型是層流翼。2易卜拉：易卜拉原先開展滑翔機(jī)翼型，后期改研發(fā)模型飛機(jī)翼型。3渥特曼：渥特曼教授對(duì)現(xiàn)今真滑翔機(jī)翼型有重大奉獻(xiàn)。4哥庭根：德國(guó)一次大戰(zhàn)后被禁止開展飛機(jī)， 但滑翔機(jī)沒(méi)在禁止之列，所以哥庭 根大學(xué)對(duì)低速低雷諾數(shù)飛機(jī)翼型有一系列的研究，對(duì)遙控滑翔機(jī)

8、及自 由飛無(wú)遙控模型非常適用。5班奈狄克：匈牙利的班奈狄克翼型是專門針對(duì)自由飛模型， 有很多翼型可供選 擇。有些翼型有特殊的編號(hào)方式讓你看了編號(hào)就大概知道其特性，如NACA2412第一個(gè)數(shù)字2代表中弧線最大弧高是2%第二個(gè)數(shù)字4代表最大弧高在前緣算 起40%勺位置，第三、四數(shù)字12代表最大厚度是弦長(zhǎng)的12%所以NACAOO10 因第一、二個(gè)數(shù)字都是0,代表對(duì)稱翼，最大厚度是弦長(zhǎng)的10%但要注意每家 命名方式都不同，有些只是單純的編號(hào)。因?yàn)橐硇蛯?shí)在太多種類了，一般人如只知編號(hào)沒(méi)有坐標(biāo)也搞不清楚到底長(zhǎng)全對(duì)稱什幺樣，所以在模型飛機(jī)界稱呼翼型一般常分成以下幾類如圖3-2：內(nèi)凹翼克拉克Y半對(duì)稱圖3-21

9、全對(duì)稱翼：上下弧線均凸且對(duì)稱。2半對(duì)稱翼：上下弧線均凸但不對(duì)稱。3克拉克丫翼：下弧線為一直線，其實(shí)應(yīng)叫平凸翼，有很多其它平凸翼型，只是 克拉克丫翼最有名，故把這類翼型都叫克拉克 丫翼，但要注意克拉克丫翼 也有好幾種。4 S型翼：中弧線是一個(gè)平躺的S型，這類翼型因攻角改變時(shí)，壓力中心較不變 動(dòng)，常用于無(wú)尾翼機(jī)。5內(nèi)凹翼：下弧線在翼弦在線，升力系數(shù)大，常見(jiàn)于早期飛機(jī)及牽引滑翔機(jī)，所 有的鳥類除蜂鳥外都是這種翼型。6其它特種翼型。以上的分類只是一個(gè)粗糙的分類，在觀察一個(gè)翼型的時(shí)候，最重要的是找出它的中弧線，然后再看它中弧線兩旁厚度分布的情形，中弧線彎曲的方式、程度大至決定了翼型的特性，弧線越彎升力系

10、數(shù)就越大，但一般來(lái)說(shuō)光用眼睛看非 常不可靠，克拉克丫翼的中弧線就比很多內(nèi)凹翼還彎。第二節(jié)飛行中之阻力 如何減少阻力是飛機(jī)設(shè)計(jì)的一大難題，飛行中飛機(jī)引擎的推力全部用來(lái)克服阻 力，如果可以減少阻力那么飛機(jī)可以飛得更快， 不然可以把引擎改小減少重量及耗 油量，拿現(xiàn)代私人小飛機(jī)與一次大戰(zhàn)戰(zhàn)斗機(jī)相比， 引擎大約都差不多一百多匹馬 力，現(xiàn)代私人小飛機(jī)光潔流線的機(jī)身相對(duì)于一次大戰(zhàn)戰(zhàn)斗機(jī)整架飛機(jī)一堆亂七八 糟的支柱與張線，現(xiàn)代飛機(jī)速度幾乎是它前輩的一倍，所以減少阻力是我們?cè)O(shè)計(jì) 飛機(jī)時(shí)需時(shí)時(shí)刻刻要注意的，我們先要了解阻力如何產(chǎn)生，一架飛行中飛機(jī)阻力 可分成四大類：1磨擦阻力：空氣分子與飛機(jī)磨擦產(chǎn)生的阻力，這是最

11、容易理解的阻力但不很重要，只占總阻力的一小局部，當(dāng)然為減少磨擦阻力還是盡量把飛機(jī)磨光。2形狀阻力：物體前后壓力差引起的阻力，平常汽車廣告所說(shuō)的風(fēng)阻系數(shù)就是指 形狀阻力系數(shù)如圖3-3，飛機(jī)做得越流線形，形狀阻力就越小，尖錐狀 的物體形狀阻力不見(jiàn)得最小，反而是有一點(diǎn)鈍頭的物體阻力小，讀者如果 有時(shí)機(jī)看到油輪船頭水底下那局部，你會(huì)看到一個(gè)大頭，高級(jí)滑翔機(jī)大部 分也有一個(gè)大頭，除了提供載人的空間外也是為了減少形狀阻力。圖3-33誘導(dǎo)阻力：機(jī)翼的翼端部因上下壓力差，空氣會(huì)從壓力大往壓力小的方向移動(dòng), 部份空氣不會(huì)規(guī)規(guī)矩矩往后移動(dòng)，而從旁邊往上翻，因而在兩端產(chǎn)生渦流如圖3-4，因而產(chǎn)生阻力，這現(xiàn)象在飛行表

12、演時(shí)，飛機(jī)翼端如有噴煙時(shí)可看得非常清楚，你可以注意渦流旋轉(zhuǎn)的方向如圖3-5，圖3-6丨是NASA勺照片，可看見(jiàn)壯觀的渦流，因?yàn)檫@種渦流延伸至水平尾翼時(shí)，從水 平尾翼的觀點(diǎn)氣流是從上往下吹，因此會(huì)減小水平尾翼的攻角，也就是說(shuō)水平尾翼的攻角實(shí)際會(huì)比擬小，圖3-6只不過(guò)是一架小飛機(jī)，如像類似747這種大家伙起飛降落后，小飛機(jī)要隔一陣子才能起降，否那么飛入這種渦 流，后果不堪設(shè)想，這種阻力是因?yàn)闇u流產(chǎn)生，所以也稱渦流阻力。氣流流向圖3-4圖3-5圖3-6 NASA照片4寄生阻力：所有控制面的縫隙如主翼后緣與副翼間、主翼及尾翼與機(jī)身接合處、機(jī)身開孔處、機(jī)輪及輪架、拉桿等除本身的原有的阻力以外，另外衍生出

13、來(lái)的阻力如圖3-7, 3-8。寄生阻力:i I廠為綣、|/圖3-7副翼圖3-8一架飛機(jī)的總阻力就是以上四種阻力的總合，但飛機(jī)的阻力互相影響的，以上的 分類只是讓討論方便而已，另外誘導(dǎo)阻力不只出現(xiàn)在翼端，其它舵面都會(huì)產(chǎn)生， 只是翼端比擬嚴(yán)重，磨擦阻力、形狀阻力、寄生阻力與速度的平方成正比，速度 越快阻力越大，誘導(dǎo)阻力那么與速度的平方成反比如圖3-9，所以要減少阻力的話，無(wú)動(dòng)力飛機(jī)重點(diǎn)在減少誘導(dǎo)阻力，高速飛機(jī)重點(diǎn)在減少形狀阻力與寄生阻 力。速度圖3-9第三節(jié)翼面負(fù)載翼面負(fù)載就是主翼每單位面積所分擔(dān)的重量， 這是評(píng)估一架飛機(jī)性能很重要的指針，模型飛機(jī)采用的單位是每平方公寸多少公克g/dm2，實(shí)機(jī)的的

14、單位那么是每平方公尺多少牛頓N/m，翼面負(fù)載越大意思就是相同翼面積要負(fù)擔(dān)更大的 重量，如果買飛機(jī)套件的話大局部翼面負(fù)載都標(biāo)示在設(shè)計(jì)圖上， 計(jì)算翼面負(fù)載很 簡(jiǎn)單，把飛機(jī)全配重量不加油秤重以公克計(jì)， 再把翼面積計(jì)算出來(lái)以平方公 寸計(jì)一般為簡(jiǎn)化計(jì)算，與機(jī)身結(jié)合局部仍算在內(nèi)兩個(gè)相除就得出翼面負(fù)載， 例如一架 30級(jí)練習(xí)機(jī)重 1700公克，主翼面積 30平方公寸，那么翼面負(fù)載為 56.7 g/dm2。練習(xí)機(jī)一般在 5070左右，特技機(jī)約在 6090，熱氣流滑翔機(jī) 3050，像真機(jī) 110以內(nèi)還可忍受， 牽引滑詳機(jī)約 1215左右 ，我在新店市白馬飛行場(chǎng)看過(guò)一對(duì)兄弟 飛一架自己設(shè)計(jì)的大嘴鳥，翼面負(fù)載 13

15、0，但也飛的很漂亮，總括來(lái)說(shuō)，翼面負(fù) 載太大的話， 起飛滑行時(shí)老牛破車慢慢加速， 好不容易起飛后飛行轉(zhuǎn)彎時(shí)千萬(wàn)不 要減速太多彎要轉(zhuǎn)大一點(diǎn)，否那么很容易失速，降落速度超快，滑行一大段距 離才停的住。說(shuō)到這里稍微離題一下， 我常在飛行場(chǎng)聽(tīng)到有人說(shuō)重的飛機(jī)飛的比擬快， 我們來(lái)驗(yàn)證一下看這說(shuō)法正不正確，一架飛機(jī)引擎的馬力假設(shè)是P,從物理課本可知P=FV, F是力，V是速度，飛機(jī)在水平直線飛行時(shí) F就是阻力的總合，因P是定值不考慮螺旋槳效率，所以飛機(jī)極速只跟阻力F有關(guān)，同一型飛機(jī)理論上速 度應(yīng)一樣， 但假設(shè)其中一架用的木頭比擬重， 平飛時(shí)比擬重的飛機(jī)翼面負(fù)載大攻 角要比擬大，因而阻力F比擬大，所以速度V

16、就比擬小，所以重的飛機(jī)不可能 飛得比擬快，要使飛機(jī)飛的快應(yīng)該要減少阻力才對(duì)，重的飛機(jī)代價(jià)很大， 加速及 爬升慢、極速也慢，動(dòng)作不靈活，比擬容易失速，好處只是比擬抗側(cè)風(fēng)，俯沖時(shí) 比擬快。第四節(jié)雷諾數(shù)與失速機(jī)翼的升力隨攻角的增大而增加，攻角就是翼弦線與氣流的夾角 如圖 3-10 ，攻角為零度時(shí)對(duì)稱翼此時(shí)不產(chǎn)生升力，但克拉克 Y 翼及內(nèi)凹翼仍有升力，后二 種翼型要負(fù)攻角才不產(chǎn)生升力， 不產(chǎn)生升力的攻角叫零升攻角 如圖 3-11 ，所 以對(duì)稱翼的零升攻角就是零度， 誰(shuí)都知道攻角增加有一個(gè)上限， 超過(guò)這上限就要失速，那機(jī)翼什幺時(shí)候會(huì)失速呢？圖3-12a是飛機(jī)正常飛行時(shí)流經(jīng)機(jī)翼的氣 流，圖3-12b是飛機(jī)

17、失速時(shí)的氣流，這時(shí)上翼面產(chǎn)生強(qiáng)烈亂流，直接的結(jié)果 是阻力大增，而且氣流沖擊上翼面，使升力大減，于是重力主控這架飛機(jī)，就是 摔下去啦，那我們想事先知道機(jī)翼什幺時(shí)候會(huì)失速，這就有需要知道雷諾數(shù)雷諾數(shù)原始公式是：Re=p ? V? b/卩Re= p? V? b/ ap是空氣密度、v是氣流速度、b是翼弦長(zhǎng)、卩黏性系數(shù)。氣流流動(dòng)方向圖 3-10圖3-11I - _ _u- -二tf十. .a正常流經(jīng)翼面的氣流 b失速時(shí)流經(jīng)翼面的氣流圖 3-12因?qū)δＰ惋w機(jī)而言空氣密度與黏性系數(shù)是定值，因?yàn)槟悴粫?huì)飛很高故空氣密度不 變，而且你不會(huì)飛到水里故黏性系數(shù)不變，故以上公式可簡(jiǎn)化為：Re=68500?V?b V單位

18、是公尺/秒b是公尺。一架練習(xí)機(jī)譬如說(shuō)時(shí)速90公里每秒25公尺，翼弦24公分，雷諾數(shù) =68500?25?0.24=411000 ,如果不是矩形翼的話，翼根與翼端弦長(zhǎng)不一樣，雷諾數(shù)當(dāng)然不同。雷諾數(shù)越大流經(jīng)翼外表的邊界層越早從層流邊層過(guò)渡為紊流邊界層，而紊流邊界層不容易從翼外表別離，所以比擬不容易失速，雷諾數(shù)小的機(jī)翼邊界層尚未從層 流邊層過(guò)渡為紊流邊界層時(shí)就先別離了， 一般翼型的數(shù)據(jù)都會(huì)注明該數(shù)據(jù)是在雷 諾數(shù)多大時(shí)所得，展弦比方?jīng)]特別說(shuō)明那么是無(wú)限大，翼型資料上大都會(huì)告訴你雷 諾數(shù)多少時(shí)在幾度攻角失速，雷諾數(shù)越大越不容易失速如圖3-13，一架飛機(jī)的失速角不是一定值，速度越慢時(shí)雷諾數(shù)小越容易失速，翼

19、面負(fù)載越大時(shí)， 因飛行時(shí)攻角較大也越容易失速， 三角翼飛機(jī)翼弦都很大，所以雷諾數(shù)大， 比擬 不容易失速。升力係數(shù)圖 3-13實(shí)機(jī)在設(shè)計(jì)時(shí)都會(huì)設(shè)法在失速前使機(jī)翼抖動(dòng)及操縱桿震動(dòng)，或者在機(jī)翼上裝置氣 流別離警告器，以警告駕駛員飛機(jī)即將失速， 模型飛機(jī)一般都沒(méi)什幺征兆，初學(xué) 降落時(shí)大局部的人都有這痛苦的經(jīng)驗(yàn)，因進(jìn)場(chǎng)時(shí)作了太多的修正，耗掉了太多速 度，說(shuō)時(shí)遲那時(shí)快飛機(jī)一下子就摔下來(lái)， 從此一連好幾個(gè)月進(jìn)場(chǎng)速度都超快， 降 落時(shí)不是海豚跳個(gè)三、四次就是把兩百公尺跑道用完還不夠。第五節(jié)展弦比從雷諾數(shù)的觀點(diǎn)機(jī)翼越寬、速度越快越好， 但我們不要忘了阻力，短而寬的機(jī)翼 誘導(dǎo)阻力會(huì)吃掉你大局部的馬力，也許讀者反響

20、很快，誘導(dǎo)阻力不是與速度平方 成反比嗎？我們只要飛得夠快誘導(dǎo)阻力就不是問(wèn)題了，但很可惜速度快的話形狀阻力也會(huì)與速度平方成正比增大， 還有所有飛機(jī)遲早都要降落，降落時(shí)考慮跑道 長(zhǎng)度、平安性等，實(shí)機(jī)的話還有輪胎的磨耗，我們需要一個(gè)合理降落速度，總不 能要求一架模型飛機(jī)以時(shí)速100公里降落吧，那跑道要長(zhǎng)得嚇人，而且沒(méi)幾個(gè)人 對(duì)得準(zhǔn)，火箭、飛彈飛的很快而且不用考慮降落，所以展弦比都很低。飛機(jī)那么要有適合的展弦比，展弦比 A就是翼展L除以平均翼弦b(A=L/b) , L與b 單位都是公分，如果不是矩形翼的話我們把右邊上下乘以L,得A=E / S，S是主翼面積，單位是平方公分，這樣省得求平均翼弦， 一般適

21、合的展弦比在57左 右，超過(guò)8以上要特別注意機(jī)翼的結(jié)構(gòu)，不要一陣風(fēng)就斷了，我作過(guò)展弦比10的飛機(jī)，手投擲起飛的一剎那，機(jī)翼受風(fēng)彎成U形，非常漂亮如圖3-14，滑翔機(jī)實(shí)機(jī)的展弦比有些高達(dá) 30以上，還曾經(jīng)出現(xiàn)過(guò)套筒式的機(jī)翼，翼展可視 需要伸長(zhǎng)或縮短。圖 3-14如前所述磨擦阻力、形狀阻力與速度的平方成正比，速度越快阻力越大，誘導(dǎo)阻力那么與速度的平方成反比，所以高速飛機(jī)比擬不考慮誘導(dǎo)阻力，所以展弦比低，滑翔機(jī)速度慢，采高展弦比以降低誘導(dǎo)阻力，最典型的例子就是U2如圖3-15 跟F104如圖3-16，U2為高空偵察機(jī)，為長(zhǎng)時(shí)間翱翔，典型出一次任務(wù)約1012 小時(shí)，U2展弦比為10.5, F104為高

22、速攔截機(jī)，速度達(dá)2倍音速以上，展弦比4.5, 自然界也是如此，信天翁為長(zhǎng)時(shí)間遨翔，翅膀展弦比高，隼為掠食性動(dòng)物，為求 高速、靈活，所以展弦比低。圖 3 15 (NASA.Ji)滑翔機(jī)沒(méi)有動(dòng)力，采取高展弦比以降低阻力是唯一的方法， 展弦比高的機(jī)翼一般 翼弦都比擬窄，雷諾數(shù)小，所以要仔細(xì)選擇翼型，防止過(guò)早失速，另外高展弦比 代表滾轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量大，所以也不要指望做出滾轉(zhuǎn)的特技了。飛慣特技機(jī)的人看到遙控滑翔機(jī)時(shí)常常好奇，為什幺主翼面積那幺大，偏偏機(jī)身 短而且尾翼面積相對(duì)很小，會(huì)很擔(dān)憂升降操作會(huì)有問(wèn)題，其實(shí)這是展弦比的另外 一個(gè)特性，就是高展弦比時(shí)，攻角增加時(shí)升力系數(shù)增加會(huì)比低展弦比的機(jī)翼快如圖3-17

23、，低展弦比機(jī)翼升力系數(shù)在攻角更大時(shí)才到達(dá)最大值，所以高展弦比的滑翔機(jī)并不須要大尾翼就可以操縱升降。升力係數(shù)1.4攻角圖 3-17第六節(jié)翼端處理一個(gè)機(jī)翼不可能無(wú)限長(zhǎng)，一定有端點(diǎn)， 我們現(xiàn)在知道翼端是很多問(wèn)題的根源， 翼 前緣有點(diǎn)后掠的飛機(jī)，因幾何形狀的關(guān)系，翼前緣的氣流不但往后走而且往外流如圖3-18，使翼端氣流更復(fù)雜，于是有各式各樣的方法來(lái)減少誘導(dǎo)阻力，常見(jiàn)的有:氣流流向圖 3-181整形1:把翼端整成圓弧狀，盡點(diǎn)人事，模型飛機(jī)最常見(jiàn)的方式如圖3-192整形2：把下翼面往上整形，希望渦流盡量離開翼端，特技機(jī)magic及一次大戰(zhàn)像真機(jī)常用如圖3-20圖 3-203整形3:把翼端裝上油箱或電子戰(zhàn)裝

24、備，順便隔離氣流，不讓它往上翻，希望舉兩得，如 T-33如圖3-21983 21NASA照片4小翼：目前最流行的作法，大局部小翼是往上伸，但也有些是往下伸的，實(shí)機(jī)的小翼很明顯，飛行時(shí)看的非常清楚如圖3-22,波音747-400的小翼相信很多搭乘過(guò)的人都注意到，小翼的作用除了隔離翼端上下的空氣外減少誘導(dǎo)阻力 外，因安裝的角度關(guān)系還多少可提供一些向前的分力節(jié)省一點(diǎn)馬力。圖3 22NASA照月 老鷹的翼端是分叉形的，你可以從影片中看到滑翔中的老鷹， 翼端的羽毛幾乎沒(méi) 有擾動(dòng)，可見(jiàn)效率非常高，NACA也有開展類似的翼端。第七節(jié)翼型的選擇及常用翼型機(jī)翼是飛機(jī)產(chǎn)生升力的局部，當(dāng)然不能隨興所至亂畫一通，既然

25、前輩們開展的翼 型都經(jīng)過(guò)風(fēng)洞或?qū)崣C(jī)的測(cè)試，我們就不客氣來(lái)?yè)飕F(xiàn)成，市面上現(xiàn)在可以買到惟一 的一本有翼型數(shù)據(jù)的書是長(zhǎng)谷川克所著翼型電波實(shí)驗(yàn)社出版，上面有三百多種 翼型的幾何坐標(biāo)，但其中只有易卜拉翼型有升阻系數(shù)等數(shù)據(jù)，其它只有幾何坐標(biāo)聊備一格，所以除自由飛模型外用處不大，此外中國(guó)大陸的雜志里有時(shí)候會(huì)發(fā)表 新翼形，但他們偏重自由飛模型，完全沒(méi)有任何實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，而且很難制作，遙控 的好似沒(méi)看過(guò)。國(guó)外尤其是德國(guó)有關(guān)模型飛機(jī)的數(shù)據(jù)就比擬多，很可惜國(guó)人一般德文都是鴉鴉烏，這里介紹一本英文書Martin Simons著model aircraftaerodynamics Argus Books，在亞馬遜網(wǎng)絡(luò)書局可

26、以買的到，號(hào)稱美國(guó)模型界 的圣經(jīng)，另外網(wǎng)絡(luò)上的資源有： nasa.go v美國(guó)太空總署 iag.uni-.de 德國(guó) stuttgart 大學(xué) 美國(guó) Embry-Riddle Aeronautical University.i 美國(guó) University of Illinois at Urbana-Champaign nasg /afdb/index-e.phtml日本大學(xué)航空研究會(huì)這網(wǎng)站有上千種翼 型坐標(biāo)及極線。選擇翼型要先決定飛機(jī)用途、大小、重量、速度，再依翼面負(fù)載、雷諾數(shù)決定后 再選擇適宜的翼型，翼型的數(shù)據(jù)包括形狀的幾何坐標(biāo)，以及在某個(gè)展弦比及各種 雷諾數(shù)下之升力、阻力

27、系數(shù)，一般都以極線圖顯示，縱坐標(biāo)大都是升力系數(shù)，橫坐標(biāo)是阻力系數(shù)如圖3-23左邊，有些比擬舊式的數(shù)據(jù)縱坐標(biāo)是升力系或阻力系數(shù)，橫坐標(biāo)那么是攻角如圖3-24，近代計(jì)算機(jī)翼型數(shù)據(jù)縱坐標(biāo)是氣流速度 或是壓力，橫坐標(biāo)那么是翼弦位置，但都可以從圖表中換算出升力、阻力多少，也 可以查出機(jī)翼攻角幾度時(shí)升力系數(shù)迅速惡化發(fā)生失速，當(dāng)知道飛機(jī)的升力與阻力系數(shù)后，這時(shí)就滑空比就決定了，依升力系數(shù)及翼面積總升力可以算出， 再依阻 力系加上機(jī)身、尾翼所有阻力系數(shù)可以算出總阻力， 所需的阻力與我們?cè)燃僭O(shè) 的引擎馬力是否相符，因過(guò)程都是計(jì)算在此省略，有興趣的讀者可參看朱寶流著 模型飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)永利模型飛機(jī)公司出版，里

28、面有詳細(xì)解釋選擇翼型的方 法，這本書講的是自由飛模型，而且數(shù)據(jù)很舊，但原那么是一樣的。(棄緬os<N)sels兮 iTU£0S'J気而心4 MUl« -l1"t55尸新'心gii仙 l呻屮iiiw呻*CW* 一-、7S> y 卜!竝 ：-£W “一妙0 JlhWllfcal枇?11 七HFIHi(夏疵# *0壬如 vbL0 Eo£0i cs s£4o/e/a占4/,as¥ m砂 a血 斗g? 戍彌 l5,J45 JOiA?J0fX7J 百Ta劉 -5,5£?JI 連 29d2M jJS5

29、&J53'X5SJ 矽肚fiza卜上吞出 卻走卜 戒 jecj|-,«? 昭和邸血 也m耳Z.Z. AT5滾7ff §胸 f/itzs&c：工 G&N i_ aAtrfcif: N.A.C.A, OC左 代皿影和g3 5/ze:亍門0“胸fgg鼻葩沖._ nPres.7 東族:陸林遜-養(yǎng)(Itere畑諾ed £翩龍L在毀牡盤£ 7*#3 Carres te d Ar檢理ne扣州粉好帝玳粧料 L* dWL'J WE . U*W*4W 片 111 A03 叫母購(gòu)誤2尋3去 婦乎妲 M Q癢* G foQ苦尺雄科圖 3-

30、24NACA 資料選擇翼型的過(guò)程是一種試誤法，需要經(jīng)驗(yàn)與耐心，現(xiàn)在實(shí)機(jī)方面設(shè)計(jì)翼型當(dāng)然早 已采用計(jì)算機(jī)計(jì)算，模型飛機(jī)也漸漸采用計(jì)算機(jī)設(shè)計(jì)方式， 你可以直接輸入所要 的翼型，甚至自己設(shè)計(jì)一個(gè)新翼型，輸入中弧線最大弧高、位置，及最大厚度等 數(shù)據(jù)，再告訴計(jì)算機(jī)展弦比、機(jī)翼攻角及飛行速度，計(jì)算機(jī)也懶得告訴你升力、 阻力系數(shù)，而直接告訴你升力多少牛頓， 阻力多少牛頓，失速角多少度也一并告 訴你，還配合3D動(dòng)畫，國(guó)外有好幾套這種軟件出售，有一家公司網(wǎng)站(www pufoil )你可以上網(wǎng)購(gòu)置，但我建議讀者如想真正了解翼型選擇，還是要從根底學(xué)起，免得知其然而不之其所以然，美國(guó)太空總署有一套翼型仿真 器如圖3

31、-25，有興趣的讀者可自行下載， :/ lerc. /Other_Groups/K-12/FoilSim/i ndex.htmljneiT1arJ-_LttWi ttudLKkL JCfDlL in UiLij'd urt « |J 右也比九氣 ifk Tr Cmabfl a C D £ Ehnri t Th: zkn 陽(yáng)*t昭I!群障JR 7 B 9 2 Excrflcfimlfl.M'MlsllMSacii Afewplieiti円百熱y苗=%1p H*rA|iii « 0s'fti fiax -S d fhon t A

32、i；La ci Aiuk 5.D £«pv«、 lM3 StlfW-SX 1P21】U.tHI H.a,3n d.ies m-d.m .ODD 140 j 罪 £ 0( m-13.417 -0.16 H-0 蟻-OXS 14-£I_B£_£C Ui- T j rir i & MEiKlplt曲國(guó)? 6LtQ30 fi.- 1» 1】3Pm I! IFidsTTov Ikta.J-zLUDnl.l J s tEwi I e n 豐Pl*B"i E 1"總劃1玉i機(jī) OjO I 別 Ml r

33、h瑋I Sift+uiia hiDO44-n劃nix?肚旳-0O.Cfle-0昭QS31 4iJi-D.4DCD CEE：4.44n :riQ insM.T7D ?570 W1M JU.n wA lUij| taHLiTL h-teiLiu rd Li.e L* AlnupNiaaii, Toafvnta.ni * lton>i¥ * G JhcfcwM 悟上 Z 如訶,"ffl亡 nf 4nuh- r j- rC.W M.d 62庇 14.377 0O-ffiW M.物期0.01 U.TO 鮭 -o a H-TU sb 百.E M.囪 EOS "fl.CB

34、 Id.E EQ5 c »w 理 m gm-s-ffi?*圖 3-25對(duì)一般讀者而言有一方便法門，我們可以參考別人的設(shè)計(jì)，一架飛機(jī)已經(jīng)證明飛 得很好，如果我們的飛機(jī)條件相似，就可以采用那種翼型，美國(guó)的套件一般多會(huì) 把翼型標(biāo)在設(shè)計(jì)圖上，除此之外還是有一些規(guī)那么可循：1薄的翼型阻力小，但不適合高攻角飛行，適合高速機(jī)。2厚的翼型阻力大，但不易失速。3練習(xí)機(jī)用克拉克丫翼或半對(duì)稱翼，因浮力大。4特技機(jī)用全對(duì)稱翼，因正飛或倒飛差異不大。5斜坡滑翔機(jī)用薄一點(diǎn)翼型以增大滑空比。6 3D特技機(jī)用前緣特別大的翼型以便高攻角飛行。再次強(qiáng)調(diào)參考別人設(shè)計(jì)時(shí)要注意雷諾數(shù)相似，雷諾數(shù)差異大時(shí)一點(diǎn)意義都沒(méi)有， 把別

35、人大飛機(jī)的翼型用在你的小飛機(jī)上絕對(duì)不行。以下是一些常用翼型:1特技機(jī)：NACA 0010 00122 練習(xí)機(jī)：NACA 2410 2412、CLARK Y83 斜坡滑翔機(jī)：RG14 RG 15、Eppler 385F4小滑翔機(jī)及牽引滑翔機(jī)： Eppler 385、Eppler 374、Selig 3021第八節(jié)翼型畫法翼型決定后接下來(lái)要把形狀謄到紙上以便制作翼肋片， 翼型的數(shù)據(jù)來(lái)的時(shí)候是一 組坐標(biāo)數(shù)字，通常是 (0,0)到(100,0)或是(0,0)到(1,0)，以前是找一張方格紙一個(gè)一個(gè)把坐標(biāo)點(diǎn)乘上長(zhǎng)度系數(shù)因?yàn)槟愕囊硐也粫?huì)剛好10公分吧然后點(diǎn)上去，典型的翼型數(shù)據(jù)大約有40組坐標(biāo)如圖3-26，

36、矩形翼還好只要做一次，一架 30 級(jí)的特技機(jī)的錐形翼翼弦大約有十種尺寸， 你慢慢畫吧， 我看過(guò)有人畫了一組后 用復(fù)印機(jī)放大， 結(jié)果當(dāng)然不準(zhǔn)， 現(xiàn)在我們幸福多了， 用計(jì)算機(jī)來(lái)處理又快又精確， 長(zhǎng)谷川克的書上有一個(gè)basic的小程序，但使用不容易畫出來(lái)的效果也不好，北投張永岳先生十幾年前也發(fā)表過(guò)一個(gè)程序，現(xiàn)在我們以AutoCAD 來(lái)處理翼型，非常方便效果也最好，簡(jiǎn)介如下：Eppler 385XUYUXLYL2.(MI00.0002.0001攻1.250UOO4.600Z5D0L2005.01MJ5.0001.2007(XJ7.1007,5001JOOmxm8.00010,0001/0015.000

37、9 2()01 工 000i an20.00010.20020.0002JOO25.0CX110.90025.0002,600.11 40030.000土 10040.00011.80040.0003.6005D.0CX111.20050.0004.10060.00010.10060.0004.40070.0008.50070,0004.40080.0306.0008Q.QD04.10043U90.0003.50095.0003.30095.000zeoo100.0002.000100.0002TOO圖 3-26A前置作業(yè)：1開新圖檔(open a new drawing) 選擇公希9 (me

38、tric)。2選擇復(fù)合線(ployline)。3把坐標(biāo)一個(gè)一個(gè)輸入。4輸入完成后作成區(qū)塊(block)。5插入點(diǎn)選擇(0,0)。6完畢。7把所有常用的翼型通通作成區(qū)塊備用。B實(shí)際使用：1先計(jì)算或畫出所有需要的翼弦長(zhǎng)(這里取25公分為例)2 開新圖檔(open a new drawing) 選擇公希9 (metric)。3插入所要翼型的區(qū)塊(insert block)。4 X比例取2.5 , Y比例亦為2.5。5旋轉(zhuǎn)角0度。6爆炸后作圓滑曲線FIT7于是銀幕出現(xiàn)一個(gè)漂亮翼弦長(zhǎng) 250單位的翼型。8打印時(shí)設(shè)定1單位=1 mm。9于是一個(gè)漂亮翼弦長(zhǎng)25公分的翼型出來(lái)了。實(shí)際上作業(yè)時(shí)包括錐形翼所有翼弦

39、長(zhǎng)計(jì)算通通在AutoCAD上處理，翼型畫好后還要扣除蓋板2mm、前、后緣材厚度、大梁，這也同時(shí)處理，最后結(jié)果才是你 實(shí)際翼肋片的形狀如圖3-27，再把所有翼肋片擺在模擬市售巴沙木寬度上 8公分如圖3-28，便于切割及節(jié)省材料，全部所花費(fèi)時(shí)間不會(huì)超過(guò)2小時(shí)，到時(shí)印出來(lái)后把紙用口紅膠貼在巴沙木上直接切割如圖3-29，再把紙撕掉。圖 3-27W6L 二+ | 2W IW5| 4二 T | 3W IW4| |+十i f 4W IW1W1 IW1W1 I I W1 IW3|1r411 5W IW2 J卜-J4| | 6W I圖 3-28第四章翼平面第一節(jié)翼平面介紹翼平面即是主翼平面投影的形狀，當(dāng)我們已假

40、定飛機(jī)重量、翼面負(fù)載后， 主翼面 積即可算出，展弦比亦已大致決定， 這時(shí)就要確定主翼平面形狀，考慮的因素有1失速的特性、2應(yīng)力分布、3制作難易度、4美觀，模型飛機(jī)的速度離音速還差 一大截，不須考慮空氣壓縮性，也沒(méi)有前后座視野的問(wèn)題，所以后掠翼不需考慮， 當(dāng)然為美觀或像真機(jī)除外，常見(jiàn)的平面形狀及特性如下：1矩形翼：如圖4-1丨從左至右翼弦都一樣寬，練習(xí)機(jī)常用的形狀，因?yàn)橹谱?簡(jiǎn)單，失速的特性是從中間開始失速，失速后容易補(bǔ)救。圖4-12和緩的錐形翼：如圖4-2從翼根往翼端漸縮，制作難易度中等，合理的翼 面應(yīng)力分布，緩和的翼端失速，特技機(jī)最常見(jiàn)的意形式。圖4-23鋒利的錐形翼：如圖4-3同樣從翼往翼

41、端漸縮，但翼端極窄，惡劣的的翼端失速4橢圓翼：如圖4-4制作難度高，最有效率的翼面應(yīng)力分布，翼端至翼根同 時(shí)失速，這也是天上最優(yōu)美的翼面形式。f - -_ _ I _ _ 一一 圖4-4機(jī)翼先失速的位置跟局部升力系數(shù)與平均升力系數(shù)的比值有關(guān)，比值大的地方先失速，另因升力分布于所有翼面，機(jī)翼的剪應(yīng)力及彎矩應(yīng)力會(huì)從翼端往翼根處累 積，所以飛機(jī)結(jié)構(gòu)失敗在空中折翼都在靠機(jī)身處， 矩形翼結(jié)構(gòu)應(yīng)力分不就很不經(jīng) 濟(jì)，靠翼端處結(jié)構(gòu)過(guò)強(qiáng)，增加無(wú)謂的重量，錐形翼、橢圓翼就比擬經(jīng)濟(jì)，此外從 圖面也可看出矩形翼的誘導(dǎo)阻力比擬大，即使翼端的面積大效率也不好。鋒利的錐形翼翼端極窄，雷諾數(shù)小， 且因?yàn)橐硐叶蹋瑯泳认轮谱?/p>

42、時(shí)攻角誤差 大，翼端很容易失速，翼端失速后就從先失速的一端先往下掉，而且不見(jiàn)得救得 回來(lái)，所以做Ju87像真機(jī)那類飛機(jī)要特別注意。主翼平面形狀不需要一成不變的為錐形翼或橢圓翼，可以依需求、制作難易度及 美觀采取各種組合。第二節(jié)壓力中心在考慮飛機(jī)的縱向平衡時(shí)，我們有需要知道所有升力的合力點(diǎn)以便定出日后飛機(jī) 重心位置，這合力點(diǎn)一般稱壓力中心， 機(jī)翼橫剖面的升力并不是平均分布， 從翼剖面氣流速度圖上你可以看出翼上緣前端空氣流速最快如圖4-5，上翼面氣流速度I下翼面255075翼弦位置% % %圖4-5該處?kù)o壓力最小升力最大，所以總升力中心有點(diǎn)偏前，機(jī)翼產(chǎn)生升力同時(shí)亦產(chǎn)生 一彎矩，機(jī)翼當(dāng)攻角改變時(shí)壓力

43、中心亦改變， 一般來(lái)說(shuō)攻角增加時(shí)壓力中心向前 移，攻角減小時(shí)壓力中心向后移，使壓力中心的計(jì)算更加復(fù)雜，在設(shè)計(jì)時(shí)并不直 接求出壓力中心位置，而是采用焦點(diǎn)及焦點(diǎn)彎矩的方式， 所謂焦點(diǎn)是研究發(fā)現(xiàn)不管機(jī)翼攻角改變，當(dāng)速度固定時(shí)升力對(duì)于機(jī)翼前緣算來(lái)1/4距離的位置產(chǎn)生的彎矩是固定的，所以實(shí)際升力對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生的作用可以以作用在焦點(diǎn)的力及一個(gè)彎矩來(lái)替代如圖4-6，圖4-6有時(shí)后也直接把這一點(diǎn)當(dāng)作壓力中心， 此一焦點(diǎn)其實(shí)有一點(diǎn)點(diǎn)變動(dòng)但不大， 翼型 資料里也有一個(gè)焦點(diǎn)彎矩系數(shù)，但跟升力、阻力系數(shù)不一樣的是焦點(diǎn)彎矩系數(shù)是 一定值不隨攻角改變，中弧線越彎那么彎矩系數(shù)越大，即使這樣簡(jiǎn)化后對(duì)一般讀者 仍稍嫌困難，我們?cè)儆?/p>

44、以簡(jiǎn)化，考慮升力及彎矩的共同作用后， 大約以上弧線最高點(diǎn)為合力位置，一般翼型約在前緣算來(lái) 1/3的位置，這樣就不需要再考慮彎矩的作用了，這種精確度對(duì)普通模型飛機(jī)已夠使用，進(jìn)一步討論請(qǐng)參考第八章，此 外還有一點(diǎn)要注意的就是圖4-6的力是朝正上方，實(shí)際上氣流對(duì)機(jī)翼的作用 力是如如圖4-7，圖4-7有點(diǎn)往后傾，把力分為向上的升力及向后的阻力，很明顯可以看出攻角越大，阻力也越大，因?yàn)樽枇χ林匦牡木嚯x很短，所以分析平衡時(shí)阻力產(chǎn)生的力矩我們都 予以省略。對(duì)矩形翼飛機(jī)而言，壓力中心至此告一段落，但錐形翼或后掠翼我們還需計(jì)算升 力平均翼弦位置才能定出壓力中心，我們采用圖解法以便求出壓力中心 如圖4-8:第三節(jié)

45、外洗角飛機(jī)失速時(shí)我們希望從翼根開始失速， 失速后機(jī)頭往下掉，于是迅速獲得速度恢 復(fù)操控，盡量防止翼端失速，翼端失速時(shí)先失速的一邊機(jī)翼往下掉， 飛機(jī)發(fā)生螺 旋下墜，有可能無(wú)法恢復(fù)，但我們失速與攻角有關(guān)，我們可以設(shè)法防止讓失 速先發(fā)生于翼端，就是在設(shè)計(jì)時(shí)讓翼端跟翼端攻角不一樣，翼端的攻角少個(gè)一、 兩度，就可以延后翼端失速，這個(gè)角度叫外洗角，代價(jià)是翼端升力系數(shù)減小，但 翼端的誘導(dǎo)阻力也稍微減少，這在實(shí)機(jī)上尤其是螺旋槳飛機(jī)是很常見(jiàn)的作法， 遙 控動(dòng)力飛機(jī)是否要外洗角見(jiàn)仁見(jiàn)智， 但一般高級(jí)滑翔機(jī)、牽引機(jī)及手?jǐn)S機(jī)幾乎都 有外洗，無(wú)尾翼飛機(jī)翼端一般外洗到負(fù)攻角，以便提供配平力。以上的外洗角稱為幾何外洗，另外

46、有一種外洗稱為氣動(dòng)外洗，就是機(jī)翼翼根至翼 端的攻角都不變，但翼端、翼根分別使用不同的翼型，翼端使用較不容易失速的 翼型，如此一來(lái)也可保證翼根先失速。跟一般想象的不一樣，實(shí)際使用上翼端反而不使用比擬不容易失速的對(duì)稱翼， 而 是利用零升攻角至失速角范圍較大的內(nèi)凹翼型， 再配合幾何外洗，這樣翼端升力 不會(huì)損失太多而又到達(dá)外洗的目的。第四節(jié)上反角 上反角就是當(dāng)機(jī)翼擺正時(shí)翼前緣與水平線的夾角， 大局部飛機(jī)都有上反角，常見(jiàn) 的形式如，一級(jí)上反角如圖4-9制作簡(jiǎn)單，效果也很好，二級(jí)上反角 如圖 4-10丨內(nèi)外機(jī)翼上反角度不同，外翼上反角較大，修正效果最好，U形上反角如 圖4-11丨是內(nèi)翼沒(méi)有上反，只有外翼有

47、上反，機(jī)翼中間應(yīng)力集中處沒(méi)有接點(diǎn)，結(jié) 構(gòu)堅(jiān)強(qiáng)，手?jǐn)S機(jī)常用，反海鷗翼如圖4-12內(nèi)翼是下反外翼上反，優(yōu)點(diǎn)是輪架 裝在內(nèi)外翼交接處，因離地面近可以做的又粗又短圖4-13，上反角的作用如下：圖4-9圖4-10固！ 13 NAS A腮片1維持滾轉(zhuǎn)方向平衡：當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí)突然受到側(cè)向力如一陣風(fēng)， 這時(shí)飛時(shí)機(jī) 傾向另一邊，這時(shí)上反角就要負(fù)責(zé)修正回來(lái)，大局部的人認(rèn)為這是當(dāng)機(jī)翼 傾向一邊時(shí)，水平投影面積一邊增加另一邊減少，產(chǎn)生一個(gè)回復(fù)力矩如圖4-14，其實(shí)這是不適當(dāng)?shù)恼f(shuō)法，回復(fù)力矩是有，但非常小，上圖是為了強(qiáng)調(diào)回復(fù)力矩，上反角增加為16度，實(shí)際上反角不可能那幺大，我們拿 上反角3度來(lái)說(shuō)，投影面積最多改變1%實(shí)在

48、于事無(wú)補(bǔ)，實(shí)際的作用是， 假設(shè)碰到右陣風(fēng)飛機(jī)往左傾，左邊機(jī)翼往下掉，于是左邊機(jī)翼的相對(duì)氣流 除了一般從前緣往后緣流的向量以外，還碰到一個(gè)從下往上的向量如圖4-15，結(jié)果就是相當(dāng)于左邊機(jī)翼攻角增大升力增大，右邊剛好相反升力減小，于是產(chǎn)生修正力矩，使飛機(jī)擺正。2轉(zhuǎn)向：很多小型遙控飛機(jī)沒(méi)有副翼，只有方向舵，但轉(zhuǎn)彎時(shí)一樣側(cè)傾后轉(zhuǎn)向， 這是因?yàn)樯戏唇堑年P(guān)系，當(dāng)想控制飛機(jī)左轉(zhuǎn)而把方向舵往左打，因方向舵 產(chǎn)生一個(gè)向右的力，機(jī)頭于是朝左偏，但還是往前飛，這叫偏航如圖4-16，因右翼上反的關(guān)系相對(duì)氣流相當(dāng)于右邊機(jī)翼攻角增大，于是升力增大，左翼剛好相反升力減小，于是飛機(jī)向左側(cè)滾轉(zhuǎn)，配合升舵完成左轉(zhuǎn)， 我曾作過(guò)一架

49、上反角0度的特技機(jī)，打方向舵后機(jī)頭歪向一邊就是不轉(zhuǎn)彎， 剛好映證以上理論。移動(dòng)方向機(jī)頭方向圖 4-163提高壓力中心：機(jī)翼上反后，壓力中心也提高，有助于穩(wěn)定性，所以雖然練習(xí) 機(jī)須要高穩(wěn)定性，但有些實(shí)機(jī)的練習(xí)機(jī)仍采低翼配置，請(qǐng)您注意這類飛機(jī) 上反角都比擬大，主要就是從穩(wěn)定性考慮。上反角效益很大，但角度過(guò)大時(shí)修正力矩過(guò)大， 將很難轉(zhuǎn)彎， 而且此時(shí)機(jī)翼垂直 投影大，垂直尾翼如果相對(duì)的小，飛機(jī)的直線性變差，飛起來(lái)就會(huì)左右擺頭，遙 控特技機(jī)那么因翼前緣有點(diǎn)后掠， 多少已有穩(wěn)定作用， 操縱者技術(shù)好并且全神貫注 在操縱，有無(wú)上反角并無(wú)關(guān)緊要。第五章螺旋槳與引擎一節(jié)螺旋槳原理與分類螺旋槳負(fù)責(zé)把引擎的功率轉(zhuǎn)變?yōu)?/p>

50、向前的推力， 重要性不言而喻， 螺旋槳推進(jìn)飛機(jī) 的原理與火箭、導(dǎo)風(fēng)扇飛機(jī)、噴射機(jī)不同，也與船用螺旋槳不同，火箭等前進(jìn)是 因?yàn)閯?dòng)量守恒的關(guān)系， 如果飛機(jī)也是靠動(dòng)量守恒的原理前進(jìn)， 那螺旋槳就要把空 氣盡量快盡量多往后吹去， 那螺旋槳的形狀就應(yīng)該像電扇葉片一樣寬且短， 而不 是像現(xiàn)在我們看的細(xì)細(xì)長(zhǎng)長(zhǎng)的，導(dǎo)風(fēng)扇扇葉形狀類似船用螺旋槳，效率卻很差， 因?yàn)閷?dǎo)風(fēng)扇引擎、 加速管及支撐等對(duì)象擋住了不少氣流， 而且導(dǎo)風(fēng)扇后送的空氣 速度不夠快，質(zhì)量更不夠多。我們應(yīng)該把槳葉看成一片小型的機(jī)翼， 引擎轉(zhuǎn)動(dòng)的速度加上飛機(jī)前進(jìn)的速度， 使 槳葉對(duì)空氣產(chǎn)生相對(duì)的速度， 槳葉的截面本來(lái)就是一個(gè)翼型， 然后因伯努利定律 產(chǎn)

51、生升力，只是此時(shí)的升力是向前的，稱為推力，使飛機(jī)向前，歷史上有名的競(jìng)速機(jī)GeeBee得過(guò)很屢次世界冠軍，也有不少模型像真機(jī)，請(qǐng)讀者注意其螺旋 槳與機(jī)身的比例， 它螺旋槳向后的氣流三分之二以上被引擎及機(jī)身偏折， 根本沒(méi) 往正前方吹，使人不禁疑心它怎幺飛， 可是它還是世界競(jìng)速冠軍呢， 所以記得螺 旋槳的風(fēng)大不大與推力毫無(wú)關(guān)系。螺旋槳可依不同方式分類，我們真正有興趣的是直徑與螺距，將于下節(jié)討論， 其 余分類如下：依槳葉數(shù)： 單槳：競(jìng)速機(jī)常用，可防止吃到前葉的尾流，效率最正確，但另一端要配平。 雙槳：最常見(jiàn)的型式，合理的效率，容易平衡。三槳以上：像真機(jī)或槳葉長(zhǎng)度受限時(shí)使用，效率稍差。依推力方向：拉力槳

52、：即正槳，從飛機(jī)前面產(chǎn)生拉力使飛機(jī)向前。推力槳：即反槳，從飛機(jī)后面產(chǎn)生推力使飛機(jī)向前，少數(shù)引擎可逆轉(zhuǎn)，雙引擎飛 機(jī)其中一個(gè)引擎逆轉(zhuǎn)用反槳以抵銷反扭力。依材值：木槳：剛性好，重量輕，但易損壞。塑料槳：廉價(jià)，選擇性多，較不易損壞。碳纖槳：最好，最貴。第二節(jié)螺旋槳的選擇我們仔細(xì)看一支螺旋槳如圖5-1，上面除了公司的標(biāo)志外APC，另外還有一組數(shù)字12x9,這是選擇螺旋槳最重要的一組數(shù)字，12代表這支螺旋槳直徑是12英寸，9代表螺距是9英寸，另一組 數(shù)字305x227是公制，單位是mm,代表意義完全一樣，直徑的意思大家都了解, 螺距的意思是螺旋槳旋轉(zhuǎn)一圈，依螺旋槳的角度，理論上螺旋槳前進(jìn)的距離如 圖5-

53、2,當(dāng)螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)槳上的點(diǎn)因距離軸心的不同， 行走的距離也不同=2 x 3.1416 x，現(xiàn)在的螺旋槳都是定螺距槳，就是旋轉(zhuǎn)一圈槳上每一點(diǎn)的螺距都一 樣，所以越靠近軸心，槳葉角越大，槳尖局部角度就比擬小，當(dāng)然還有一種定螺 角槳，這種槳槳上每一點(diǎn)角度都一樣，當(dāng)旋轉(zhuǎn)一圈槳上每一點(diǎn)的螺距都不一樣， 越靠槳尖越大，最常見(jiàn)的就是竹蜻蜓， 相信大家都玩過(guò)，另外也常見(jiàn)于初級(jí)橡皮 筋動(dòng)力飛機(jī)，因?yàn)橹谱鞣浅：?jiǎn)單。3.1416直徑螺旋槳行走一圈的距離圖5-2你買一個(gè)新引擎，引擎的說(shuō)明書會(huì)建議你， 試車時(shí)用多大的槳，像真機(jī)用多大的 槳，特技機(jī)又用多大的槳，弄得你迷迷糊糊，在這里說(shuō)明一下，試車時(shí)用的槳一 般都比擬大，

54、是防止萬(wàn)一不小心轉(zhuǎn)數(shù)過(guò)高，使新引擎燒毀，沒(méi)其它意思，像真機(jī) 及特技機(jī)用的槳不同，最主要是因?yàn)轱w機(jī)速度不同的關(guān)系， 特技機(jī)一般飛行速度 比擬快，希望螺旋槳在高速飛行時(shí)比擬有效率， 像真機(jī)一般來(lái)說(shuō)翼面負(fù)載大，希 望螺旋槳在低速時(shí)比擬有效率，起飛、降落時(shí)才不會(huì)出過(guò)失，沒(méi)人會(huì)管它極速快 不快，我們假設(shè)引擎輸出的最大功率是一定值， 輸出功率在螺旋槳到達(dá)恒定轉(zhuǎn)速 時(shí)要克服的是螺旋槳的阻力，我們前面說(shuō)過(guò)應(yīng)該把槳葉看成一片小型的機(jī)翼，螺 距越大就是槳葉角越大，相當(dāng)于機(jī)翼攻角越大，當(dāng)然阻力就越大，螺旋槳越長(zhǎng)， 面積及槳端切線速度也越大，阻力也越大， 既然最大功率是一定值，我們只好在 直徑與螺距上作妥協(xié)。特技機(jī)希

55、望螺旋槳在高速飛行時(shí)比擬有效率， 像真機(jī)希望螺旋槳在低速時(shí)比擬有 效率，我們?cè)偬嵝岩淮螒?yīng)該把槳葉看成一片小型的機(jī)翼，既然是機(jī)翼，同樣就會(huì)有攻角、失速問(wèn)題，甚至誘導(dǎo)阻力情形也一樣，為了找出最正確攻角，請(qǐng)參看圖 5-3，合成的氣流速度等于螺旋槳的切線速度加上飛機(jī)前進(jìn)的速度假設(shè)你對(duì)向量不熟悉的話，因?yàn)槭窍鄬?duì)運(yùn)動(dòng)，你可以假設(shè)你是一只螞蟻趴在螺旋槳前緣， 你不動(dòng)，讓氣流來(lái)吹你，想象一下因螺旋槳旋轉(zhuǎn)加上飛機(jī)前進(jìn)， 你臉上吹的是那 方向來(lái)的風(fēng)丨，螺距太大而飛行速度不夠快， 那么攻角太大而失速，這種情形在這 里叫螺旋槳打滑，螺距太小而飛行速度太快，那么攻角太小，效率那么很差，所以結(jié) 論是高速飛機(jī)用小槳大螺距，低速飛機(jī)用大槳小螺距。以前在萊特兄弟時(shí)代，飛機(jī)做好以后要拉一個(gè)綁在樹上磅秤來(lái)測(cè)拉力，現(xiàn)在飛行場(chǎng)上偶而也有人這幺做， 現(xiàn)在我們知道這是多余的，測(cè)得的拉力因沒(méi)有飛機(jī)前進(jìn)的速度， 所以只有在飛機(jī) 靜止時(shí)有效，飛機(jī)有了速度后就不準(zhǔn)了。攻角過(guò)大一' I飛機(jī)速度螺旋槳切線速度攻角過(guò)小飛機(jī)速度圖5-3螺距最好的解決方法當(dāng)然是使用變距螺旋槳，可依飛行速度不同改變螺距，二次大戰(zhàn)后大部分的螺旋槳飛機(jī)都已使用變距螺旋槳，可依飛