模型飛機(jī)理論方案

朽木易折，金石可鏤。千里之行，始于足下。第頁(yè)/共頁(yè)模型飛機(jī)理論計(jì)劃一、飛機(jī)受力分析模型飛機(jī)翱翔時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)的中央是它的重心。將模型飛機(jī)重心的轉(zhuǎn)動(dòng)分解為繞三根假想軸（橫軸、縱軸、立軸）的轉(zhuǎn)動(dòng)。這三根軸互相垂直，并且相交于重心。貫通模型前后的叫縱軸，繞縱軸的轉(zhuǎn)動(dòng)就是模型的滾轉(zhuǎn)；貫通模型上下的叫立軸，繞立軸的轉(zhuǎn)動(dòng)就是模型的方向的偏轉(zhuǎn)；貫通模型左右的叫橫軸，繞橫軸的轉(zhuǎn)動(dòng)就是模型的俯仰。模型飛機(jī)可以只繞其中一根軸轉(zhuǎn)動(dòng)，也可以同時(shí)繞兩根或三根軸轉(zhuǎn)動(dòng)。整架模型飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)則以模型飛機(jī)重心的運(yùn)動(dòng)為代表。模型飛機(jī)的翱翔狀態(tài)由作用在模型飛機(jī)上的力以及這些力對(duì)重心產(chǎn)生的力矩所決定。力決定重心運(yùn)動(dòng)；力矩決定模型繞重心運(yùn)動(dòng)，且兩者互相影響。所以，可以通過(guò)翱翔姿態(tài)來(lái)間接判斷模型飛機(jī)上所受的力或力矩的情況，這是舉行翱翔調(diào)節(jié)時(shí)對(duì)模型受力分析的主要手段。再通過(guò)改變作使勁和力矩的主意使模型達(dá)到理想的翱翔狀態(tài)，這就是翱翔調(diào)節(jié)的基本內(nèi)容。經(jīng)分析，作用在模型飛機(jī)上的力主要有三種：重力、拉力和空氣動(dòng)力。重力的方向永遠(yuǎn)向下，垂直于地平面。重心就是假想的重力的作用點(diǎn)，條件是模型各處所有重力對(duì)這一點(diǎn)的力矩恰好抵消，于是把模型各部分所受的重力都平移到這一點(diǎn)集合成為總的重力。固然總的重力對(duì)重心不形成力矩。拉力（或叫推進(jìn)力）普通是向前的，由動(dòng)力裝置產(chǎn)生。通常，螺旋槳軸的中央線就是“拉力線”。拉力對(duì)重心是否產(chǎn)生力矩，由拉力線的位置而定。倘若拉力線（包括延伸線）正巧通過(guò)重心，拉力就不產(chǎn)生力矩。倘若拉力線不通過(guò)重心，就會(huì)產(chǎn)生力矩。拉力線通過(guò)重心下面會(huì)產(chǎn)生抬頭力矩；拉力線通過(guò)重心上面會(huì)產(chǎn)生低頭力矩；拉力線通過(guò)重心左側(cè)產(chǎn)生右轉(zhuǎn)力矩；拉力線通過(guò)重心右側(cè)產(chǎn)生左轉(zhuǎn)力矩。力矩具有使物體轉(zhuǎn)動(dòng)的作用。力矩等于力乘力臂（力到轉(zhuǎn)動(dòng)中央的距離）。改變力和力臂的大小是調(diào)節(jié)模型繞重心運(yùn)動(dòng)的基本主意。通常用改變拉力線角度的主意來(lái)調(diào)節(jié)拉力力矩的方向和大小?？諝鈩?dòng)力的情況較為復(fù)雜，機(jī)身、起落架、尾翼等只產(chǎn)生阻力。阻力和翱翔方向相反。機(jī)翼和水平尾翼除產(chǎn)生阻力外，還產(chǎn)生升力或負(fù)升力。升力垂直于相對(duì)氣流（即翱翔方向）。空氣動(dòng)力也會(huì)產(chǎn)生轉(zhuǎn)動(dòng)力矩。翱翔調(diào)節(jié)主要是處理空氣動(dòng)力力矩平衡問(wèn)題。機(jī)翼的空氣動(dòng)力如圖1所示，已伯努利定律——（當(dāng)氣體水平運(yùn)動(dòng)的時(shí)候，它包括兩種能量：一種是垂直作用在流體表面的靜壓強(qiáng)的能量，另一種是因?yàn)闅怏w運(yùn)動(dòng)而具有的動(dòng)壓強(qiáng)的能量，這兩種能量之和是一個(gè)常數(shù)，則有其中，Ｐ表示靜壓強(qiáng)，ρv2/2表示動(dòng)壓強(qiáng)，ρ是空氣密度，Ｖ是流速。如圖2，已知延續(xù)性原理（不可壓縮流體）流體只能在通道中流動(dòng)，在單位時(shí)光內(nèi)通過(guò)通道上任何界面的流體質(zhì)量都是相等的?？傻茫寒?dāng)一股氣流，因?yàn)闄C(jī)翼的插入，被分成上下兩股，通過(guò)機(jī)翼以后合為一股。因?yàn)闄C(jī)翼上表面拱起，使得上方那股氣流的通道變窄。按照氣流延續(xù)性原理和伯努利定理可以得知，機(jī)翼上方的壓強(qiáng)比機(jī)翼下方的壓強(qiáng)小，也就是說(shuō)機(jī)翼下表面受到向上的壓力比機(jī)翼上表面受到向下的壓力大，這個(gè)壓力差就是機(jī)翼產(chǎn)生的升力?？諝鈩?dòng)力的計(jì)算舉行翱翔調(diào)節(jié)時(shí)，要對(duì)空氣動(dòng)力的大小有個(gè)大體預(yù)計(jì)。決定空氣動(dòng)力大小的因素及升力計(jì)算公式見(jiàn)下式：其中：Y是機(jī)翼的升力，Cr是升力系數(shù)；ρ為空氣密度，υ是機(jī)翼同氣流的相對(duì)速度，S是機(jī)翼面積。式中是動(dòng)壓強(qiáng)。升力系數(shù)Cr由實(shí)驗(yàn)測(cè)定。實(shí)驗(yàn)時(shí)先測(cè)出Y、ρ、υ、S，再用公式把升力系數(shù)計(jì)算出來(lái)。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(jī)翼平面形狀、表面狀態(tài)、雷諾數(shù)和迎角等。調(diào)節(jié)模型時(shí)，異常要注重迎角和升力系數(shù)的關(guān)系。對(duì)稱(chēng)翼型機(jī)翼的無(wú)升力迎角是零度。隨著迎角增大，臨近直線增長(zhǎng)。在臨界迎角時(shí)增到最大值。超過(guò)臨界迎角后，如迎角再增大，反而疾馳降低。臨界迎角的大小和曲線的斜率主要取決于雷諾數(shù)。普通飛機(jī)的臨界迎角為，最大升力系數(shù)可達(dá)1.4或更大。模型飛機(jī)的臨界迎角普通在左右，最大升力系數(shù)。迎角小于零度時(shí)，是負(fù)值。非對(duì)稱(chēng)翼型（如平凸型、雙凸型、高低型）機(jī)翼的升力系數(shù)曲線有所不同。主要區(qū)別為無(wú)升力迎角是一個(gè)負(fù)值。翼型中弧線彎度越大，無(wú)升力迎角越小。最大值較大。另一個(gè)區(qū)別是臨界迎角稍小。隨迎角增減的情況和對(duì)稱(chēng)翼型大體相同。阻力的計(jì)算公式為：。S依然指面積。不過(guò)要注重，通常計(jì)算機(jī)翼、尾翼的阻力時(shí)用平面面積；計(jì)算其他部件的阻力時(shí)用最大迎風(fēng)面積。叫阻力系數(shù)，也是通過(guò)實(shí)驗(yàn)計(jì)算得出。值決定于機(jī)翼的剖面、平面形狀、表面光潔度和雷諾數(shù)等。機(jī)翼阻力和迎角的關(guān)系最為密切，它清晰地反映在阻力系數(shù)曲線上（圖2-5）。普通無(wú)升力迎角時(shí)最小，這時(shí)主要是機(jī)翼表面摩擦阻力起作用。迎角增大，值也增大。增強(qiáng)的成份主要是誘導(dǎo)阻力。超過(guò)臨界迎角后，阻力急劇增長(zhǎng)，緣故是機(jī)翼上面的氣流發(fā)生了分離（圖2-6），增強(qiáng)的成份主要是壓差阻力。模型飛機(jī)翱翔時(shí)，倘若超過(guò)了臨界迎角，因?yàn)樽枇Υ笤觯由吡Φ募眲∠陆?，就?huì)失去前進(jìn)速度而下沖或螺旋下降。所以臨界迎角也叫“失速迎角”。（3）俯仰力矩平衡模型飛機(jī)的各種力（以及這些力的延伸線），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。使模型抬頭的，叫抬頭力矩；使模型低頭的，叫低頭力矩。這一對(duì)力矩決定著模型的俯仰運(yùn)動(dòng)。所謂俯仰平衡，就是抬頭力矩和低頭力矩相等而抵消。這樣模型才干正常翱翔。在翱翔中，由機(jī)身、機(jī)翼、水平尾翼和起落架等部件的阻力而產(chǎn)生的俯仰力矩較小，而且均不發(fā)生變化或變化甚微，普通不作為調(diào)節(jié)的因素。但由機(jī)翼和水平尾翼的升力而產(chǎn)生的力矩往往作為主要成份，而且又都隨迎角不同而變化，是看見(jiàn)和調(diào)節(jié)俯仰平衡的主要因素，所以要著重研究它們。

機(jī)翼和水平尾翼的力矩平衡可以采取三種方式來(lái)滿(mǎn)意：一種是機(jī)翼升力通過(guò)重心，水平尾翼不產(chǎn)生升力，它們對(duì)重心的力矩都等于零（圖2）。第二是機(jī)翼壓力中央在重心之后，機(jī)翼升力產(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)力矩也可以達(dá)到平衡（圖2）。第三是機(jī)翼壓力中央在重心之前，機(jī)翼產(chǎn)生抬頭力矩。尾翼也產(chǎn)生升力，形成低頭力矩。兩上力矩也可以達(dá)到平衡（圖2）。按照重心的位置可以預(yù)計(jì)是那一種平衡方式：重心在百分之三十弦長(zhǎng)以前的，多半是第二種；重心在百分之四十弦長(zhǎng)以后的，多半是第三種；在這中間的可能是第一種平衡方式。

競(jìng)時(shí)模型飛機(jī)都采用第三種平衡方式，這樣可以利用水平尾翼的升力，提高模型飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能。下面進(jìn)一步研究這種平衡方式的條件。

對(duì)于采用第三種平衡方式的競(jìng)時(shí)模型飛機(jī)。正常情況，機(jī)翼的抬頭力矩等于機(jī)翼（Y機(jī)翼）乘以機(jī)翼壓力中央到重心的距離（1）。水平尾翼的低頭力矩等于水平尾翼的升力（Y平尾）乘以尾力臂（L）（圖2）。俯仰平衡時(shí)必須使這兩個(gè)力矩相等（如用相反符號(hào)，平衡條件是力矩之和等于零，我們不舉行復(fù)雜計(jì)算，只考慮力矩的絕對(duì)值）。即Y機(jī)翼*l=Y平尾*L分離代入升力公式后得：(1/2)CywingρV^2Swing=1/2CytailρV^2Stail機(jī)翼、水平尾翼的速度粗略地當(dāng)作相同(編者按：實(shí)際平尾當(dāng)?shù)厮俣燃s為機(jī)翼速度的0.8~0.95,按照尾翼相對(duì)機(jī)翼的位置不同而不同；今后將祥述)。約簡(jiǎn)后得：

Cywing*Swing*Lwing=Cytail*Stail*Ltail這就是保證俯仰平衡的條件。這是CY機(jī)翼是機(jī)翼的升力系數(shù)，S機(jī)翼表示機(jī)翼的面積，CY平尾表示水平尾翼的升力系數(shù)，S平尾表示水平尾翼的面積。升力系數(shù)、翼面積和力臂就是決定平衡的三要素，也就是調(diào)節(jié)俯仰平衡的基本手段。倘若抬頭力矩過(guò)大，調(diào)節(jié)的主意是減小式子左邊（或加大式子右邊）的一個(gè)或幾個(gè)因素，使之達(dá)到平衡。倘若低頭力矩過(guò)大，就采取相反調(diào)節(jié)主意。這些調(diào)節(jié)因素中，普通不采取改變面積的做法。例如低頭力矩過(guò)大，增大機(jī)翼面積或減小水平尾翼面積都可以達(dá)到調(diào)節(jié)的目的。但是改變面積十分棘手還可能不符合規(guī)矩。改變力臂（1或L）是常用的另一種調(diào)節(jié)主意。詳細(xì)的做法是移動(dòng)重心：重心前移，相當(dāng)于減小1增大L，使抬頭力矩（Y機(jī)翼1）減小，低頭力矩（Y平尾L）加大；重心后移，相當(dāng)于增大1減小L，因而增大了抬頭力矩，減小了低頭力矩。固然，是否采用這種主意，還要考慮到配重是否方便，是否采用這種主意，還要考慮到配重是否方便，是否超重以及安定性等問(wèn)題。改變升力系數(shù)是常常采用的調(diào)節(jié)主意。詳細(xì)的做法是改變安裝角。加大機(jī)翼安裝角可以增大抬頭力矩，加大水平尾翼的安裝角可以增大低頭力矩，反之亦然。這里要異常指出，改變安裝角的大小并不等于改變迎角的大小。偶爾水平尾翼減小安裝角后，模型飛機(jī)的迎角反而增強(qiáng)了。（4）迎角的設(shè)定迎角是翼弦同相對(duì)氣流的夾角。對(duì)于一架詳細(xì)的模型飛機(jī)來(lái)說(shuō)，翼面積、重心位置和平尾力臂等數(shù)值是已定的，即是StailLtail

/SwingLwin一個(gè)常量。為了保持平衡，兩個(gè)升力系數(shù)之比Cywing/Cytail也必須等于這個(gè)常量。例如，一架?chē)?guó)際級(jí)牽引模型飛機(jī)，機(jī)翼面積為29平方分米，水平尾翼面積為5平方分米，機(jī)翼力臂0.4分米，尾力7分米，則StailLtail

/SwingLwin

=3。為了保持平衡，Cywing/Cytail也必須等于3。符合這個(gè)比值的機(jī)翼、平尾的系數(shù)組合無(wú)窮之多。例如Cywing=0。3

Cytail=0。1

的比便都等于3。也就是說(shuō)這個(gè)方程（StailLtail

/SwingLwin

=3）有無(wú)數(shù)解。要使升力系數(shù)有唯一的解，就必須有另一個(gè)方程，即反映兩個(gè)系數(shù)的另一種互相關(guān)系。這個(gè)關(guān)系正是機(jī)翼、尾翼的升力系數(shù)差（升力系數(shù)差主要是迎角差造成的）。例如，機(jī)翼安裝角為5度，水平尾翼安裝角為0度時(shí)，安裝角差5度，迎角差也是5度（洗流因素從略）。經(jīng)計(jì)算，當(dāng)安裝角差是5度時(shí)，惟獨(dú)機(jī)翼升力系數(shù)等于0.6，尾翼系數(shù)等于0.2時(shí)都有達(dá)到平衡。同時(shí)還可以得出對(duì)應(yīng)這個(gè)系數(shù)的機(jī)翼迎角是5.5度，水平尾翼迎角0.5度?？梢?jiàn)，機(jī)翼迎角是由上述因素綜合決定的。面積、重心位置和力臂決定之后，迎角只決定于機(jī)翼、水平尾翼的安裝角差。方程組中第二個(gè)方程的常數(shù)項(xiàng)改變，就會(huì)使方程組的解也發(fā)生變化。倘若CY機(jī)翼-CY平尾增大到0.5，方程組的解是CY機(jī)翼=6.5，CY平尾=0.25，即保持平衡的機(jī)翼迎角增大了。倘若CY機(jī)翼-CY平尾減小到0.3，方程組的解是CY機(jī)翼=5.5，CY平尾=1.5，即保持平衡的機(jī)翼迎角減小了。第一個(gè)方程常數(shù)項(xiàng)的變化也同樣影響方程組的解。即也要影響平衡迎角。另外，倘若采取加大機(jī)翼面積、減小水平尾翼面積，重心后移（增大1或小L）以及增大安裝角差（飛機(jī)叫“拉桿”，模型飛機(jī)叫水平尾翼后緣墊起）等措施，都是加大迎角。反之，是使翱翔迎角減小?？傊┭稣{(diào)節(jié)的實(shí)質(zhì)是改變迎角。（5）俯沖、波狀和迫降舉行滑翔試飛時(shí)，常常浮上“俯沖”現(xiàn)象，即通常所說(shuō)的模型“頭重”了?！案_”是小迎角滑翔的現(xiàn)象。小迎角的升力系數(shù)、升阻比都沔，下滑角、下滑速度必然大，這就是俯沖。造迎角太小的緣故及調(diào)節(jié)的主意前面已經(jīng)分析過(guò)了。同樣，說(shuō)“波狀”翱翔的緣故是“頭輕”了，但也不夠全面也沒(méi)有說(shuō)到本質(zhì)?！安睢卑肯璧木壒适窃谂R界迎角以?xún)?nèi)的任何迎角都不能滿(mǎn)意平衡。例如模型機(jī)翼的最大升力系數(shù)是1.2，因?yàn)樗轿惨砺N起太多，平衡所需要的升力系數(shù)是1.4。模型小迎角翱翔時(shí)不能平衡，安定性（以后研究）促使模型去“尋找”能夠平衡的迎角，模型不斷抬頭，迎角不斷增大，直到臨界迎角還是平衡不了，還是繼續(xù)抬頭。這時(shí)機(jī)翼失速，升力系數(shù)疾馳降低，水平尾翼尚未失速，模型由升高轉(zhuǎn)入俯沖。將機(jī)翼、水平尾翼的安裝角差加大到30度以上，模型的迎角增大到90？？附近。這時(shí)的翱翔狀態(tài)是“迫降”。迫降時(shí)產(chǎn)生“波狀”翱翔的緣故是水平尾翼上翹不夠，還沒(méi)有脫離“波狀”翱翔區(qū)域；迫降時(shí)，低頭前滑的速度較大，其緣故是水平尾翼上翹稍??；迫降時(shí)，模型抬頭速度也較大，其緣故是水平尾翼上翹稍大。理想的迫降是機(jī)水平、垂直下降，機(jī)翼迎角臨近90°。迫降時(shí)，產(chǎn)生螺旋則是方向力矩或橫側(cè)力矩引起的?？v觀迎角變化引起翱翔狀態(tài)變化的全過(guò)程是這樣的：小迎角時(shí)模型表現(xiàn)為俯沖，迎角越小俯沖角越大，速度也越大；隨著迎角增大，俯沖角和速度逐漸減小，到一定程度后進(jìn)入正?；?，隨著迎角增大速度越來(lái)越低，這個(gè)范圍是很小的；迎角再增大，模型進(jìn)入“波狀”翱翔區(qū)，由小的延續(xù)性“波狀”翱翔，（機(jī)翼、平尾均失速），這個(gè)范圍很大；迎角再增大到90度附近時(shí)，模型飛機(jī)進(jìn)入迫降。二、平衡調(diào)節(jié)（1）方向平衡方向平衡是繞立軸的力矩平衡。滿(mǎn)意方向平衡的條件是繞立軸的左轉(zhuǎn)力矩等于右轉(zhuǎn)力矩。方向力矩主要來(lái)源于機(jī)翼和水平尾翼的阻力。左機(jī)翼和左水平尾翼的阻力產(chǎn)生左轉(zhuǎn)力矩；右機(jī)翼和右水平尾翼的阻力產(chǎn)生右轉(zhuǎn)力矩（圖8-1）。力矩的大小等于阻力乘以阻力到重心的距離。普通模型飛機(jī)左右對(duì)稱(chēng)，阻力產(chǎn)生的方向力矩自行達(dá)到平衡。倘若制作中浮上誤差，就可能破壞方向平衡。最常見(jiàn)的破壞方向平衡的緣故是垂直尾翼裝偏了，即垂直尾翼翼弦和縱軸形成一個(gè)夾角。模型飛機(jī)直飛時(shí)，垂直尾翼和藹流有一個(gè)角度，這個(gè)夾角相當(dāng)于機(jī)翼的迎角。使垂直尾翼產(chǎn)生側(cè)壓力，側(cè)壓力產(chǎn)生方向力矩。因?yàn)槟Ｐ惋w機(jī)尾力臂普通都較大，因而形成的力矩也大。在制作和檢查時(shí)，要首先注重這一點(diǎn)?？赡茉斐煞较虿黄胶獾牡诙€(gè)緣故是重心偏離中央線。重心偏左，會(huì)使左轉(zhuǎn)力矩減小，右轉(zhuǎn)力矩加大。重心偏右，會(huì)形成左轉(zhuǎn)力矩。左右兩半機(jī)翼分量不相等，或側(cè)裝發(fā)動(dòng)機(jī)等情況都會(huì)造成重心偏離中央線。所以檢查重心時(shí)，不僅要注重它的前后位置，還要注重它的左右位置?？赡茉斐煞较虿黄胶獾牡谌齻€(gè)緣故是機(jī)翼扭曲，或左右機(jī)翼安裝角不等。倘若左機(jī)翼安裝角大，阻力就較大，會(huì)產(chǎn)生多余的左轉(zhuǎn)力矩。其他緣故如左右機(jī)翼的面積或翼型不同也會(huì)使左右機(jī)翼的阻力不同，破壞方向平衡。但這些情況較少，造成方向不平衡的力矩也較小。動(dòng)力模型飛機(jī)的拉力線倘若不通過(guò)重心（鳥(niǎo)瞰方向），也會(huì)產(chǎn)生偏轉(zhuǎn)力矩。如拉力線通過(guò)重心左側(cè)會(huì)產(chǎn)生右轉(zhuǎn)力矩；通過(guò)重心右側(cè)會(huì)產(chǎn)生左轉(zhuǎn)力矩。拉力線與中央線的夾角叫傾角。通常用傾角表示拉力線的傾斜方向和大小。（2）橫側(cè)平衡（或叫橫向平衡）。橫側(cè)平衡是繞縱軸的力矩平衡，也叫橫向平衡。左機(jī)翼和左水平尾翼的升力產(chǎn)生右傾力矩；右機(jī)翼和右水平尾翼的升力產(chǎn)生左傾力矩。普通模型飛機(jī)的左右是對(duì)稱(chēng)的。兩邊的升力相等，力臂也相等。左傾力矩和右傾力矩相等而平衡，即達(dá)到橫側(cè)力矩平衡（圖8-4）。影響橫側(cè)平衡的主要緣故是機(jī)翼扭曲變形。安裝角大的一側(cè)，迎角較大，升力也較大；安裝角小的一側(cè)，迎角較小，升力也較小。升力的差造成力矩的差別，從而破壞橫側(cè)平衡（圖8-5）。其他緣故如左右翼面積不等，或重心偏離中線，也會(huì)造成橫側(cè)力矩不平衡。不過(guò)這些情況比較少見(jiàn)。動(dòng)力模型的螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)會(huì)產(chǎn)生一個(gè)反作用扭矩，也是繞縱軸的橫側(cè)力矩。對(duì)模型來(lái)說(shuō)，這是一個(gè)很大的力矩，調(diào)節(jié)時(shí)不可忽略。右轉(zhuǎn)螺旋槳產(chǎn)生左傾力矩，左轉(zhuǎn)螺旋槳產(chǎn)生右傾力矩。（3）側(cè)面不平衡及其調(diào)節(jié)。單純的方向不平衡會(huì)使模型繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)。例如，當(dāng)右轉(zhuǎn)力矩大于左轉(zhuǎn)力矩時(shí)，機(jī)頭就會(huì)向右偏轉(zhuǎn)，逐漸離開(kāi)本來(lái)的航向。這種機(jī)身軸線和翱翔方向不一致的現(xiàn)象叫“側(cè)滑”。其夾角叫“側(cè)滑角”。如機(jī)頭右偏，機(jī)身左側(cè)裸露在前方的側(cè)滑，稱(chēng)為左側(cè)滑；機(jī)頭左偏，機(jī)身右側(cè)裸露在前方，叫右側(cè)滑。隨著機(jī)頭右偏，垂直尾翼產(chǎn)生一個(gè)左轉(zhuǎn)力矩，它與右轉(zhuǎn)力矩平衡時(shí)，機(jī)頭不再轉(zhuǎn)動(dòng)，側(cè)滑角固定下來(lái)?？傊?，看見(jiàn)模型是否側(cè)滑、側(cè)滑方向和側(cè)滑角大小等情況，是判斷方向平衡的主要主意。單純橫側(cè)不平衡的模型會(huì)繞縱軸轉(zhuǎn)動(dòng)。倘若這個(gè)力矩很大，模型可能發(fā)生延續(xù)的滾轉(zhuǎn)。但通常情況下，不平衡的力矩不很大，模型僅發(fā)生小角度傾斜，傾斜之后進(jìn)入轉(zhuǎn)彎。所以，看見(jiàn)橫滾、傾斜和轉(zhuǎn)彎等現(xiàn)象是判斷橫側(cè)是否平衡的主意。方向不平衡和橫側(cè)不平衡是互相影響的。例如，模型浮上方向不平衡，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)形成一個(gè)側(cè)滑角時(shí)，形成左機(jī)翼向前，右機(jī)翼向后情況。因?yàn)闄C(jī)翼有上反角，此時(shí)左機(jī)翼迎角大于右機(jī)翼迎角。因而又產(chǎn)生向右滾轉(zhuǎn)的橫側(cè)力矩。方向不平衡引起橫側(cè)不平衡。又如，當(dāng)模型因?yàn)闄M側(cè)不平衡向右傾斜時(shí)，升力傾斜使翱翔方向右偏。機(jī)身和翱翔方向形成一個(gè)角度，也叫“側(cè)滑”。側(cè)滑后氣流作用在垂直尾翼側(cè)面。方向平衡也被破壞。橫