模型飞机机翼安装角与俯仰安定性 ( 转载 )
模型飞机围绕横轴(即过重心沿翼展方向的假想轴)的运动称为俯仰运动，飞行中的飞机在正常俯仰状态受到外界扰动后能自动恢复的性能叫俯仰安定性。在正规的飞机空气动力研究中常用“俯仰安定度”来反映俯仰安定性的好坏，它是飞机俯仰力矩随飞行迎角变化的函数关系的一阶导数，它的计算与确定牵涉到飞机本身的很多因素，且十分繁复，对普通的航模爱好者而言并无多大的实际意义，所以在航模上我们常用俯仰安定系数A俯来反映飞机俯仰安定的程度：A俯＝S尾·L尾／S机·b。式中S尾为水平尾翼面积，S机为机翼面积，b为机翼弦长、L尾为平尾压力中心至重心距离称之为尾力臂，如图一所示，图中机翼压力中心至重心距离用L机表示。为避免复杂的理论纠缠，我们暂不引入“空气动力中心”即“焦点”的概念，以使问题的讨论更直观简捷，一般翼型的机翼，正常飞行时可以认为压力中心在距前缘35％至40％的位置，飞行迎角减小时压力中心后移，迎角增大时压力中心前移，而气动中心则定位于翼面距前缘25％处是不变的。为什么平尾能保证飞机的俯仰安定？一般的解释是由于平尾离重心远，有较长的尾力臂L尾，飞机一旦抬头，平尾迎角增加，升力随之加大，在长尾力臂的配合下产生一个大于机翼抬头作用的低头力矩，使飞机恢复到原有正常的飞行状态。反之亦然。但力矩是由力和力臂二个要素构成的，若平尾增加的升力很小，就不可能获得足够的恢复力矩。可见，平尾产生安定作用至关重要的在于它在迎角增大时还应当有足够大的升力增加量。
要使平尾在迎角增大时能有足够大的升力增加量，关键在于必须使飞机在飞行中机翼的升力系数足够大于平尾的升力系数，这是通过机翼的飞行迎角大于平尾迎角而获得的，而这种迎角差则由机翼安装角大于平尾安装角得到保证的。
空气动力学原理表明，机翼失速前正常飞行范围内，升力系数随飞行迎角而增加，并且二者成正比，见图二。迎角每增加Δα时相应的升力系数增加量ΔCy取决于翼型特性和机翼展弦比，但对任何翼型的任何机翼来说其差别不大，在粗略的讨论中可以认为ΔCy／Δα是一个常数。
从(2)式可看到，这二者比值肯定要远大于1，飞机才能安定，这个比值越大，说明恢复作用越大。这个比值有点 和俯仰安定系数相似，但它的计算中用机翼压力中心和重心的距离取代了机翼翼弦长度，可反映出重心位置对俯 仰安定性的影响。这个比值等于正常飞行时机翼升力系数Cy机与平尾升力系数Cy尾的比值。当机翼安装角足够大 于尾翼安装角，机翼迎角足够大于尾翼迎角时便可使Cy机足够大于Cy尾，也就是获得足够的俯仰安定性。这种微 妙关系的实质是由于尾翼升力系数的相对增加量ΔCy／Cy尾大于机翼升力系数的相对增加量ΔCy／Cy机，从而获得 了俯仰安定性。
同一架飞机，原来是很安定的，若调整不当，可能会变得不安定。比如在重心后移或螺旋桨拉力有很大抬头 力矩情况下，为保持飞机平衡、就减小机翼安装角(或增大平尾安装角)，使机翼迎角减小，从而减小机翼升力，虽 然这时飞机仍可保持平衡，但Cy机／Cy尾的减小将使它的俯仰安定性变坏。橡筋动力或自由飞模型在调整爬升姿态 时若过多地拾高平尾前线便会犯这种错误，表现为爬升姿态过多地受出手姿态的牵制和受阵风影响，往往是这一轮飞得好而另一轮莫明其妙地改变了爬升轨迹。正确的设计加上正确的调整，才有可能使飞机既保持合适的重心位置又有最佳的飞行迎角，既有足够的安定性又能保持最大升阻比或最大功率因数。
对后重心设计的飞机，机翼抬头力矩随机翼力臂L机加长而加大，为保持飞机平衡，又不能增加平尾升力系数，就只有加大平尾面积或加长尾力臂，所以它的A俯较大，可以达到1.5以上，而前重心的飞机即使A俯只有0.4也可保证足够的安定性。综上所述，我们研究模型飞机俯仰安定性不仅要考虑到俯仰安定系数的大小，还要考虑到重心位置及机翼安装角的配置。
这样的讨论，同样适用于采用对称翼型，制作时机翼安装角为0度的特技模型飞机。它在正飞时机翼要前缘抬起迎角大于0度才有足够的升力，此时升降舵带有上舵，即平尾后部上跷，这样平尾实际安装角(连同舵面)为负角，也就是机翼安装角还是大于尾翼，机翼迎角还是大于尾翼，反之，当它倒飞时，要推杆维持，机翼迎角仍大于平尾迎角。
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