航?；A(chǔ)知識-原理與結(jié)構(gòu).doc

浪子模型網(wǎng)第二章 模型的原理與結(jié)構(gòu)第一節(jié) 概述能夠離開地面飛行的裝置總稱飛行器，飛行是航空模型的主要特征。飛行器可以分為外層空間的飛行器和大氣層的飛行器兩大類。外層空間的飛行器叫做宇宙飛行器，如人造衛(wèi)星、宇宙飛船等。大氣層的飛行器叫做航空器，它包括輕航空器和重航空器。輕航空器和重航空器雖然都可以在大氣層內(nèi)飛行，但是它們的飛行歷史截然不同的。1、 輕航空器輕航空器是指它的重量比同體積空氣輕的航空器。它是依靠空氣的浮力而升空的。根據(jù)阿基米德定律，任何物體在空氣中都會受到向上的浮力，這個浮力的大小等于被物體排開的空氣的重量。如果航空器的重量等于它所排開的空氣的重量，它所受到的浮力就會大于重力，航空器就會像上升起，正像放在水底的木塊回向上浮起一樣。常見的輕航空器有氣球和飛艇。氣球和飛艇都充入比空氣輕的氣體，如氫氣和氦氣。有些氣球還充入熱空氣。氣球是沒有動力裝置的，靠自然風(fēng)運動。飛艇使用發(fā)動機做動力，發(fā)動機帶動螺旋槳，推動飛艇前進。飛艇一般造成流線形，以減少阻力。飛艇還裝有尾翼，以保證它前進時的穩(wěn)定性，并且通過尾翼操縱飛艇的飛行方向。圖2-1 氣球與飛艇氣球的球囊一般都用不透氣的布，而模型氣球則用紙。輕航空器的升空條件。要設(shè)計和制作一個輕航空器，必須要考慮它所受的浮力和重力。只有當(dāng)浮力大于重力的時候，輕航空器才能升空。為了計算方便，我們引入比重這個概念。比重是指某種物質(zhì)在單位體積內(nèi)的重量。下面以熱氣球為例，介紹計算浮力和重力的方法。 2、重航空器重航空器是指它的質(zhì)量比同體積空氣重的航空器。飛機、火箭、導(dǎo)彈等都屬于重航空器。顯然，重航空器所受到的浮力比重力小得多，不可能依靠浮力升空。飛機可以利用空氣動力升空?；鸺蛯?dǎo)彈直接利用反作用力升空。重航空器的飛行原理要比輕航空器復(fù)雜得多。第二節(jié) 空氣動力學(xué)基本原理當(dāng)一個物體在空氣中運動，或者空氣從物體表面流過的時候，空氣對物體都會產(chǎn)生作用力。我們把空氣這種作用在物體上的力叫做空氣動力?？諝鈩恿ψ饔迷谖矬w的整個表面上。它既可以產(chǎn)生對飛機飛行有用的力，也可以產(chǎn)生對飛機飛行不利的力。升力是使飛機克服自身重量保持在空氣重飛行的力；阻力是阻礙飛機前進的力。為了使飛機能夠在空機中飛行，就要在飛機中安裝發(fā)動機，產(chǎn)生向前的拉力區(qū)克服阻力，飛機和空氣發(fā)生相對運動，產(chǎn)生升力區(qū)克服重力。為了進一步討論飛機的升力和阻力，我們需要簡單介紹一下空氣動力學(xué)的幾個基本原理。1、 相對性原理在運動學(xué)中，把運動的相對性叫做相對性原理或者叫做可逆性原理。相對性原理對于研究飛機的飛行是很有意義的。飛機和空氣做相對運動，無論是飛機運動而空氣靜止，還是飛機靜止而空氣向飛機運動，只要相對運動速度一樣，那么作用在飛機上的空氣動力就是一樣的。根據(jù)這個原理，在做實驗的時候，可以采用一種叫風(fēng)洞的實驗設(shè)備。這種設(shè)備利用風(fēng)向或其他方法在風(fēng)洞中產(chǎn)生穩(wěn)定的氣流。把模型放在風(fēng)洞里，進行吹風(fēng)實驗，用來研究飛機的空氣動力問題，模型在風(fēng)洞里測出的數(shù)據(jù)和模型在空氣中以相同的速度飛行時測出的數(shù)據(jù)是相近似的。2、 連續(xù)性原理為了一目了然地描述流體的流動情況，需要引入流線的概念。流體微團流動時所經(jīng)過的路徑叫做流線。圖2-2 穩(wěn)定流體的流線圖2-2是穩(wěn)定流體流過某一個通道的流線。從圖中可以看到，截面寬的地方流線系，截面窄的地方流線密。由于流線只能在通道中流動，在單位時間內(nèi)通過通道上任何截面的流體質(zhì)量都是相等的。因此，連續(xù)性原理可以用下式表示：假設(shè)流體是不可壓縮的，也就是說流體密度保持不變，截面1的面積是，截面2的面積是，通過截面1時流體速度是，通過截面2時流體速度是，于是有：由公式和圖可以看到，截面窄、流線密的地方，流體的流速快，截面寬、流線稀的地方，流體的流速慢。通過以上分析就很容易解釋窄水流快，路面窄風(fēng)速大的現(xiàn)象了。 3、伯努利定律如果兩手各拿一張薄紙，使它們之間的距離大約46厘米。然后用嘴向這兩張薄紙中間吹起，如圖2-3所示。你會看到，這兩張紙不但沒有分開，反而相互靠近了，而且用最吹出來的氣體速度越大，兩張紙就越靠近。這是為什么呢？這就是由于伯努利定律的作用。簡單的說流體的速度越大，靜壓力越小，速度越小，靜壓力越大，這里說的流體一般是指空氣或水，這就是伯努利定律。伯努利定律是空氣動力最重要的公式。圖2-3 伯努利定律從這個現(xiàn)象可以看出，當(dāng)兩張紙中間有空氣流過的時候，中間空氣流動的速度快，壓強便小了，紙外壓強比紙內(nèi)大，內(nèi)外的壓強差就把兩張紙往中間壓去，中間空氣流動的速度越快，紙內(nèi)紙外的壓強也就越大。伯努利定理是能量守恒定律在流體中的應(yīng)用。當(dāng)氣體水平運動的時候，它包括兩種能量：一種是垂直作用在物體表面的靜壓強的能量，另一種是由于氣體運動而具有的動壓強的能量，這兩種能量的和是一個常數(shù)。靜壓強度就是通常講的壓強，用表示，單位是，動壓強用表示，其中是空氣密度，單位是（因為密度和比重的單位關(guān)系是，重力的單位是，的單位是，的單位是，所以空氣密度的單位是）。如果忽略氣體的壓縮性以及溫度變化的影響，伯努利定理可以用下式表示：用伯努利定理研究前述截面情況，就有：從上式可以得知，在不變的情況下，由于截面2處的流速大于截面1處的流速，所以階面2處的靜壓強小于截面1處的靜壓強。 伯努利定律在日常生活上也常常應(yīng)用，最常見的可能是噴霧器（如圖2-4），當(dāng)壓縮空氣朝A點噴去，A點附近的空氣速度增大靜壓力減小，B點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試驗，壓縮空氣就靠你的肺了，表演時吸管不要成90度，傾斜一點點，以免空氣直接吹進管內(nèi)造成皮托管效應(yīng)，效果會更好。 圖2-4 伯努利定律的應(yīng)用第三節(jié) 機翼的翼型和升力飛機為什么能夠像鳥一樣在天空中滑翔？其實很早人們都在驚奇鳥的飛翔了。詩經(jīng)在大雅中就有“鳶飛戾天，魚躍于水”的詩句。顯示出人對飛鳥游魚的羨慕以及人類的無奈。一、翼型航空先驅(qū)們正是從研究鳥的飛行原理開始學(xué)習(xí)飛翔的。人們發(fā)現(xiàn)，鳥的翅膀在飛行使羽毛能夠展開，并且翅膀下面是內(nèi)凹而上方是凸起的。1903年，美國的萊恃兄弟研制的有人動力飛機、 1908年法國的昂利法爾門操縱的巴然法爾門飛機都是雙冀機，機翼也都是蒙布的并且具有薄的帶有正彎度的翼型，它們都很象鳥翼的截面?，F(xiàn)在所研制的飛機基本上也是這種截面，都具有一定的向上凸起弧度，為什么機翼要做成這種形狀呢？圖2-5 翼型與機翼的剖面機翼橫截面的輪廓叫翼型或翼剖面。截面取法有的和飛機對稱平面平行，有的垂直于機翼橫梁。直升機的旋翼和螺旋槳葉片的截面也叫翼型。 翼型的特性對飛機性能有很大影響，選用最能滿足設(shè)計要求，其中也包括結(jié)構(gòu)、強度方面要求的翼型是非常重要的。為了適應(yīng)各種不同的需要，航空前輩們發(fā)展了各種不同的翼型，從適用超音速飛機到手擲滑翔機的翼型都有。100年來有相當(dāng)多的單位及個人作有系統(tǒng)的研究，與模型有關(guān)的方面比較重要的發(fā)展機構(gòu)及個人有：1、NACA：國家航空咨詢委員會即美國太空總署（NASA）的前身，有一系列之翼型研究，比較有名的翼型是”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：易卜拉原先發(fā)展滑翔機翼型，后期改研發(fā)模型飛機翼型。3、渥特曼：渥特曼教授對現(xiàn)今真滑翔機翼型有重大貢獻。4、哥庭根：德國一次大戰(zhàn)后被禁止發(fā)展飛機，但滑翔機沒在禁止之列，所以哥庭根大學(xué)對低速（低雷諾數(shù)）飛機翼型有一系列的研究，對遙控滑翔機及自由飛（無遙控）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自由飛模型，有很多翼型可供選擇。圖2-6 翼型各部分的名稱翼型各部分的名稱如圖2-6所示。一般翼型的前端圓鈍，后端尖銳，下表面較平，呈魚側(cè)形。前端點叫做前緣，后端點叫做后緣，兩端點之間的連線叫做翼弦。其中影響翼型性能最大的是中弧線的形狀、翼型的厚度的分布。中弧線是翼型上弧線與下弧線之間的內(nèi)切圓圓心的連線。翼弦是指連接翼型中弧線前后端點的直線，它是翼型的一條基準(zhǔn)線。翼型前緣半徑?jīng)Q定了翼型前部的“尖”或“鈍”，前緣半徑小，在大迎角下氣流容易分離，使模型飛機的穩(wěn)定性變壞；前緣半徑大對穩(wěn)定性有好處，但阻力又會增加。如果中弧線是一根直線，與翼弦重合，那就表示這翼型上表面和下表面的彎曲情況完全一樣，這種翼型稱為對稱翼型。普通翼型的中弧線總是彎的，S翼型的中弧線是橫放的S型(圖2-7 a)。 翼型的厚度、中弧線的彎度、翼型最高點在什么地方等通常都是用翼弦長度的百分數(shù)來表示的。中弧線最大彎度用中弧線最高點到翼弦的距離來表示。中弧線最高點的翼弦的距離一般是翼弦長的4%8%。中弧線最高點位置同機翼上表面邊界的特性有很大關(guān)系。競速模型飛機翼型的中弧線最高點到前緣的距離一般是翼弦的25%50%。翼型的最大厚度是指上弧線同下弧線之間內(nèi)切圓的最大直徑，一般來說，厚度越大，阻力也越大。而且在低雷諾數(shù)情況下，機翼表面容易保持層流邊界層。因此，競速模型要采用較薄的翼型。翼型最大厚度一般是翼弦的6%8%。但是，線操縱特技模型飛機例外，它的翼型最大厚度可以達到翼弦的12%18%。翼型最大厚度位置對機翼上表面邊界層特性也有很大影響。翼型命名： 適合于模型飛機上使用的翼型現(xiàn)在已有百種以上，每種翼型的形狀都各不相同。為了確切地表示出每種翼型的形狀，現(xiàn)在都用外形座標(biāo)表表示。如NACA2412，第一個數(shù)字2代表中弧線最大弧高是2%，第二個數(shù)字4代表最大弧高在前緣算起40%的位置，第三、四數(shù)字12代表最大厚度是弦長的12%，所以NACA0010，因第一、二個數(shù)字都是0，代表對稱翼，最大厚度是弦長的10%，但要注意每家命名方式都不同，有些只是單純的編號。 因為翼型實在太多種類了，一般人如只知編號沒有座標(biāo)也搞不清楚到底長什么樣，所以在模型飛機界稱呼翼型一般常分成以下幾類(j)(i)(g)(h)(f)(e)(d)(c)(b)(a) 圖2-7 翼型的分類 1、全對稱翼：圖2-7 b，上下弧線均凸且對稱。3D花樣特技模型直升機的旋翼模型就是這樣的。 2、半對稱翼：圖2-7 d，上下弧線均凸但不對稱。有的3D花樣特技模型直升機的旋翼模型也是這樣的。 3、克拉克Y翼：圖2-7 a，下弧線為一直線，其實應(yīng)叫平凸翼，有很多其他平凸翼型，只是克拉克Y翼最有名，故把這類翼型都叫克拉克Y翼，但要注意克拉克Y翼也有好幾種。 4、S型翼：圖2-7 e，中弧線是一個平躺的S型，這類翼型因攻角改變時，壓力中心較不變動，常用于無尾翼機。 5、內(nèi)凹翼：圖2-7 c，下弧線在翼弦線上，升力系數(shù)大，常見于早期飛機及牽引滑翔機，所有的鳥類除蜂鳥外都是這種翼型。 6、其他特種翼型。 如圖2-7 f、g的最大厚度點在60%弦長處的“層流翼型“，下表面后緣下彎翼增大機翼升力的“彎后緣翼型” ，；圖2-7 h的為了改善氣流流過機翼尾部的情況，而將翼型尾部做成一塊平板的“平板式后緣翼型”，；圖2-7 I的頭部處比一般翼型多出一偏薄片，作為擾流裝置以改善翼型上表面邊界層狀態(tài)的“鳥嘴式前緣翼型”，；以及圖2-7 j的下表面有凸出部分以增加機翼剛度的“增強翼型”等。以上的分類只是一個粗糙的分類，在觀察一個翼型的時候，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，弧線越彎升力系數(shù)就越大，但一般來說光用眼睛看非常不可靠，克拉克Y翼的中弧線就比很多內(nèi)凹翼還彎。 二、升力的產(chǎn)生當(dāng)氣流迎面流過機翼的時候，機翼同氣流方向平行，原來是一股氣流，由于機翼的插入，被分成上下兩股。在翼剖面前緣附近，氣流開始分為上、下兩股的那一點的氣流速度為零，其靜壓值達到最大。這個點在空氣動力學(xué)上稱為駐點。對于上下弧面不對稱的翼剖面來說，這個駐點通常是在翼剖面的下表面。在駐點處氣流分差后，上面的那股氣流不得不想要繞過前緣，所以它需要以更快的速度流過上表面。由于機翼上表面拱起，使上方部那股氣流的通道變窄，機翼上方的氣流截面要比機翼前方的氣流截面小，流線比較密，所以機翼上方的氣流速度大于機翼前方的氣流速度；而機翼下方是平的，機翼下方的流線疏密程度幾乎沒有變化，所以機翼下方那個的氣流速度和機翼前方基本相同。通過機翼以后，氣流在后緣又重新合成一股。根據(jù)氣流連續(xù)性原理和伯努利定理可以得知，機翼下表面受到向上的壓力比機翼上表面受到向下的壓力要大，這個壓力差就是機翼產(chǎn)生的升力。 圖2-8 升力的產(chǎn)生設(shè)法使機翼上部空氣流速較快，靜壓力則較小，機翼下部空氣流速較慢，靜壓力較大，兩邊互相較力（如圖2-9），于是機翼就被往上推去，飛機就飛起來。以前的理論認為兩個相鄰的空氣質(zhì)點同時由機翼的前端往后走，一個流經(jīng)機翼的上緣，另一個流經(jīng)機翼的下緣，兩個質(zhì)點應(yīng)在機翼的后端相會合（如圖2-10），經(jīng)過仔細的計算后發(fā)覺如依上述理論，上緣的流速不夠大，機翼應(yīng)該無法產(chǎn)生那么大的升力，現(xiàn)在經(jīng)風(fēng)洞實驗已證實，兩個相鄰空氣的質(zhì)點中流經(jīng)機翼上緣的質(zhì)點會比流經(jīng)機翼的下緣質(zhì)點先到達后緣（如圖2-11）。圖2-9 機翼上下兩面受力圖2-10 早期理論的氣流質(zhì)點流過機翼的情況圖2-11 風(fēng)洞試驗得到的氣流質(zhì)點流過機翼的情況 在某雜志上曾經(jīng)有某位作者說飛機產(chǎn)生升力是因為機翼有攻角，當(dāng)氣流通過時機翼的上緣產(chǎn)生“真空”，于是機翼被真空吸上去（如圖2-12），可是真空為什么只把飛機往上吸，而不會把機翼往后吸呢？還有另一個常聽到的錯誤理論有時叫做子彈理論，這理論認為空氣的質(zhì)點如同子彈一般打在機翼下緣，將動量傳給機翼，這動量分成一個往上的分量于是產(chǎn)生升力，另一個分量往后于是產(chǎn)生阻力（如圖2-12），可是克拉克Y翼及內(nèi)凹翼在攻角零度時也有升力，而照這子彈理論該二種翼型沒有攻角時只有上面“挨子彈”，應(yīng)該產(chǎn)生向下的力才對啊，所以說機翼不是風(fēng)箏當(dāng)然上面也沒有所謂真空?！罢婵铡眻D2-12 錯誤的“真空理論”空氣質(zhì)點升力阻力圖2-13 錯誤的“子彈理論” 三、升力的計算一般采用如下公式計算升力：C式中是機翼的升力，單位是千克力；是空氣密度，在海平面或低空飛行的情況下，近似?。皇菣C翼同氣流的相對速度，單位是，是機翼面積，單位是，是紙機翼上部向下看的機翼的投影面積，而不是翼剖面面積，也不是整個機翼外表面面積。是升力系數(shù)，沒有單位，它同機翼的翼剖面形狀、機翼的迎角等因素有關(guān)。它的數(shù)值用實驗法求出，計算時可以從升力系數(shù)曲線中查到。圖2-14 迎角與無升力迎角圖2-15 升力系數(shù)曲線必須指出，伯努利定理和以上計算升力的公式，只有對完全沒有粘性的流體來說才比較準(zhǔn)確。事實上，空氣也是由粘性的，由于粘性的作用，機翼的升力會受到影響，飛機飛行不僅會產(chǎn)生升力，而且會產(chǎn)生阻力。 升力系數(shù)曲線一般如圖所示。從圖上可看到，曲線的橫座標(biāo)代表迎角，縱座標(biāo)代表升力系數(shù)，提據(jù)一定的迎角便可查出它的升力系數(shù)。如果是機翼前緣稍上抬，翼弦同氣流有一個不大的迎角，如圖所示。機翼產(chǎn)生的升力會更大些。所謂迎角就是相對氣流與翼弦所成的角度。翼弦是指翼型前緣與后緣連成的直線。一般上下不對稱的翼型在迎角等于0度時，仍然產(chǎn)生一定的升力，因此升力系數(shù)在0度迎角時不為零，只有到負迎角時才使升力系數(shù)為零。對稱翼型在0度迎角時不產(chǎn)生升力，升力系數(shù)為0。升力系數(shù)為零的迎角就是無升力迎角。從這個迎角開始，迎角于升力系數(shù)成正比，升力系數(shù)曲線稱為一根向上斜的直線。當(dāng)迎角加大到一定程度以后，如圖中16度時升力系數(shù)就開始下降。升力系數(shù)達到最大值的迎角稱為臨界迎角。這時的升力系數(shù)稱為最大升力系數(shù)，用符號表示。飛機飛行時，如果迎角超過臨界迎角，便會因為升力突然減少以至下墜，這種情況稱為失速。第四節(jié) 飛行的阻力飛機飛行時機翼上不僅有升力產(chǎn)生，同時還會由于空氣的粘性會產(chǎn)生阻力。1、空氣的粘性和邊界層與雷諾數(shù)用兩個非常接近，但有沒有接觸的圓盤做實驗，其中一個用電動機帶動，使它高速旋轉(zhuǎn)；另一個用線吊起來，經(jīng)過一段時間以后，那個用線吊起來的遠方也會慢慢的旋轉(zhuǎn)起來，這個實驗可以證實空氣是有粘性的。圖2-16 空氣的粘度由于空氣粘性的影響，當(dāng)空氣流過物體表面的時候，貼近物體表面的空氣質(zhì)點粘附在物體表面上，它們的運動速度為零，隨著同物體表面距離的增加，空氣質(zhì)點的速度也逐漸增大。遠到一定的距離后，空氣粘性的作用就不那么明顯了。這一薄層空氣叫做邊界層或附面層。在模型飛機機翼表面，邊界層大約有23毫米厚，在邊界層內(nèi)，如果空氣流動是一層一層有規(guī)律的，叫做層流邊界層；如果空氣流動是雜亂無章的，叫做紊流邊界層。圖2-17 層流和紊流層流邊界層的空氣質(zhì)點的流動可以認為使一層一層的，很有層次也很有規(guī)律。各層的空氣都以一定的速度在流動，層與層之間的空氣質(zhì)點不會互相亂竄。所以在層流邊界層空氣粘性所產(chǎn)生的影響也較小。而紊流邊界層卻不然。在紊流邊界層空氣質(zhì)點的運動規(guī)律正好與層流相反，是雜亂無章的?？拷钌厦娴哪菍铀俣缺容^大的空氣質(zhì)點可能會跑到底下速度比較慢的地方來，而底下的質(zhì)點也會跑到上面去。邊界層內(nèi)空氣質(zhì)點流動的這些規(guī)律，也反映在這兩種邊界層內(nèi)速度變化方面。雖然這兩種邊界層在最靠近物體得到那一點氣流速度都是零，即相當(dāng)于空氣“粘”在物體表面一樣；而在邊界層外邊的氣流速度，都與沒有粘性的情況相同。但是在從0變化到邊界外邊的速度之間，邊界層內(nèi)部的速度變化規(guī)律確實不同的。從圖中可以看到，層流邊界層內(nèi)的速度變化比較激烈；而紊流邊界層除了十分貼近物體表面的范圍外，在其他地方速度變化并不大，所以紊流邊界層內(nèi)的空氣質(zhì)點具有的動能也比較大。當(dāng)物體表面上形成紊流邊界層時，空氣質(zhì)點的運動就很不容易停頓下來，層流邊界層則相反。剛才講了邊界層內(nèi)空氣質(zhì)點運動速度的變化情況，那么邊界層內(nèi)的壓強有沒有變化呢？要注意，前面講過的伯努利定理在邊界層內(nèi)已不再適用。因為伯努利定理中假定氣流在通道中的能量是不變的。而在邊界層中，由于粘性的影響消耗了空氣質(zhì)點的一部分動能，在物體表面上，由于粘性影響最大，空氣質(zhì)點的動能全部消耗殆盡。研究表明，盡管沿著邊界層厚度方向空氣質(zhì)點的速度不同，但它們的靜壓確是相同的?？諝饬鬟^物體表面時，什么時候會產(chǎn)生層流邊界層或者紊流邊界層呢？產(chǎn)生不同邊界層與哪些因素有關(guān)呢？氣流在剛開始作用于的物體時，在物體表面所形成的邊界層是比較薄的，邊界層內(nèi)的流動也比較有層次。所以一般是層流邊界層。空氣質(zhì)點流過的物體表面越長，邊界層也越厚，這時邊界層內(nèi)的流動便開始混亂起來了。由于氣流流過物體表面受到擾亂（不管物體表面多么光滑，對于空氣質(zhì)點來說，還是很粗糙的）。結(jié)果是空氣質(zhì)點的活動越來越活躍，邊界層內(nèi)的氣流不再很有層次，邊界層內(nèi)的空氣質(zhì)點互相攢動，互相影響，物體表面的邊界層也就變成了紊流邊界層。決定物體表面邊界層到底是層流或是紊流，主要根據(jù)五個因素：（1）氣流的相對速度；（2）氣流流過的物體表面長度；（3）空氣的粘性和密度；（4）氣流本身的紊亂程度；（5）物體表面的光滑程度和形狀。氣流的流速越大，流過物體表面的距離越長，或空氣的密度越大（即每單位體積的空氣分子越多），層流邊界層變越容易變成紊流邊界層。相反，如果氣體的粘性越小，流動起來變越穩(wěn)定，越不容易變成紊流邊界層。在考慮層流邊界層是否會變成紊流時，這些有關(guān)的因素都要估計在內(nèi)?？諝馔矬w的相對速度越大，空氣流過物體表面的距離（模型飛機的翼弦長）越長，空氣的密度越大，層流邊界層就越容易變成紊流邊界層。這三個因素相乘后同空氣的粘性系數(shù)相比，比值就叫做雷諾數(shù)，用表示：0.00000182Kgs/m2式中的單位是，的單位是，近似取，可取。這樣，雷諾數(shù)可以簡化成：在空氣動力學(xué)上，將層流邊界層變成紊流邊界層的雷諾數(shù)，稱為臨界雷諾數(shù)。如果空氣流過物體時的雷諾數(shù)小于臨界雷諾數(shù)，那么在物體表面形成的邊界層都是層流邊界層；如果空氣流過同一物體時的雷諾數(shù)超過臨界雷諾數(shù)，那么在這個物體表面的層流邊界層就開始變成紊流邊界層。因此，臨界雷諾數(shù)表示流體從層流向紊流過渡的轉(zhuǎn)折點。一般模型飛機機翼翼型的臨界雷諾數(shù)大約是50000。必須指出，上式是對應(yīng)于氣溫為15的海平面國際標(biāo)準(zhǔn)大氣的條件下的。氣溫對空氣粘性的影響比較大啊，加之模型飛機的飛行雷諾數(shù)本來就不大，所以氣溫對模型飛機的雷諾數(shù)的影響就顯得更加嚴(yán)重。圖2-18 雷諾數(shù)隨氣溫變化 做模型的風(fēng)洞試驗時，如果能使模型試驗的雷諾數(shù)與實際飛行的雷諾數(shù)相等，那么僅就空氣粘性這個因素而言，模型流場的流型與實物流場便相似了。這是流體力學(xué)的相似法之一。作低速實驗時，這樣取得的阻力系數(shù)便與實際飛行的相等了。 2、飛行的阻力只要物體同空氣有相對運動，必然有空氣阻力作用在物體上。作用在模型飛機上的阻力主要有摩擦阻力，壓差阻力和誘導(dǎo)阻力以及干擾阻力。（1）摩擦阻力，當(dāng)空氣流過機翼表面的時候，由于空氣的粘性作用，在空氣和機翼表面之間會產(chǎn)生摩擦阻力。如果機翼表面的邊界層是層流邊界層，空氣粘性所引起的摩擦阻力比較??；如果機翼表面的邊界層是紊流邊界層，空氣粘性所引起的摩擦阻力就比較大。摩擦阻力的大小和粘性影響的大小、物體表面的光滑程度以及物體與空氣接觸面積（稱為浸潤面積）等因素有關(guān)。模型飛機暴露在空氣中的面積越大、摩擦阻力也愈大。為了減少摩擦阻力，可以減少模型飛機同空氣的接觸面積，也可以把模型表面做光滑些，使表面產(chǎn)生層流層。但不是越光滑越好，因為表面太光滑，容易引起層流邊界層，在模型飛機的低雷諾數(shù)條件下，層流邊界層的氣流容易分離，會使壓差阻力大大增加。而對于不產(chǎn)生升力的部件，還是設(shè)法把它的表面打磨得比較光滑一些，以減少它的摩擦阻力。（2）壓差阻力。一塊平板，平行于氣流運動阻力比較小，垂直于氣流運動阻力比較大，如圖所示。因為這種阻力是由于平板前后存在壓力差而引起的，所以，我們把這種阻力叫做壓差阻力。如果進行進一步的研究，可以看到，產(chǎn)生這個壓力差的根本原因還是由于空氣的粘性。圖2-19 壓差阻力圖2-20 駐點與粘度對氣流的流動影響以圓球為例，當(dāng)空氣流動，假設(shè)空氣沒有粘性，則圓球前后、上下的壓力分布分別相同，所以也沒有上下方向的壓力差升力，也沒有前后方向的壓力差壓差阻力。只有當(dāng)空氣有粘性時，氣流流過圓球表面會損失一些能量，使得在圓球的前端駐點處分叉成上下兩股的氣流，在繞過圓球后，不能夠在圓球后端再匯合在一起向后平滑的流去，于是產(chǎn)生氣流分離的現(xiàn)象。壓差阻力與物體的形狀，物體在氣流中的姿態(tài)以及物體的最大迎風(fēng)面積等有關(guān)，其中最主要的是同物體的形狀有關(guān)。如果在那塊垂直于氣流的平板前面和后面都加上尖球形的罩，成為流線型的形狀。它的壓差阻力就可以大大減少，有時可以減少80%。所以，一般模型飛機的部件都采用流線型的。壓差阻力還與物體表面的邊界層狀態(tài)也有很大的關(guān)系。如果邊界層是層流的。邊界層內(nèi)的空氣質(zhì)點動能較小，受到影響后容易停留下來，這樣氣流就比較容易分離，尾流區(qū)的范圍就比較大，壓差阻力也就很大。如果邊界層是紊流的，那么由于邊界層內(nèi)空氣質(zhì)點的動能比較大，所以氣流流動時就不太容易停頓下來，使氣流分離得比較晚，尾流區(qū)就比較小，壓差阻力也就比較小。所以從減少壓差阻力的觀點看，邊界層最好是紊流的。 (a) 層流 (b) 紊流圖2-21 物體表面狀態(tài)對氣流的影響在通常的情況下，機翼的阻力主要就是壓差阻力和摩擦阻力。兩者之和幾乎都是總的阻力，叫做翼形阻力。計算機翼阻力的公式如下：Cx其中X是機翼的阻力，單位是，是阻力系數(shù)對于流線型物體，如模型飛機的機身所產(chǎn)生的阻力中，摩擦阻力占總阻力的大部分，而對于不流線型的物體，如平板、圓球等，壓差阻力在總阻力中占主要成分。這兩種阻力在總阻力中所占的比例隨物體形狀的不同而有所變化。（3）誘導(dǎo)阻力：在機翼的兩端，機翼下表面流速小而壓力大，壓力大的氣流就會繞過翼尖，向機翼上表面的低壓區(qū)流動，于是在翼端形成一股渦流，如圖所示。它改變了翼端附近流經(jīng)機翼的氣流方向，引起了附加的阻力。因為它是升力誘導(dǎo)出來的，所以叫做誘導(dǎo)阻力。升力越大，誘導(dǎo)阻力也越大。但機翼升力為0時，這種阻力也減少到0，所以又稱為升致阻力。 (a) (b)圖2-22 誘導(dǎo)阻力圖2-23 NASA的照片這種現(xiàn)象在飛行表演時，飛機翼端如有噴煙時可看得非常清楚，你可以注意渦流旋轉(zhuǎn)的方向（如圖2-22 b），圖2-23是NASA的照片，可看見壯觀的渦流，因為這種渦流延伸至水平尾翼時，從水平尾翼的觀點氣流是從上往下吹，因此會減小水平尾翼的攻角，也就是說水平尾翼的攻角實際會比較小，圖2-23只不過是一架小飛機，如像類似747這種大家伙起飛降落后，小飛機要隔一陣子才能起降，否則飛入這種渦流，后果不堪設(shè)想，這種阻力是因為渦流產(chǎn)生，所以也稱渦流阻力。減小誘導(dǎo)阻力的方法是增大展弦比。一般把機翼兩翼端之間的距離叫做翼展。不論機翼的平面形狀如何，是長方形的還是后掠形的，兩翼尖端的最遠距離就是翼展。翼展同翼弦的比叫做展弦比，如果機翼又細又長，即它的展弦比大。展弦比也大，誘導(dǎo)阻力也就越小。另外，還可以把機翼形狀做成梯形或橢圓形，這兩種形狀機翼的誘導(dǎo)阻力比矩形機翼的誘導(dǎo)阻力小。圖2-24 改變機翼形狀改善誘導(dǎo)阻力（4）干擾阻力對于整架模型飛機來說，產(chǎn)生升力的除機翼外，還有尾翼，產(chǎn)生阻力的除機翼外，還有機身、尾翼、起落架、發(fā)動機等部分。另外，飛機各個部件之間不同程度的相互銜接處也會產(chǎn)生附加阻力。整架飛機阻力于單獨部件阻力總和之間的差值稱為干擾阻力。例如，在機翼與機身連接處氣流容易發(fā)生分離，產(chǎn)生很大的干擾阻力，如果在翼身連接處加整流包皮，將二者的表面連成圓滑的過渡，就可以避免分離，這部分的干擾阻力也就大大減少。干擾阻力圖2-25 干擾阻力一般情況下，整架飛機的阻力總和要比各個部件阻力的總和來的大。但個別設(shè)計得好得飛機，其整機阻力身子有可能比各部件阻力的總和還小。前一種情況稱為不利干擾，干擾阻力為正值，后一種情況稱為有利干擾，干擾阻力是負值。干擾的類型根據(jù)引起部件干擾作用的特點大致可以分為：渦流干擾、尾流干擾和壓力干擾三種。（1）渦流干擾 是指能產(chǎn)生升力的物體對它后面部件的影響。例如螺旋槳滑流對滑流區(qū)域內(nèi)部件的影響。由于渦流干擾的干擾源是產(chǎn)生升力的物體，所以它可以認為是一種升力干擾。升力干擾一般表現(xiàn)為不利干擾。但有時會表現(xiàn)為有利干擾。大雁編隊飛行就是利用有利干擾的一個例子。成群的大雁在飛行時常常編成人字形或者斜一字形，領(lǐng)隊的大雁排在最前頭，幼弱的小雁則在最外側(cè)或最末尾，后面一只雁的翅膀正好處在前一只雁翅膀所形成的翼尖渦流中（這種渦流與前面講誘導(dǎo)阻力是提到的翼尖渦流相類似），由于渦流呈螺旋形，它對于后面那只大雁的影響恰恰與誘導(dǎo)阻力的作用相反，能夠產(chǎn)生助推的作用。因此領(lǐng)隊的雁的體力消耗比較大，都是成年的強壯大雁擔(dān)當(dāng)。（2）尾流干擾 任何突出在飛機表面上的物體或多或少的都有形狀阻力，也就是壓差阻力。壓差阻力與物體后面的尾流區(qū)有關(guān)。這種尾流區(qū)不僅給這個物體本身帶來壓差阻力，而且尾流還會順流而下影響它后面物體的氣流流動情況。由于尾流與壓差阻力是密切相關(guān)的，所以這種干擾也可稱為阻力干擾。很顯然，阻力干擾總是一種不利干擾。（3）壓力干擾 氣流流過物體時，在物體表面上會受到分布的空氣壓力，這種壓力分布于物體形狀密切相關(guān)。所以在飛行中，飛機各個部件表面的壓力分布是各不相同的。在飛機上任何兩個互相連接的部件(例如：機身與機翼，機身與尾翼等)的接合處，不同部件的壓力分布會互相影響，從而影響到部件結(jié)合部位附近的流動狀態(tài)，嚴(yán)重的還會導(dǎo)致氣流分離。一般模型飛機，水平尾翼產(chǎn)生的升力只有機翼的5%左右，可以忽略不計。整架飛機的阻力可以通過把各部分的阻力系數(shù)綜合成一個總的阻力系數(shù)，在考慮誘導(dǎo)阻力和由于干擾造成的附加阻力而估算出來。由于估算不是十分準(zhǔn)確的，還需要通過試飛才能確定下來。盡量改善模型飛機各部件之間的配置，爭取把這種干擾影響減到最小。4、升阻比阻力系數(shù)的大小與物體的形狀、表面狀況以及它與相對氣流之間的相對位置等因素有關(guān)。評價一架飛機或者一個機翼的好壞，不能只看升力有多大，還要看它的阻力有多大。升力大，阻力小，才是好的。為此，引入升阻比這個概念，升阻比用表示，它是升力同阻力的比：對于一個機翼來說，升阻比還可以表示成升力系數(shù)同阻力系數(shù)的比：飛機的機翼，其弧線在一定范圍內(nèi)，彎度越大，升阻比越大。但超過這個范圍，阻力增加很快，升阻比反而下降。5、失速在機翼迎角較小的范圍內(nèi)，升力隨著迎角的加大而增加，但當(dāng)迎角加大到某一定值時，升力就不再增加了。這時的迎角叫做臨界迎角。超過臨界迎角后，迎角在加大，阻力增加，升力反而減小，就產(chǎn)生了失速現(xiàn)象。圖2-26 正常流經(jīng)翼面的氣流圖2-27 失速時流經(jīng)翼面的氣流圖2-28 失速時氣流在機翼表面的分離產(chǎn)生失速的原因是：由于迎角的增加，機翼上表面從前緣到最高點壓強減小和從最高點到后緣壓強增大的情況更加突出。空氣在向后流動的過程中，邊界層內(nèi)的空氣質(zhì)點的流速將隨著氣流減速而開始減慢，加上粘性的影響，又會在機翼上表面附近消耗一部分動能，而且越靠近機翼表面動能消耗得越多。這樣流動的結(jié)果，是邊界層內(nèi)最靠近機翼表面的那部分空氣質(zhì)點在沒有到達后緣以前已經(jīng)流不動了。特別是超過臨界迎角以后，氣流在流過機翼的最高點不遠就從翼表面上分離了。于是外面的氣流為了填補“真空”，發(fā)生反流現(xiàn)象，邊界層外的氣流也不再按著機翼上表面形狀流動了。在這些氣流與機翼上表面之間，氣體翼面打轉(zhuǎn)形成漩渦，翼面向后流動，在翼面后半部分產(chǎn)生很大的渦流，造成阻力增大，升力減小。邊界層內(nèi)空氣質(zhì)點剛開始停止運動，并出現(xiàn)反流現(xiàn)象的那一點，稱為分離點。圖2-29 可克服高度和應(yīng)克服高度研究表面，任何一種機翼翼型，如果其他條件都相同，對于某一個給定的雷諾數(shù)，都存在著一個對應(yīng)的邊界層內(nèi)空氣質(zhì)點能克服的高、低壓的差值。這種壓力差可以形象地用一個把機翼迎角和翼型幾何形狀都總和在一起的機翼上表面得最高點與后緣之間的垂直距離來表示，稱為“可克服高度”，如果不超過這個“可克服高度”，空氣質(zhì)點具有足夠的動能來克服高、低壓得差值，所以不會向邊界層分離。但如果機翼迎角超過了允許的極限指，例如圖2-29，迎角從原來的5度增加到6.5度，“迎克服高度”超過了“可克服高度”，就會出現(xiàn)氣流分離。當(dāng)然如果迎角不很大，“迎克服高度”與“可克服高度”的差別不是很大，那么邊界層內(nèi)空氣質(zhì)點向后流動不會很困難，只是在接近后緣的機翼上表面附近氣流才開始分離。氣流在這時候分離對升力和阻力的影響都不大。當(dāng)機翼迎角進一步增大時，情況便不同了。這是由于“迎克服高度”與“可克服高度”差值變大，邊界層內(nèi)的空氣質(zhì)點流過機翼上表面最高點不遠便開始分離，使機翼上表面充滿漩渦，升力大為減少，而阻力迅速增加。很顯然，為了減小氣流分離的影響，提高飛機的臨界迎角，希望盡可能增加“可克服高度”，從物理意義上講，就是要盡可能使機翼上表面邊界層內(nèi)的空氣質(zhì)點具有比較大的動能，以便能夠順利的流向機翼后緣的高壓區(qū)。模型飛機出現(xiàn)失速的現(xiàn)象，比真飛機來得普遍。因為模型飛機機翼的臨界迎角比真飛機小，加上模型飛機的重量比較輕，飛行速度也比較低，在飛行中稍微受到一些擾動（如上升氣流）變會使機翼得使飛機迎角接近或者超過臨界迎角而引起失速。要推遲失速的產(chǎn)生，就要想辦法使氣流晚一些從機翼上分離。機翼表面如果是層流邊界層，氣流比較容易分離；如果是紊流邊界面，氣流比較難分離。也就是說，為了推遲失速，在機翼表面要造成紊流邊界層。一般來說，使雷諾數(shù)增大，機翼表面的層流邊界層容易變成紊流邊界層。提高模型飛機的飛行速度和機翼弦長可以提高模型飛機的飛行雷諾數(shù)。但是，模型飛機的速度一般很低、翼弦很小，所以雷諾數(shù)不可能增加很大。模型飛機飛行時，機翼的雷諾數(shù)有可能與翼型的臨界雷諾數(shù)相接近。很多時候，只要把翼弦稍為加長一點，使雷諾數(shù)正好比臨界雷諾數(shù)大，便可以使性能提高很多。因此，仿制別人的模型圖紙時，最好不要隨便改變翼弦長度及重量（重量及翼面積大小對飛行速度直接有關(guān)），否則很好的模型有時也會變得很壞。實際在設(shè)計時都會設(shè)法在失速前使機翼抖動及操縱桿震動，或者在機翼上裝置氣流分離警告器，以警告駕駛員飛機即將失速，模型飛機一般都沒什么征兆，初學(xué)降落可能因進場時作了太多的修正，耗掉了太多速度，飛機一下子就摔下來。要推遲模型失速的發(fā)生，就必須想別的辦法。人們發(fā)現(xiàn)通過人工擾流，也可以使層流邊界層變成紊流邊界層。具體的做法如圖所示，在機翼上表面前緣部分貼上細砂紙或粘上細鋸末，也可以在機翼上表面近前緣部分粘上一條細木條或粗的擾流線；或者在機翼翼展前緣部分每個一定距離垂直地開一排擾流孔；也可以在前緣前面開一根有彈性的擾流線，或者在前緣粘上呈虛線狀的擾流器以及在前緣粘上鋸齒形的擾流器。圖2-30 機翼上加裝擾流器以避免失速 從雷諾數(shù)的觀點來看，機翼越寬、速度越快越好，但我們不要忘了阻力，短而寬的機翼誘導(dǎo)阻力會消耗掉大部分的功率。雖然誘導(dǎo)阻力是與速度平方成反比，理論上如果講飛得夠快誘導(dǎo)阻力就不是問題了，但是隨著速度變快形狀阻力也會與速度平方成正比增大，還有所有飛機遲早都要降落，降落時考慮跑道長度、安全性等，真機還有輪胎的磨耗，我們需要一個合理降落速度?；鸺?、導(dǎo)彈飛的很快而且不用考慮降落，所以展弦比都很低，而飛機則要有適合的展弦比。展弦比A就是翼展L除以平均翼弦b，即：(A=L/b)。若不是矩形翼，我們可以把右邊上下乘以L，得A=L2 / S，S是主翼面積。一般適合的展弦比在57左右，超過8以上要特別注意機翼的結(jié)構(gòu)，要不一陣風(fēng)吹來就斷了，滑翔機實機的展弦比有些高達30以上，還曾經(jīng)出現(xiàn)過套筒式的機翼，翼展可視需要伸長或縮短。 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)阻力則與速度的平方成反比，所以高速飛機比一般不考慮誘導(dǎo)阻力，故其展弦比低；滑翔機速度慢，增高展弦比以降低誘導(dǎo)阻力，最典型的例子就是U2（如圖2-31）跟F104（如圖2-32，U2為高空偵察機，為長時間翱翔，典型出一次任務(wù)約1012小時，U2展弦比為10.5，F(xiàn)104為高速攔截機，速度達2倍音速以上，展弦比4.5，自然界也是如此，信天翁為長時間遨翔，翅膀展弦比高，隼為掠食性動物，為求高速、靈活，所以展弦比低。圖2-31 U2高空偵察機（NASA照片）圖2-32 F104高速攔截機（NASA照片） 失速也與翼面負載有很大關(guān)系。翼面負載就是主翼每單位面積所分擔(dān)的重量，這是評估一架飛機性能很重要的指標(biāo)，模型飛機采用的單位是每平方分米多少克（g/dm2），實機的的單位則是每平方米多少牛頓（N/m2），翼面負載越大就是相同翼面積要負擔(dān)更大的重量，如果買飛機套件，大部分翼面負載都標(biāo)示在設(shè)計圖上，計算翼面負載很簡單，把飛機（全配重量不加油）稱重（公克），再把翼面積計算出來以平方公寸計（一般為簡化計算，與機身結(jié)合部分仍算在內(nèi)）兩者相除就得出了翼面負載，例如一架30級練習(xí)機重1700公克，主翼面積30平方公寸，則翼面負載為56.7 g/dm2。 練習(xí)機翼面負載一般在5070左右，特技機翼面負載約在6090左右，熱氣流滑翔機翼面負載為3050，像真機翼面負載在110以內(nèi)，牽引滑翔機翼面負載約1215左右?？傮w來說，翼面負載太大的話，起飛滑行時就象老牛拉破車慢慢加速。飛機好不容易起飛后飛行轉(zhuǎn)彎時千萬不要減速太多（彎要轉(zhuǎn)大一點），否則很容易失速，降落速度過快，滑行一大段距離才停的住。 滑翔機沒有動力，采取高展弦比以降低阻力是唯一的方法，展弦比高的機翼一般翼弦都比較窄，雷諾數(shù)小，所以要仔細選擇翼型，避免過早失速，另外高展弦比代表滾轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)動慣量大，所以也不要指望做出滾轉(zhuǎn)的特技了。 飛慣特技機的人看到遙控滑翔機時常常好奇，為什么主翼面積那么大，偏偏機身短而且尾翼面積相對很小，會很擔(dān)心升降操作會有問題，其實這是展弦比的另外一個特性，就是高展弦比情況下攻角增加時升力系數(shù)的增加會比低展弦比的機翼快，低展弦比機翼升力系數(shù)在攻角更大時才到達最大值，所以高展弦比的滑翔機并不須要大尾翼就可以操縱升降。 一個機翼不可能無限長，一定有端點，我們現(xiàn)在知道翼端是諸多問題的根源。翼前緣有點后掠的飛機，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，使翼端氣流更復(fù)雜，于是采用各式各樣的方法來減少誘導(dǎo)阻力，常見的有： （1）圓弧截面翼端。從翼端剖面上看，把翼端整成圓弧狀，是模型飛機最常見的方式。圖2-33 圓弧截面翼端 （2）三角截面翼端。從翼端剖面上看，把翼端整成后掠的三角，希望渦流盡量遠離翼端。圖2-34 三角截面翼端 （3）梭形附加翼端。把翼端裝上油箱或電子戰(zhàn)裝備，順便隔離氣流，不讓它往上翻，一舉兩得。戰(zhàn)斗機中常用。圖2-35 梭形附加翼端（NASA照片） （4）傾斜小翼。這是目前最流行的作法。大部分小翼是往上伸，但也有些是往下伸的，實機的小翼很明顯，飛行時看的非常清楚（如圖2-36），波音747-400也是如此。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來節(jié)省馬力。圖2-36 上翻的傾斜小翼（NASA照片）（5）分叉翼端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，翼端的羽毛幾乎沒有擾動，可見效率非常高，NACA也有發(fā)展類似的翼端。第五節(jié) 模型飛機與真飛機的“動力相似”模型飛機在空氣動力上有和真飛機有很多相似之處，但是它們之間又不完全相同，存在“動力相似”問題。不管是根據(jù)真飛機設(shè)計模型飛機，還是用模型飛機做試驗來設(shè)計真飛機，都需要根據(jù)“動力相似”進行修正。一、模型飛機與真飛機動力相似的條件要想用模型飛機來進行有關(guān)真飛機的試驗，首先要注意動力相似問題。不論是模型飛機還是真飛機，在飛行時不但有升力還有重力（地球的萬有引力）。所以慣性力（如升力）與重力（表現(xiàn)為飛機的重量）的比值，對于飛機和模型都應(yīng)一樣。升力與大氣密度、速度平方及機翼面積成比例，物體重量可以認為等于物體質(zhì)量乘以重力加速度。 1、幾何尺寸 模型要在外形上與真飛機類似，縮小的比例可以根據(jù)條件而定。設(shè)比例為，需要注意比例不宜太小，否則模型太小，雷諾數(shù)太小，在氣動力相似上要遇到很大困難。2、模型飛機飛行高度和真飛機飛行高度的關(guān)系真飛機飛行高度一般比較高，一般為8000到10000米，空氣比較稀薄，空氣密度為，而模型飛機一般都靠近地面2-300米以下，空氣比較稠密，密度為。模型飛行高度的大氣密度與真飛機飛行的大氣密度的比值用字母表示，如比例為2.5，制作模型時要先決定這個比值，然后再根據(jù)這個比值決定模型飛機的重量。3、模型的重量由前面有： 4、模型的速度為了動力相似，應(yīng)該有： 5、模型飛行的時間 做相同的動作時，模型飛機所需要的時間與真飛機的不一樣：因此，用模型飛機進行試驗會遇到一個很大的困難，就是模型反應(yīng)太快。同樣的動作，真飛機需要時間長，模型飛機需要時間短。6、模型的角速度模型飛機的速度比真飛機慢，但做同一動作時，模型用的時間比真飛機短。如果同樣使飛機和模型飛機轉(zhuǎn)360度，真飛機需要時間長，即角速度慢；模型需要時間短，它的角速度就快。兩者需要時間的比值是，所以飛機角速度與模型角速度的比值是。7、轉(zhuǎn)動慣量模型的重量如果按照前面所說的比例確定后，還有一個重量如何分配的問題。如果把模型飛機大部分重量用一塊鉛來代替并把這塊放在重心附近，這就和真飛機的重量分布不一樣，飛機在空中的飛行特性也就模擬不了。衡量這方面的特性通常用飛機繞三軸轉(zhuǎn)動的關(guān)心大小來決定，這慣性大小稱為轉(zhuǎn)動慣量。轉(zhuǎn)動慣量使飛機質(zhì)量和一定長度的平方的乘積。這個“一定長度”與飛機各部分重量分布有關(guān)。所以模型飛機的轉(zhuǎn)動慣量也一定要按著關(guān)系求出比值。質(zhì)量的比值是，長度平方的比值是，于是飛機轉(zhuǎn)動慣量與模型轉(zhuǎn)動慣量的比值是。為達到預(yù)期要求的比例關(guān)系，在很多時候需要在模型的翼尖、機頭、機尾內(nèi)配重，同時總重量仍滿足前面的要求。8、模型所用發(fā)動機的功率由于發(fā)動機需要帶動螺旋槳，總的推進效率很難按比例達到，所以模型需要的功率應(yīng)保證能達到前述模型的速度為準(zhǔn)，要用多大的功率就用多大的功率。如按照1:10的比例，翼面積為為1/100，要求模型重量只有真飛機的1/400，但是由于速度較快，大氣密度也比較高，所以模型升力正好為飛機的1/400。9、結(jié)論因此，僅僅用外形相似的模型飛機來模擬仿真飛機是遠遠不夠的，如果能動力相似，試飛結(jié)果可能給人一個假象，甚至?xí)玫藉e誤的結(jié)論。模型飛機的操縱比真飛機還困難，動力相似的模型反應(yīng)比真飛機快。第六節(jié) 螺旋槳對于有動力飛行的模型飛機來說，除了采用目前還不十分普及的噴氣發(fā)動機外，都要靠螺旋槳產(chǎn)生拉力。因此，螺旋槳的好壞直接影響著模型的飛行性能甚至安全。 一、與螺旋槳有關(guān)的一些名詞和術(shù)語圖2-37 螺旋槳各部分名稱螺旋槳各部分的名稱與機翼又很多相似的地方。槳葉相當(dāng)于機翼的翼面，槳葉也有前緣和后緣，槳葉的剖面形狀也和機翼剖面形狀差不多。但是模型飛機飛行時，螺旋槳一面旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生拉力，一面又隨飛機前進，所以它的工作情況要比機翼復(fù)雜得多。1、右旋螺旋槳和左旋螺旋槳當(dāng)我們站在螺旋槳后面（相當(dāng)于飛機駕駛員的位置）來觀察螺旋槳旋轉(zhuǎn)。如果看到螺旋槳是順時針方向旋轉(zhuǎn)，這種螺旋槳稱為右旋螺旋槳，反之稱為左旋螺旋槳。對于大多數(shù)活塞發(fā)動都采用右旋螺旋槳，這是因為使用的螺釘和螺紋都是右旋的居多，這樣螺旋槳就不會松脫了，由于慣性，螺旋槳會變得很緊，保證了安全。2、螺旋槳的旋轉(zhuǎn)面螺旋槳旋轉(zhuǎn)時，通過螺旋槳上一點并且垂直與旋轉(zhuǎn)軸的一個假想的平面。3、螺旋槳直徑（）螺旋槳兩個槳尖之間的距離。也可以認為是螺旋槳旋轉(zhuǎn)時最大旋轉(zhuǎn)面的直徑。4、槳葉角（）槳葉剖面的弦線與旋轉(zhuǎn)平面之間的夾角稱為槳葉角。從定義上看，螺旋槳的槳葉角與機翼的安裝角相似。不過機翼裝在機身上的安裝角一般沿機翼翼展都是相同的，只有少數(shù)模型的機翼安裝角在翼尖部分小，靠一根部分大?？墒锹菪龢臉~卻完全不同了：越靠近旋轉(zhuǎn)軸，剖面的槳葉角越大；越接近槳尖，剖面的槳葉角越小。制作正確的螺旋槳，從槳尖到槳