陳肇和　

由于航空科學(xué)的發(fā)展，使航空模型也在飛躍前進，有目的的研究和制作使航空模型的內(nèi)容更加豐富，“比賽”正是起著促進的作用。在比賽項目中有一個使廣大航模愛好者發(fā)生興趣的是競速模型飛機。模型的速度增加，如果不操縱它，是一件非常危險也非常困難的事。故模型飛機的速度絕對紀錄都是用線操縱、沿圓圈飛行的競速模型所創(chuàng)造的。例如2.5C.C.級的236公里/小時紀錄是由捷克斯洛伐克運動員斯拉特蓋創(chuàng)造的。

競速模型飛機的形狀很小。為了用一臺馬力不大的發(fā)動機能夠飛起，人們給它設(shè)計了最輕巧最簡單的外形和結(jié)構(gòu)；也就是為了能夠更好地發(fā)揮發(fā)動機的功率，使飛機具有最小的阻力。人們在這方面已經(jīng)想出了許多的辦法來了。因此飛機本身的阻力已經(jīng)沒有多少可減的了。但是在飛行時，模型是被兩根長15.92公尺、粗0.25公厘的鋼線牽引著的。這兩根鋼線的阻力卻不小，值得我們注意，這點從操縱線所占的阻力就可看出。

據(jù)計算知操縱線的阻力：

q∞r(nóng)2·r—半徑(為變數(shù))

由實驗得：

Cx線=0.9～1.4

Cx身=0.1～0.15

Cx翼=0.005～0.01

比較一下各部分的阻力系數(shù)就可看出操縱線的直徑雖小，但阻力很大。據(jù)計算：操縱線的阻力在V=150公里/小時左右時占總阻力的60%。如果把雙線改為單線可以提高速度約20～25公里/小時，因為不僅減少了一根線的阻力同時還減少了兩根線的干擾阻力。

如知單線操縱競速模型飛機的機翼面積(S翼)為5平方公寸，裝有一臺最大功率(Nmax)約為0.3馬力的發(fā)動機，螺旋槳的效率(η)為0.6。由試驗得出模型之阻力系數(shù)Cx模為0.03而操縱線的阻力系數(shù)為Cx線=1.4，根據(jù)下例公式求模型的最大速度：

操縱線的直徑d=0.25公厘

操縱線的長度R=15.92公尺

將上值代入公式得V=37公尺/秒=135公里/小時

若其他條件不變，只減少一根操縱線，則可使V≈160公里/小時，所以可看出單線的優(yōu)越性。下面介紹幾種單線操縱的競速模型飛機的操縱系統(tǒng)。

一、扭力操縱模型飛機：是靠扭轉(zhuǎn)鋼線的一端而使模型的那一端發(fā)生轉(zhuǎn)動，來帶動舵面，用以操縱模型的。飛機的各參數(shù)可以參考一般的競速模型飛機。這里介紹一下操縱機構(gòu)的構(gòu)造原理：在操縱者手中的機構(gòu)是產(chǎn)生扭力的機構(gòu)；如圖1。掛鉤1與滑桿2固結(jié)在一起，是用來連接操縱線的，而且當滑桿2轉(zhuǎn)動時，還可使操縱線隨之轉(zhuǎn)動無隙?；瑮U2靠軸承4固定在手柄5中，軸向拉不出滑桿，因此用手將滑塊3在滑桿上滑動，就可使滑桿轉(zhuǎn)動?；瑝K內(nèi)有和滑桿同樣的螺紋并且有些松動，滑桿2可用自行車條，或2公厘鋼絲扭成。由于操縱線細又長所以扭轉(zhuǎn)的彈性變形很大，故一般應(yīng)把滑桿扭成這種樣子：即一個滑動單程就可轉(zhuǎn)動20多圈。這種手操縱機構(gòu)制作簡單，在這樣大的扭轉(zhuǎn)變形情況下還可以操縱很靈活，傳動很迅速，這也是它的重要優(yōu)點。

在飛機上安裝的那部分操縱機構(gòu)把扭力變?yōu)橐苿泳涂梢圆倏v舵面了。這機構(gòu)有兩種：

(1)利用扭力把法條卷曲而產(chǎn)生移動的如圖2，把鋼絲接到A點，當扭轉(zhuǎn)鋼絲時法條就卷起了，因法條一端固定在飛機上，所以A點就會向左移動。A點又在滑槽中，用滑槽導(dǎo)向，這樣就可以操縱舵面了。

(2)利用扭力帶動一套蝸輪蝸桿，由蝸輪的圓弧運動代替直線運動而帶動舵面的如圖3。

總之這兩種方法都較為復(fù)雜，而且操縱者很緊張不容易飛得很平。

二、最近我們發(fā)現(xiàn)更簡單的、用單線將飛機系住的方法。但不用線來操縱，在尾翼上安裝一個調(diào)整片，用以在地面調(diào)整，當飛機離地之后就變成不用操縱的了。當沒有風(fēng)，或風(fēng)比較小的時候，飛行是很可靠的，甚至操縱者可以根本不去管飛機是如何飛行的，它變成了可自動安定地平飛的飛機了(封3上圖為這種模型的圖樣)。其原理也很簡單：

在飛機模型穩(wěn)定飛行之際，不僅要保證力的平衡，而且還要保證相對三個座標軸的力矩的平衡。同時這些方向的平衡應(yīng)當是穩(wěn)定的，這就是說，若偶然一個沖量破壞了飛機的平衡，模型能自動恢復(fù)平衡狀態(tài)，用不著去操縱它。對于線操縱模型來說，方向穩(wěn)定和橫側(cè)穩(wěn)定的問題不存在，因操縱線將模型的這兩方向轉(zhuǎn)動約束住了，也就不可能繞X軸和繞Y軸轉(zhuǎn)動(見圖4)，故對之可不予注意。飛機的縱向穩(wěn)定性與相對Z軸的力矩平衡有關(guān)系，在一般情況下，對模型重心形成力矩的力為舉力Y，拉力P，阻力Qx，水平尾翼的力Pг·о(圖5)。為方便起見，我們把這些力矩分開來看，即把Y，Qx和P這幾個力看成是構(gòu)成不帶尾翼的力矩MБ·х的力，而PГ·о是構(gòu)成水平尾翼力矩的力。而MБ·х的大小主要是由機翼的力矩來決定，因為拉力和阻力的力臂很小，故形成的力矩也很小。后把力矩都相應(yīng)地改換為力矩系數(shù)m，也不會改變模型的平衡條件。

在此我們對飛機的起飛后正常飛行狀態(tài)下平衡及穩(wěn)定先研究一下：迎角α改變時，空氣動力和壓力中心均隨α改變。因此力矩Mz及力矩系數(shù)mz也是迎角α的函數(shù)。在圖6中，不帶尾翼的力矩系數(shù)mzБ·Х隨迎角α的及變化曲線，水平尾翼力矩系數(shù)mzГ·о隨迎角α的變化曲線。顯然這兩條曲線相加便得到用于整個模型的mz=f(α)曲線(圖7)，這也稱模型的穩(wěn)定性曲線。此曲線可用來判斷模型的穩(wěn)定程度。

αбал為合力矩等于零的迎角，稱為模型的平衡角，不操縱的飛機應(yīng)在此平衡角下保持平飛。

圖7中曲線的斜率表示模型的穩(wěn)定性，當偶然的原因，使模型的迎角增大為α1的情況時，則有一力矩mz，使模型轉(zhuǎn)動，而這轉(zhuǎn)動的方向是向減小α的那方旋轉(zhuǎn)，因這力矩為負值。同樣，若模型突然變?yōu)棣?時，則有一正力矩迫使模型回到平衡角αбал，所以mzα為負值時，如圖8中實線所示，就有以上的穩(wěn)定狀態(tài)，故模型是穩(wěn)定的，相反，若mzα為正值，則是不穩(wěn)定的，如圖8中虛線所示。因為力矩是相對模型重心計算的，顯然重心位置改變，必定影響飛機的穩(wěn)定性，重心向前移能使模型的穩(wěn)定性增加，由于這種飛機無人操縱，故應(yīng)把重心稍向前移一些。

向上或向下傾斜升降舵，便改變了水平尾翼的空氣動力，因此也改變了水平尾翼的力矩。由實驗可知，升降舵的傾斜使尾翼的力矩曲線平移，因此合力矩曲線也相應(yīng)移動。圖9為不同傾斜角下，穩(wěn)定性曲線的位移，從圖上看到每一傾斜角，對應(yīng)一定的平衡角，這個對應(yīng)關(guān)系保證了調(diào)整升降舵后，使飛機可以升降成平飛，當我們要求模型平飛時，在最好的迎角附近飛行，可以在不操縱的飛機的水平尾翼上安裝一個小的調(diào)整片，在起飛之前就調(diào)整好，然后起飛。這種飛機在設(shè)計時，最主要的是要使尾翼面積，尾力臂的大小和重心位置，足以使mz——α曲線是穩(wěn)定的，也就是mzα為負值。這時，只要Аг·о≈1.4就可以了。

式中Sг·о為尾翼面積；

L為尾翼力臂；

Sкр為機翼面積；

b為機翼平均氣動弦。

在初次試飛時應(yīng)把調(diào)整片稍向下偏，可使模型不致爬得過高而摔壞。

這種飛機的起飛，是很簡單的，只要當模型在起飛滑跑時，將速度積累夠了以后，用力拉就可以使模型和跑架分開，由正前方看去，可看出跑架的翼托將模型頂出而起飛(圖10)。由側(cè)面更可以看清，因這時內(nèi)輪與尾輪著地，而外輪抬起了，所以外翼被抬高，而線上有張力，所以將內(nèi)翼向上抬出了，此時尾輪還著地所以飛機尾部被扣住，不能抬起，這樣飛機就有了很大的迎角，可以脫出跑架而起飛。

經(jīng)試驗之后得到這樣的結(jié)論：有一二級風(fēng)時，對飛機沒有什么影響，如果風(fēng)大時，就不容易保持較小的高度變化了。