研究表面，任何一种机翼翼型，如果其他条件都相同，对于某一个给定的雷诺数，都存在着一个对应的边界层内空气质点能克服的高、低压的差值。这种压力差可以形象地用一个把机翼迎角和翼型几何形状都总和在一起的机翼上表面得最高点与后缘之间的垂直距离来表示，称为“可克服高度”，如果不超过这个“可克服高度”，空气质点具有足够的动能来克服高、低压得差值，所以不会向边界层分离。但如果机翼迎角超过了允许的极限指，例如图2-29，迎角从原来的5度增加到6.5度，“迎克服高度”超过了“可克服高度”，就会出现气流分离。当然如果迎角不很大，“迎克服高度”与“可克服高度”的差别不是很大，那么边界层内空气质点向后流动不会很困难，只是在接近后缘的机翼上表面附近气流才开始分离。气流在这时候分离对升力和阻力的影响都不大。
当机翼迎角进一步增大时，情况便不同了。这是由于“迎克服高度”与“可克服高度”差值变大，边界层内的空气质点流过机翼上表面最高点不远便开始分离，使机翼上表面充满漩涡，升力大为减少，而阻力迅速增加。
很显然，为了减小气流分离的影响，提高飞机的临界迎角，希望尽可能增加“可克服高度”，从物理意义上讲，就是要尽可能使机翼上表面边界层内的空气质点具有比较大的动能，以便能够顺利的流向机翼后缘的高压区。
模型飞机出现失速的现象，比真飞机来得普遍。因为模型飞机机翼的临界迎角比真飞机小，加上模型飞机的重量比较轻，飞行速度也比较低，在飞行中稍微受到一些扰动（如上升气流）变会使机翼得使飞机迎角接近或者超过临界迎角而引起失速。
要推迟失速的产生，就要想办法使气流晚一些从机翼上分离。机翼表面如果是层流边界层，气流比较容易分离；如果是紊流边界面，气流比较难分离。也就是说，为了推迟失速，在机翼表面要造成紊流边界层。一般来说，使雷诺数增大，机翼表面的层流边界层容易变成紊流边界层。提高模型飞机的飞行速度和机翼弦长可以提高模型飞机的飞行雷诺数。但是，模型飞机的速度一般很低、翼弦很小，所以雷诺数不可能增加很大。模型飞机飞行时，机翼的雷诺数有可能与翼型的临界雷诺数相接近。很多时候，只要把翼弦稍为加长一点，使雷诺数正好比临界雷诺数大，便可以使性能提高很多。因此，仿制别人的模型图纸时，最好不要随便改变翼弦长度及重量（重量及翼面积大小对飞行速度直接有关），否则很好的模型有时也会变得很坏。
实际在设计时都会设法在失速前使机翼抖动及操纵杆震动，或者在机翼上装置气流分离警告器，以警告驾驶员飞机即将失速，模型飞机一般都没什么征兆，初学降落可能因进场时作了太多的修正，耗掉了太多速度，飞机一下子就摔下来。
要推迟模型失速的发生，就必须想别的办法。人们发现通过人工扰流，也可以使层流边界层变成紊流边界层。具体的做法如图所示，在机翼上表面前缘部分贴上细砂纸或粘上细锯末，也可以在机翼上表面近前缘部分粘上一条细木条或粗的扰流线；或者在机翼翼展前缘部分每个一定距离垂直地开一排扰流孔；也可以在前缘前面开一根有弹性的扰流线，或者在前缘粘上呈虚线状的扰流器以及在前缘粘上锯齿形的扰流器。
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图2-30 机翼上加装扰流器以避免失速
从雷诺数的观点来看，机翼越宽、速度越快越好，但我们不要忘了阻力，短而宽的机翼诱导阻力会消耗掉大部分的功率。虽然诱导阻力是与速度平方成反比，理论上如果讲飞得够快诱导阻力就不是问题了，但是随着速度变快形状阻力也会与速度平方成正比增大，还有所有飞机迟早都要降落，降落时考虑跑道长度、安全性等，真机还有轮胎的磨耗，我们需要一个合理降落速度。火箭、导弹飞的很快而且不用考虑降落，所以展弦比都很低，而飞机则要有适合的展弦比。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，我们可以把右边上下乘以L，得A=L2 / S，S是主翼面积。一般适合的展弦比在5~7左右，超过8以上要特别注意机翼的结构，要不一阵风吹来就断了，滑翔机实机的展弦比有些高达30以上，还曾经出现过套筒式的机翼，翼展可视需要伸长或缩短。
磨擦阻力、形状阻力与速度的平方成正比，速度越快阻力越大，诱导阻力则与速度的平方成反比，所以高速飞机比一般不考虑诱导阻力，故其展弦比低；滑翔机速度慢，增高展弦比以降低诱导阻力，最典型的例子就是U2（如图2-31）跟F104（如图2-32，U2为高空侦察机，为长时间翱翔，典型出一次任务约10~12小时，U2展弦比为10.5，F104为高速拦截机，速度达2倍音速以上，展弦比4.5，自然界也是如此，信天翁为长时间遨翔，翅膀展弦比高，隼为掠食性动物，为求高速、灵活，所以展弦比低。
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图2-31 U2高空侦察机（NASA照片）
图2-32 F104高速拦截机（NASA照片）
失速也与翼面负载有很大关系。翼面负载就是主翼每单位面积所分担的重量，这是评估一架飞机性能很重要的指标，模型飞机采用的单位是每平方分米多少克（g/dm2），实机的的单位则是每平方米多少牛顿（N/m2），翼面负载越大就是相同翼
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面积要负担更大的重量，如果买飞机套件，大部分翼面负载都标示在设计图上，计算翼面负载很简单，把飞机（全配重量不加油）称重（公克），再把翼面积计算出来以平方公寸计（一般为简化计算，与机身结合部分仍算在内）两者相除就得出了翼面负载，例如一架30级练习机重1700公克，主翼面积30平方公寸，则翼面负载为56.7 g/dm2。
练习机翼面负载一般在50~70左右，特技机翼面负载约在60~90左右，热气流滑翔机翼面负载为30~50，像真机翼面负载在110以内，牵引滑翔机翼面负载约12~15左右。总体来说，翼面负载太大的话，起飞滑行时就象老牛拉破车慢慢加速。飞机好不容易起飞后飞行转弯时千万不要减速太多（弯要转大一点），否则很容易失速，降落速度过快，滑行一大段距离才停的住。
滑翔机没有动力，采取高展弦比以降低阻力是唯一的方法，展弦比高的机翼一般翼弦都比较窄，雷诺数小，所以要仔细选择翼型，避免过早失速，另外高展弦比代表滚转的转动惯量大，所以也不要指望做出滚转的特技了。
飞惯特技机的人看到遥控滑翔机时常常好奇，为什么主翼面积那么大，偏偏机身短而且尾翼面积相对很小，会很担心升降操作会有问题，其实这是展弦比的另外一个特性，就是高展弦比情况下攻角增加时升力系数的增加会比低展弦比的机翼快，低展弦比机翼升力系数在攻角更大时才到达最大值，所以高展弦比的滑翔机并不须要大尾翼就可以操纵升降。
一个机翼不可能无限长，一定有端点，我们现在知道翼端是诸多问题的根源。翼前缘有点后掠的飞机，因几何形状的关系，翼前缘的气流不但往后走而且往外流，使翼端气流更复杂，于是采用各式各样的方法来减少诱导阻力，常见的有：
（1）圆弧截面翼端。从翼端剖面上看，把翼端整成圆弧状，是模型飞机最常见的方式。
图2-33 圆弧截面翼端
（2）三角截面翼端。从翼端剖面上看，把翼端整成后掠的三角，希望涡流尽量远离翼端。
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图2-34 三角截面翼端
（3）梭形附加翼端。把翼端装上油箱或电子战装备，顺便隔离气流，不让它往上翻，一举两得。战斗机中常用。
图2-35 梭形附加翼端（NASA照片）
（4）倾斜小翼。这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，实机的小翼很明显，飞行时看的非常清楚（如图2-36），波音747-400也是如此。小翼的作用除了隔离翼端上下的空气外减少诱导阻力外，因安装的角度关系还多少可提供一些向前的分力来节省马力。
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航模基础知识 原理与结构 - 图文
