该处静压力最小升力最大，所以总升力中心有点偏前，机翼产生升力同时亦产生一力偶矩，机翼当攻角改变时压力中心亦改变。一般来说攻角增加时压力中心向前移，攻角减小时压力中心向后移，使压力中心的计算更加复杂。在设计时并不直接求出压力中心位置，而是采用焦点及焦点力偶矩的方式。所谓焦点就是不管机翼攻角是否改变，当速度固定时升力对于机翼前缘算来1/4距离的位置产生的力偶矩是固定的。所以实际升力对机翼产生的作用可以以作用在焦点的力及一个力偶矩来替代（如图2-55），
俯仰力偶距
升力
图2-55 机翼受到的升力
有时也直接把这一点当作压力中心，此一焦点其实有一点变动但不大。翼型资料里也有一个焦点力偶矩系数，但跟升力、阻力系数不一样的是焦点力偶矩系数是一定值，不随攻角改变而改变，中弧线越弯则力偶矩系数越大。即使这样简化后对一般读者仍稍嫌困难，这里我们再予以简化。考虑升力及力偶矩的共同作用后，大约以上弧线最高点为合力位置，一般翼型约在前缘算来1/3的位置，这样就不需要再考虑力偶矩的作用了，这种精确度对普通模型飞机已够使用，此外还有一点要注意的就是图2-55的力是朝正上方，实际上气流对机翼的作用力是如图2-56所示。
升力
作用力
阻力
图2-56 气流对机翼的实际作用力
从图中可以看到，气流对机翼的作用是有点往后倾，把力分为向上的升力及向后的阻力，很明显可以看出攻角越大，阻力也越大，因为阻力至重心的距离很短，所以分析平衡时阻力产生的力矩都予以省略。
对锥形翼或后掠翼还需计算机翼平均空气动力弦位置才能定出压力中心，我们采
71
用图解法以便求出压力中心（如图2-57）：
翼尖弦长压力中心
平均空气动力弦
机翼平均空气动力弦：平均空气动力弦是指和某一个机翼面积相等，并且在同一迎角下有相同空气动力和力和压力中心位置的矩形机翼的弦长。具体的求法是：在翼根弦的延长弦上截取翼端等于翼尖弦的直线，在翼尖弦的延长弦上截取等于翼根弦的一段直线，将这两根直线末端用直线相连，这个直线和机翼翼根弦、翼尖弦的中点连线相交于一点，过此点作机翼的弦线，就得到了机翼的平均空气动力弦。 3、重心前后位置
机翼的空气动力可以认为是作用在压力中心上。机翼压力中心和模型重心的距离直接关系到模型的俯仰平衡。机翼压力中心的位置往往以离机翼前缘的距离来衡量，所以重心位置也以离前缘距离计算比较方便，并以平均空气动力弦长的百分比来表示。
实际上飞机重心前后位置安排必须与水平平尾翼配平力等一并考虑，我们知道机翼产生升力同时亦产生一力偶矩，我们也知道当速度固定时升力对于机翼前缘算来1/4距离的位置产生的力偶矩是固定的，所以实际升力产生的作用可以以作用在焦点的力及一个力偶矩来替代，现在我们将飞机装上尾翼后再分析一次飞机的安定与平衡，以下五种配置，作用于飞机的力都是平衡的，向上力的和等于向下的力的和，顺时针力偶矩的和等于反时针力偶矩的和：
（1）重心在压力中心之后、尾翼升力向上（如图2-58）：这是自由飞模型最常采用的配置，重心在机翼偏后位置，自由飞模型一般重心在前缘算起50%~90%位置，主翼升力对重心产生的力偶矩无法抵销焦点力偶矩，尾翼须一个向上的升力，以便产生一个反时针力偶矩，这时飞机的重量W等于主翼升力L1加尾翼升力L2（W=L1+L2），即尾翼分担部分主翼的负担，但不要忘了，尾翼既然有升力就多了一
72
翼根弦长
图2-57 后掠机翼压力中心
组诱导阻力，另外当飞行中碰到阵风或飞机加速，因升力与速度平方成正比，主翼与尾翼升力同时增加，飞机就不由自主往上升，这在自由飞模型固然可以争取高度，但在遥控特技飞机就不是件好事了。
图2-59 重心在压力中心之后、尾翼升力向上
（2）重心在压力中心之后、尾翼无升力（如图2-60）：一般内凹翼型重心约在前缘算起33%位置，很多遥控模型飞机采用此种配置，这是因为压力中心原在25%位置，再加上焦点力偶矩化为升力对重心的位移约8%，故假设把压力中心移至33%位置时刚好无力偶矩作用，此时主翼升力等于飞机重量（W=L1；L2=0），所以尾翼的配平力为零，尾翼没有升力就没有尾翼的诱导阻力是最大优点。
图2-61 重心在压力中心之后、尾翼无升力
（3）重心与压力中心重合、尾翼升力向下（如图2-62）：这种配置重心在压力中心同一线上，主翼升力对重心未产生任何力偶矩，焦点力偶矩无法抵消，尾翼须一个向下的力，以便产生一个顺时针力偶矩以取得平衡，这时飞机的主翼升力L1等于重量W加尾翼向下升力L2（L1= W +L2），即尾翼消耗部分主翼的升力。
73
图2-62 重心与压力中心重合、尾翼升力向下
（4）重心在压力中心之前、尾翼升力向下（如图2-63）：这种配置有天生的安定性，是像真机、遥控练习机最常采用的配置，主翼升力对重心产生的力偶矩及焦点力偶矩需由尾翼向下升力产生的顺时针力偶矩予以配平，这时飞机的主翼升力L1等于重量W加尾翼向下升力L2（L1= W +L2），即尾翼消耗部分主翼的升力。
图2-63 重心在压力中心之前、尾翼升力向下
（5）前翼机（鸭式布局，如图2-64）：重心在压力中心之前，主翼升力对重心产生的力偶矩及焦点力偶矩需由前翼来配平，因前翼在主翼前方，所以前翼升力向上产生顺时针力偶矩以便配平，飞机的重量W等于主翼升力L1加前翼升力L2（W=L1+L2）。
74
图2-64 前翼机
重心在压力中心之后尾翼产生向上的升力分担部分主翼的负担，是一种不错的方法。如此主翼面积可以缩小，节省重量及阻力，但这种配置方式飞机只在一个速度下平衡，当飞行中碰到阵风或飞机加速，飞机就不由自主往上升，遥控飞机还有另一个问题，当操纵者打升舵欲往上飞时，尾翼攻角改变升力改为向下产生顺时针力偶矩（如图2-65），主翼攻角增大升力增加，增加的升力对重心的顺时针力偶矩把机头抬得更高，使主翼攻角进一步增大，结果使升力再增加，恶性循环使飞机反应过度，变得非常“神经质”，严重时根本无法操纵。
图2-65 尾翼引起飞机抬头
自由飞模型通常只有一种飞行速度就是滑降，所以采用如（图2-65）配置是很自然的事，遥控模型就比较复杂，练习机的场合初学者希望当飞行姿势乱掉时，只要把手离开摇杆，飞机会自动恢复水平飞行，飞机对舵的反应不要太敏感，特技机的场合则刚好相反，希望飞机对舵的反应灵敏，当飞机爬升或俯冲时不希望有慢慢回复平飞的倾向，所以重心的位置非常重要，但重心的位置并没有一个明确的分界点，如在某一点则安全，在另一点则敏感，一般遥控模型飞机重心约在前缘25%~33%都可以，
75
航模基础知识 原理与结构 - 图文
