引用山映斜陽 的 模型飛機機翼安裝角與俯仰安定性
對於普通的業餘愛好者來說，我們常用俯仰安定係數A俯來反映飛機俯仰安定的程度：A俯＝S尾·L尾／S機·b。式中S尾為水平尾翼面積，S機為機翼面積，b為機翼弦長、L尾為平尾壓力中心至重心距離稱之為尾力臂，如圖一所示，圖中機翼壓力中心至重心距離用L機表示。一般翼型的機翼，正常飛行時可以認為壓力中心在距前緣35％至40％的位置，飛行迎角減小時壓力中心後移，迎角增大時壓力中心前移，而氣動中心則定位於翼面距前緣25％處是不變的。 為什麼平尾能保證飛機的俯仰安定？一般的解釋是由於平尾離重心遠，有較長的尾力臂L尾，飛機一旦抬頭，平尾迎角增加，升力隨之加大，在長尾力臂的配合下產生一個大於機翼抬頭作用的低頭力矩，使飛機恢復到原有正常的飛行狀態。反之亦然。但力矩是由力和力臂二個要素構成的，若平尾增加的升力很小，就不可能獲得足夠的恢復力矩。可見，平尾產生安定作用至關重要的在於它在迎角增大時還應當有足夠大的升力增加量。 要使平尾在迎角增大時能有足夠大的升力增加量，關鍵在於必須使飛機在飛行中機翼的升力係數足夠大於平尾的升力係數，這是透過機翼的飛行迎角大於平尾迎角而獲得的，而這種迎角差則由機翼安裝角大於平尾安裝角得到保證的。
空氣動力學原理表明，機翼失速前正常飛行範圍內，升力係數隨飛行迎角而增加，並且二者成正比，見圖二。迎角每增加Δα時相應的升力係數增加量ΔCy取決於翼型特性和機翼展弦比，但對任何翼型的任何機翼來說其差別不大，在粗略的討論中可以認為ΔCy／Δα是一個常數。 從(2)式可看到，這二者比值肯定要遠大於1，飛機才能安定，這個比值越大，說明恢復作用越大。這個比值有點 和俯仰安定係數相似，但它的計算中用機翼壓力中心和重心的距離取代了機翼翼弦長度，可反映出重心位置對俯 仰安定性的影響。這個比值等於正常飛行時機翼升力係數Cy機與平尾升力係數Cy尾的比值。當機翼安裝角足夠大 於尾翼安裝角，機翼迎角足夠大於尾翼迎角時便可使Cy機足夠大於Cy尾，也就是獲得足夠的俯仰安定性。這種微 妙關係的實質是由於尾翼升力係數的相對增加量ΔCy／Cy尾大於機翼升力係數的相對增加量ΔCy／Cy機，從而獲得 了俯仰安定性。 同一架飛機，原來是很安定的，若調整不當，可能會變得不安定。比如在重心後移或螺旋槳拉力有很大抬頭 力矩情況下，為保持飛機平衡、就減小機翼安裝角(或增大平尾安裝角)，使機翼迎角減小，從而減小機翼升力，雖 然這時飛機仍可保持平衡，但Cy機／Cy尾的減小將使它的俯仰安定性變壞。橡筋動力或自由飛模型在調整爬升姿態 時若過多地拾高平尾前線便會犯這種錯誤，表現為爬升姿態過多地受出手姿態的牽制和受陣風影響，往往是這一輪飛得好而另一輪莫明其妙地改變了爬升軌跡。正確的設計加上正確的調整，才有可能使飛機既保持合適的重心位置又有最佳的飛行迎角，既有足夠的安定性又能保持最大升阻比或最大功率因數。 對後重心設計的飛機，機翼抬頭力矩隨機翼力臂L機加長而加大，為保持飛機平衡，又不能增加平尾升力係數，就只有加大平尾面積或加長尾力臂，所以它的A俯較大，可以達到1.5以上，而前重心的飛機即使A俯只有0.4也可保證足夠的安定性。綜上所述，我們研究模型飛機俯仰安定性不僅要考慮到俯仰安定係數的大小，還要考慮到重心位置及機翼安裝角的配置。 這樣的討論，同樣適用於採用對稱翼型，製作時機翼安裝角為0度的特技模型飛機。它在正飛時機翼要前緣抬起迎角大於0度才有足夠的升力，此時升降舵帶有上舵，即平尾後部上蹺，這樣平尾實際安裝角(連同舵面)為負角，也就是機翼安裝角還是大於尾翼，機翼迎角還是大於尾翼，反之，當它倒飛時，要推杆維持，機翼迎角仍大於平尾迎角。
引用山映斜陽 的 模型飛機機翼安裝角與俯仰安定性
對於普通的業餘愛好者來說，我們常用俯仰安定係數A俯來反映飛機俯仰安定的程度：A俯＝S尾·L尾／S機·b。式中S尾為水平尾翼面積，S機為機翼面積，b為機翼弦長、L尾為平尾壓力中心至重心距離稱之為尾力臂，如圖一所示，圖中機翼壓力中心至重心距離用L機表示。一般翼型的機翼，正常飛行時可以認為壓力中心在距前緣35％至40％的位置，飛行迎角減小時壓力中心後移，迎角增大時壓力中心前移，而氣動中心則定位於翼面距前緣25％處是不變的。 為什麼平尾能保證飛機的俯仰安定？一般的解釋是由於平尾離重心遠，有較長的尾力臂L尾，飛機一旦抬頭，平尾迎角增加，升力隨之加大，在長尾力臂的配合下產生一個大於機翼抬頭作用的低頭力矩，使飛機恢復到原有正常的飛行狀態。反之亦然。但力矩是由力和力臂二個要素構成的，若平尾增加的升力很小，就不可能獲得足夠的恢復力矩。可見，平尾產生安定作用至關重要的在於它在迎角增大時還應當有足夠大的升力增加量。 要使平尾在迎角增大時能有足夠大的升力增加量，關鍵在於必須使飛機在飛行中機翼的升力係數足夠大於平尾的升力係數，這是透過機翼的飛行迎角大於平尾迎角而獲得的，而這種迎角差則由機翼安裝角大於平尾安裝角得到保證的。
空氣動力學原理表明，機翼失速前正常飛行範圍內，升力係數隨飛行迎角而增加，並且二者成正比，見圖二。迎角每增加Δα時相應的升力係數增加量ΔCy取決於翼型特性和機翼展弦比，但對任何翼型的任何機翼來說其差別不大，在粗略的討論中可以認為ΔCy／Δα是一個常數。 從(2)式可看到，這二者比值肯定要遠大於1，飛機才能安定，這個比值越大，說明恢復作用越大。這個比值有點 和俯仰安定係數相似，但它的計算中用機翼壓力中心和重心的距離取代了機翼翼弦長度，可反映出重心位置對俯 仰安定性的影響。這個比值等於正常飛行時機翼升力係數Cy機與平尾升力係數Cy尾的比值。當機翼安裝角足夠大 於尾翼安裝角，機翼迎角足夠大於尾翼迎角時便可使Cy機足夠大於Cy尾，也就是獲得足夠的俯仰安定性。這種微 妙關係的實質是由於尾翼升力係數的相對增加量ΔCy／Cy尾大於機翼升力係數的相對增加量ΔCy／Cy機，從而獲得 了俯仰安定性。 同一架飛機，原來是很安定的，若調整不當，可能會變得不安定。比如在重心後移或螺旋槳拉力有很大抬頭 力矩情況下，為保持飛機平衡、就減小機翼安裝角(或增大平尾安裝角)，使機翼迎角減小，從而減小機翼升力，雖 然這時飛機仍可保持平衡，但Cy機／Cy尾的減小將使它的俯仰安定性變壞。橡筋動力或自由飛模型在調整爬升姿態 時若過多地拾高平尾前線便會犯這種錯誤，表現為爬升姿態過多地受出手姿態的牽制和受陣風影響，往往是這一輪飛得好而另一輪莫明其妙地改變了爬升軌跡。正確的設計加上正確的調整，才有可能使飛機既保持合適的重心位置又有最佳的飛行迎角，既有足夠的安定性又能保持最大升阻比或最大功率因數。 對後重心設計的飛機，機翼抬頭力矩隨機翼力臂L機加長而加大，為保持飛機平衡，又不能增加平尾升力係數，就只有加大平尾面積或加長尾力臂，所以它的A俯較大，可以達到1.5以上，而前重心的飛機即使A俯只有0.4也可保證足夠的安定性。綜上所述，我們研究模型飛機俯仰安定性不僅要考慮到俯仰安定係數的大小，還要考慮到重心位置及機翼安裝角的配置。 這樣的討論，同樣適用於採用對稱翼型，製作時機翼安裝角為0度的特技模型飛機。它在正飛時機翼要前緣抬起迎角大於0度才有足夠的升力，此時升降舵帶有上舵，即平尾後部上蹺，這樣平尾實際安裝角(連同舵面)為負角，也就是機翼安裝角還是大於尾翼，機翼迎角還是大於尾翼，反之，當它倒飛時，要推杆維持，機翼迎角仍大於平尾迎角。