二級牽引模型滑翔機(非記分運動員)

這架模型滑翔機(圖1)是北京航空學院航空模型代表隊牽引組全體隊員集體設計和制做的，由運動員黃作義調整試飛并用以參加1958年全國航模第一分區(qū)比賽。比賽結果獲得個人第一名，成績是滿分(540)，絕對成績是603.4。

圖1二級牽引模型滑翔機

本機原為一實驗機。實驗的主要項目是：驗證一下1958年5月份蘇聯(lián)“祖國之翼”雜志上發(fā)表的一篇風洞實驗的結果。該文的標題是“用在橡筋動力模型飛機上的翼剖面”。其簡要內容如下：為了更好的選擇橡筋動力或小型牽引模型飛機用的翼剖面，莫斯科航空工藝學院空氣動力研究小組和莫斯科市的航模研究室，在Re=45000－50000的條件下，對一些翼剖面進行了風洞實驗。試驗誤差約為3－5%，這對航模計算是足夠準確的。實驗用的機翼為矩形，展弦比為5，由主梁、翼肋、前后緣和蒙紙構成。由實驗得出了機翼的極曲線，如圖2。根據(jù)實驗的結果，通過計算得出了功率系數(shù)曲線，如圖3。假設翼載荷為17克/公寸2，模型的飛行高度為50米，算出了各種機翼的最小下沉速度和最大留空時間，見表1。由圖3可見帶有擾流器的考斯欽科剖面最好。擾流器的構造如下：細針垂直于翼面的刺穿孔，孔距前緣為15%翼弦，孔間的距離為25%翼弦。為了幫助我們正確的設計機翼安裝角，文章還附有升力系數(shù)曲線，見圖4。

圖2機翼的極曲線

圖3功率關系曲線

圖4升力系數(shù)曲線

我們的模型飛機就是采用了帶擾流器的考斯欽科剖面，但沒有采用針孔擾流器，而是用Φ0.25的線粘在15%翼弦處。實驗情況和事先估計相符：不加任何擾流器，成績在3分左右，安定性不好；刺孔之后，兩種性能都變好；粘上擾流線，好象和刺孔沒有什么區(qū)別。在穩(wěn)定氣流中成績在3分至3分25秒之間，如氣流不穩(wěn)定，則成績下降30秒左右。尾翼剖面為改型的G－517。為了在上升或下降氣流中改變飛機的盤旋半徑，采用了有很大后掠角的下垂直尾翼和斜軸方向舵。翼尖有外洗角，剖面是變化的。機翼用橡皮條固定在機身上。由于機翼的剛性不夠，試飛調整都較困難，保險性差。試驗說明考斯欽科剖面的風洞實驗結果基本上是可靠的。

三級牽引模型滑翔機(記分運動員)

這架模型飛機(圖5)也是北京航空學院航模運動隊牽引組全體成員集體設計和制作的，由運動員李長洲調整試飛并用以參加競賽。競賽結果獲得第一名(540滿分，絕對成績?yōu)?93)。

圖5三級牽引模型滑翔機

本機翼剖面是根據(jù)經驗和Babic剖面的特點，及“模型飛機翼型空氣動力學”(見“航模愛好者”第1期)介紹的理論而設計的。設計過程中除考慮了翼剖面的滑翔性能之外，還照顧了翼剖面本身的安定性和工藝性使用性等等。尾翼剖面是A，阿維爾揚諾夫剖面(見“祖國之翼”57年第11期)。面積分配是在保證安定性的前提下來考慮滑翔性能的。對提高滑翔性能，除了在翼剖面的設計上力求改善外，調整試飛，選擇場地，利用氣流也起很大作用。飛機的爬升、盤旋、迫降性能都很好。穩(wěn)定氣流中成績在三分鐘左右，在強烈的不穩(wěn)定的氣流中會發(fā)生顛簸，但很快恢復，成績并不降低。機翼由前后緣、兩組梁、翼肋、半肋、斜肋和蒙紙構成，強度和剛度都相當好。彈性鋁板的厚度為1.5公厘。