外文翻譯--飛機(jī)副翼設(shè)計(jì)【中英文文獻(xiàn)譯文】
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AileronDesignChapter12DesignofControlSurfacesFrom:AircraftDesign:ASystemsEngineeringApproachMohammadSadraey792pagesSeptember2012,HardcoverWileyPublications12.4.1.IntroductionTheprimaryfunctionofanaileronisthelateral(i.e.roll)controlofanaircraft;however,italsoaffectsthedirectionalcontrol.Duetothisreason,theaileronandtherudderareusuallydesignedconcurrently.Lateralcontrolisgovernedprimarilythrougharollrate(P).Aileronisstructurallypartofthewing,andhastwopieces;eachlocatedonthetrailingedgeoftheouterportionofthewingleftandrightsections.Bothaileronsareoftenusedsymmetrically,hencetheirgeometriesareidentical.Aileroneffectivenessisameasureofhowgoodthedeflectedaileronisproducingthedesiredrollingmoment.Thegeneratedrollingmomentisafunctionofaileronsize,ailerondeflection,anditsdistancefromtheaircraftfuselagecenterline.Unlikerudderandelevatorwhicharedisplacementcontrol,theaileronisaratecontrol.Anychangeintheailerongeometryordeflectionwillchangetherollrate;whichsubsequentlyvariesconstantlytherollangle.Thedeflectionofanycontrolsurfaceincludingtheaileroninvolvesahingemoment.Thehingemomentsaretheaerodynamicmomentsthatmustbeovercometodeflectthecontrolsurfaces.Thehingemomentgovernsthemagnitudeofaugmentedpilotforcerequiredtomovethecorrespondingactuatortodeflectthecontrolsurface.Tominimizethesizeandthusthecostoftheactuationsystem,theaileronsshouldbedesignedsothatthecontrolforcesareaslowaspossible.Inthedesignprocessofanaileron,fourparametersneedtobedetermined.Theyare:1.aileronplanformarea(Sa);2.aileronchord/span(Ca/ba);3.maximumupanddownailerondeflection(dAmax);and4.locationofinneredgeoftheaileronalongthewingspan(bai).Figure12.10showstheailerongeometry.Asageneralguidance,thetypicalvaluesfortheseparametersareasfollows:Sa/S=0.05to0.1,ba/b=0.2-0.3,Ca/C=0.15-0.25,bai/b=0.6-0.8,anddAmax=30degrees.Basedonthisstatistics,about5to10percentofthewingareaisdevotedtotheaileron,theaileron-to-wing-chordratioisabout15to25percent,aileron-to-wing-spanratioisabout20-30percent,andtheinboardaileronspanisabout60to80percentofthewingspan.Table12.17illustratesthecharacteristicsofaileronofseveralaircraft.1bAba/2CaSa/2bai/2Aa.Top-viewofthewingandailerondAupdAdownb.Side-viewofthewingandaileron(SectionAA)Figure12.1.GeometryofaileronFactorsaffectingthedesignoftheaileronare:1.therequiredhingemoment,2.theaileroneffectiveness,3.aerodynamicandmassbalancing,4.flapgeometry,5.theaircraftstructure,and6.cost.Aileroneffectivenessisameasureofhoweffectivetheailerondeflectionisinproducingthedesiredrollingmoment.Aileroneffectivenessisafunctionofitssizeanditsdistancetoaircraftcenterofgravity.Hingemomentsarealsoimportantbecausetheyaretheaerodynamicmomentsthatmustbeovercometorotatetheaileron.Thehingemomentsgovernsthemagnitudeofforcerequiredofthepilottomovetheaileron.Therefore,greatcaremustbeusedindesigningtheaileronsothatthecontrolforcesarewithinacceptablelimitsforthepilots.Finally,aerodynamicandmassbalancingdealswithtechniquestovarythehingemomentssothatthestickforcestayswithinanacceptablerange.Handlingqualitiesdiscussedintheprevioussectiongovernthesefactors.Inthissection,principalsofailerondesign,designprocedure,governingequations,constraints,anddesignstepsaswellasafullysolvedexamplearepresented.12.4.2.PrinciplesofAileronDesignAbasiciteminthelistofaircraftperformancerequirementsisthemaneuverability.Aircraftmaneuverabilityisafunctionofenginethrust,aircraftmassmomentofinertia,andcontrolpower.Oneoftheprimarycontrolsurfaceswhichcausetheaircrafttobesteeredalongitsthree-dimensionalflightpath(i.e.maneuver)toitsspecifieddestinationisaileron.Aileronsarelikeplainflapsplacedatoutboardofthetrailingedgeofthewing.Rightaileronandleftaileronaredeflecteddifferentiallyandsimultaneouslytoproducea2NoAircraftTypemTO(kg)b(m)CA/CSpanratiodAmax(deg)bi/b/2bo/b/2updown1Cessna182LightGA1,406110.20.460.9520142CessnaCitationIIIBusinessjet9,97916.310.30.560.8912.512.53AirTractorAT-802Agriculture7,257180.360.40.9517134Gulfstream200Businessjet16,08017.70.220.60.8615155Fokker100AAirliner44,45028.080.240.60.9425206Boeing777-200Airliner247,20060.90.220.3210.76230107Airbus340-600Airliner368,00063.450.30.640.9225208AirbusA340-600Airliner368,00063.450.250.670.922525rollingmomentaboutx-axis.Therefore,themainroleofaileronistherollcontrol;howeveritwillaffectyawcontrolaswell.Rollcontrolisthefundamentalbasisforthedesignofaileron.Table12.1.CharacteristicsofaileronforseveralaircraftTable12.12(lateraldirectionalhandlingqualitiesrequirements)providessignificantcriteriatodesigntheaileron.Thistablespecifiesrequiredtimetobankanaircraftataspecifiedbankangle.Sincetheeffectivenessofcontrolsurfacesarethelowestintheslowerspeed,therollcontrolinatake-offorlandingoperationsistheflightphaseatwhichtheaileronissized.Thus,indesigningtheailerononemustconsideronlylevel1andmostcriticalphasesofflightthatisusuallyphaseB.BasedontheNewtonssecondlawforarotationalmotion,thesummationofallappliedmomentsisequaltothetimerateofchangeofangularmomentum.Ifthemassandthegeometryoftheobjet(i.e.vehicle)arefixed,thelawisreducedtoasimplerversion:Thesummationofallmomentsisequaltothemassmomentofinertiatimeoftheobjectabouttheaxisorrotationmultipliedbytherateofchangeofangularvelocity.Inthecaseofarollingmotion,thesummationofallrollingmoments(includingtheaircraftaerodynamicmoment)isequaltotheaircraftmassmomentofinertiaaboutx-axismultipliedbythetimerateofchange(/t)ofrollrate(P).Inboardaileron1Outboardaileron23Lcg=IxxPt(12.7)orP=LIxxcg(12.8)Generallyspeaking,therearetwoforcesinvolvedingeneratingtherollingmoment:1.Anincrementalchangeinwingliftduetoachangeinaileronangle,2.Aircraftrollingdragforceintheyzplane.Figure12.11illustratesthefront-viewofanaircraftwhereincrementalchangeintheliftduetoailerondeflection(DL)andincrementaldragduetotherollingspeedareshown.TheaircraftinFigure12.11isplanningtohaveapositiveroll,sotherightaileronisdeflectedupandleftailerondown(i.e.+dA).Thetotalaerodynamicrollingmomentinarollingmotionis:Mcgx=2DLyA-DDyD(12.9)Thefactor2hasbeenintroducedinthemomentduetolifttoaccountforbothleftandrightailerons.Thefactor2isnotconsideredfortherollingmomentduetorollingdragcalculation,sincetheaveragerollingdragwillbecomputedlater.TheparameteryListheaveragedistancebetweeneachaileronandthex-axis(i.e.aircraftcenterofgravity).TheparameteryDistheaveragedistancebetweenrollingdragcenterandthex-axis(i.e.aircraftcenterofgravity).Atypicallocationforthisdistanceisabout40%ofthewingsemispanfromrootchord.+dADDrightDLleftDLrightdyyyoyicgDDleftzyDyA+dAFrontviewFigure12.2.Incrementalchangeinliftanddragingeneratingarollingmotion4Inanaircraftwithshortwingspanandlargeaileron(e.g.fightersuchasGeneralDynamicsF-16FightingFalcon(Figure3.12)thedragdoesnotconsiderablyinfluenceontherollingspeed.However,inanaircraftwithalongwingspanandsmallaileron;suchasbomberBoeingB-52(Figures8.20and9.4);therollinginduceddragforcehasasignificanteffectontherollingspeed.Forinstance,theB-52takesabout10secondstohaveabankangleof45degreesatlowspeeds,whileforthecaseofafightersuchasF-16;ittakesonlyafractionofasecondforsuchroll.Owingtothefactthataileronsarelocatedatsomedistancefromthecenterofgravityoftheaircraft,incrementalliftforcegeneratedbyaileronsdeflectedup/down,createsarollingmoment.LA=2DLyA(12.10)However,theaerodynamicrollingmomentisgenerallymodeledasafunctionofwingarea(S),wingspan(b),dynamicpressure(q)as:LA=qSClbwhereClistherollingmomentcoefficientandthedynamicpressureis:(12.11)q=12rVT2(12.12)whereristheairdensityandVTistheaircrafttrueairspeed.TheparameterClisafunctionofaircraftconfiguration,sideslipangle,rudderdeflectionandailerondeflection.Inasymmetricaircraftwithnosideslipandnorudderdeflection,thiscoefficientislinearlymodeledas:Cl=CldAdA(12.13)TheparameterCldAisreferredtoastheaircraftrollingmoment-coefficient-due-to-aileron-deflectionderivativeandisalsocalledtheaileronrollcontrolpower.Theaircraftrollingdraginducedbytherollingspeedmaybemodeledas:DR=DDleft+DDright=12rVR2StotCDR(12.14)whereaircraftaverageCDRistheaircraftdragcoefficientinrollingmotion.Thiscoefficientisabout0.71.2whichincludesthedragcontributionofthefuselage.TheparameterStotisthesummationofwingplanformarea,horizontaltailplanformarea,andverticaltailplanformarea.Stot=Sw+Sht+Svt5(12.15)TheparameterVRistherollinglinearspeedinarollingmotionandisequaltorollrate(P)multipliedbyaveragedistancebetweenrollingdragcenter(SeeFigure12.11)alongy-axisandtheaircraftcenterofgravity:VR=PyD(12.16)Sinceallthreeliftingsurfaces(wing,horizontaltail,andverticaltail)arecontributingtotherollingdrag,theyDisinfact,theaverageofthreeaveragedistances.Thenon-dimensionalcontrolderivativeCldAisameasureoftherollcontrolpoweroftheaileron;itrepresentsthechangeinrollingmomentperunitchangeofailerondeflection.ThelargertheCldA,themoreeffectivetheaileronisatcreatingarollingmoment.Thiscontrolderivativemaybecalculatedusingmethodintroducedin19.However,anestimateoftherollcontrolpowerforanaileronispresentedinthisSectionbasedonasimplestripintegrationmethod.Theaerodynamicrollingmomentduetotheliftdistributionmaybewrittenincoefficientformas:DCl=DLAqSb=qCLACayAdyqSb=CLACayAdySb(12.17)ThesectionliftcoefficientCLAonthesectionscontainingtheaileronmaybewrittenasCLA=CLaa=CLadaddAdA=CLatadA(12.18)wheretaistheaileroneffectivenessparameterandisobtainedfromFigure12.12,giventheratiobetweenaileron-chordandwing-chord.Figure12.12isageneralrepresentativeofthecontrolsurfaceeffectiveness;itmaybeappliedtoaileron(ta),elevator(te),andrudder(tr).Thus,inFigure12.12,thesubscriptofparametertisdroppedtoindicatethegenerality.yCydy2CLawtdAyoIntegratingovertheregioncontainingtheaileronyieldsCl=Sbi(12.19)whereCLawhasbeencorrectedforthree-dimensionalflowandthefactor2isaddedtoaccountforthetwoailerons.Forthecalculationinthistechnique,thewingsectionalliftcurveslopeisassumedtobeconstantoverthewingspan.Therefore,theaileronsectionalliftcurveslopeisequaledtothewingsectionalliftcurveslope.Theparameteryirepresentstheinboardpositionofaileronwithrespecttothefuselagecenterline,andyotheoutboardpositionofaileronwithrespecttothefuselagecenterline(SeeFigure12.11).6TheaileronrollcontrolderivativecanbeobtainedbytakingthederivativewithrespecttoyCydydA:CldA=2CLawtyoSbi(12.20)t0.80.60.40.20.10.20.30.40.50.60.7Control-surface-to-lifting-surface-chordratioFigure12.3.ControlsurfaceangleofattackeffectivenessparameterThewingchord(C)asafunctionofy(alongspan)forataperedwingcanbeexpressedbythefollowingrelationship:C=Cr1+2yl-1b(12.21)whereCrdenotesthewingrootchord,andlisthewingtaperratio.SubstitutingthisrelationshipbackintotheexpressionforCldA(Equ.12.20)yields:1+2byydyCldA=2CLawtSbyoCyirl-1(12.22)or22l-13CldA=2CLawtCry2Sb+y3byiyo(12.23)ThisequationcanbeemployedtoestimaterollcontrolderivativeCldAusingtheailerongeometryandestimatingtfromFigure12.12.Gettingbacktoequation12.12,therearetwopiecesofailerons;eachatoneleftandrightsectionsofthewing.Thesetwopiecesmayhaveasimilarmagnitudeofdeflectionsorslightlydifferentdeflections,duetotheadverseyaw.Atanyrate,onlyonevaluewillentertothecalculationofrollingmoment.Thus,anaveragevalueofailerondeflectionwillbecalculatedasfollows:7dA=dAleft+dAright1(12.24)2ThesignofthisdAwilllaterbedeterminedbasedontheconventionintroducedearlier;apositivedAwillgenerateapositiverollingmoment.Substitutingequation12.9intoequation12.7yields:LA+DDyD=IxxPAsthenameimplies,Pisthetimerateofchangeofrollrate:(12.25)P=ddtP(12.26)Ontheotherhand,theangularvelocityaboutx-axis(P)isdefinedasthetimerateofchangeofbankangle:P=ddtF(12.27)Combiningequations12.26and12.27andremovingdtfrombothsides,resultsin:PdF=PdP(12.28)Assumingthattheaircraftisinitiallyatalevelcruisingflight(i.e.Po=0,fo=0),bothsidesmaybeintegratedas:fPdF=0PssPdP0(12.29)Thus,thebankangleduetoarollingmotionisobtainedas:F=dPPPwherePisobtainedfromequation12.25.Thus:(12.30)PssF=0IxxPLA+DDyDdP(12.31)Bothaerodynamicrollingmomentandaircraftdragduetorollingmotionarefunctionsofrollrate.Pluggingthesetwomomentsintoequation12.31yields:r(PyD)(Sw+Sht+Svt)CDRyDF1=Pss0qSClb+12IxxP2dP(12.32)Theaircraftrateofrollrateresponsetotheailerondeflectionhastwodistinctstates:1.Atransientstate,2.Asteadystate(SeeFigure12.13).Theintegrallimitfortherollrate(P)inequation12.32isfromaninitialtrimpointofnorollrate(i.e.winglevelandPo=0)toasteady-statevalueofrollrate(Pss).Sincetheaileronisfeaturedasaratecontrol,thedeflectionofaileronwilleventuallyresultinasteady-staterollrate(Figure12.13).Thus,unlesstheaileronsarereturnedtotheinitialzerodeflection,theaircraftwillnotstopataspecificbankangle.Table12.12definestherollraterequirementsintermsofthedesired8bankangle(F2)forthedurationoftseconds.Theequation12.32hasaclosed-formsolutionandcanbesolvedtodeterminethebankangle(F1)whentherollratereachesitssteady-statevalue.Rollrate(deg/sec)Psstsst2Time(sec)Figure12.4.AircraftrollrateresponsetoanailerondeflectionBankangle(deg)F2F1t1t2Time(sec)Figure12.5.AircraftbankangleresponsetoanailerondeflectionWhentheaircrafthasasteady-state(Pss)rollrate,thenewbankangle(Figure12.14)afterDtseconds(i.e.t2-tss)isreadilyobtainedbythefollowinglinearrelationship:F2=Pss(t2-tss)+F1(12.33)Duetothefactthattheaircraftdragduetorollrateisnotconstantandisincreasedwithanincreasetotherollrate;therollingmotionisnotlinear.Thisimplies9thatthevariationoftherollrateisnotlinear;andthereisanangularrotationaboutx-axis.However,untiltheresistingmomentagainsttherollingmotionisequaltotheailerongeneratedaerodynamicrollingmoment;theaircraftwillexperienceanangularaccelerationaboutx-axis.Soonafterthetworollingmomentsareequal,theaircraftwillcontinuetorollwithaconstantrollrate(Pss).Thesteady-statevalueforrollrate(Pss)isobtainedbyconsideringthatthefactthatwhentheaircraftisrollingwithaconstantrollrate,theailerongeneratedaerodynamicrollingmomentisequaltothemomentofaircraftdragintherollingmotion.LA=DDRyD(12.34)Combiningequations12.14,12.15,and12.16,theaircraftdragduetotherollingmotionisobtainedas:DR=12r(PyD)2(Sw+Sht+Svt)CDR(12.35)Insertingtheequation12.35intoequation12.34yields:LA=12r(PyD)2(Sw+Sht+Svt)CDRyD(12.36)Solvingforthesteady-staterollrate(Pss)resultsin:Pss=2LAr(Sw+Sht+Svt)CDRyD3(12.37)Ontheotherhand,theequation12.32issimplyadefinitemathematicalintegration.Thisintegrationmaybemodeledasthefollowinggeneralintegrationproblem:y=k2xdxx+a2Accordingto20,thereisaclosedformsolutiontosuchintegrationasfollows:(12.38)y=k12ln(x2+a2)(12.39)Theparameterskandaareobtainedbycomparingequation12.38withequation12.32.ry(Sw+Sht+Svt)CDRk=3D2Ixx(12.40)a2=(12.41)(Sw+Sht+Svt)CDyDV2SClb3RHence,thesolutiontotheintegrationinequation12.32isdeterminedas:11lnP2+3F1=IxxryD3(Sw+Sht+Svt)CDRPssV2SClb(Sw+Sht+Svt)CDRyD0(12.42)Applyingthelimits(from0toPss)tothesolutionresultsin:ry(Sw+Sht+Svt)CDRF1=3DIxx2ln(Pss)(12.43)Recallthatwearelookingtodetermineaileronrollcontrolpower.Inanotherword,itisdesiredtoobtainhowlongittakes(t2)tobanktoadesiredbankanglewhenaileronsaredeflected.Thisdurationtendstohavetwoparts:1.Theduration(tss編號(hào): 畢業(yè)設(shè)計(jì)(論文)外文翻譯(譯文)學(xué) 院: 機(jī)電工程學(xué)院 專 業(yè): 機(jī)械設(shè)計(jì)制造及其自動(dòng)化 學(xué)生姓名: 藍(lán)生展 學(xué) 號(hào): 1200110410 指導(dǎo)教師單位: 桂林電子科技大學(xué) 姓 名: 楊孟杰 職 稱: 碩士/未評(píng)級(jí) 2016年 3 月 8 日副翼設(shè)計(jì) 第12章控制界面的設(shè)計(jì)出自:飛機(jī)設(shè)計(jì):系統(tǒng)工程方法穆罕默德Sadraey792頁(yè) 2012年9月,精裝 Wiley出版的期刊12.4.1 簡(jiǎn)介副翼的主要功能是橫向(即卷)控制飛機(jī);然而,它也影響該方向控制。由于這個(gè)原因,副翼和方向舵是通常并發(fā)設(shè)計(jì)。橫向控制主要是通過(guò)滾動(dòng)率監(jiān)管( P) 。副翼是機(jī)翼的結(jié)構(gòu)部分,且具有兩片;每個(gè)位于所述后翼左側(cè)和右側(cè)部分的外周部的邊緣。這兩個(gè)副翼常對(duì)稱地使用,因此它們的幾何形狀是相同的。副翼成效是衡量有多好偏轉(zhuǎn)副翼是生產(chǎn)所需的滾轉(zhuǎn)力矩。該產(chǎn)生的側(cè)傾力矩是副翼大小,副翼偏轉(zhuǎn),它的距離的函數(shù)從飛機(jī)機(jī)身中心線。不像方向舵和升降舵這是位移控制,副翼是速率控制。如有任何變動(dòng),副翼幾何形狀或彎曲將改變側(cè)傾率;隨后不斷變化的側(cè)傾角。任意控制面,包括副翼的偏轉(zhuǎn)涉及鉸鏈時(shí)刻。鉸鏈力矩的氣動(dòng)力矩必須克服以 偏轉(zhuǎn)控制面。該鉸鏈力矩支配的增強(qiáng)幅度移動(dòng)相應(yīng)的執(zhí)行器偏轉(zhuǎn)的控制面試驗(yàn)所需的力。至 最小化的尺寸和致動(dòng)系統(tǒng)因而成本,副翼應(yīng) 設(shè)計(jì)成使得控制力盡可能的低。在副翼的設(shè)計(jì)過(guò)程中,4個(gè)參數(shù)需要確定。他們是:(1)副翼平面面積(一個(gè)); 2,副翼弦/ SPAN(); 3,最大和副翼向下偏轉(zhuǎn)();沿副翼的內(nèi)緣和4。位置 翼展()。圖12.10顯示了副翼的幾何形狀。作為一般的指導(dǎo)下,對(duì)于這些參數(shù)的典型值如下:=0.050.1,=0.20.3,=0.15-0.25,=0.6-0.8,和= ?;谶@種統(tǒng)計(jì),約5%至10 機(jī)翼面積是專門(mén)用于副翼,副翼到翼弦比 約15到25,副翼到翼展比為約20-30,并在內(nèi)側(cè) 副翼翼展是翼展約60至80。表12.17說(shuō)明 幾架飛機(jī)副翼的特點(diǎn)。 影響副翼的設(shè)計(jì)因素是:(1)所要求的鉸鏈力矩 2 副翼有效性, 3 ??諝鈩?dòng)力學(xué)和質(zhì)量平衡4 。瓣幾何, 5,飛機(jī)結(jié)構(gòu),和6。成本。副翼有效性是衡量如何有效副翼偏轉(zhuǎn)是在產(chǎn)生所需的軋制力矩。副翼成效是功能,它的規(guī)模和它的重力飛機(jī)的中心距。鉸鏈力矩也重要的,因?yàn)樗鼈兪怯每諝鈩?dòng)力力矩必須克服以旋轉(zhuǎn)副翼。鉸鏈力矩支配的力把先導(dǎo)的移動(dòng)所需的大小副翼。因此,必須十分小心,在設(shè)計(jì)副翼用于使得控制力量是可以接受的限度之內(nèi)的飛行員。最后,空氣動(dòng)力學(xué)和質(zhì)量平衡與技術(shù)交易,以改變鉸鏈力矩,使粘力撐可接受的范圍內(nèi)。在上一節(jié)討論的操縱品質(zhì)管控這些因素。在本節(jié)中,副翼設(shè)計(jì),設(shè)計(jì)過(guò)程中,執(zhí)政的校長(zhǎng)方程,約束和設(shè)計(jì)步驟,以及一個(gè)完全解決例子給出。12.4.2副翼設(shè)計(jì)原理 在飛機(jī)性能要求的清單基本產(chǎn)品的可操作性。 飛機(jī)機(jī)動(dòng)性是發(fā)動(dòng)機(jī)推力,慣性飛機(jī)質(zhì)量矩的函數(shù), 和控制電源。其中一個(gè)主要的控制表面,導(dǎo)致飛機(jī)是 沿著它的三維飛行路徑(即機(jī)動(dòng))帶領(lǐng)到其指定的目的地是副翼。副翼就像放置在機(jī)翼后緣的外側(cè)平原襟翼。右副翼和左副翼偏轉(zhuǎn)差異,同時(shí)產(chǎn)生關(guān)于x軸滾轉(zhuǎn)力矩.因此,副翼的主要作用是將側(cè)傾控制; 但它會(huì)影響偏航控制為好。側(cè)傾控制是對(duì)的根本依據(jù) 副翼的設(shè)計(jì)。 表12.12(橫向方向的操縱品質(zhì)要求)提供顯著的標(biāo)準(zhǔn)來(lái)設(shè)計(jì)的副翼。此表指定所需的時(shí)間到銀行的飛機(jī)在指定銀行的角度。由于控制面的有效性是最低的是速度較慢,在起飛或著陸操作的側(cè)傾控制是飛行相在哪個(gè)副翼的大小。因此,在設(shè)計(jì)副翼必須只考慮的飛行,通常是B相1級(jí)和最關(guān)鍵階段。根據(jù)牛頓第二定律為一個(gè)旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng),所有的總和 在作用力矩等于角動(dòng)量的時(shí)間變化率。如果質(zhì)量和客體(即車(chē)輛的幾何形狀是固定的,該法被降低到一個(gè)更簡(jiǎn)單 版本:所有矩的總和等于慣性時(shí)間的質(zhì)量矩大約乘以角速度變化率的軸線或旋轉(zhuǎn)的對(duì)象。在一個(gè)滾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的情況下,所有的軋制力矩的總和(包括 飛機(jī)的氣動(dòng)力矩)等于慣性飛機(jī)質(zhì)量矩繞x軸 乘以時(shí)間變化率的側(cè)傾率()P。 一般來(lái)說(shuō),有兩種力量參與產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩:1. 在機(jī)翼升力由于副翼角的變化增量的變化,2 .飛機(jī)滾動(dòng) 在YZ平面阻力。圖12.11說(shuō)明了前視飛機(jī)的地方 在電梯由于副翼偏轉(zhuǎn)()和增量拖動(dòng)由于增量變化軋制速度被示出。 在圖12.11的飛機(jī)計(jì)劃有正面的卷,所以正確的副翼偏轉(zhuǎn)和左側(cè)副翼向下(i.e)。在總空氣動(dòng)力滾轉(zhuǎn)力矩一個(gè)滾動(dòng)的運(yùn)動(dòng)是:因素2已在當(dāng)下,由于提升到占左,右副翼被引入。該因子2是不考慮的滾轉(zhuǎn)力矩由于滾動(dòng)拖拽計(jì)算,因?yàn)槠骄鶟L動(dòng)阻力會(huì)在以后計(jì)算。參數(shù)yL每個(gè)副翼和x軸(重力即飛機(jī)中心)之間的平均距離。參數(shù)YD 是軋制拖動(dòng)中心與x軸(即間的平均距離 重力飛機(jī)的中心)。一個(gè)典型的位置,這個(gè)距離大約是40,從根弦機(jī)翼半翼展的。在飛機(jī)短臂展和大型副翼(如戰(zhàn)斗機(jī),如通用動(dòng)力公司的F-16戰(zhàn)隼(圖3.12)拖不顯著影響力的軋制速度。然而,在飛機(jī)用長(zhǎng)翼展和小副翼;如轟炸機(jī)波音B-52(圖8.20和9.4);滾動(dòng)誘導(dǎo)阻力對(duì)軋制速度的顯著作用。例如,對(duì)B-52大約需要10秒至有45度在低速一個(gè)坡度角,而對(duì)于一個(gè)戰(zhàn)斗機(jī)如F-16的情況下;它需要一個(gè)第二對(duì)這樣的軋輥的僅一小部分。由于這樣的事實(shí),副翼位于從飛機(jī)的重心的一段距離,通過(guò)副翼產(chǎn)生的增量升力偏轉(zhuǎn)向上/向下,創(chuàng)建一個(gè)軋制力矩。然而,氣動(dòng)滾轉(zhuǎn)力矩一般建模為機(jī)翼面積(S)的函數(shù),翼展(b)中,動(dòng)壓(Q)為:其中CL是軋制力矩系數(shù)和動(dòng)壓力是:其中r為空氣密度和VTIS飛機(jī)真空速。參數(shù)CLI方面該機(jī)配置,側(cè)滑角,舵偏轉(zhuǎn)和副翼偏轉(zhuǎn)角的函數(shù)。在對(duì)稱飛機(jī)無(wú)側(cè)滑和無(wú)舵偏轉(zhuǎn),這個(gè)系數(shù)是線性建模為:該參數(shù)被稱為飛機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù),由于對(duì)副翼偏轉(zhuǎn)衍生物,也被稱為副翼滾轉(zhuǎn)控制功率。該機(jī)軋制拖動(dòng)引起的軋制速度可以被建模為:為飛機(jī)平均在滾動(dòng)運(yùn)動(dòng)飛機(jī)的風(fēng)阻系數(shù)。這個(gè)系數(shù)是約0.7 - 1.2,其中包括在機(jī)身的拖動(dòng)貢獻(xiàn)。參數(shù)是機(jī)翼平面面積,水平尾翼平面面積,和垂尾平面面積的總和。參數(shù)VRIS軋制線速度的滾動(dòng)運(yùn)動(dòng),等于滾動(dòng)速率(P)乘以拖動(dòng)滾動(dòng)中心之間的平均距離(見(jiàn)圖12.11)沿y軸和重力飛機(jī)的中心: 由于三個(gè)升力面(機(jī)翼,水平尾翼和垂直尾翼)是造成滾動(dòng)阻力,在實(shí)際上是真實(shí)的,三個(gè)平均距離的平均值。無(wú)量綱控制衍生 是副翼滾轉(zhuǎn)控制力量的措施;它 代表每副翼偏轉(zhuǎn)的單位變化軋制力矩的變化。越大,更能有效的為副翼是創(chuàng)造一個(gè)滾轉(zhuǎn)力矩。這種控制 衍生物可以使用方法在19引入了計(jì)算。然而,一個(gè)估計(jì)側(cè)傾控制電源的副翼是基于一個(gè)簡(jiǎn)單的帶呈現(xiàn)在本節(jié) 積分法。氣動(dòng)滾轉(zhuǎn)力矩,由于升力分布可能寫(xiě)成系數(shù)形式為:本節(jié)升降系數(shù)在含有副翼的部分可以被寫(xiě)為:其中一個(gè)是副翼效用參數(shù)和從圖12.12求出給定 副翼弦和翼弦之間的比率。圖12.12是一個(gè)普遍的代表性 控制面效果;它可以應(yīng)用到副翼(),升降()和舵()。因此,在圖12.12,參數(shù)的下標(biāo)被丟棄,以指示 一般性。集成了包含副翼收益率區(qū)域。 式中已經(jīng)校正了三維流和因子2被添加到 帳戶的兩個(gè)副翼。對(duì)于計(jì)算在這項(xiàng)技術(shù)中,機(jī)翼剖面升力曲線斜率被認(rèn)為是恒定的翼展。因此,副翼截面升力曲線斜率等于機(jī)翼剖面升力曲線斜率。參數(shù)1表示相對(duì)于所述機(jī)身的中心線,與副翼的內(nèi)側(cè)位置 副翼相對(duì)于機(jī)身中心線的外側(cè)位置(見(jiàn)圖12.11)。副翼滾轉(zhuǎn)控制衍生物可以通過(guò)采取導(dǎo)數(shù)來(lái)獲得:翼弦(C)為y的一個(gè)錐形翼的函數(shù)(沿跨度)可以由以下關(guān)系式表示:表示翼根弦,并且是機(jī)翼錐度比。代入關(guān)系放回表達(dá)式 (式12.20)可得:該方程可用來(lái)估計(jì)側(cè)傾控制衍生物 使用副翼 幾何形狀和圖12.12估計(jì)t。再回到方程12.12,有 兩片副翼;每在一個(gè)左機(jī)翼的右側(cè)部分。這兩件可能有偏差或稍微不同的變形的類似的數(shù)量級(jí),因 不利的偏航。在任何情況下,只有一個(gè)值將輸入到軋制力矩的計(jì)算。 因此,副翼偏轉(zhuǎn)的平均值將被計(jì)算如下:這樣做的跡象基于前面介紹的常規(guī)稍后會(huì)決定;正的積極將產(chǎn)生積極的滾轉(zhuǎn)力矩。方程代入12.9 方程12.7得:正如其名稱所暗示的, 是的滾轉(zhuǎn)率的時(shí)間變化率:另一方面,關(guān)于x軸(P)的角速度被定義為傾斜角的變化的時(shí)間速率:結(jié)合方程12.26和12.27,并從兩側(cè)取出,結(jié)果是:假設(shè)飛機(jī)最初是在一個(gè)水平巡航飛行(即),這兩個(gè) 兩側(cè)可集成為:因此,坡度的角度,由于滾動(dòng)運(yùn)動(dòng)得到:其中,這樣:兩個(gè)氣動(dòng)滾轉(zhuǎn)力矩和飛機(jī)拖曳由于滾動(dòng)運(yùn)動(dòng)是滾轉(zhuǎn)率的功能。堵漏這兩個(gè)瞬間變成等式12.31代替: 滾動(dòng)率響應(yīng)副翼偏轉(zhuǎn)飛機(jī)速度有兩種不同的狀態(tài):(1)瞬時(shí)狀態(tài),2個(gè)穩(wěn)定狀態(tài)(見(jiàn)圖12.13)。對(duì)于側(cè)傾率(P)的公式12.32的積分限制是從沒(méi)有搖率初始修剪點(diǎn)(即機(jī)翼水平和)到軋輥速度的穩(wěn)態(tài)值()。由于副翼的特點(diǎn)是作為一個(gè)速度的控制,副翼偏轉(zhuǎn)最終會(huì)導(dǎo)致穩(wěn)態(tài)側(cè)傾率(圖12.13)。因此, 除非副翼返回到初始零偏轉(zhuǎn),飛機(jī)不會(huì)停止在一個(gè)特定的角度。表12.12中定義的所希望的條款的側(cè)傾率的要求,傾斜角()為t秒的持續(xù)時(shí)間。等式12.32具有閉合形式 解決方案,可以解決以確定傾斜角()時(shí),側(cè)傾率達(dá)到其穩(wěn)態(tài)值。當(dāng)飛機(jī)有一個(gè)穩(wěn)態(tài)()側(cè)傾率,新的傾斜角(圖12.14)秒之后(即)可容易地通過(guò)下面的線性關(guān)系得到: 由于這一事實(shí),該飛機(jī)拖動(dòng)由于滾動(dòng)速率不是恒定的,并且是 的增加而增加至輥速度;滾動(dòng)運(yùn)動(dòng)不是線性的。這意味著側(cè)傾率的變化不是線性的;并且有關(guān)于x軸的角旋轉(zhuǎn)。然而,直到對(duì)滾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的抵制力矩等于副翼產(chǎn)生的空氣動(dòng)力軋制力矩;該機(jī)將經(jīng)歷角加速度繞x軸旋轉(zhuǎn)。不久后的2軋制轉(zhuǎn)矩相等,該機(jī)將繼續(xù)推出以恒定的側(cè)傾率(PSS)。被考慮到,當(dāng)飛機(jī)是滾動(dòng)以恒定的側(cè)傾率,副翼產(chǎn)生的空氣動(dòng)力軋制力矩的事實(shí)等于飛機(jī)阻力的滾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的那一刻獲得了滾動(dòng)率(PSS)的穩(wěn)態(tài)值。結(jié)合方程12.14,12.15,12.16和,飛機(jī)拖曳由于滾動(dòng)運(yùn)動(dòng)為:插入式12.35到12.34的公式得到:求解穩(wěn)態(tài)側(cè)傾率(PSS)的結(jié)果:另一方面,方程12.32僅僅是一個(gè)確定的數(shù)學(xué)積分。這種整合可以模擬為以下一般的集成問(wèn)題:根據(jù)20,還有一個(gè)封閉形式解到這種結(jié)合,如下所示: 參數(shù)k和一個(gè)通過(guò)比較方程12.38與12.32方程得到:因此,該解決方案在方程12.32積分被確定為:應(yīng)用范圍(從0到PSS)到該結(jié)論中,得到:回想一下,我們正在尋找確定副翼滾轉(zhuǎn)控制權(quán)。換句話說(shuō),它是理想的取得需要多長(zhǎng)時(shí)間(T2)銀行到所需的傾斜角時(shí),副翼偏轉(zhuǎn)。這期間往往有兩部分組成:1.是將飛機(jī)到達(dá)穩(wěn)態(tài)側(cè)傾率的持續(xù)時(shí)間()到(),2.時(shí)間(TR)從SS線性滾到2(見(jiàn)圖12.14)。比較圖12.13和12.14顯示了t 1 = TSS。這需要一個(gè)時(shí)間(TSS) 該機(jī)實(shí)現(xiàn)了穩(wěn)態(tài)側(cè)傾率由于副翼偏轉(zhuǎn)的函數(shù) 角加速度()?;诮?jīng)典動(dòng)力學(xué),這加速度可表示為:據(jù)推測(cè),這架飛機(jī)最初是在機(jī)翼水平飛行狀態(tài)(即= 0)。 因此:其中從方程12.43測(cè)定。另外,在加速滾動(dòng) 運(yùn)動(dòng),最終搖率之間的相關(guān)性()和初始滾轉(zhuǎn)率(P 0)是一個(gè)函數(shù)滾動(dòng)率的率()和最終傾斜角()?;诮?jīng)典動(dòng)力學(xué)中, 加速滾動(dòng)運(yùn)動(dòng)可以表示為:據(jù)推測(cè),這架飛機(jī)最初是在機(jī)翼水平飛行狀態(tài)(即= 0)和 新的側(cè)傾率是穩(wěn)態(tài)側(cè)傾率(即P1= PSS)。因此: 對(duì)于GA和運(yùn)輸機(jī),時(shí)間達(dá)到穩(wěn)態(tài)滾動(dòng)運(yùn)動(dòng) (T 1 )長(zhǎng)(超過(guò)10秒)。因此,方程12.48和12.49中的應(yīng)用是 常不需要副翼設(shè)計(jì)中,由于軋輥的要求是在幾秒鐘之內(nèi)。 然而,對(duì)于一個(gè)戰(zhàn)斗機(jī)和導(dǎo)彈的滾動(dòng)運(yùn)動(dòng)(見(jiàn)圖12.15)很 快(時(shí)間t 1 是在幾秒鐘之內(nèi)),因此方程12.48和12.49中的應(yīng)用 通常需要對(duì)副翼設(shè)計(jì)。出于這個(gè)原因,當(dāng)傾斜角(1) 對(duì)應(yīng)于穩(wěn)態(tài)側(cè)傾率(PSS)是超過(guò)90度,則方程12.46 作為所需的時(shí)間之間的關(guān)系,以達(dá)到所希望的傾斜角。 因此,持續(xù)時(shí)間所需(),以實(shí)現(xiàn)期望的傾斜角()將 決定如下: 引進(jìn)和開(kāi)發(fā)本節(jié)中的公式和關(guān)系提供了必要的工具來(lái)設(shè)計(jì)副翼,以滿足側(cè)傾控制要求。表12.12地址軍用飛機(jī)滾轉(zhuǎn)控制要求;民用航空器,建議采用要求類似的列表。具有由副翼的最大側(cè)傾控制產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩,考慮向翼尖翼的副翼外側(cè)。因此,將皮瓣在機(jī)翼內(nèi)側(cè)加以考慮。這種做法將導(dǎo)致最小,最輕,最經(jīng)濟(jì)的副翼表面。副翼設(shè)計(jì)技術(shù)和設(shè)計(jì)過(guò)程都將顯示在第12.4.4。12.4.3 副翼設(shè)計(jì)約束 在工程學(xué)科的任何設(shè)計(jì)問(wèn)題通常是由各種條件的限制和副翼設(shè)計(jì)也不例外。在本節(jié)中,一些對(duì)副翼設(shè)計(jì)約束將被引入。12.4.3.1 副翼逆轉(zhuǎn)一些接近最大速度飛行時(shí)飛機(jī)受到一個(gè)重要的氣動(dòng)彈性現(xiàn)象。沒(méi)有真正的結(jié)構(gòu)是非常剛性的;它具有靜態(tài)和動(dòng)態(tài)的靈活性。翼通常是從航天材料如鋁和復(fù)合材料制作,并有結(jié)構(gòu),它們是柔性的。這種靈活性使得thewing不能夠保持其形狀和完整性尤其是在高速飛行操作。這種現(xiàn)象被稱為副翼逆轉(zhuǎn)不利影響副翼有效性。考慮一個(gè)靈活的機(jī)翼的右側(cè)截面具有向下偏轉(zhuǎn)副翼產(chǎn)生負(fù)滾轉(zhuǎn)力矩。在亞音速時(shí),增量氣動(dòng)載荷由于副翼偏轉(zhuǎn)具有質(zhì)心附近的某處翼弦的中間。在超音速速度下,控制負(fù)載主要作用于偏轉(zhuǎn)副翼本身,因而具有其重心,甚至更遠(yuǎn)的后方。如果負(fù)載重心是機(jī)翼結(jié)構(gòu)的彈性軸,然后鼻子向下扭曲的主翼面()(繞Y軸),結(jié)果后面。這個(gè)偏轉(zhuǎn)的目的是要提高右翼部分。然而,翼捻降低攻擊的翼角,升降機(jī)因此在翼(圖12.16)的右部分的減少。在極端情況下,下行電梯由于氣動(dòng)彈性扭曲將超過(guò)吩咐向上抬,因此凈效果是相反的。這種變化在電梯方向進(jìn)而產(chǎn)生了積極的滾轉(zhuǎn)力矩。這個(gè)不受歡迎的滾轉(zhuǎn)力矩意味著副翼已經(jīng)失去了它的有效性 和側(cè)傾控制衍生工具; 改變其符號(hào)。這樣的現(xiàn)象被稱為副翼逆轉(zhuǎn)。這種現(xiàn)象帶來(lái)對(duì)副翼設(shè)計(jì)一個(gè)顯著的約束。在 此外,機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)必須檢查副翼偏轉(zhuǎn)的這個(gè)氣動(dòng)彈性效應(yīng)。副翼逆轉(zhuǎn)往往發(fā)生在高速行駛。大多數(shù)高性能飛機(jī)有副翼反轉(zhuǎn)速度超過(guò)該副翼失去效用。這架F-14戰(zhàn)斗機(jī)遭遇逆轉(zhuǎn)副翼在高速。顯然,這樣的副翼逆轉(zhuǎn)是不能接受的飛行包線內(nèi),而且必須在設(shè)計(jì)過(guò)程中加以考慮。許多此類問(wèn)題的解決方案是: 1使機(jī)翼圍追堵截, 2限制副翼偏轉(zhuǎn)的范圍在高速 3使用兩套副翼; 。一組在高速飛行機(jī)翼內(nèi)側(cè)部分,一組在高速飛行外側(cè)機(jī)翼部分 4 .降低副翼弦 5 .使用擾流板的側(cè)傾控制 6 。對(duì)移動(dòng)機(jī)翼內(nèi)側(cè)部分的副翼。該運(yùn)輸機(jī)波音747有三種不同類型的側(cè)傾控制裝置:內(nèi)側(cè)副翼,外側(cè)副翼和擾流板。外側(cè)副翼被禁用,但在低轉(zhuǎn)速時(shí)的航班襟翼也被偏轉(zhuǎn)。擾流板基本上是10-15左右弦正好位于前方的折翼的平板。當(dāng)破壞者被提出,它們會(huì)導(dǎo)致一個(gè)流動(dòng)分離和提升的局部損失。因此,為了避免運(yùn)營(yíng)飛行包線內(nèi)卷逆轉(zhuǎn),機(jī)翼結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)必須具有足夠的剛度。12.4.3.2 偏航的危險(xiǎn)當(dāng)一架飛機(jī)執(zhí)行一轉(zhuǎn)彎,它同時(shí)希望飛機(jī)偏航和滾動(dòng)。此外,有利的是具有偏轉(zhuǎn)和滾動(dòng)的時(shí)刻在相同的方向(即兩個(gè)或正或負(fù))。例如,當(dāng)飛機(jī)是向右轉(zhuǎn),應(yīng)該冷軋(繞x軸)順時(shí)針和偏航(約z軸)順時(shí)針旋轉(zhuǎn)。在這樣的轉(zhuǎn)彎,飛行員將有一個(gè)愉快和舒適的感覺(jué)。這樣 偏航力矩被稱為親節(jié)偏航,而這樣又是為協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的先決條件。這偏航保持飛機(jī)的一端指向相對(duì)風(fēng)。另一方面,如果飛機(jī)偏航方向相反的方向,以所希望的轉(zhuǎn)彎方向(即正卷,但負(fù)的橫擺);試點(diǎn)將不會(huì)有一個(gè)理想的感覺(jué),飛機(jī)又不能協(xié)調(diào)。此偏航力矩稱為不良偏航。當(dāng)A轉(zhuǎn)到不太協(xié)調(diào),飛機(jī)要么空轉(zhuǎn)或滑行。要知道為什么以及如何將這些轉(zhuǎn)可能發(fā)生,見(jiàn)圖12.17,其中試點(diǎn)計(jì)劃向右轉(zhuǎn)。對(duì)于這樣的目標(biāo),飛行員必須應(yīng)用正的副翼偏轉(zhuǎn)角(即左副翼向下,右副翼向上)。過(guò)在巡航飛行,機(jī)翼的升力分布是對(duì)稱的;即右翼截面升力和左翼截面升力是相同的。當(dāng)左副翼偏轉(zhuǎn)向下,右副翼偏轉(zhuǎn)時(shí),升力分布變化使得右翼截面升力大于左翼截面升力。隨意這樣撓度創(chuàng)建一個(gè)順時(shí)針滾動(dòng)時(shí)刻(圖12.17a)然而,副翼偏轉(zhuǎn)同時(shí)改變了左,右機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力不同?;叵雰刹糠纸M成的翅膀拖動(dòng)組件:零升阻力(D0)及誘導(dǎo)阻力(D1)。機(jī)翼誘導(dǎo)阻力是機(jī)翼的升力系數(shù)的函數(shù)()。由于右翼截面局部升力系數(shù)比左翼截面局部升力系數(shù)越高,右翼節(jié)拖比左翼節(jié)拖高。的阻力是空氣動(dòng)力,并具有臂相對(duì)于重力飛機(jī)的中心。拖動(dòng)方向是向后的,所以這個(gè)翼拖夫婦正在產(chǎn)生負(fù)(見(jiàn)圖12.17b)偏航力矩(即不利的偏航)。因此,如果舵同時(shí)與副翼偏轉(zhuǎn)不偏轉(zhuǎn),對(duì)副翼產(chǎn)生的側(cè)傾力矩的方向和翼拖動(dòng)產(chǎn)生的橫擺力矩將不進(jìn)行協(xié)調(diào)。因此,當(dāng)一個(gè)導(dǎo)頻偏移的傳統(tǒng)副翼使一個(gè)轉(zhuǎn)彎,飛機(jī)將初始偏轉(zhuǎn)的方向相反的預(yù)期。不利的偏航現(xiàn)象強(qiáng)加副翼設(shè)計(jì)約束。為了避免這種不期望的橫擺運(yùn)動(dòng)(即,不利的偏航) ,也有一些解決方案;其中四個(gè)是如下:(1)采用一種同步副翼方向舵偏轉(zhuǎn),使得以消除不利的偏航。這需要副翼和方向舵之間的互連。 2個(gè)差動(dòng)副翼。即向上偏轉(zhuǎn)的一側(cè)上的副翼大于向下偏轉(zhuǎn)的其它副翼。這將導(dǎo)致在左右機(jī)翼等于誘導(dǎo)阻力在一回合。 3,聘請(qǐng)雄犬副翼其中副翼鉸線比普通位置較高。 4,聘請(qǐng)擾流板。既弗里斯副翼和擾流板正在創(chuàng)造一個(gè)機(jī)翼拖動(dòng)這樣的兩個(gè)機(jī)翼截面的拖累是平衡的。大多數(shù)賽斯納飛機(jī)使用雄犬副翼,但大多數(shù)派珀飛機(jī)運(yùn)用差異偏轉(zhuǎn)副翼。對(duì)于發(fā)生不利的偏航的臨界條件時(shí),飛機(jī)飛行在低速時(shí)(即高的升力系數(shù))。這種現(xiàn)象意味著設(shè)計(jì)者必須考慮的上述技術(shù)中的一種或組合應(yīng)用,以消除不利的偏航。12.4.3.3 襟翼 機(jī)翼后緣在常規(guī)的飛機(jī)是歸屬于兩個(gè)控制面;一個(gè)伯(即副翼),和一個(gè)次級(jí)(即后緣高升力裝置,例如襟翼)。作為副翼和襟翼是彼此相鄰的沿機(jī)翼后緣,它們施加在彼此的跨度限制(圖12.16)。副翼翼展(ba)及皮瓣跨度(BF)之間的平衡是在項(xiàng)起降側(cè)傾控制的優(yōu)先功能 性能。為了改善軋輥的控制電源,副翼要被放置在上翼部的內(nèi)側(cè)部分的外側(cè)和襟翼。的高升力裝置的應(yīng)用適用于另一個(gè)約束的副翼設(shè)計(jì),必須在處理 飛機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程。副翼的翼展范圍取決于跨度所需的量后緣高升力裝置。在一般情況下,翼片的外部界限是在展向站副翼的開(kāi)始位置。需要副翼的確切范圍主要取決于的側(cè)傾控制的要求。低速飛機(jī)通常采用約40的總機(jī)翼半翼展的副翼。這意味著,襟翼可以從在機(jī)身的側(cè)面,并延伸到60的半翼展站。然而,隨著擾流器的應(yīng)用,該 副翼通常的尺寸減小,并且折翼可以延伸到約75的翼半翼展的。此外,如果一個(gè)小內(nèi)側(cè)副翼提供了一種用于機(jī)動(dòng)溫和,有效跨度翼片的降低。 如果項(xiàng)起降性能是在優(yōu)先級(jí)列表中較高的重要性,盡量投入小跨度副翼;使大跨度可以通過(guò)強(qiáng)大的襟翼占用。反過(guò)來(lái),這意味著更低的失速速度,更安全。另一方面,如果側(cè)傾控制有較高的優(yōu)先級(jí)比項(xiàng)起降性能,副翼應(yīng)設(shè)計(jì)的翼片的設(shè)計(jì)之前。由于側(cè)傾控制在一個(gè)戰(zhàn)士的重要性。飛機(jī),護(hù)翼的跨度,必須選擇盡可能短,從而使副翼的跨度足夠長(zhǎng)。因此,在戰(zhàn)斗機(jī),建議設(shè)計(jì)皮瓣設(shè)計(jì)前副翼。在另一方面,在民用GA和運(yùn)輸機(jī)的情況下,建議先設(shè)計(jì)皮瓣,而在戰(zhàn)斗機(jī),則首先設(shè)計(jì)副翼。12.4.3.4 機(jī)翼后梁在傳統(tǒng)的飛機(jī)副翼的另一個(gè)設(shè)計(jì)約束是由機(jī)翼后梁應(yīng)用。副翼需要一個(gè)鉸鏈線成繞,并提供副翼具有足夠的自由操作。有打火機(jī)和一個(gè)不太復(fù)雜的機(jī)翼結(jié)構(gòu),建議考慮機(jī)翼后梁作為最前沿的限制副翼。這可能會(huì)限制副翼弦;但在同一時(shí)間,提高了機(jī)翼結(jié)構(gòu)完整性。此外,它在結(jié)構(gòu)上更具有相同的和弦副翼和襟翼。本次評(píng)選結(jié)果在一個(gè)更輕的結(jié)構(gòu),使后梁持有兩個(gè)瓣和副翼。因此副翼到翼附著通過(guò)后翼梁(見(jiàn)圖12.18)被認(rèn)為是既作為約束,并在同一時(shí)間,一個(gè)連接點(diǎn)。12.4.3.5 副翼失速當(dāng)副翼偏轉(zhuǎn)超過(guò)約20-25度時(shí),流動(dòng)分離趨于發(fā)生。因此,副翼會(huì)失去其效力。此外,靠近機(jī)翼失速,即使是很小的副翼向下偏轉(zhuǎn)可生產(chǎn)滾流控制有效性的分離和損失。為了防止側(cè)傾控制的有效性,建議考慮副翼最大撓度小于25度(向上和向下)。因此,最大副翼偏轉(zhuǎn)是由副翼失速條件所決定的。表12.19提供了一種技術(shù)來(lái)確定一個(gè)升力面的失速攻角(例如機(jī)翼)時(shí),其控制面(如副翼)偏轉(zhuǎn)。12.4.3.6 翼尖由于沿翼展氣流的展向元件,有一個(gè)流動(dòng)的傾向泄漏周?chē)砑?。這個(gè)流程建立了一個(gè)循環(huán)運(yùn)動(dòng)是落后于翼的下游。因此,一個(gè)尾渦在每個(gè)機(jī)翼末梢創(chuàng)建。考慮在機(jī)翼,翼展副翼的尖端渦流的影響絕不能向翼尖運(yùn)行。換句話說(shuō),一些距離必須副翼的外緣之間存在機(jī)翼的尖端(見(jiàn)圖12.16)。12.4.4 副翼設(shè)計(jì)的步驟在第12.4.1至12.4.3,副翼的功能,設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn),參數(shù),管限規(guī)則和公式,配方,設(shè)計(jì)要求已經(jīng)制定并提交。此外,第12.3節(jié)介紹各種飛機(jī)和飛行階段的側(cè)傾控制和橫向操縱品質(zhì)要求。在本節(jié)中,副翼設(shè)計(jì) 在設(shè)計(jì)方面的步驟程序進(jìn)行了介紹。必須指出的是沒(méi)有唯一解,以滿足設(shè)計(jì)的副翼的客戶需求。幾個(gè)副翼設(shè)計(jì)可以滿足輥控制的要求,但每個(gè)都有一個(gè)唯一的優(yōu)點(diǎn)和缺點(diǎn)?;谙到y(tǒng)工程的方法,副翼詳細(xì)設(shè)計(jì)開(kāi)始識(shí)別和定義設(shè)計(jì)要求和結(jié)尾優(yōu)化。下面是副翼設(shè)計(jì)步驟用于常規(guī)飛機(jī):1. 設(shè)計(jì)布局要求(如成本控制,結(jié)構(gòu),制造,及 操作)2. 選擇側(cè)傾控制表面配置3. 指定的可操作性和滾轉(zhuǎn)控制要求4. 確認(rèn)飛機(jī)類和滾轉(zhuǎn)控制關(guān)鍵的飛行階段 5. 從如航空標(biāo)準(zhǔn)(如表12.12)資源識(shí)別操縱品質(zhì)設(shè)計(jì)要求(第12.3節(jié))。設(shè)計(jì)要求主要包括接受一個(gè)從飛機(jī)的初始坡度滾動(dòng)到指定的銀行角度)??偲谕y行的角度記為。 6.指定/選擇副翼作為翼展(即BA功能的內(nèi)側(cè)和外側(cè)的位置 。如果信封已經(jīng)設(shè)計(jì),確定舷外襟翼的位置;再考慮副翼的內(nèi)側(cè)位置,是旁邊的折翼的外側(cè)位置。 7.指定/選擇副翼弦的翼弦(即)。最初選擇的副翼前緣可被視為下一對(duì)機(jī)翼后梁。 8.確定副翼效果參數(shù)(),從圖12.12得。 9.計(jì)算副翼滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)( )您可以使用如19引用或通過(guò)使用公式12.23估算的衍生工具。 10.選擇最大的副翼偏轉(zhuǎn)()。典型值大約為25度。 11.計(jì)算出飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)(以Cl)當(dāng)副翼偏轉(zhuǎn)的最大撓度(方程12.13)。正反兩方面的偏差將成為一樣的。 12. 計(jì)算飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩(LA)時(shí)副翼偏轉(zhuǎn)的最大撓度(方程12.10) 13.確定穩(wěn)態(tài)側(cè)傾率(PSS)采用公式12.37。 14.計(jì)算傾斜角(1)該飛機(jī)達(dá)到穩(wěn)態(tài)側(cè)傾率(公式12.43) 15.計(jì)算滾轉(zhuǎn)率的飛機(jī)速度()是由副翼軋制,那一刻,直到飛機(jī)到達(dá)穩(wěn)態(tài)側(cè)傾率(PSS),用公式12.49。 16.如果傾斜的角度(1)在步驟14中計(jì)算出大于步驟5的傾斜角(),確定了需要實(shí)現(xiàn)飛機(jī)用公式12.50所需的傾斜角的時(shí)間(t)。所需的坡度在步驟5確定。 17.如果傾斜的角度()在步驟14中計(jì)算出小于5步的傾斜角() ,確定時(shí)間(t2),是以飛機(jī)以達(dá)到所需的傾斜角( 2或)使用公式12.44和12.45 。 18 .在比較步驟16或17中得到的卷時(shí)間與所需的卷時(shí)間()表示在步驟5中,為了對(duì)副翼設(shè)計(jì)是可以接受的,輥?zhàn)訒r(shí)間在步驟16或17所獲得必須等于或大于指定卷時(shí)間稍長(zhǎng)在步驟5中。 19.如果在步驟16或17所獲得的持續(xù)時(shí)間等于比的持續(xù)時(shí)間()不再說(shuō)在步驟5中,副翼設(shè)計(jì)要求已得到滿足,并移動(dòng)到步驟26。 20.如果在步驟16或17所獲得的持續(xù)時(shí)間比在步驟規(guī)定的持續(xù)時(shí)間()步驟5 ,副翼設(shè)計(jì)已不能滿足要求。解決的辦法是;要么增加副翼大?。ǜ币硪碚够蚝拖遥?;或增加副翼最大偏轉(zhuǎn)。 21.如果副翼的幾何形狀改變時(shí),返回到步驟7 。如果副翼最大撓度改變時(shí),返回步驟10 。 22.在情況下增加了副翼的幾何形狀并沒(méi)有解決問(wèn)題;該整個(gè)機(jī)翼必須重新設(shè)計(jì);或者該機(jī)配置必須改變。 23.檢查副翼失速時(shí),其最大偏轉(zhuǎn)角偏轉(zhuǎn)。如果副翼失速發(fā)生時(shí),偏轉(zhuǎn)必須減少。 24 .檢查不利偏航的特征。選擇一個(gè)解決方案,以防止它。 25. 檢查副翼反向高速。如果它發(fā)生;無(wú)論是重新設(shè)計(jì)副翼,或加強(qiáng)機(jī)翼結(jié)構(gòu)。 26.氣動(dòng)平衡/質(zhì)量平衡,如果有必要(第12.7節(jié)) 27.優(yōu)化副翼設(shè)計(jì) 28.計(jì)算跨度副翼,和弦,區(qū),并繪制了副翼的最終設(shè)計(jì)。12.8.1 副翼設(shè)計(jì)實(shí)例 例12.4 問(wèn)題陳述:設(shè)計(jì)側(cè)傾控制面(s)的陸基軍用運(yùn)輸機(jī),以滿足側(cè)傾控制MIL-STD要求。該機(jī)具有傳統(tǒng)構(gòu)造和下面的幾何形狀和重量特性:此外,控制面必須成本低,可制造的。該高升力裝置已經(jīng)被設(shè)計(jì)和外側(cè)襟翼位置被確定在機(jī)翼半翼展的60。機(jī)翼后梁位于翼弦的75。解決方案:步驟1: 問(wèn)題語(yǔ)句中指定的可操作性和側(cè)傾控制的要求,以符合軍用標(biāo)準(zhǔn)。步驟2: 由于飛機(jī)結(jié)構(gòu),設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單,并且對(duì)于較低的成本的愿望,常規(guī)的輥式控制面的配置(如副翼)被選中。 第3步: 因此,表12.12將是副翼設(shè)計(jì),表達(dá)了要求達(dá)到指定的銀行角度變化時(shí)參考。 步驟4: 根據(jù)表12.5,陸基軍用運(yùn)輸機(jī)質(zhì)量為6500公斤屬于第二類。關(guān)鍵的飛行階段的側(cè)傾控制在最低速度。因此,它是必需的飛機(jī)必須輥可控的方式在飛行條件。根據(jù)表12.6,該方法飛行操作被視為一個(gè)階段C.要設(shè)計(jì)副翼,1可接受的水平被認(rèn)為是。因此: 步驟5: 側(cè)傾控制操縱品質(zhì)設(shè)計(jì)要求從表12.12-B其中指出,該機(jī)在II類,飛行C相對(duì)于1可接受的水平要求是能夠?qū)崿F(xiàn)的在1.8秒內(nèi)實(shí)現(xiàn)30度的傾角。 步驟6: 根據(jù)問(wèn)題陳述,外側(cè)襟翼位置是在機(jī)翼翼展的60。因此,內(nèi)側(cè)和外側(cè)副翼作為翼展(即/ b和/ b)的初步選定的分別是在翼展為70和95的函數(shù)的位置。第7步: 機(jī)翼后梁位于翼弦的75,所以副翼弦到翼弦(即/ C)之間的比值,初步選擇為20。第8步: 副翼效用參數(shù)()是從圖12.12確定。由于副翼到翼弦比為0.2,所以副翼有效性參數(shù)將是0.41。 第9步: 副翼滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)()的計(jì)算采用公式 12.22:我們首先需要確定的翼展,機(jī)翼平均氣動(dòng)弦,和機(jī)翼根弦。 副翼作為翼展函數(shù)的內(nèi)側(cè)和外側(cè)位置被選擇來(lái)分別是在機(jī)翼跨度的70和90。因此:方程12.23的參數(shù)值如下所示:其中, 第10步: 選中20度的最大副翼偏轉(zhuǎn)()。 步驟11: 飛機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)(CL)時(shí)副翼偏轉(zhuǎn)的最大撓度為:第12步: 飛機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩(LA)時(shí)副翼偏轉(zhuǎn)的最大撓度的計(jì)算方法。典型的逼近速度為1.11.3倍失速速度,因此該機(jī)被認(rèn)為具有比1.3的速度接近。此外,海平面高度被認(rèn)為是進(jìn)場(chǎng)飛行操作。步驟13: 穩(wěn)態(tài)側(cè)傾率(PSS)被確定。 被選中的翼水平尾翼,垂直尾翼的滾動(dòng)阻力系數(shù)為0.9的平均值被選中。拖曳力臂被假定為在機(jī)翼跨度405,所以:第14步: 計(jì)算傾斜角()該飛機(jī)達(dá)到穩(wěn)態(tài)側(cè)傾率:步驟15: 計(jì)算滾轉(zhuǎn)率的飛機(jī)速度(),是由副翼滾轉(zhuǎn)力矩產(chǎn)生,直到飛機(jī)到達(dá)穩(wěn)態(tài)側(cè)傾率()。步驟16和17: 在步驟14中計(jì)算出的傾斜角(1)與步驟5的傾斜角()相比,由于在步驟14計(jì)算(即8.584度)的傾斜角大于步的(即30度),這需要飛機(jī)達(dá)到30度的傾斜角時(shí)確定。第18步: 在步驟16或17中獲得的輥?zhàn)拥臅r(shí)間與所需的軋輥時(shí)()在步驟5中表達(dá)的比較。在步驟16或17得到的達(dá)到30度(即1.982秒)的傾斜角的輥時(shí)間長(zhǎng)于表示在第5步(即1.8秒)輥時(shí)間,因此目前的副翼設(shè)計(jì)不滿足要求,必須進(jìn)行重新設(shè)計(jì)。步驟19和20: 在步驟16或17所獲得的持續(xù)時(shí)間比的持續(xù)時(shí)間(T短 REQ)表示在步驟5中,所以副翼設(shè)計(jì)已不能滿足要求。解決的辦法是;要么增加副翼大?。ǜ币硪碚够蚝拖遥?或增加副翼最大偏轉(zhuǎn)。由于副翼失速關(guān)注,后梁,最大偏轉(zhuǎn)副翼和副翼弦到翼弦比的位置不會(huì)改變。襟翼外側(cè)位置位于機(jī)翼跨度的60,因而是最安全的解決方案是增加副翼跨度。步驟21: 通過(guò)試驗(yàn)和錯(cuò)誤,則確定副翼內(nèi)側(cè)跨度在機(jī)翼跨度的61將滿足側(cè)傾控制要求。該計(jì)算方法如下:傾斜角相對(duì)于時(shí)間的變化繪制在圖12.44。步驟26:氣動(dòng)平衡/質(zhì)量平衡(出這個(gè)例子的范圍內(nèi)) 步驟27:優(yōu)化(出這個(gè)例子的范圍內(nèi)) 步驟28:幾何結(jié)構(gòu)每個(gè)副翼的幾何結(jié)構(gòu)是如下所示:左,右副翼的整體平面面積是: 右機(jī)翼部分,包括副翼的頂視圖和側(cè)視圖如圖12.45。但必須指出的是,副翼弦被假定為翼弦的20由副翼跨度。然而,翼是錐形的,所以實(shí)際上,副翼需要被錐形太多。使副翼更容易的應(yīng)用和制造中,一個(gè)恒定的弦副翼被選擇;因此,在副翼和弦的變化必須在以后的設(shè)計(jì)階段被應(yīng)用于校正的假設(shè)。
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