雙立柱堆垛機(jī)設(shè)計(jì)【三維SW模型】【全套含12張CAD圖紙】

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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：=0.05?0.1，=0.2?0.3，=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)過程中，執(zhí)政的校長方程，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。 一般來說，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)無側(cè)滑和無舵偏轉(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（見圖12.11）。 副翼滾轉(zhuǎn)控制衍生物可以通過采取導(dǎo)數(shù)來獲得: 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)（見圖12.13）。對(duì)于側(cè)傾率（P）的公式12.32的積分限制是從沒有搖率初始修剪點(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，它是理想的取得需要多長時(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（超過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)和開發(fā)本節(jié)中的公式和關(guān)系提供了必要的工具來設(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)過程中加以考慮。許多此類問題的解決方案是： 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。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，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;使大跨度可以通過強(qiáng)大的襟翼占用。反過來，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。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后翼梁（見圖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)的傾向泄漏周圍翼尖。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，一些距離必須副翼的外緣之間存在機(jī)翼的尖端（見圖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）。總期望銀行的角度記為。 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;要么增加副翼大小（副翼翼展或和弦）；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有解決問題;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： 問題語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1.1?1.3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)。