外文翻譯--飛機副翼設計【中英文文獻譯文】

外文翻譯-飛機副翼設計【中英文文獻譯文】,中英文文獻譯文,外文,翻譯,飛機,副翼,設計,中英文,文獻,譯文 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： 畢業(yè)設計(論文)外文翻譯（譯文）學 院： 機電工程學院 專 業(yè)： 機械設計制造及其自動化 學生姓名： 藍生展 學 號： 1200110410 指導教師單位： 桂林電子科技大學 姓 名： 楊孟杰 職 稱： 碩士/未評級 2016年 3 月 8 日副翼設計 第12章控制界面的設計出自：飛機設計：系統(tǒng)工程方法穆罕默德Sadraey792頁 2012年9月，精裝 Wiley出版的期刊12.4.1 簡介副翼的主要功能是橫向（即卷）控制飛機;然而，它也影響該方向控制。由于這個原因，副翼和方向舵是通常并發(fā)設計。橫向控制主要是通過滾動率監(jiān)管（ P） 。副翼是機翼的結構部分，且具有兩片;每個位于所述后翼左側和右側部分的外周部的邊緣。這兩個副翼常對稱地使用，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副翼是生產所需的滾轉力矩。該產生的側傾力矩是副翼大小，副翼偏轉，它的距離的函數從飛機機身中心線。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，副翼幾何形狀或彎曲將改變側傾率;隨后不斷變化的側傾角。任意控制面，包括副翼的偏轉涉及鉸鏈時刻。鉸鏈力矩的氣動力矩必須克服以 偏轉控制面。該鉸鏈力矩支配的增強幅度移動相應的執(zhí)行器偏轉的控制面試驗所需的力。至 最小化的尺寸和致動系統(tǒng)因而成本，副翼應 設計成使得控制力盡可能的低。在副翼的設計過程中，4個參數需要確定。他們是：（1）副翼平面面積（一個）; 2，副翼弦/ SPAN(）; 3，最大和副翼向下偏轉（）;沿副翼的內緣和4。位置 翼展（）。圖12.10顯示了副翼的幾何形狀。作為一般的指導下，對于這些參數的典型值如下：=0.050.1，=0.20.3，=0.15-0.25，=0.6-0.8，和= ?；谶@種統(tǒng)計，約5%至10 機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，并在內側 副翼翼展是翼展約60至80。表12.17說明 幾架飛機副翼的特點。 影響副翼的設計因素是：（1）所要求的鉸鏈力矩 2 副翼有效性， 3 ?？諝鈩恿W和質量平衡4 。瓣幾何， 5，飛機結構，和6。成本。副翼有效性是衡量如何有效副翼偏轉是在產生所需的軋制力矩。副翼成效是功能，它的規(guī)模和它的重力飛機的中心距。鉸鏈力矩也重要的，因為它們是用空氣動力力矩必須克服以旋轉副翼。鉸鏈力矩支配的力把先導的移動所需的大小副翼。因此，必須十分小心，在設計副翼用于使得控制力量是可以接受的限度之內的飛行員。最后，空氣動力學和質量平衡與技術交易，以改變鉸鏈力矩，使粘力撐可接受的范圍內。在上一節(jié)討論的操縱品質管控這些因素。在本節(jié)中，副翼設計，設計過程中，執(zhí)政的校長方程，約束和設計步驟，以及一個完全解決例子給出。12.4.2副翼設計原理 在飛機性能要求的清單基本產品的可操作性。 飛機機動性是發(fā)動機推力，慣性飛機質量矩的函數， 和控制電源。其中一個主要的控制表面，導致飛機是 沿著它的三維飛行路徑（即機動）帶領到其指定的目的地是副翼。副翼就像放置在機翼后緣的外側平原襟翼。右副翼和左副翼偏轉差異，同時產生關于x軸滾轉力矩.因此，副翼的主要作用是將側傾控制; 但它會影響偏航控制為好。側傾控制是對的根本依據 副翼的設計。 表12.12（橫向方向的操縱品質要求）提供顯著的標準來設計的副翼。此表指定所需的時間到銀行的飛機在指定銀行的角度。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傾控制是飛行相在哪個副翼的大小。因此，在設計副翼必須只考慮的飛行，通常是B相1級和最關鍵階段。根據牛頓第二定律為一個旋轉運動，所有的總和 在作用力矩等于角動量的時間變化率。如果質量和客體（即車輛的幾何形狀是固定的，該法被降低到一個更簡單 版本：所有矩的總和等于慣性時間的質量矩大約乘以角速度變化率的軸線或旋轉的對象。在一個滾動運動的情況下，所有的軋制力矩的總和（包括 飛機的氣動力矩）等于慣性飛機質量矩繞x軸 乘以時間變化率的側傾率（）P。 一般來說，有兩種力量參與產生的滾轉力矩：1. 在機翼升力由于副翼角的變化增量的變化，2 .飛機滾動 在YZ平面阻力。圖12.11說明了前視飛機的地方 在電梯由于副翼偏轉（）和增量拖動由于增量變化軋制速度被示出。 在圖12.11的飛機計劃有正面的卷，所以正確的副翼偏轉和左側副翼向下（i.e）。在總空氣動力滾轉力矩一個滾動的運動是：因素2已在當下，由于提升到占左，右副翼被引入。該因子2是不考慮的滾轉力矩由于滾動拖拽計算，因為平均滾動阻力會在以后計算。參數yL每個副翼和x軸（重力即飛機中心）之間的平均距離。參數YD 是軋制拖動中心與x軸（即間的平均距離 重力飛機的中心）。一個典型的位置，這個距離大約是40，從根弦機翼半翼展的。在飛機短臂展和大型副翼（如戰(zhàn)斗機，如通用動力公司的F-16戰(zhàn)隼（圖3.12）拖不顯著影響力的軋制速度。然而，在飛機用長翼展和小副翼;如轟炸機波音B-52（圖8.20和9.4）;滾動誘導阻力對軋制速度的顯著作用。例如，對B-52大約需要10秒至有45度在低速一個坡度角，而對于一個戰(zhàn)斗機如F-16的情況下;它需要一個第二對這樣的軋輥的僅一小部分。由于這樣的事實，副翼位于從飛機的重心的一段距離，通過副翼產生的增量升力偏轉向上/向下，創(chuàng)建一個軋制力矩。然而，氣動滾轉力矩一般建模為機翼面積（S）的函數，翼展（b）中，動壓（Q）為：其中CL是軋制力矩系數和動壓力是:其中r為空氣密度和VTIS飛機真空速。參數CLI方面該機配置，側滑角，舵偏轉和副翼偏轉角的函數。在對稱飛機無側滑和無舵偏轉，這個系數是線性建模為：該參數被稱為飛機滾轉力矩系數，由于對副翼偏轉衍生物，也被稱為副翼滾轉控制功率。該機軋制拖動引起的軋制速度可以被建模為：為飛機平均在滾動運動飛機的風阻系數。這個系數是約0.7 - 1.2，其中包括在機身的拖動貢獻。參數是機翼平面面積，水平尾翼平面面積，和垂尾平面面積的總和。參數VRIS軋制線速度的滾動運動，等于滾動速率（P）乘以拖動滾動中心之間的平均距離（見圖12.11）沿y軸和重力飛機的中心： 由于三個升力面（機翼，水平尾翼和垂直尾翼）是造成滾動阻力，在實際上是真實的，三個平均距離的平均值。無量綱控制衍生 是副翼滾轉控制力量的措施;它 代表每副翼偏轉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)造一個滾轉力矩。這種控制 衍生物可以使用方法在19引入了計算。然而，一個估計側傾控制電源的副翼是基于一個簡單的帶呈現(xiàn)在本節(jié) 積分法。氣動滾轉力矩，由于升力分布可能寫成系數形式為：本節(jié)升降系數在含有副翼的部分可以被寫為：其中一個是副翼效用參數和從圖12.12求出給定 副翼弦和翼弦之間的比率。圖12.12是一個普遍的代表性 控制面效果;它可以應用到副翼（），升降（）和舵（）。因此，在圖12.12，參數的下標被丟棄，以指示 一般性。集成了包含副翼收益率區(qū)域。 式中已經校正了三維流和因子2被添加到 帳戶的兩個副翼。對于計算在這項技術中，機翼剖面升力曲線斜率被認為是恒定的翼展。因此，副翼截面升力曲線斜率等于機翼剖面升力曲線斜率。參數1表示相對于所述機身的中心線，與副翼的內側位置 副翼相對于機身中心線的外側位置（見圖12.11）。副翼滾轉控制衍生物可以通過采取導數來獲得:翼弦（C）為y的一個錐形翼的函數（沿跨度）可以由以下關系式表示：表示翼根弦，并且是機翼錐度比。代入關系放回表達式 （式12.20）可得：該方程可用來估計側傾控制衍生物 使用副翼 幾何形狀和圖12.12估計t。再回到方程12.12，有 兩片副翼;每在一個左機翼的右側部分。這兩件可能有偏差或稍微不同的變形的類似的數量級，因 不利的偏航。在任何情況下，只有一個值將輸入到軋制力矩的計算。 因此，副翼偏轉的平均值將被計算如下：這樣做的跡象基于前面介紹的常規(guī)稍后會決定;正的積極將產生積極的滾轉力矩。方程代入12.9 方程12.7得：正如其名稱所暗示的， 是的滾轉率的時間變化率：另一方面，關于x軸（P）的角速度被定義為傾斜角的變化的時間速率：結合方程12.26和12.27，并從兩側取出，結果是：假設飛機最初是在一個水平巡航飛行（即）,這兩個 兩側可集成為：因此,坡度的角度，由于滾動運動得到：其中，這樣：兩個氣動滾轉力矩和飛機拖曳由于滾動運動是滾轉率的功能。堵漏這兩個瞬間變成等式12.31代替： 滾動率響應副翼偏轉飛機速度有兩種不同的狀態(tài)：（1）瞬時狀態(tài)，2個穩(wěn)定狀態(tài)（見圖12.13）。對于側傾率（P）的公式12.32的積分限制是從沒有搖率初始修剪點（即機翼水平和）到軋輥速度的穩(wěn)態(tài)值（）。由于副翼的特點是作為一個速度的控制，副翼偏轉最終會導致穩(wěn)態(tài)側傾率（圖12.13）。因此， 除非副翼返回到初始零偏轉，飛機不會停止在一個特定的角度。表12.12中定義的所希望的條款的側傾率的要求,傾斜角（）為t秒的持續(xù)時間。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，側傾率達到其穩(wěn)態(tài)值。當飛機有一個穩(wěn)態(tài)（）側傾率，新的傾斜角（圖12.14）秒之后（即）可容易地通過下面的線性關系得到： 由于這一事實，該飛機拖動由于滾動速率不是恒定的，并且是 的增加而增加至輥速度;滾動運動不是線性的。這意味著側傾率的變化不是線性的;并且有關于x軸的角旋轉。然而，直到對滾動運動的抵制力矩等于副翼產生的空氣動力軋制力矩;該機將經歷角加速度繞x軸旋轉。不久后的2軋制轉矩相等，該機將繼續(xù)推出以恒定的側傾率（PSS）。被考慮到，當飛機是滾動以恒定的側傾率，副翼產生的空氣動力軋制力矩的事實等于飛機阻力的滾動運動的那一刻獲得了滾動率（PSS）的穩(wěn)態(tài)值。結合方程12.14，12.15，12.16和，飛機拖曳由于滾動運動為：插入式12.35到12.34的公式得到：求解穩(wěn)態(tài)側傾率（PSS）的結果：另一方面，方程12.32僅僅是一個確定的數學積分。這種整合可以模擬為以下一般的集成問題：根據20，還有一個封閉形式解到這種結合，如下所示： 參數k和一個通過比較方程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：應用范圍（從0到PSS）到該結論中，得到：回想一下，我們正在尋找確定副翼滾轉控制權。換句話說，它是理想的取得需要多長時間（T2）銀行到所需的傾斜角時，副翼偏轉。這期間往往有兩部分組成：1.是將飛機到達穩(wěn)態(tài)側傾率的持續(xù)時間（）到（），2.時間（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。這需要一個時間（TSS） 該機實現(xiàn)了穩(wěn)態(tài)側傾率由于副翼偏轉的函數 角加速度（）?；诮浀鋭恿W，這加速度可表示為：據推測，這架飛機最初是在機翼水平飛行狀態(tài)（即= 0）。 因此：其中從方程12.43測定。另外，在加速滾動 運動，最終搖率之間的相關性（）和初始滾轉率（P 0）是一個函數滾動率的率（）和最終傾斜角（）?；诮浀鋭恿W中， 加速滾動運動可以表示為：據推測，這架飛機最初是在機翼水平飛行狀態(tài)（即= 0）和 新的側傾率是穩(wěn)態(tài)側傾率（即P1= PSS）。因此： 對于GA和運輸機，時間達到穩(wěn)態(tài)滾動運動 （T 1 ）長（超過10秒）。因此，方程12.48和12.49中的應用是 常不需要副翼設計中，由于軋輥的要求是在幾秒鐘之內。 然而，對于一個戰(zhàn)斗機和導彈的滾動運動（見圖12.15）很 快（時間t 1 是在幾秒鐘之內），因此方程12.48和12.49中的應用 通常需要對副翼設計。出于這個原因，當傾斜角（1） 對應于穩(wěn)態(tài)側傾率（PSS）是超過90度，則方程12.46 作為所需的時間之間的關系，以達到所希望的傾斜角。 因此，持續(xù)時間所需（），以實現(xiàn)期望的傾斜角（）將 決定如下： 引進和開發(fā)本節(jié)中的公式和關系提供了必要的工具來設計副翼，以滿足側傾控制要求。表12.12地址軍用飛機滾轉控制要求;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傾控制產生滾轉力矩，考慮向翼尖翼的副翼外側。因此，將皮瓣在機翼內側加以考慮。這種做法將導致最小，最輕，最經濟的副翼表面。副翼設計技術和設計過程都將顯示在第12.4.4。12.4.3 副翼設計約束 在工程學科的任何設計問題通常是由各種條件的限制和副翼設計也不例外。在本節(jié)中，一些對副翼設計約束將被引入。12.4.3.1 副翼逆轉一些接近最大速度飛行時飛機受到一個重要的氣動彈性現(xiàn)象。沒有真正的結構是非常剛性的;它具有靜態(tài)和動態(tài)的靈活性。翼通常是從航天材料如鋁和復合材料制作，并有結構，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)象被稱為副翼逆轉不利影響副翼有效性?？紤]一個靈活的機翼的右側截面具有向下偏轉副翼產生負滾轉力矩。在亞音速時，增量氣動載荷由于副翼偏轉具有質心附近的某處翼弦的中間。在超音速速度下，控制負載主要作用于偏轉副翼本身，因而具有其重心，甚至更遠的后方。如果負載重心是機翼結構的彈性軸，然后鼻子向下扭曲的主翼面（）（繞Y軸），結果后面。這個偏轉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而產生了積極的滾轉力矩。這個不受歡迎的滾轉力矩意味著副翼已經失去了它的有效性 和側傾控制衍生工具; 改變其符號。這樣的現(xiàn)象被稱為副翼逆轉。這種現(xiàn)象帶來對副翼設計一個顯著的約束。在 此外，機翼結構設計必須檢查副翼偏轉的這個氣動彈性效應。副翼逆轉往往發(fā)生在高速行駛。大多數高性能飛機有副翼反轉速度超過該副翼失去效用。這架F-14戰(zhàn)斗機遭遇逆轉副翼在高速。顯然，這樣的副翼逆轉是不能接受的飛行包線內，而且必須在設計過程中加以考慮。許多此類問題的解決方案是： 1使機翼圍追堵截， 2限制副翼偏轉的范圍在高速 3使用兩套副翼; 。一組在高速飛行機翼內側部分，一組在高速飛行外側機翼部分 4 .降低副翼弦 5 .使用擾流板的側傾控制 6 。對移動機翼內側部分的副翼。該運輸機波音747有三種不同類型的側傾控制裝置：內側副翼，外側副翼和擾流板。外側副翼被禁用，但在低轉速時的航班襟翼也被偏轉。擾流板基本上是10-15左右弦正好位于前方的折翼的平板。當破壞者被提出，它們會導致一個流動分離和提升的局部損失。因此，為了避免運營飛行包線內卷逆轉，機翼結構的設計必須具有足夠的剛度。12.4.3.2 偏航的危險當一架飛機執(zhí)行一轉彎，它同時希望飛機偏航和滾動。此外，有利的是具有偏轉和滾動的時刻在相同的方向（即兩個或正或負）。例如，當飛機是向右轉，應該冷軋（繞x軸）順時針和偏航（約z軸）順時針旋轉。在這樣的轉彎，飛行員將有一個愉快和舒適的感覺。這樣 偏航力矩被稱為親節(jié)偏航，而這樣又是為協(xié)調轉彎的先決條件。這偏航保持飛機的一端指向相對風。另一方面，如果飛機偏航方向相反的方向，以所希望的轉彎方向（即正卷，但負的橫擺）;試點將不會有一個理想的感覺，飛機又不能協(xié)調。此偏航力矩稱為不良偏航。當A轉到不太協(xié)調，飛機要么空轉或滑行。要知道為什么以及如何將這些轉可能發(fā)生，見圖12.17，其中試點計劃向右轉。對于這樣的目標，飛行員必須應用正的副翼偏轉角（即左副翼向下，右副翼向上）。過在巡航飛行，機翼的升力分布是對稱的;即右翼截面升力和左翼截面升力是相同的。當左副翼偏轉向下，右副翼偏轉時，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)建一個順時針滾動時刻（圖12.17a）然而，副翼偏轉同時改變了左，右機翼的誘導阻力不同?；叵雰刹糠纸M成的翅膀拖動組件：零升阻力（D0）及誘導阻力（D1）。機翼誘導阻力是機翼的升力系數的函數（）。由于右翼截面局部升力系數比左翼截面局部升力系數越高，右翼節(jié)拖比左翼節(jié)拖高。的阻力是空氣動力，并具有臂相對于重力飛機的中心。拖動方向是向后的，所以這個翼拖夫婦正在產生負（見圖12.17b）偏航力矩（即不利的偏航）。因此，如果舵同時與副翼偏轉不偏轉，對副翼產生的側傾力矩的方向和翼拖動產生的橫擺力矩將不進行協(xié)調。因此，當一個導頻偏移的傳統(tǒng)副翼使一個轉彎，飛機將初始偏轉的方向相反的預期。不利的偏航現(xiàn)象強加副翼設計約束。為了避免這種不期望的橫擺運動（即，不利的偏航） ，也有一些解決方案;其中四個是如下：（1）采用一種同步副翼方向舵偏轉，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個差動副翼。即向上偏轉的一側上的副翼大于向下偏轉的其它副翼。這將導致在左右機翼等于誘導阻力在一回合。 3，聘請雄犬副翼其中副翼鉸線比普通位置較高。 4，聘請擾流板。既弗里斯副翼和擾流板正在創(chuàng)造一個機翼拖動這樣的兩個機翼截面的拖累是平衡的。大多數賽斯納飛機使用雄犬副翼，但大多數派珀飛機運用差異偏轉副翼。對于發(fā)生不利的偏航的臨界條件時，飛機飛行在低速時（即高的升力系數）。這種現(xiàn)象意味著設計者必須考慮的上述技術中的一種或組合應用，以消除不利的偏航。12.4.3.3 襟翼 機翼后緣在常規(guī)的飛機是歸屬于兩個控制面;一個伯（即副翼），和一個次級（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）之間的平衡是在項起降側傾控制的優(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側部分的外側和襟翼。的高升力裝置的應用適用于另一個約束的副翼設計，必須在處理 飛機設計過程。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傾控制的要求。低速飛機通常采用約40的總機翼半翼展的副翼。這意味著，襟翼可以從在機身的側面，并延伸到60的半翼展站。然而，隨著擾流器的應用，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，如果一個小內側副翼提供了一種用于機動溫和，有效跨度翼片的降低。 如果項起降性能是在優(yōu)先級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，如果側傾控制有較高的優(yōu)先級比項起降性能，副翼應設計的翼片的設計之前。由于側傾控制在一個戰(zhàn)士的重要性。飛機，護翼的跨度，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，建議設計皮瓣設計前副翼。在另一方面，在民用GA和運輸機的情況下，建議先設計皮瓣，而在戰(zhàn)斗機，則首先設計副翼。12.4.3.4 機翼后梁在傳統(tǒng)的飛機副翼的另一個設計約束是由機翼后梁應用。副翼需要一個鉸鏈線成繞，并提供副翼具有足夠的自由操作。有打火機和一個不太復雜的機翼結構，建議考慮機翼后梁作為最前沿的限制副翼。這可能會限制副翼弦;但在同一時間，提高了機翼結構完整性。此外，它在結構上更具有相同的和弦副翼和襟翼。本次評選結果在一個更輕的結構，使后梁持有兩個瓣和副翼。因此副翼到翼附著通過后翼梁（見圖12.18）被認為是既作為約束，并在同一時間，一個連接點。12.4.3.5 副翼失速當副翼偏轉超過約20-25度時，流動分離趨于發(fā)生。因此，副翼會失去其效力。此外，靠近機翼失速，即使是很小的副翼向下偏轉可生產滾流控制有效性的分離和損失。為了防止側傾控制的有效性，建議考慮副翼最大撓度小于25度（向上和向下）。因此，最大副翼偏轉是由副翼失速條件所決定的。表12.19提供了一種技術來確定一個升力面的失速攻角（例如機翼）時，其控制面（如副翼）偏轉。12.4.3.6 翼尖由于沿翼展氣流的展向元件，有一個流動的傾向泄漏周圍翼尖。這個流程建立了一個循環(huán)運動是落后于翼的下游。因此，一個尾渦在每個機翼末梢創(chuàng)建?？紤]在機翼，翼展副翼的尖端渦流的影響絕不能向翼尖運行。換句話說，一些距離必須副翼的外緣之間存在機翼的尖端（見圖12.16）。12.4.4 副翼設計的步驟在第12.4.1至12.4.3，副翼的功能，設計標準，參數，管限規(guī)則和公式，配方，設計要求已經制定并提交。此外，第12.3節(jié)介紹各種飛機和飛行階段的側傾控制和橫向操縱品質要求。在本節(jié)中，副翼設計 在設計方面的步驟程序進行了介紹。必須指出的是沒有唯一解，以滿足設計的副翼的客戶需求。幾個副翼設計可以滿足輥控制的要求，但每個都有一個唯一的優(yōu)點和缺點?；谙到y(tǒng)工程的方法，副翼詳細設計開始識別和定義設計要求和結尾優(yōu)化。下面是副翼設計步驟用于常規(guī)飛機：1. 設計布局要求（如成本控制，結構，制造，及 操作）2. 選擇側傾控制表面配置3. 指定的可操作性和滾轉控制要求4. 確認飛機類和滾轉控制關鍵的飛行階段 5. 從如航空標準（如表12.12）資源識別操縱品質設計要求（第12.3節(jié)）。設計要求主要包括接受一個從飛機的初始坡度滾動到指定的銀行角度）。總期望銀行的角度記為。 6.指定/選擇副翼作為翼展（即BA功能的內側和外側的位置 。如果信封已經設計，確定舷外襟翼的位置;再考慮副翼的內側位置，是旁邊的折翼的外側位置。 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機翼后梁。 8.確定副翼效果參數(），從圖12.12得。 9.計算副翼滾轉力矩系數導數（ )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（）。典型值大約為25度。 11.計算出飛機的滾轉力矩系數（以Cl）當副翼偏轉的最大撓度（方程12.13）。正反兩方面的偏差將成為一樣的。 12. 計算飛機的滾轉力矩（LA）時副翼偏轉的最大撓度（方程12.10） 13.確定穩(wěn)態(tài)側傾率（PSS）采用公式12.37。 14.計算傾斜角（1）該飛機達到穩(wěn)態(tài)側傾率（公式12.43） 15.計算滾轉率的飛機速度（）是由副翼軋制,那一刻，直到飛機到達穩(wěn)態(tài)側傾率（PSS），用公式12.49。 16.如果傾斜的角度（1）在步驟14中計算出大于步驟5的傾斜角（），確定了需要實現(xiàn)飛機用公式12.50所需的傾斜角的時間（t）。所需的坡度在步驟5確定。 17.如果傾斜的角度（）在步驟14中計算出小于5步的傾斜角（） ，確定時間（t2），是以飛機以達到所需的傾斜角（ 2或）使用公式12.44和12.45 。 18 .在比較步驟16或17中得到的卷時間與所需的卷時間（）表示在步驟5中，為了對副翼設計是可以接受的，輥子時間在步驟16或17所獲得必須等于或大于指定卷時間稍長在步驟5中。 19.如果在步驟16或17所獲得的持續(xù)時間等于比的持續(xù)時間（）不再說在步驟5中，副翼設計要求已得到滿足，并移動到步驟26。 20.如果在步驟16或17所獲得的持續(xù)時間比在步驟規(guī)定的持續(xù)時間（）步驟5 ，副翼設計已不能滿足要求。解決的辦法是;要么增加副翼大?。ǜ币硪碚够蚝拖遥换蛟黾痈币碜畲笃D。 21.如果副翼的幾何形狀改變時，返回到步驟7 。如果副翼最大撓度改變時，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;該整個機翼必須重新設計;或者該機配置必須改變。 23.檢查副翼失速時，其最大偏轉角偏轉。如果副翼失速發(fā)生時，偏轉必須減少。 24 .檢查不利偏航的特征。選擇一個解決方案，以防止它。 25. 檢查副翼反向高速。如果它發(fā)生;無論是重新設計副翼，或加強機翼結構。 26.氣動平衡/質量平衡，如果有必要（第12.7節(jié)） 27.優(yōu)化副翼設計 28.計算跨度副翼，和弦，區(qū)，并繪制了副翼的最終設計。12.8.1 副翼設計實例 例12.4 問題陳述：設計側傾控制面（s）的陸基軍用運輸機，以滿足側傾控制MIL-STD要求。該機具有傳統(tǒng)構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。該高升力裝置已經被設計和外側襟翼位置被確定在機翼半翼展的60。機翼后梁位于翼弦的75。解決方案：步驟1： 問題語句中指定的可操作性和側傾控制的要求，以符合軍用標準。步驟2： 由于飛機結構，設計簡單，并且對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將是副翼設計，表達了要求達到指定的銀行角度變化時參考。 步驟4： 根據表12.5，陸基軍用運輸機質量為6500公斤屬于第二類。關鍵的飛行階段的側傾控制在最低速度。因此，它是必需的飛機必須輥可控的方式在飛行條件。根據表12.6，該方法飛行操作被視為一個階段C.要設計副翼，1可接受的水平被認為是。因此： 步驟5： 側傾控制操縱品質設計要求從表12.12-B其中指出，該機在II類，飛行C相對于1可接受的水平要求是能夠實現(xiàn)的在1.8秒內實現(xiàn)30度的傾角。 步驟6： 根據問題陳述，外側襟翼位置是在機翼翼展的60。因此，內側和外側副翼作為翼展（即/ b和/ b）的初步選定的分別是在翼展為70和95的函數的位置。第7步： 機翼后梁位于翼弦的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（）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將是0.41。 第9步： 副翼滾轉力矩系數導數（）的計算采用公式 12.22:我們首先需要確定的翼展，機翼平均氣動弦，和機翼根弦。 副翼作為翼展函數的內側和外側位置被選擇來分別是在機翼跨度的70和90。因此：方程12.23的參數值如下所示：其中， 第10步： 選中20度的最大副翼偏轉（）。 步驟11： 飛機滾轉力矩系數（CL）時副翼偏轉的最大撓度為：第12步： 飛機滾轉力矩（LA）時副翼偏轉的最大撓度的計算方法。典型的逼近速度為1.11.3倍失速速度，因此該機被認為具有比1.3的速度接近。此外，海平面高度被認為是進場飛行操作。步驟13： 穩(wěn)態(tài)側傾率（PSS）被確定。 被選中的翼水平尾翼，垂直尾翼的滾動阻力系數為0.9的平均值被選中。拖曳力臂被假定為在機翼跨度405，所以：第14步： 計算傾斜角（）該飛機達到穩(wěn)態(tài)側傾率：步驟15： 計算滾轉率的飛機速度（），是由副翼滾轉力矩產生，直到飛機到達穩(wěn)態(tài)側傾率（）。步驟16和17： 在步驟14中計算出的傾斜角（1）與步驟5的傾斜角（）相比，由于在步驟14計算（即8.584度）的傾斜角大于步的（即30度），這需要飛機達到30度的傾斜角時確定。第18步： 在步驟16或17中獲得的輥子的時間與所需的軋輥時（）在步驟5中表達的比較。在步驟16或17得到的達到30度（即1.982秒）的傾斜角的輥時間長于表示在第5步（即1.8秒）輥時間，因此目前的副翼設計不滿足要求，必須進行重新設計。步驟19和20： 在步驟16或17所獲得的持續(xù)時間比的持續(xù)時間（T短 REQ）表示在步驟5中，所以副翼設計已不能滿足要求。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。由于副翼失速關注，后梁，最大偏轉副翼和副翼弦到翼弦比的位置不會改變。襟翼外側位置位于機翼跨度的60，因而是最安全的解決方案是增加副翼跨度。步驟21： 通過試驗和錯誤，則確定副翼內側跨度在機翼跨度的61將滿足側傾控制要求。該計算方法如下：傾斜角相對于時間的變化繪制在圖12.44。步驟26：氣動平衡/質量平衡（出這個例子的范圍內） 步驟27：優(yōu)化（出這個例子的范圍內） 步驟28：幾何結構每個副翼的幾何結構是如下所示：左，右副翼的整體平面面積是： 右機翼部分，包括副翼的頂視圖和側視圖如圖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，所以實際上，副翼需要被錐形太多。使副翼更容易的應用和制造中，一個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計階段被應用于校正的假設。