双立柱堆垛机设计【含三维SW模型、CAD图纸和说明书】
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编号:
毕业设计(论文)外文翻译
(译文)
学 院: 机电工程学院
专 业: 机械设计制造及其自动化
学生姓名:
学 号:
指导教师单位:
姓 名:
职 称:
年 3 月 8 日
副翼设计
第12章
控制界面的设计
出自:飞机设计:系统工程方法
穆罕默德Sadraey
792页
2012年9月,精装
Wiley出版的期刊
12.4.1 简介
副翼的主要功能是横向(即卷)控制飞机;然而,它也影响该方向控制。由于这个原因,副翼和方向舵是通常并发设计。横向控制主要是通过滚动率监管( P) 。副翼是机翼的结构部分,且具有两片;每个位于所述后翼左侧和右侧部分的外周部的边缘。这两个副翼常对称地使用,因此它们的几何形状是相同的。副翼成效是衡量有多好偏转副翼是生产所需的滚转力矩。该产生的侧倾力矩是副翼大小,副翼偏转,它的距离的函数从飞机机身中心线。不像方向舵和升降舵这是位移控制,副翼是速率控制。如有任何变动,副翼几何形状或弯曲将改变侧倾率;随后不断变化的侧倾角。
任意控制面,包括副翼的偏转涉及铰链时刻。铰链力矩的气动力矩必须克服以 偏转控制面。该铰链力矩支配的增强幅度移动相应的执行器偏转的控制面试验所需的力。至 最小化的尺寸和致动系统因而成本,副翼应 设计成使得控制力尽可能的低。
在副翼的设计过程中,4个参数需要确定。他们是:(1)副翼平面面积(一个); 2,副翼弦/ SPAN(); 3,最大和副翼向下偏转();沿副翼的内缘和4。位置 翼展()。图12.10显示了副翼的几何形状。作为一般的指导下,对于这些参数的典型值如下:=0.05〜0.1,=0.2〜0.3,=0.15-0.25,=0.6-0.8,和= 。基于这种统计,约5%至10% 机翼面积是专门用于副翼,副翼到翼弦比 约15%到25%,副翼到翼展比为约20-30%,并在内侧 副翼翼展是翼展约60%至80%。表12.17说明
几架飞机副翼的特点。
影响副翼的设计因素是:(1)所要求的铰链力矩 2 副翼有效性, 3 。空气动力学和质量平衡4 。瓣几何, 5,飞机结构,和6。成本。副翼有效性是衡量如何有效副翼偏转是在产生所需的轧制力矩。副翼成效是功能,它的规模和它的重力飞机的中心距。铰链力矩也重要的,因为它们是用空气动力力矩必须克服以旋转副翼。铰链力矩支配的力把先导的移动所需的大小副翼。因此,必须十分小心,在设计副翼用于使得控制力量是可以接受的限度之内的飞行员。最后,空气动力学和质量平衡与技术交易,以改变铰链力矩,使粘力撑可接受的范围内。在上一节讨论的操纵品质管控这些因素。在本节中,副翼设计,设计过程中,执政的校长方程,约束和设计步骤,以及一个完全解决例子给出。
12.4.2副翼设计原理
在飞机性能要求的清单基本产品的可操作性。 飞机机动性是发动机推力,惯性飞机质量矩的函数, 和控制电源。其中一个主要的控制表面,导致飞机是
沿着它的三维飞行路径(即机动)带领到其指定的目的地是副翼。副翼就像放置在机翼后缘的外侧平原襟翼。右副翼和左副翼偏转差异,同时产生关于x轴滚转力矩.因此,副翼的主要作用是将侧倾控制; 但它会影响偏航控制为好。侧倾控制是对的根本依据 副翼的设计。
表12.12(横向方向的操纵品质要求)提供显著的标准来设计的副翼。此表指定所需的时间到银行的飞机在指定银行的角度。由于控制面的有效性是最低的是速度较慢,在起飞或着陆操作的侧倾控制是飞行相在哪个副翼的大小。因此,在设计副翼必须只考虑的飞行,通常是B相1级和最关键阶段。
根据牛顿第二定律为一个旋转运动,所有的总和 在作用力矩等于角动量的时间变化率。如果质量和客体(即车辆的几何形状是固定的,该法被降低到一个更简单 版本:所有矩的总和等于惯性时间的质量矩大约乘以角速度变化率的轴线或旋转的对象。在一个滚动运动的情况下,所有的轧制力矩的总和(包括 飞机的气动力矩)等于惯性飞机质量矩绕x轴 乘以时间变化率的侧倾率()P。
一般来说,有两种力量参与产生的滚转力矩:1. 在机翼升力由于副翼角的变化增量的变化,2 .飞机滚动 在YZ平面阻力。图12.11说明了前视飞机的地方 在电梯由于副翼偏转()和增量拖动由于增量变化轧制速度被示出。
在图12.11的飞机计划有正面的卷,所以正确的副翼偏转和左侧副翼向下(i.e)。在总空气动力滚转力矩一个滚动的运动是:
因素2已在当下,由于提升到占左,右副翼被引入。该因子2是不考虑的滚转力矩由于滚动拖拽计算,因为平均滚动阻力会在以后计算。参数yL每个副翼和x轴(重力即飞机中心)之间的平均距离。参数YD 是轧制拖动中心与x轴(即间的平均距离 重力飞机的中心)。一个典型的位置,这个距离大约是40%,从根弦机翼半翼展的。
在飞机短臂展和大型副翼(如战斗机,如通用动力公司的F-16战隼(图3.12)拖不显着影响力的轧制速度。然而,在飞机用长翼展和小副翼;如轰炸机波音B-52(图8.20和9.4);滚动诱导阻力对轧制速度的显著作用。例如,对B-52大约需要10秒至有45度在低速一个坡度角,而对于一个战斗机如F-16的情况下;它需要一个第二对这样的轧辊的仅一小部分。
由于这样的事实,副翼位于从飞机的重心的一段距离,通过副翼产生的增量升力偏转向上/向下,创建一个轧制力矩。
然而,气动滚转力矩一般建模为机翼面积(S)的函数,翼展(b)中,动压(Q)为:
其中CL是轧制力矩系数和动压力是:
其中r为空气密度和VTIS飞机真空速。参数CLI方面该机配置,侧滑角,舵偏转和副翼偏转角的函数。在对称飞机无侧滑和无舵偏转,这个系数是线性建模为:
该参数被称为飞机滚转力矩系数,由于对副翼偏转衍生物,也被称为副翼滚转控制功率。该机轧制拖动引起的轧制速度可以被建模为:
为飞机平均在滚动运动飞机的风阻系数。这个系数是约0.7 - 1.2,其中包括在机身的拖动贡献。参数是机翼平面面积,水平尾翼平面面积,和垂尾平面面积的总和。
参数VRIS轧制线速度的滚动运动,等于滚动速率(P)乘以拖动滚动中心之间的平均距离(见图12.11)沿y轴和重力飞机的中心:
由于三个升力面(机翼,水平尾翼和垂直尾翼)是造成滚动阻力,在
实际上是真实的,三个平均距离的平均值。无量纲控制衍生 是副翼滚转控制力量的措施;它 代表每副翼偏转的单位变化轧制力矩的变化。越大,更能有效的为副翼是创造一个滚转力矩。这种控制 衍生物可以使用方法在[19]引入了计算。然而,一个估计侧倾控制电源的副翼是基于一个简单的带呈现在本节 积分法。气动滚转力矩,由于升力分布可能写成系数形式为:
本节升降系数在含有副翼的部分可以被写为:
其中一个是副翼效用参数和从图12.12求出给定 副翼弦和翼弦之间的比率。图12.12是一个普遍的代表性 控制面效果;它可以应用到副翼(),升降()和舵()。因此,在图12.12,参数的下标被丢弃,以指示 一般性。集成了包含副翼收益率区域。
式中已经校正了三维流和因子2被添加到 帐户的两个副翼。对于计算在这项技术中,机翼剖面升力曲线斜率被认为是恒定的翼展。因此,副翼截面升力曲线斜率等于机翼剖面升力曲线斜率。参数1表示相对于所述机身的中心线,与副翼的内侧位置 副翼相对于机身中心线的外侧位置(见图12.11)。
副翼滚转控制衍生物可以通过采取导数来获得:
翼弦(C)为y的一个锥形翼的函数(沿跨度)可以由以下关系式表示:
表示翼根弦,并且是机翼锥度比。代入关系放回表达式 (式12.20)可得:
该方程可用来估计侧倾控制衍生物 使用副翼 几何形状和图12.12估计t。再回到方程12.12,有 两片副翼;每在一个左机翼的右侧部分。这两件可能有偏差或稍微不同的变形的类似的数量级,因 不利的偏航。在任何情况下,只有一个值将输入到轧制力矩的计算。 因此,副翼偏转的平均值将被计算如下:
这样做的迹象基于前面介绍的常规稍后会决定;正的积极将产生积极的滚转力矩。方程代入12.9 方程12.7得:
正如其名称所暗示的,
是的滚转率的时间变化率:
另一方面,关于x轴(P)的角速度被定义为倾斜角的变化的时间速率:
结合方程12.26和12.27,并从两侧取出,结果是:
假设飞机最初是在一个水平巡航飞行(即),这两个
两侧可集成为:
因此,坡度的角度,由于滚动运动得到:
其中,,这样:
两个气动滚转力矩和飞机拖曳由于滚动运动是滚转率的功能。堵漏这两个瞬间变成等式12.31代替:
滚动率响应副翼偏转飞机速度有两种不同的状态:(1)瞬时状态,2个稳定状态(见图12.13)。对于侧倾率(P)的公式12.32的积分限制是从没有摇率初始修剪点(即机翼水平和)到轧辊速度的稳态值()。由于副翼的特点是作为一个速度的控制,副翼偏转最终会导致稳态侧倾率(图12.13)。因此, 除非副翼返回到初始零偏转,飞机不会停止在一个特定的角度。表12.12中定义的所希望的条款的侧倾率的要求,倾斜角()为t秒的持续时间。等式12.32具有闭合形式 解决方案,可以解决以确定倾斜角()时,侧倾率达到其稳态值。
当飞机有一个稳态()侧倾率,新的倾斜角(图12.14)秒之后(即)可容易地通过下面的线性关系得到:
由于这一事实,该飞机拖动由于滚动速率不是恒定的,并且是 的增加而增加至辊速度;滚动运动不是线性的。这意味着侧倾率的变化不是线性的;并且有关于x轴的角旋转。然而,直到对滚动运动的抵制力矩等于副翼产生的空气动力轧制力矩;该机将经历角加速度绕x轴旋转。不久后的2轧制转矩相等,该机将继续推出以恒定的侧倾率(PSS)。被考虑到,当飞机是滚动以恒定的侧倾率,副翼产生的空气动力轧制力矩的事实等于飞机阻力的滚动运动的那一刻获得了滚动率(PSS)的稳态值。
结合方程12.14,12.15,12.16和,飞机拖曳由于滚动运动为:
插入式12.35到12.34的公式得到:
求解稳态侧倾率(PSS)的结果:
另一方面,方程12.32仅仅是一个确定的数学积分。这种整合可以模拟为以下一般的集成问题:
根据[20],还有一个封闭形式解到这种结合,如下所示:
参数k和一个通过比较方程12.38与12.32方程得到:
因此,该解决方案在方程12.32积分被确定为:
应用范围(从0到PSS)到该结论中,得到:
回想一下,我们正在寻找确定副翼滚转控制权。换句话说,它是理想的取得需要多长时间(T2)银行到所需的倾斜角时,副翼偏转。这期间往往有两部分组成:1.是将飞机到达稳态侧倾率的持续时间()到(),2.时间(TR)从SS线性滚到2(见图12.14)。
比较图12.13和12.14显示了t 1 = TSS。这需要一个时间(TSS) 该机实现了稳态侧倾率由于副翼偏转的函数 角加速度()。基于经典动力学,这加速度可表示为:
据推测,这架飞机最初是在机翼水平飞行状态(即= 0)。
因此:
其中从方程12.43测定。另外,在加速滚动 运动,最终摇率之间的相关性()和初始滚转率(P 0)是一个函数滚动率的率()和最终倾斜角()。基于经典动力学中, 加速滚动运动可以表示为:
据推测,这架飞机最初是在机翼水平飞行状态(即= 0)和 新的侧倾率是稳态侧倾率(即P1= PSS)。因此:
对于GA和运输机,时间达到稳态滚动运动 (T 1 )长(超过10秒)。因此,方程12.48和12.49中的应用是 常不需要副翼设计中,由于轧辊的要求是在几秒钟之内。
然而,对于一个战斗机和导弹的滚动运动(见图12.15)很 快(时间t 1
是在几秒钟之内),因此方程12.48和12.49中的应用 通常需要对副翼设计。出于这个原因,当倾斜角(1) 对应于稳态侧倾率(PSS)是超过90度,则方程12.46 作为所需的时间之间的关系,以达到所希望的倾斜角。 因此,持续时间所需(),以实现期望的倾斜角()将 决定如下:
引进和开发本节中的公式和关系提供了必要的工具来设计副翼,以满足侧倾控制要求。表12.12地址军用飞机滚转控制要求;民用航空器,建议采用要求类似的列表。具有由副翼的最大侧倾控制产生滚转力矩,考虑向翼尖翼的副翼外侧。因此,将皮瓣在机翼内侧加以考虑。这种做法将导致最小,最轻,最经济的副翼表面。副翼设计技术和设计过程都将显示在第12.4.4。
12.4.3 副翼设计约束
在工程学科的任何设计问题通常是由各种条件的限制和副翼设计也不例外。在本节中,一些对副翼设计约束将被引入。
12.4.3.1 副翼逆转
一些接近最大速度飞行时飞机受到一个重要的气动弹性现象。没有真正的结构是非常刚性的;它具有静态和动态的灵活性。翼通常是从航天材料如铝和复合材料制作,并有结构,它们是柔性的。这种灵活性使得thewing不能够保持其形状和完整性尤其是在高速飞行操作。这种现象被称为副翼逆转不利影响副翼有效性。
考虑一个灵活的机翼的右侧截面具有向下偏转副翼产生负滚转力矩。在亚音速时,增量气动载荷由于副翼偏转具有质心附近的某处翼弦的中间。在超音速速度下,控制负载主要作用于偏转副翼本身,因而具有其重心,甚至更远的后方。如果负载重心是机翼结构的弹性轴,然后鼻子向下扭曲的主翼面()(绕Y轴),结果后面。这个偏转的目的是要提高右翼部分。然而,翼捻降低攻击的翼角,升降机因此在翼(图12.16)的右部分的减少。在极端情况下,下行电梯由于气动弹性扭曲将超过吩咐向上抬,因此净效果是相反的。这种变化在电梯方向进而产生了积极的滚转力矩。
这个不受欢迎的滚转力矩意味着副翼已经失去了它的有效性 和侧倾控制衍生工具; 改变其符号。这样的现象被称为副翼逆转。这种现象带来对副翼设计一个显著的约束。在 此外,机翼结构设计必须检查副翼偏转的这个气动弹性效应。副翼逆转往往发生在高速行驶。大多数高性能飞机有副翼反转速度超过该副翼失去效用。这架F-14战斗机遭遇逆转副翼在高速。
显然,这样的副翼逆转是不能接受的飞行包线内,而且必须在设计过程中加以考虑。许多此类问题的解决方案是: 1使机翼围追堵截, 2限制副翼偏转的范围在高速 3使用两套副翼; 。一组在高速飞行机翼内侧部分,一组在高速飞行外侧机翼部分 4 .降低副翼弦 5 .使用扰流板的侧倾控制 6 。对移动机翼内侧部分的副翼。该运输机波音747有三种不同类型的侧倾控制装置:内侧副翼,外侧副翼和扰流板。外侧副翼被禁用,但在低转速时的航班襟翼也被偏转。扰流板基本上是10-15%左右弦正好位于前方的折翼的平板。当破坏者被提出,它们会导致一个流动分离和提升的局部损失。因此,为了避免运营飞行包线内卷逆转,机翼结构的设计必须具有足够的刚度。
12.4.3.2 偏航的危险
当一架飞机执行一转弯,它同时希望飞机偏航和滚动。此外,有利的是具有偏转和滚动的时刻在相同的方向(即两个或正或负)。例如,当飞机是向右转,应该冷轧(绕x轴)顺时针和偏航(约z轴)顺时针旋转。在这样的转弯,飞行员将有一个愉快和舒适的感觉。这样 偏航力矩被称为亲节偏航,而这样又是为协调转弯的先决条件。这偏航保持飞机的一端指向相对风。另一方面,如果飞机偏航方向相反的方向,以所希望的转弯方向(即正卷,但负的横摆);试点将不会有一个理想的感觉,飞机又不能协调。此偏航力矩称为不良偏航。当A转到不太协调,飞机要么空转或滑行。
要知道为什么以及如何将这些转可能发生,见图12.17,其中试点计划向右转。对于这样的目标,飞行员必须应用正的副翼偏转角(即左副翼向下,右副翼向上)。过在巡航飞行,机翼的升力分布是对称的;即右翼截面升力和左翼截面升力是相同的。当左副翼偏转向下,右副翼偏转时,升力分布变化使得右翼截面升力大于左翼截面升力。随意这样挠度创建一个顺时针滚动时刻(图12.17a)
然而,副翼偏转同时改变了左,右机翼的诱导阻力不同。回想两部分组成的翅膀拖动组件:零升阻力(D0)及诱导阻力(D1)。机翼诱导阻力是机翼的升力系数的函数()。由于右翼截面局部升力系数比左翼截面局部升力系数越高,右翼节拖比左翼节拖高。的阻力是空气动力,并具有臂相对于重力飞机的中心。拖动方向是向后的,所以这个翼拖夫妇正在产生负(见图12.17b)偏航力矩(即不利的偏航)。因此,如果舵同时与副翼偏转不偏转,对副翼产生的侧倾力矩的方向和翼拖动产生的横摆力矩将不进行协调。因此,当一个导频偏移的传统副翼使一个转弯,飞机将初始偏转的方向相反的预期。
不利的偏航现象强加副翼设计约束。为了避免这种不期望的横摆运动(即,不利的偏航) ,也有一些解决方案;其中四个是如下:(1)采用一种同步副翼方向舵偏转,使得以消除不利的偏航。这需要副翼和方向舵之间的互连。 2个差动副翼。即向上偏转的一侧上的副翼大于向下偏转的其它副翼。这将导致在左右机翼等于诱导阻力在一回合。 3,聘请雄犬副翼其中副翼铰线比普通位置较高。 4,聘请扰流板。既弗里斯副翼和扰流板正在创造一个机翼拖动这样的两个机翼截面的拖累是平衡的。大多数赛斯纳飞机使用雄犬副翼,但大多数派珀飞机运用差异偏转副翼。对于发生不利的偏航的临界条件时,飞机飞行在低速时(即高的升力系数)。这种现象意味着设计者必须考虑的上述技术中的一种或组合应用,以消除不利的偏航。
12.4.3.3 襟翼
机翼后缘在常规的飞机是归属于两个控制面;一个伯(即副翼),和一个次级(即后缘高升力装置,例如襟翼)。作为副翼和襟翼是彼此相邻的沿机翼后缘,它们施加在彼此的跨度限制(图12.16)。副翼翼展(ba)及皮瓣跨度(BF)之间的平衡是在项起降侧倾控制的优先功能 性能。为了改善轧辊的控制电源,副翼要被放置在上翼部的内侧部分的外侧和襟翼。的高升力装置的应用适用于另一个约束的副翼设计,必须在处理 飞机设计过程。
副翼的翼展范围取决于跨度所需的量后缘高升力装置。在一般情况下,翼片的外部界限是在展向站副翼的开始位置。需要副翼的确切范围主要取决于的侧倾控制的要求。低速飞机通常采用约40%的总机翼半翼展的副翼。这意味着,襟翼可以从在机身的侧面,并延伸到60%的半翼展站。然而,随着扰流器的应用,该 副翼通常的尺寸减小,并且折翼可以延伸到约75%的翼半翼展的。此外,如果一个小内侧副翼提供了一种用于机动温和,有效跨度翼片的降低。
如果项起降性能是在优先级列表中较高的重要性,尽量投入小跨度副翼;使大跨度可以通过强大的襟翼占用。反过来,这意味着更低的失速速度,更安全。另一方面,如果侧倾控制有较高的优先级比项起降性能,副翼应设计的翼片的设计之前。由于侧倾控制在一个战士的重要性。飞机,护翼的跨度,必须选择尽可能短,从而使副翼的跨度足够长。因此,在战斗机,建议设计皮瓣设计前副翼。在另一方面,在民用GA和运输机的情况下,建议先设计皮瓣,而在战斗机,则首先设计副翼。
12.4.3.4 机翼后梁
在传统的飞机副翼的另一个设计约束是由机翼后梁应用。副翼需要一个铰链线成绕,并提供副翼具有足够的自由操作。有打火机和一个不太复杂的机翼结构,建议考虑机翼后梁作为最前沿的限制副翼。这可能会限制副翼弦;但在同一时间,提高了机翼结构完整性。此外,它在结构上更具有相同的和弦副翼和襟翼。本次评选结果在一个更轻的结构,使后梁持有两个瓣和副翼。因此副翼到翼附着通过后翼梁(见图12.18)被认为是既作为约束,并在同一时间,一个连接点。
12.4.3.5 副翼失速
当副翼偏转超过约20-25度时,流动分离趋于发生。因此,副翼会失去其效力。此外,靠近机翼失速,即使是很小的副翼向下偏转可生产滚流控制有效性的分离和损失。为了防止侧倾控制的有效性,建议考虑副翼最大挠度小于25度(向上和向下)。因此,最大副翼偏转是由副翼失速条件所决定的。表12.19提供了一种技术来确定一个升力面的失速攻角(例如机翼)时,其控制面(如副翼)偏转。
12.4.3.6 翼尖
由于沿翼展气流的展向元件,有一个流动的倾向泄漏周围翼尖。这个流程建立了一个循环运动是落后于翼的下游。因此,一个尾涡在每个机翼末梢创建。考虑在机翼,翼展副翼的尖端涡流的影响绝不能向翼尖运行。换句话说,一些距离必须副翼的外缘之间存在机翼的尖端(见图12.16)。
12.4.4 副翼设计的步骤
在第12.4.1至12.4.3,副翼的功能,设计标准,参数,管限规则和公式,配方,设计要求已经制定并提交。此外,第12.3节介绍各种飞机和飞行阶段的侧倾控制和横向操纵品质要求。在本节中,副翼设计 在设计方面的步骤程序进行了介绍。必须指出的是没有唯一解,以满足设计的副翼的客户需求。几个副翼设计可以满足辊控制的要求,但每个都有一个唯一的优点和缺点。基于系统工程的方法,副翼详细设计开始识别和定义设计要求和结尾优化。下面是副翼设计步骤用于常规飞机:
1. 设计布局要求(如成本控制,结构,制造,及 操作)
2. 选择侧倾控制表面配置
3. 指定的可操作性和滚转控制要求
4. 确认飞机类和滚转控制关键的飞行阶段
5. 从如航空标准(如表12.12)资源识别操纵品质设计要求(第12.3节)。设计要求主要包括接受一个从飞机的初始坡度滚动到指定的银行角度)。总期望银行的角度记为。
6.指定/选择副翼作为翼展(即BA功能的内侧和外侧的位置 。如果信封已经设计,确定舷外襟翼的位置;再考虑副翼的内侧位置,是旁边的折翼的外侧位置。
7.指定/选择副翼弦的翼弦(即)。最初选择的副翼前缘可被视为下一对机翼后梁。
8.确定副翼效果参数(),从图12.12得。
9.计算副翼滚转力矩系数导数( )您可以使用如[19]引用或通过使用公式12.23估算的衍生工具。
10.选择最大的副翼偏转()。典型值大约为±25度。
11.计算出飞机的滚转力矩系数(以Cl)当副翼偏转的最大挠度(方程12.13)。正反两方面的偏差将成为一样的。
12. 计算飞机的滚转力矩(LA)时副翼偏转的最大挠度(方程12.10)
13.确定稳态侧倾率(PSS)采用公式12.37。
14.计算倾斜角(1)该飞机达到稳态侧倾率(公式12.43)
15.计算滚转率的飞机速度()是由副翼轧制,那一刻,直到飞机到达稳态侧倾率(PSS),用公式12.49。
16.如果倾斜的角度(1)在步骤14中计算出大于步骤5的倾斜角(),确定了需要实现飞机用公式12.50所需的倾斜角的时间(t)。所需的坡度在步骤5确定。
17.如果倾斜的角度()在步骤14中计算出小于5步的倾斜角() ,
确定时间(t2),是以飞机以达到所需的倾斜角( 2或)使用公式12.44和12.45 。
18 .在比较步骤16或17中得到的卷时间与所需的卷时间()表示在步骤5中,为了对副翼设计是可以接受的,辊子时间在步骤16或17所获得必须等于或大于指定卷时间稍长在步骤5中。
19.如果在步骤16或17所获得的持续时间等于比的持续时间()不再说在步骤5中,副翼设计要求已得到满足,并移动到步骤26。
20.如果在步骤16或17所获得的持续时间比在步骤规定的持续时间()步骤5 ,副翼设计已不能满足要求。解决的办法是;要么增加副翼大小(副翼翼展或和弦);或增加副翼最大偏转。
21.如果副翼的几何形状改变时,返回到步骤7 。如果副翼最大挠度改变时,返回步骤10 。
22.在情况下增加了副翼的几何形状并没有解决问题;该整个机翼必须重新设计;或者该机配置必须改变。
23.检查副翼失速时,其最大偏转角偏转。如果副翼失速发生时,偏转必须减少。
24 .检查不利偏航的特征。选择一个解决方案,以防止它。
25. 检查副翼反向高速。如果它发生;无论是重新设计副翼,或加强机翼结构。
26.气动平衡/质量平衡,如果有必要(第12.7节)
27.优化副翼设计
28.计算跨度副翼,和弦,区,并绘制了副翼的最终设计。
12.8.1 副翼设计实例
例12.4
问题陈述:设计侧倾控制面(s)的陆基军用运输机,以满足侧倾控制MIL-STD要求。该机具有传统构造和下面的几何形状和重量特性:
此外,控制面必须成本低,可制造的。该高升力装置已经被设计和外侧襟翼位置被确定在机翼半翼展的60%。机翼后梁位于翼弦的75%。
解决方案:
步骤1:
问题语句中指定的可操作性和侧倾控制的要求,以符合军用标准。
步骤2:
由于飞机结构,设计简单,并且对于较低的成本的愿望,常规的辊式控制面的配置(如副翼)被选中。
第3步:
因此,表12.12将是副翼设计,表达了要求达到指定的银行角度变化时参考。
步骤4:
根据表12.5,陆基军用运输机质量为6500公斤属于第二类。关键的飞行阶段的侧倾控制在最低速度。因此,它是必需的飞机必须辊可控的方式在飞行条件。根据表12.6,该方法飞行操作被视为一个阶段C.要设计副翼,1可接受的水平被认为是。因此:
步骤5:
侧倾控制操纵品质设计要求从表12.12-B其中指出,该机在II类,飞行C相对于1可接受的水平要求是能够实现的在1.8秒内实现30度的倾角。
步骤6:
根据问题陈述,外侧襟翼位置是在机翼翼展的60%。因此,内侧和外侧副翼作为翼展(即/ b和/ b)的初步选定的分别是在翼展为70%和95%的函数的位置。
第7步:
机翼后梁位于翼弦的75%,所以副翼弦到翼弦(即/ C)之间的比值,初步选择为20%。
第8步:
副翼效用参数()是从图12.12确定。由于副翼到翼弦比为0.2,所以副翼有效性参数将是0.41。
第9步:
副翼滚转力矩系数导数()的计算采用公式 12.22:
我们首先需要确定的翼展,机翼平均气动弦,和机翼根弦。
副翼作为翼展函数的内侧和外侧位置被选择来分别是在机翼跨度的70%和90%。因此:
方程12.23的参数值如下所示:
其中,
第10步:
选中±20度的最大副翼偏转()。
步骤11:
飞机滚转力矩系数(CL)时副翼偏转的最大挠度为:
第12步:
飞机滚转力矩(LA)时副翼偏转的最大挠度的计算方法。典型的逼近速度为1.1〜1.3倍失速速度,因此该机被认为具有比1.3的速度接近。此外,海平面高度被认为是进场飞行操作。
步骤13:
稳态侧倾率(PSS)被确定。
被选中的翼水平尾翼,垂直尾翼的滚动阻力系数为0.9的平均值被选中。拖曳力臂被假定为在机翼跨度405,所以:
第14步:
计算倾斜角()该飞机达到稳态侧倾率:
步骤15:
计算滚转率的飞机速度(),是由副翼滚转力矩产生,直到飞机到达稳态侧倾率()。
步骤16和17:
在步骤14中计算出的倾斜角(1)与步骤5的倾斜角()相比,由于在步骤14计算(即8.584度)的倾斜角大于步的(即30度),这需要飞机达到30度的倾斜角时确定。
第18步:
在步骤16或17中获得的辊子的时间与所需的轧辊时()在步骤5中表达的比较。在步骤16或17得到的达到30度(即1.982秒)的倾斜角的辊时间长于表示在第5步(即1.8秒)辊时间,因此目前的副翼设计不满足要求,必须进行重新设计。
步骤19和20:
在步骤16或17所获得的持续时间比的持续时间(T短
REQ)表示在步骤5中,所以副翼设计已不能满足要求。解决的办法是;要么增加副翼大小(副翼翼展或和弦);或增加副翼最大偏转。由于副翼失速关注,后梁,最大偏转副翼和副翼弦到翼弦比的位置不会改变。襟翼外侧位置位于机翼跨度的60%,因而是最安全的解决方案是增加副翼跨度。
步骤21:
通过试验和错误,则确定副翼内侧跨度在机翼跨度的61%将满足侧倾控制要求。该计算方法如下:
倾斜角相对于时间的变化绘制在图12.44。
步骤26:气动平衡/质量平衡(出这个例子的范围内)
步骤27:优化(出这个例子的范围内)
步骤28:几何结构
每个副翼的几何结构是如下所示:
左,右副翼的整体平面面积是:
右机翼部分,包括副翼的顶视图和侧视图如图12.45。但必须指出的是,副翼弦被假定为翼弦的20%由副翼跨度。然而,翼是锥形的,所以实际上,副翼需要被锥形太多。使副翼更容易的应用和制造中,一个恒定的弦副翼被选择;因此,在副翼和弦的变化必须在以后的设计阶段被应用于校正的假设。
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