滾轉[飛機的一種飛行狀態]

滾轉是指飛機繞機體坐標系縱軸的旋轉運動，又稱“側傾”。縱軸通過飛機質心在飛機對稱平面內垂直於豎軸。滾轉運動參數主要有滾轉角(傾斜角、坡度)、滾轉角速度和滾轉角加速度。

滾轉可分為“左滾”（左機翼向下）和“右滾”（右機翼向下）。滾轉操作是常用的操縱項目，主要由向左或向右壓駕駛桿，對於用駕駛盤操縱的飛機，則為向逆時針或順時針方向旋轉駕駛盤，從而帶動副翼偏轉產生滾轉力矩來實現。平飛可通過地平儀大致判斷滾轉角，當俯仰角很大，例如俯衝時，確定滾轉角即有困難。

基本信息

• 名稱：滾轉

性能要求

實際中不存在獨立的滾轉情況，滾轉載荷通常是與對稱載荷相關聯的。我們需要參考飛機的滾轉性能要求來確定滾轉激勵器的性能（如典型的是副翼），從而提供基本的設計數據。這是因為滾轉時產生的載荷直接由滾轉激勵器的性能決定。而激勵器的性能又是由所需的滾轉性能要求定義的。

滾轉性能要求可以分成兩個主要部分：

(a)低速操縱性，尤其是飛機即將著陸時需要復飛，或者是發動機失效的情況。

(b)高速操縱性，尤其是對戰鬥機。需要注意的是，在高速情況下機翼會發生顯著的氣動彈性扭轉，使副翼效率相對於剛性機翼降低。由於具體情況與滾轉速率有關，因此除非對激勵器的作用力加以限制，否則總載荷不會受到影響。

機動條件

分析滾轉機動需要3-4個具體階段，其過程如圖3-5所示。

滾轉[飛機的一種飛行狀態]

(a)由瞬時或迅速的滾轉激勵作用產生初始滾轉，滾轉力矩由L表示。這個結果是有效滾轉速率為零時的初始滾轉加速度。

(b)當飛機的滾轉阻尼力矩（表示為L）數值上與滾轉力矩作用的增量相等或平衡時，飛機做定常滾轉。

(c)當作用在飛機上的滾轉力矩L撤銷後，由L產生的定常滾轉運動開始減速，滾轉開始終止。

(d)反轉狀態與(c)相似，不同的是激勵器向相反方向運動，產生與原滾轉力矩大小相等但方向相反的力矩i由於力矩L和-L的代數和，將會導致滾轉加速度在數值為滾轉開始時加速度的兩倍。這種情況只對戰鬥機適用。

機動組合

當滾轉機動和俯仰機動組合時載荷條件也要具體給出。通常假設這兩種作用可以分別分析，然後按適當比例疊加即可。對稱機動的部分可以採用法向加速度的值進行分析，並假定此時飛機做定常機動且俯仰加速度為零，分析之後再在此基礎上疊加一個額外的滾轉激勵作用。

飛機的性能要求通常明確指出，在機動過程中，偏航激勵器要保持在使機翼配平的位置，或者偏轉使側滑角最小，如果安裝了減速板，則需要分析其打開和關閉兩種設定。所有的飛行速度必須達到V，且所有的高度必須包括在內。

需要用到的滾轉激勵偏角由下述情況中最關鍵的來確定：

(a)使飛機存某一速度和高度下的最小滾轉性能變為原來的4/3倍的偏角或者一系列偏角。

(b)下列偏角：

(i)速度為VA時，上面(a)中定義的所有可用偏角；

(ii)速度為V/V時，給出定常滾轉速率（出現在V情況下）所需的偏角；

（iii）速度為V時，給出1/3定常滾轉速率（出現在V情況下）所需的偏角；

(c)對於戰鬥機，根據特定的設計要求，適當選取下列一個或多個偏角：

(i)對應飛行控制系統單個或多個滾轉激勵組合的動力裝置所允許的最大輸出偏角；

(ii)在激勵器僅由駕駛桿或駕駛盤驅動的情況下，當駕駛桿的操縱力為267N(60lbf)或直徑為Dm（或Din）的駕駛盤外緣的操縱力為222N(50lbf)時，產生的力矩大小為222DN·m，（或50Dlbf·in）；對於上述情況，由於單個激勵器實際鉸鏈力矩的預測精度有時是讓人質疑的，因而這樣定義的偏轉幅度與實際情況會有出入；對於這種情況，假定的偏轉一般要增加30%；

（iii）如果所定義偏角超過了最大可用偏角，則用最大可用偏角代替。

對於上面介紹的滾轉激勵偏角，還需要考慮法向加速度的範圍：

(i)對運輸機為0-0.67ng；

(ii)對其他飛機為1.0g～0.67ng，且上述偏角的1/2要與大小為o.9ng的法向加速度組合，即從o.67ng線性變化到o.9ng。

有些規範中允許存在由副翼作用引起的結構扭轉：

JAR-23中對輕型飛機的要求有些不同。與上述介紹相似的滾轉/俯仰狀態是其中一種設計狀態。然而，機翼設計也同時要求如果有100%的載荷分布在飛機的一側，則另一側分布的載荷應為75%（飛行特技設計時為60%），這種情況可能比常規狀態更重要。

展向載荷分布

滾轉產生的展向載荷是反對稱的，即它在每一半展長上等效地按對稱處理。如果滾轉率是p，則距中線y處的垂直於飛行方向的有效線速度為py，參見圖9-6。因此，當地翼型剖面的有效迎角為arctan(py/V），其中V是前飛速度。假設迎角很小，則由滾轉速率引起的當地升力係數為(9-15a)：

滾轉[飛機的一種飛行狀態]

滾轉[飛機的一種飛行狀態]

盡符它實際上是—種氣動扭轉，但我們依然可以把它們看成是一種附載入荷，不過此時的迎角沿展向呈線性變化而不是保持為常數。根據Schrenk假設，此時會產生一個流動使氣動載荷分布趨於理想狀態。因此，需要對方程（9-15a)進行修正(9-15b)：

滾轉[飛機的一種飛行狀態]

參數影響

影響飛機滾轉性能的參數有幾種，這些參數已經作為評價準則使用過。其中包括pb/2V，p和t，等，下面將對這些參數及其對滾轉性能的影響進行討論。

橫向操縱偏度

滾轉[飛機的一種飛行狀態]

大多數駕駛員都意識到，橫向操縱輸入的大小對穩態滾轉角速度有直接的影響。由於穩態滾轉角速度與螺旋角有直接關係，橫向操縱輸入的幅度對螺旋角也有直接的影響。 滾轉模態時間常數r，僅是滾轉阻尼的函式，橫向操縱偏度對其沒有影響，如圖30-5所示。

滾轉轉動慣量

轉動慣量可以描述為抵抗變化的能力。增加轉動慣量相當於增加抵抗滾轉角速率的能力。因此，如果滾轉轉動慣量I增加，那么也希望滾轉模態時間常數tr增加。

回顧基本的物理原理可以知道，慣性不會影響物體可以達到的速度，只會影響達到這一速度所需要的時間。我們希望滾轉轉動慣量的增加不會影響滾轉角速度的穩態值p其他值也保持不變。

實際上，滾轉轉動慣量的增加會引起滾轉模態時間常數增加，但不會影響穩態滾轉角速度或滾轉螺旋角。這也是螺旋角不作為評價飛機滾轉性能準則的原因之一。圖30-6展示了改變滾轉轉動慣量對滾轉回響的影響。

滾轉[飛機的一種飛行狀態]

高度

如果保持真實空速VT為定值，飛行高度變化，則滾轉角速度的穩態值為定值。滾轉螺旋角也保持不變，但是滾轉模態時間常數隨著高度的增加而增加，如圖30-7所示。

滾轉[飛機的一種飛行狀態]

如果保持當量空速V為定值，飛行高度變化，則結果會有所不同。滾轉模態時間常數t，仍然隨著高度的增加而增加，由於真實空速增加，所以滾轉角速度的穩態值p也增加，如圖30-8所示。

滾轉[飛機的一種飛行狀態]

速度

如前所述，真實空速直接影響滾轉角速度的穩態值，如圖30-9所示。由於真實空速出現在螺旋角pb/2V項的分母上，抵消了滾轉角速度的增加，所以螺旋角不受真實空速的影響。

滾轉[飛機的一種飛行狀態]

滾轉模態時間常數的變化與真實空速相反，如圖30—10所示。

滾轉[飛機的一種飛行狀態]

上述影響可套用在所有的操縱系統中，達到駕駛員的能力限制。駕駛員努力限制存在於不可逆的無助力的操縱系統中，此時駕駛員不能套用足夠的操縱力來得到最大的操縱器偏度。在橫向操縱系統中，當達到駕駛員能力限制時，滾轉角速率的穩態值不再隨著真實空速的增加而增加，如圖30-11所示。此後滾轉螺旋角仍會減小。

滾轉[飛機的一種飛行狀態]