時(shí)間：2011-04-08 11:31來源：網(wǎng)絡(luò) 作者：航空 點(diǎn)擊：次
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當(dāng)用于側(cè)滾控制時(shí)，向上伸出副翼一側(cè)的擾流器降低這一側(cè)的升力，導(dǎo)致機(jī)翼下降。當(dāng)擾流板作為速度制動(dòng)器伸出時(shí)，它們?nèi)匀豢梢杂糜趥?cè)滾控制。如果它們是差動(dòng)型的，將會(huì)在一邊進(jìn)一步伸出而另一邊收進(jìn)。如果它們是非差動(dòng)型的，將會(huì)在一邊進(jìn)一步伸出，而另一邊不再收進(jìn)。當(dāng)作為速度制動(dòng)而完全伸出是，非差動(dòng)型擾流器仍然伸出，不增補(bǔ)副翼。 為得到一個(gè)氣流不分離的平穩(wěn)失速和較高迎角，飛機(jī)機(jī)翼前緣應(yīng)該有一個(gè)良好的圓整形差不多是鈍形的，這樣氣流就可以在大迎角時(shí)依附前緣。使用這個(gè)形狀，氣流分離將會(huì)從機(jī)翼后緣開始，隨著迎角增加而逐漸的向前移動(dòng)。 尖角的前緣對(duì)于高速飛行必定導(dǎo)致突然失速，限制后緣襟翼的使用，因?yàn)闅饬鞑荒苎貦C(jī)翼前緣的尖銳曲線流動(dòng)。在中等迎角時(shí)，氣流趨于從上表面放松破裂，更合適的說法是突然破裂。為利用后緣襟翼，因此增加最大升力系數(shù)，機(jī)翼必須迎角更大而沒有氣流分離。因此，前緣的狹槽，前緣縫翼，和襟翼用于改進(jìn)起飛，爬升和著陸時(shí)的低速特性。盡管這些裝置不像后緣襟翼那樣強(qiáng)大，當(dāng)時(shí)使用完全翼展和高升力后緣襟翼結(jié)合使用時(shí)它們是有效的。在這些高級(jí)的高升力裝置幫助下，氣流分離被延遲，最大升力系數(shù)(Clmax)有相當(dāng)可觀的增加。實(shí)際上，失速速度降低50節(jié)并不是難得的。 大型噴氣運(yùn)輸飛機(jī)的運(yùn)行要求使大幅度的俯仰調(diào)整變化成為不可避免的。這些要求的部分如下： * 大的重心范圍要求 * 覆蓋大的速度范圍的要求 * 處理由于機(jī)翼前緣和后緣高升力裝置的大配平變化而不限制升降舵余量的大小的要求 * 配平阻力降低到最小 通過使用一個(gè)可變安裝角的水平穩(wěn)定起來滿足這些要求。固定尾翼飛機(jī)的大俯仰平衡變化需要升降舵有大的偏轉(zhuǎn)。在這些大的偏轉(zhuǎn)中，小的升降舵運(yùn)動(dòng)保持在相同方向。可變安裝角水平尾翼設(shè)計(jì)用于獲得俯仰配平變化。水平尾翼比升降舵大，從而就不需要大角度移動(dòng)。這就讓升降舵通過全范圍的上下運(yùn)動(dòng)而流線化飛機(jī)尾部�？勺儼惭b角的水平尾翼可以被設(shè)定來處理大量的配平控制請(qǐng)求，而升降舵處理其它請(qǐng)求。在裝配了可變安裝角的水平尾翼飛機(jī)上，升降舵更小，也比它在固定尾翼飛機(jī)上的效用更低。和其它飛行控制相比，可變安裝角水平尾翼的效果是非常強(qiáng)大的。飛行機(jī)組人員必須完全理解和掌握它的使用和影響。 由于噴氣式運(yùn)輸飛機(jī)的尺寸和高速度，移動(dòng)控制面所要求的力會(huì)超過飛行員的力氣。因此，控制面是由液壓或者電動(dòng)單元驅(qū)動(dòng)的。移動(dòng)駕駛艙內(nèi)的控制裝置就會(huì)把需要的控制角信號(hào)發(fā)出去，動(dòng)力單元會(huì)決定控制面的實(shí)際位置。在動(dòng)力單元完全失效時(shí)，控制面的運(yùn)動(dòng)可以通過手工的調(diào)節(jié)控制片而起作用。移動(dòng)控制片來擾亂(upset)導(dǎo)致控制面運(yùn)動(dòng)的氣動(dòng)平衡。 第四章 - 飛行控制 飛行器飛行控制系統(tǒng)費(fèi)為主要飛行控制和輔助飛行控制。主要飛行控制系統(tǒng)包含那些飛行中要求的安全控制飛機(jī)，這些包含副翼，升降舵或者安定面，以及方向舵。輔助控制系統(tǒng)提升了飛機(jī)的性能特性，或者減輕了飛行員的過多控制力。輔助控制系統(tǒng)的例子有機(jī)翼襟翼和配平系統(tǒng)。 |
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