[其他]机翼的副翼

说明书

本项发明是机翼的副翼，它由可逆操纵系统操纵。此副翼分两段，第一段基本上延伸在与机翼纵轴平行的副翼枢轴后面，第二段延伸在机翼枢轴前面，以保持副翼的空气动力平衡，第二段与翼尖吻合。

飞机的设计要求之一是具有合格的侧向安定性。正横向安定性意味着，如果相对风向不是与机身的纵轴平行而是与它呈一定的角度，则机翼的迎风面有上行的倾向。如果飞机由于扰动而接受一个滚转角，其结果是在重力分力的影响下形成侧向运动，就会发生上述飞机情况。飞机的这种特性称为侧滑。从下述情况中可看到改正这样一个滚转角的自然倾向;如果从前面看飞机，机翼的两半部从机身向外向上伸展，即机翼的两半部都处在上反角位置，其结果是，飞机带偏流飞行时，在机翼的两半部之间产生迎角差，从而产生相对于机身纵轴的恢复力矩。如果驾驶员试图抵制这一恢复运动以维持带偏流飞行，则他必须加大副翼角，并象必须对风进行滚转动作一样施加操纵方向舵的力。

关于为什么必须要有足够的侧向安定性，可以从一些资料中得到说明，例如美国航空咨询委员会（以下简称：NACA）927号报告《飞行品质的评价和预测》（W·H·菲利普斯〔Philips〕于1949年撰写），以及B。依特金（Etkin）所著《飞行动力学、安定性和操纵》一书，特别是可参考该书的第235页。

可能会遇到这样的特定飞行条件，即：方向舵在中立位置时，飞机的侧向安定性太小。对此，可以通过选择较大的上反角来提高侧向安定性。但是，如果飞机上反角的加大会与其他设计准则相冲突，则也可以只加大翼尖的上反角，也就是使用直立翼尖。这种直立翼尖在NACA    548号报告《翼尖形状和上反角对侧向安定性的效应》（J。A。肖特尔〔Shortel〕1936年撰写）中有所描述。如果应用了这种已知的直立翼尖，副翼就不能完全地伸展到翼尖，而是在直立翼尖和机翼剩余部分之间的过渡段附近即终止。在这种情况下，副翼就没有突角补偿体。采用这种结构的飞机有：装涡轮螺旋浆发动机的“墨西哥湾流航空指挥员”100型飞机，（Gulfstream    Aerospace    Commander    Jetprop）和Aerospatiale    TB    30    Epsilon。要进一步了解细节，可参考W。格林（Green）1984年所著《新观察家的航空全书》。

如前所述，副翼可分为两段，第一段基本上延伸在与机翼纵轴平行的副翼枢轴后面，第二段延伸在机翼枢轴前面，并与翼尖吻合。此第二段叫做突角补偿体。由于有了这个突角补偿体，改变飞行条件所需的方向舵操纵力不必有较大的变化。如果副翼在中立位置，突角补偿体并不伸展到翼尖轮廓之外。翼尖结构的前部在突角补偿体的前面，但是不与突角补偿体连接，它可以延伸为头部整流罩的形式以保护突角补偿体，防止积冰和鸟撞。这种头部整流罩对于本项发明来说并不重要。突角补偿体是常被应用的，似乎是，对于有上反角的机翼，其对于副翼-枢轴力矩的作用并不受或很难受到侧滑角的影响。具有普通突角补偿体的飞机的一个例子是加拿大的德·哈维兰（De    Havilland    of    Canada）的DHC-7。要进一步了解可参考W·格林（Green）1984年所著《新观察家的航空全书》。

本项发明的目的是提供具有这样一种突角补偿体的副翼，即可以使这种突角补偿体的某些特点有助于改善使用中立位置方向舵时的侧向安定性。这对飞机来说具有特殊意义，因为副翼成了飞机的所谓可逆操纵系统的一部分。可逆操纵系统是这样一种系统，即借助于它可以通过直接的机械连接来使副翼偏转，（其中机械连接可以用钢索等，由驾驶员用方向舵操纵），而另一方面，由于副翼的气流迎角的变化而产生的副翼偏转，驾驶员可以通过一个相应的方向舵偏转而直接觉察，这并不影响方向舵。

按照本项发明，突角补偿体的形状与上述翼尖的加大上反角相象，但是因此而对飞机侧向安定性的较小影响并不是本项发明的主要目的。

本项发明着重于前面所说的副翼型式，也就是本发明的目的是改善飞机侧滑飞行时的横向安定性，副翼的第二段相对于机翼的翼弦平面向上和向外延伸，与翼弦平面之间的角度在20°与70°之间。由于所述形状，当飞机侧滑飞行时，就有倾斜气流流向上述突角补偿体，产生空气动力载荷，则在驾驶员放开操纵方向舵时，或驾驶员虽然把持着方向舵而操纵系统本身有弹性时，会使迎风面的副翼向下偏转而背风面的副翼向上偏转。因此，迎风面的机翼会上升，飞机的动态就与不具备这种型式的突角补偿体、而其机翼有大得多的上反角的飞机的动态相似。