滚转是指飞机绕机体坐标系纵轴的旋转运动，又称“侧倾”。纵轴通过飞机质心在飞机对称平面内垂直于竖轴。滚转运动参数主要有滚转角(倾斜角、坡度)、滚转角速度和滚转角加速度。

实际中不存在独立的滚转情况，滚转载荷通常是与对称载荷相关联的。我们需要参考飞机的滚转性能要求来确定滚转激励器的性能（如典型的是副翼），从而提供基本的设计数据。这是因为滚转时产生的载荷直接由滚转激励器的性能决定。而激励器的性能又是由所需的滚转性能要求定义的。

滚转性能要求可以分成两个主要部分：

(a)低速操纵性，尤其是飞机即将着陆时需要复飞，或者是发动机失效的情况。

(b)高速操纵性，尤其是对战斗机。需要注意的是，在高速情况下机翼会发生显著的气动弹性扭转，使副翼效率相对于刚性机翼降低。由于具体情况与滚转速率有关，因此除非对激励器的作用力加以限制，否则总载荷不会受到影响。

分析滚转机动需要3-4个具体阶段，其过程如图3-5所示。

(a)由瞬时或迅速的滚转激励作用产生初始滚转，滚转力矩由Lξ表示。这个结果是有效滚转速率为零时的初始滚转加速度。

(b)当飞机的滚转阻尼力矩（表示为Lp）数值上与滚转力矩作用的增量相等或平衡时，飞机做定常滚转。

(c)当作用在飞机上的滚转力矩Lξ撤销后，由Lp产生的定常滚转运动开始减速，滚转开始终止。

(d)反转状态与(c)相似，不同的是激励器向相反方向运动，产生与原滚转力矩大小相等但方向相反的力矩i由于力矩Lp和-Lξ的代数和，将会导致滚转加速度在数值为滚转开始时加速度的两倍。这种情况只对战斗机适用。

当滚转机动和俯仰机动组合时载荷条件也要具体给出。通常假设这两种作用可以分别分析，然后按适当比例叠加即可。对称机动的部分可以采用法向加速度的值进行分析，并假定此时飞机做定常机动且俯仰加速度为零，分析之后再在此基础上叠加一个额外的滚转激励作用。

飞机的性能要求通常明确指出，在机动过程中，偏航激励器要保持在使机翼配平的位置，或者偏转使侧滑角最小，如果安装了减速板，则需要分析其打开和关闭两种设置。所有的飞行速度必须达到VD，且所有的高度必须包括在内。

需要用到的滚转激励偏角由下述情况中最关键的来确定：

(a)使飞机存某一速度和高度下的最小滚转性能变为原来的4/3倍的偏角或者一系列偏角。

(b)下列偏角：

(i)速度为VA时，上面(a)中定义的所有可用偏角；

(ii)速度为VC/VH时，给出定常滚转速率（出现在VA情况下）所需的偏角；

（iii）速度为VD时，给出1/3定常滚转速率（出现在VA情况下）所需的偏角；

(c)对于战斗机，根据特定的设计要求，适当选取下列一个或多个偏角：

(i)对应飞行控制系统单个或多个滚转激励组合的动力装置所允许的最大输出偏角；

(ii)在激励器仅由驾驶杆或驾驶盘驱动的情况下，当驾驶杆的操纵力为267N(60lbf)或直径为Dm（或Din）的驾驶盘外缘的操纵力为222N(50lbf)时，产生的力矩大小为222DN·m，（或50Dlbf·in）；对于上述情况，由于单个激励器实际铰链力矩的预测精度有时是让人质疑的，因而这样定义的偏转幅度与实际情况会有出入；对于这种情况，假定的偏转一般要增加30%；

（iii）如果所定义偏角超过了最大可用偏角，则用最大可用偏角代替。

对于上面介绍的滚转激励偏角，还需要考虑法向加速度的范围：

(i)对运输机为0-0.67n1g；

(ii)对其他飞机为1.0g～0.67n1g，且上述偏角的1/2要与大小为o.9n1g的法向加速度组合，即从o.67n1g线性变化到o.9n1g。

有些规范中允许存在由副翼作用引起的结构扭转：

JAR-23中对轻型飞机的要求有些不同。与上述介绍相似的滚转/俯仰状态是其中一种设计状态。然而，机翼设计也同时要求如果有100%的载荷分布在飞机的一侧，则另一侧分布的载荷应为75%（飞行特技设计时为60%），这种情况可能比常规状态更重要。

滚转产生的展向载荷是反对称的，即它在每一半展长上等效地按对称处理。如果滚转率是p，则距中线y处的垂直于飞行方向的有效线速度为py，参见图9-6。因此，当地翼型剖面的有效迎角为arctan(py/V0），其中V0是前飞速度。假设迎角很小，则由滚转速率引起的当地升力系数为(9-15a)：

尽符它实际上是—种气动扭转，但我们依然可以把它们看成是一种附加载荷，不过此时的迎角沿展向呈线性变化而不是保持为常数。根据Schrenk假设，此时会产生一个流动使气动载荷分布趋于理想状态。因此，需要对方程（9-15a)进行修正(9-15b)：

影响飞机滚转性能的参数有几种，这些参数已经作为评价准则使用过。其中包括pb/2VT，p和tr，等，下面将对这些参数及其对滚转性能的影响进行讨论。

大多数驾驶员都意识到，横向操纵输入的大小对稳态滚转角速度有直接的影响。由于稳态滚转角速度与螺旋角有直接关系，横向操纵输入的幅度对螺旋角也有直接的影响。滚转模态时间常数r，仅是滚转阻尼的函数，横向操纵偏度对其没有影响，如图30-5所示。

转动惯量可以描述为抵抗变化的能力。增加转动惯量相当于增加抵抗滚转角速率的能力。因此，如果滚转转动惯量IXX增加，那么也希望滚转模态时间常数tr增加。

回顾基本的物理原理可以知道，惯性不会影响物体可以达到的速度，只会影响达到这一速度所需要的时间。我们希望滚转转动惯量的增加不会影响滚转角速度的稳态值pss其他值也保持不变。

实际上，滚转转动惯量的增加会引起滚转模态时间常数增加，但不会影响稳态滚转角速度或滚转螺旋角。这也是螺旋角不作为评价飞机滚转性能准则的原因之一。图30-6展示了改变滚转转动惯量对滚转响应的影响。

如果保持真实空速VT为定值，飞行高度变化，则滚转角速度的稳态值为定值。滚转螺旋角也保持不变，但是滚转模态时间常数随着高度的增加而增加，如图30-7所示。

如果保持当量空速Veq为定值，飞行高度变化，则结果会有所不同。滚转模态时间常数tr，仍然随着高度的增加而增加，由于真实空速增加，所以滚转角速度的稳态值pss也增加，如图30-8所示。

如前所述，真实空速直接影响滚转角速度的稳态值，如图30-9所示。由于真实空速出现在螺旋角pb/2VT项的分母上，抵消了滚转角速度的增加，所以螺旋角不受真实空速的影响。

滚转模态时间常数的变化与真实空速相反，如图30-10所示。

上述影响可应用在所有的操纵系统中，达到驾驶员的能力限制。驾驶员努力限制存在于不可逆的无助力的操纵系统中，此时驾驶员不能应用足够的操纵力来得到最大的操纵器偏度。在横向操纵系统中，当达到驾驶员能力限制时，滚转角速率的稳态值不再随着真实空速的增加而增加，如图30-11所示。此后滚转螺旋角仍会减小。