先进飞行控制系统-第十六课

先进飞行控制系统第十六节课(20191207)7.2.4机动载荷控制（1）什么是机动载荷控制？机动载荷控制：利用自动控制的方法，在机动飞行时，重新分布机翼上的载荷使其具有理想的分布特性，从而达到减小机翼结构重量和机动性能的提高。机动载荷控制是CCV的基本功能之一，它同RSS（放宽静稳定性）功能一起最先投入应用。从机动性上讲，也希望有一个理想的载荷分布，以获取最小阻力特性和最大的升阻力。（2）设计思想和基本原理在飞机设计中，希望机翼上的载荷有一个理想的分布规律，从而降低翼根弯矩，减轻结构疲劳，延长飞机的寿命。（适用于运输机、轰炸机）从机动性上讲，也希望有一个理想的载荷分布，以获取最小阻力特性和最大的升阻力。而在通常的飞机设计中，一般只能在平飞状态（过载＝1g）作出部分参数的优化设计，而对机动飞行，由于飞行状态的不同，将使此种设计（结构上与机动性两者方面的希望）难以实现，要想实现只有借助自动控制的方法。对于大型飞机（轰炸机、运输机）和小型飞机（歼击机），因为轰炸机和歼击机在结构、性能要求与执行任务上的不同，机动载荷控制的设计目的也是不同的。（2）设计思想和基本原理（3）运输机、轰炸机的扰动载荷控制1）设计出发点：考虑巡航性能（航程，载重）和结构性能（疲劳，寿命），大型飞机经常需要长时间作过载的巡航飞行，所以设计时设法改善巡航性能，因此设计时提出的要求是降低翼根弯矩，减轻机翼结构重量，改善结构疲劳。飞机机翼弯矩分布图：机翼弯矩翼根翼尖机动飞行平飞机动载荷控制翼根翼尖机翼剪力平飞机动飞行机动载荷控制机翼载荷翼根翼尖机动载荷控制机动飞行平飞由上图可见：靠翼根处机翼弯矩，机翼剪力与机翼载荷较大，而越靠翼尖处越小。由于翼根处弯矩，剪力和载荷都大，∴设计时翼梁凸缘面积要大。机动飞行时，使机翼载荷增大甚多。设法通过自动控制方法，在飞机机动飞行时，将其机翼载荷增量集中在机身附近，这样就可避免翼根弯矩的明显增加（如图a中红线所示），若根据这种载荷分布设计机翼，就可减轻机翼结构重量，也就减轻了飞机的重量，提高了飞机巡航的经济性。2）控制方法对称地偏转副翼、襟翼、调整升力分布（这要按预先确定的最优规律来偏转内侧、前、后缘襟翼）B－52轰炸机机动载荷控制系统：机翼襟翼外侧襟副翼副翼外副翼内襟翼―改为快速动作的机动襟翼。在原来副翼内侧―增加一对可同时对称偏转的外侧襟副翼。机动飞行时：左右内侧机动襟翼向下偏转―提高机身附近翼段的升力。左右外侧襟副翼同时上偏―降低外翼段升力，并保证其升力增量满足机动飞行的要求。结果：使更多载荷分配到翼根区，使气动中心被迫向内翼段移动，减小了翼根的弯矩，由计算弯矩减少10%～15%，机翼结构重量可减轻5%，航程可增加30%。带来问题：这样配置翼面，机动飞行时会增加阻力，但由于机动飞行时间只占很少时间，所以为达到减轻结构载荷目的，可允许降低升阻比。（4）歼击机的机动载荷控制1）设计出发点：主要考虑机动性。这是因为歼击机翼展较小，使用寿命也比运输机短，所以减少翼根弯矩和结构疲劳不是主要矛盾，主要是提高机动性。2）衡量飞机机动性主要有两项基本指标（a）飞机最大的法向过载式中：法向力导数（最大值）在高空、亚音速飞行时，取决于有抖振迎角时的抖振升力系数。GQSCnlZmaxmaxmaxlCmaxZn（b）飞机的单位（重量）的剩余功率：大小可表示飞机加速度性能，单位（重量）剩余功率即飞机在一定速度条件下的剩余功率以飞机重量，即：式中：T：发动机推力；G：飞机重量；D：飞机阻力；u：飞行速度。飞机剩余功率愈大，飞机的机动性愈好SPSPGuDTPS)(GuDTPS)(由此两项指标可知：要提高剩余功率，应减小飞机阻力；要提高法向过载，应提高抖振升力系数。此二者可通过载荷重新分布来实现。SPmaxZn3）歼击机机动载荷控制的理想分布：在机动飞行时使机翼升力是椭圆形分布（见下图），从而减小机翼的诱导阻力，同时，在亚音速时延缓机翼上的气流分离，提高抖振升力系数，提高升力。（阻力↓使↑，升力↑使↑）SPmaxZn采用机动载荷控制的战斗机升力分布平飞机动载荷控制4）控制方案与原理机动载荷控制主要是靠飞机的控制面来实现。包括两种方法前缘控制面：前缘机动襟翼，前缘缝翼后缘控制面：机动襟翼，与对称偏转的副翼前缘机动襟翼一般是自动按迎角增加而向下偏，改变机翼弯度，减小气流分离改变压力分布，提高升阻比。而机动襟翼偏转的角度是与M的函数其具体规律通常由风洞实验给出：qj),(MfqjYF－16：其襟翼偏转规律为：)(MKoqjqj式中：6.1qjK配平迎角为：0.1;6.110.19.0;)9.0(69.06.0;)6.0(26.0;2)(21MMMKMMKMMooooo前缘襟翼偏角随变化规律M、degqjdeg510152025261020306.0M9.0MMM0deg1k2k2.06.011.60.20.60.91.0M＞1以后，前缘襟翼偏转会引起波阻剧增，自动操纵应不起作用，前缘襟翼应收起不动。此外，前缘襟翼还与起落架收放联动，即：起落架收上时，襟翼随、M自动调节起落架放下时，（起飞、着陆时）襟翼固定偏转25°成为增升襟翼，改善起落性能。qj前缘襟翼控制方块图：0.51.6qMM0qj1TsTs1010s0M1sTKPPqj0+-作动筒特点：按迎角与俯仰速率q来偏转襟翼偏角引入q经清洗网络后的作用是增加系统的动态阻尼效益：对YF－16，在H＝9000m，以最大推力作稳定盘旋时，稳定盘旋过载可提高18%。就改变翼型弯度，减小大迎角阻力而言，后缘襟翼作用较小，所以后缘襟翼控制用的较少（只F－5E用了）。7.2.5阵风减缓与乘感控制阵风减缓是研究如何利用主动控制技术来减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到减小机翼弯曲力矩和减轻结构疲劳的目的。乘感控制也是研究如何利用主动控制技术使机上的乘员在风干扰的条件下也感到舒适。两种控制控制目的虽不同，但都是根据风干扰条件下载荷减缓的程度来衡量其控制效果。（1）阵风减缓1）阵风与过载在大气中，经常有各个方向的气流，使得飞机在这种不平静空气中飞行时产生过载。cos0Vu过载与阵风的关系：为翼载。SqCLLLLL,0GqSCGLLnLz)(10PVuCPuqVCGuqsVCnLLLz2111000000SGP飞机在阵风中飞行时，过载增量与飞行速度、翼载P以及升力系数有关，同时也与垂直阵风速度成正比。阵风还会引起飞机结构模态振动，尤其对于机身细长而挠性较大的高速飞机影响更为严重。不仅使乘员感到不舒服，甚至会影响驾驶员完成任务的能力。一般，垂直过载超过0.2g时，仪表判读就很困难，而在超过0.5g并持续几分钟时，驾驶员由于担心飞机要出事故，便会改变飞机的高度、速度。横向振动过载的允许值为垂直过载的1/2。LC0V0u2）阵风减缓控制系统在阵风干扰时，降低均方根过载反应，提高扰流中飞行的平稳性，从而改善乘员的舒适感——这对大型飞机是很必要的，对小型、战斗机不重要。阵风减缓实际上是直接力控制在扰动运动中的应用，即通过偏转相应的操纵面，产生一个大小相等、方向相反的升力变化来抵消阵风的影响。阵风减缓与机动载荷联用时，要解决模式相容性问题，即按最小阻力和最大升阻比而设计的机动载荷控制方式，在阵风干扰时会助长阵风过载反应，使阵风减载性能下降，为解决这个问题，可使机动载荷控制中的或信号通过大惯性的滞后滤波器后再输入系统。采用较复杂的补偿方法，可使模式相容性问题得到很好的解决q3）效益用直接力CCV可衰减均方根阵风加速度30～41%，YF－16达50%，大型飞机可达70%阵风减载效益。（2）乘感控制1）乘感控制乘感控制也称乘坐品质控制。对于机身细长而挠性大的高速飞机，若遇到周期性的阵风，机身发生弹性振动时，乘员会感到不舒服，甚至影响驾驶员完成任务，飞机难于操纵，机体易疲劳损坏经验表明：通常在垂直振动过载超过0.1g时，旅客感到不适，超过0.2g，判读仪表困难，超过0.5g并持续几分钟后，驾驶员就会担心飞机出事故而改变飞行高度和速度。横向过载的允许值约为垂直过载的一半。2）控制目的飞机受到大气扰动时产生的过载中的弹性振动不容忽视，必须加以抑制。常规方法是增加机体结构刚度和选择对阵风敏感性小的机翼，但这样做增加了结构的重量，应采用CCV技术，控制相应的控制面，产生气动结构阻尼力抑制飞机弹性振动。3）控制原理以B-1飞机为例：在飞机驾驶舱下方机身两侧，安装了一对下反角的水平前置鸭翼，偏转角可达。当它们对称偏转时，气动力的水平分量相互抵消，形成垂直控制力；当差动偏转时，垂直分量相互抵消，形成水平控制力。这两种控制方式分别抑制机身垂直和横向的弹性扰动。3020