先进飞行控制系统第十六节课(20121207)7.2.4 7.2.4 机动载荷控制机动载荷控制（1 1）什么是机动载荷控制？）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减小机翼结构重量和机动性能的提高 机动载荷控制是机动载荷控制是CCVCCV的基本功能之一，它同的基本功能之一，它同RSSRSS（放宽静（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 2）设计思想和基本原理）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）（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。
小阻力特性和最大的升阻力3 3）运输机、轰炸机的扰动载荷控制）运输机、轰炸机的扰动载荷控制1 1）设计出发点：）设计出发点： 考虑巡航性能（航程，载重）和结构性能（疲劳，寿命）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，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：由上图可见：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，而越靠翼尖处越小尖处越小 由于翼根处弯矩，剪力和载荷都大，由于翼根处弯矩，剪力和载荷都大，设计时翼梁凸缘面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（如图加（如图a a中红线所示），若根据这种载荷分布设计机翼中红线所示），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，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。
了飞机巡航的经济性2 2）控制方法）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）最优规律来偏转内侧、前、后缘襟翼） B52轰炸机机动载荷控制系统： 内襟翼内襟翼改为快速动作的机动襟翼改为快速动作的机动襟翼 在原来副翼内侧在原来副翼内侧增加一对可同时对称偏转的外侧襟副翼增加一对可同时对称偏转的外侧襟副翼机动飞行时：机动飞行时： 左右内侧机动襟翼向下偏转左右内侧机动襟翼向下偏转提高机身附近翼段的升力提高机身附近翼段的升力 左右外侧襟副翼同时上偏左右外侧襟副翼同时上偏降低外翼段升力，并保证其升降低外翼段升力，并保证其升力增量满足机动飞行的要求力增量满足机动飞行的要求结果：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，减小了翼根的弯矩，由计算弯矩减少10%10%15%15%，机翼，机翼结构重量可减轻结构重量可减轻5%5%，航程可增加，航程可增加30%30%带来问题：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。
许降低升阻比4 4）歼击机的机动载荷控制）歼击机的机动载荷控制1 1）设计出发点：）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，主要是提高机动性主要是提高机动性2 2）衡量飞机机动性主要有两项基本指标）衡量飞机机动性主要有两项基本指标 （a a）飞机最大的法向过载）飞机最大的法向过载 式中式中 ：法向力导数（最大值）：法向力导数（最大值） 在高空、亚音速飞行时，在高空、亚音速飞行时， 取决于有抖振迎角时的抖取决于有抖振迎角时的抖振升力系数振升力系数b b）飞机的单位（重量）的剩余功率）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：飞机在一定速度条件下的剩余功率以飞机重量，即： 式中：式中：T T：发动机推力；：发动机推力；GG：飞机重量；：飞机重量；D D：飞机阻力；：飞机阻力；u u：飞行速度。
飞行速度 飞机剩余功率愈大，飞机的机动性愈好飞机剩余功率愈大，飞机的机动性愈好 由此两项指标可知：要提高剩余功率由此两项指标可知：要提高剩余功率 ，应减小飞机阻，应减小飞机阻力；要提高法向过载力；要提高法向过载 ，应提高抖振升力系数此二，应提高抖振升力系数此二者可通过载荷重新分布来实现者可通过载荷重新分布来实现 3 3）歼击机机动载荷控制的理想分布：）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，提高升力阻力离，提高抖振升力系数，提高升力阻力 使使 ，升力，升力 使使 ）采用机动载荷控制的战斗机升力分布 4 4）控制方案与原理）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：前缘控制面：前缘机动襟翼，前缘缝翼前缘机动襟翼，前缘缝翼 后缘控制面：后缘控制面：机动襟翼，与对称偏转的副翼机动襟翼，与对称偏转的副翼 前缘机动襟翼一般是自动按迎角前缘机动襟翼一般是自动按迎角 增加而向下偏，改变机增加而向下偏，改变机翼弯度，减小气流分离改变压力分布，提高升阻比。
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而机动襟翼偏转的角度 是是 与与MM的函数的函数 其具体规律通常由风洞实验给出：其具体规律通常由风洞实验给出：YFYF1616：其襟翼偏转规律为：其襟翼偏转规律为： 式中：配平迎角为为：前缘襟翼偏角随 变化规律 MM1 1以后，前缘襟翼偏转会引起波阻剧增，自动操纵应不以后，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：此外，前缘襟翼还与起落架收放联动，即： 起落架收上时，襟翼起落架收上时，襟翼 随随 、MM自动调节自动调节 起落架放下时，（起飞、着陆时）襟翼固定偏转起落架放下时，（起飞、着陆时）襟翼固定偏转2525成为增成为增升襟翼，改善起落性能升襟翼，改善起落性能前缘襟翼控制方块图：特点：特点： 按迎角按迎角 与俯仰速率与俯仰速率q q来偏转襟翼偏角来偏转襟翼偏角 引入引入q q经清洗网络后的作用是增加系统的动态阻尼经清洗网络后的作用是增加系统的动态阻尼效益：效益： 对对YFYF1616，在，在H H9000m9000m，以最大推力作稳定盘旋时，稳定，以最大推力作稳定盘旋时，稳定盘旋过载可提高盘旋过载可提高18%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，所以后缘襟翼控制用的较少（只F F5E5E用了）7.2.5 7.2.5 阵风减缓与乘感控制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 1）阵风减缓）阵风减缓1 1）阵风与过载）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不平静空气中飞行时产生过载 过载与阵风的关系：过载与阵风的关系： 为翼载。
为翼载飞机在阵风中飞行时，过载增量与飞行速度飞机在阵风中飞行时，过载增量与飞行速度 、翼、翼载载P P以及升力系数以及升力系数 有关，同时也与垂直阵风速度有关，同时也与垂直阵风速度 成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，垂直过载超过一般，垂直过载超过0.2g0.2g时，仪表判读就很困难，而时，仪表判读就很困难，而在超过在超过0.5g0.5g并持续几分钟时，驾驶员由于担心飞机要出事并持续几分钟时，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为垂直过载的1/21/22 2）阵风减缓控制系统）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的平稳性，从而改善乘员的舒适感这对大型飞机是很必这对大型飞机是很必要的，对小型、战斗机不重要。
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，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为解决这个问题，可使机动载荷控制中的 或信号或信号 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偿方法，可使模式相容性问题得到很好的解决3 3）效益）效益 用直接力用直接力CCVCCV可衰减均方根阵风加速度可衰。