先进飞行控制系统第(3)课件

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1、先进飞行控制系统先进飞行控制系统第十第十五五节课节课(20121205) 放放宽宽静静稳稳定定度度（RSSRSSRSSRSS）是是主主动动控控制制技技术术的的主主要要功功能能之之一一，对对提提高高飞飞机机性性能能有有重重要要意意义义。它它不不仅仅可可以以减减轻轻飞飞机机重重量量，降低燃油消耗降低燃油消耗，更重要的是可以，更重要的是可以大大提高战斗机的机动性大大提高战斗机的机动性。 为获得高机动性，常将飞机设计成亚音速飞行时静不稳定为获得高机动性，常将飞机设计成亚音速飞行时静不稳定或接近中立稳定，而超音速飞行时是静稳定的。此方法称或接近中立稳定，而超音速飞行时是静稳定的。此方法称为放宽静稳定度要

2、求。为放宽静稳定度要求。 复习复习 放宽静稳定性放宽静稳定性RSSRSS复习复习放宽静稳定性放宽静稳定性 放宽静稳定性原则上不需增加舵面，只将重心后移即可，或放宽静稳定性原则上不需增加舵面，只将重心后移即可，或重心后移与焦点前移结合起来实现。如：飞机前后身各有一重心后移与焦点前移结合起来实现。如：飞机前后身各有一个平衡油箱，在超音速飞行时，向后油箱输油，使重心后移；个平衡油箱，在超音速飞行时，向后油箱输油，使重心后移；亚音速飞行时反之，向前油箱输油，使重心前移。亚音速飞行时反之，向前油箱输油，使重心前移。 如何将焦点前移？如何将焦点前移？借助水平鸭翼实现，该鸭翼一般是固定借助水平鸭翼实现，该鸭

3、翼一般是固定或是浮动的，不必对它进行操纵。或是浮动的，不必对它进行操纵。复习复习放宽静稳定性放宽静稳定性 RSSRSS主要是解决与配平状态有关的性能问题主要是解决与配平状态有关的性能问题 若重心位置在焦点之后，则从力矩平衡来看：升降舵应下若重心位置在焦点之后，则从力矩平衡来看：升降舵应下偏才可保证力矩平衡。这时由力平衡有偏才可保证力矩平衡。这时由力平衡有L Ll=Gl=G升力升力L L增增加了尾翼升力加了尾翼升力l l的作用，一起去平衡的作用，一起去平衡G G重量。所以配平所用重量。所以配平所用的迎角小，平尾偏度也小，这就的迎角小，平尾偏度也小，这就降低了配平阻力，降低了降低了配平阻力，降低了

4、机翼载荷，提高了机动能力，另外尾翼承载小，尾翼结构机翼载荷，提高了机动能力，另外尾翼承载小，尾翼结构重量也可减轻（重量也可减轻（偏度小）偏度小）常规飞机，焦点在后常规飞机，焦点在后 静不稳定静不稳定CCVCCV飞机飞机 7.2.37.2.3直接力控制（直接力控制（DFCDFC） （1 1）什么是直接力控制？）什么是直接力控制？直接力控制是飞机在某些自由度不产生运动的条件下，直接力控制是飞机在某些自由度不产生运动的条件下，直接通过控制面造成升力或侧力来操纵飞机机动。也称为直接通过控制面造成升力或侧力来操纵飞机机动。也称为“ “非常规机动非常规机动” ”对于常规飞机要产生升力或侧力必须是间接地通过

5、迎对于常规飞机要产生升力或侧力必须是间接地通过迎角角 或侧滑角或侧滑角 的改变来产生，而它们的变化又与飞机的转的改变来产生，而它们的变化又与飞机的转动有关，这样就造成了常规飞机各种模态运动间的相互耦动有关，这样就造成了常规飞机各种模态运动间的相互耦合。直接力控制是直接产生按要求改变轨迹的力，只对飞合。直接力控制是直接产生按要求改变轨迹的力，只对飞机力的平衡产生影响，而不需要使飞机先产生姿态变化，机力的平衡产生影响，而不需要使飞机先产生姿态变化，再产生力的变化，所以这种直接力控制实际上是再产生力的变化，所以这种直接力控制实际上是解耦控制解耦控制。这种直接力控制对于增强飞机的机动性，提高轰炸准确度

6、这种直接力控制对于增强飞机的机动性，提高轰炸准确度和保持精确航迹具有重要意义和保持精确航迹具有重要意义。（1 1）什么是直接力控制？）什么是直接力控制？（2 2）分类：）分类： 直接升力控制：单纯直接升力，单纯俯仰运动，垂直平移模直接升力控制：单纯直接升力，单纯俯仰运动，垂直平移模式。式。 直接侧力控制：单纯侧力运动，单纯偏航运动，单纯侧向平直接侧力控制：单纯侧力运动，单纯偏航运动，单纯侧向平移模式。移模式。（3 3）直接升力控制）直接升力控制 所谓直接升力控制就是通过一些复杂操纵面，在不改变机翼所谓直接升力控制就是通过一些复杂操纵面，在不改变机翼迎角的情况下，而使飞机的总升力发生变化。因为它

7、不需要迎角的情况下，而使飞机的总升力发生变化。因为它不需要为使普通飞机升力变化的复杂的为使普通飞机升力变化的复杂的“ “力矩控制力矩控制” ”过程而直接产生过程而直接产生升力，所以称为直接升力控制。升力，所以称为直接升力控制。（3 3）直接升力控制）直接升力控制1 1）产生直接升力的控制面）产生直接升力的控制面 水平鸭翼的对称偏转与平尾的结合水平鸭翼的对称偏转与平尾的结合 对称襟翼与平尾结合结合对称襟翼与平尾结合结合襟翼可以是机动前缘或后缘襟翼，这种方案将可能产生襟翼可以是机动前缘或后缘襟翼，这种方案将可能产生较大的升力。较大的升力。 水平鸭翼与机动襟翼相配合水平鸭翼与机动襟翼相配合显然可以产

8、生更大的升力。显然可以产生更大的升力。 扰流片的偏转与水平鸭翼相配合等。扰流片的偏转与水平鸭翼相配合等。直接升力操纵面直接升力操纵面2 2）设计思想和基本原理）设计思想和基本原理 设计直接升力控制系统，需要解决各种模态运动的耦合设计直接升力控制系统，需要解决各种模态运动的耦合问题，实现纯模态操纵。问题，实现纯模态操纵。飞机是六自由度的运动，在三个正交轴上的平移与飞机是六自由度的运动，在三个正交轴上的平移与转动，这六个自由度运动彼此是相互影响的，要想形成转动，这六个自由度运动彼此是相互影响的，要想形成一个纯模态运动是困难的，只有驾驶员同时操纵几个操一个纯模态运动是困难的，只有驾驶员同时操纵几个操

9、纵器与舵面才行，所以操纵十分复杂；对于进场着陆阶纵器与舵面才行，所以操纵十分复杂；对于进场着陆阶段而言，由于给飞行员的时间、空间都有严格限制，一段而言，由于给飞行员的时间、空间都有严格限制，一旦操纵失误，可能会引起危险，尤其在侧风进场中难度旦操纵失误，可能会引起危险，尤其在侧风进场中难度更大，更大，所以要设法解决所以要设法解决“ “去耦去耦” ”问题，实现纯模态控制。问题，实现纯模态控制。 造成运动模态耦合是由于升力的产生是先通过旋转运动才造成运动模态耦合是由于升力的产生是先通过旋转运动才能获得。设法通过控制面的作用，能获得。设法通过控制面的作用，保证产生轨迹运动时，保证产生轨迹运动时，不产生

10、姿态变化不产生姿态变化这是设计的第二个出发点。而这些控制这是设计的第二个出发点。而这些控制面只能靠自动控制系统实现。面只能靠自动控制系统实现。 2 2）设计思想和基本原理）设计思想和基本原理例例对常规飞机对常规飞机修正高度时：修正高度时： 先使先使向上偏向上偏抬头力矩抬头力矩飞机纵轴飞机纵轴上转，此时上转，此时来不及转来不及转产生升力增量产生升力增量 出现出现向上转，飞机高度向上转，飞机高度 ；当高度达到给定值时，还得实；当高度达到给定值时，还得实现上述过程的反操纵，修正过程慢，机动能力不高，要是实现上述过程的反操纵，修正过程慢，机动能力不高，要是实现目标跟踪的话，则易丢失目标。现目标跟踪的话

11、，则易丢失目标。常规飞机舵上偏修正高度偏差常规飞机舵上偏修正高度偏差非常规飞机非常规飞机 当采用直接升力控制后当采用直接升力控制后将常规襟翼改为机动襟翼将常规襟翼改为机动襟翼，这样当向上修正高度时，可直接向下偏转机动襟翼，使这样当向上修正高度时，可直接向下偏转机动襟翼，使平衡平衡，只有升力增量，可实现纯粹的平移。，只有升力增量，可实现纯粹的平移。 由此可知：设计出发点是：由此可知：设计出发点是：通过对附加控制面的操纵，达到通过对附加控制面的操纵，达到运动模态去耦，实现直接升力产生。运动模态去耦，实现直接升力产生。3 3）单纯直接升力控制）单纯直接升力控制a)a)控制目的控制目的保持迎角不变，使

12、空速向量与机体轴作等速转动，即俯保持迎角不变，使空速向量与机体轴作等速转动，即俯仰角速率仰角速率q q与航迹角变化速率近似相等，从而加快垂直平面与航迹角变化速率近似相等，从而加快垂直平面内飞行航迹的改变，提高航迹的机动性。内飞行航迹的改变，提高航迹的机动性。b)YF-16b)YF-16直接升力控制原理方块图直接升力控制原理方块图图图7-177-17直接升力控制原理方块图直接升力控制原理方块图说明：说明： 图中：实线表示基本的图中：实线表示基本的FBWFBW信号通路；虚线表示信号通路；虚线表示CCVCCV系统信系统信号通路。号通路。 实现单纯直接升力控制实现单纯直接升力控制要有升力控制面。一般用

13、要有升力控制面。一般用后缘机动后缘机动襟翼或对称偏转的副翼即襟翼副翼襟翼或对称偏转的副翼即襟翼副翼。 直接升力控制的实现方法是开环指令使襟副翼做对称偏转，直接升力控制的实现方法是开环指令使襟副翼做对称偏转，同时协调偏转平尾以得到净升力。同时协调偏转平尾以得到净升力。c)c)工作原理：工作原理： 若要产生直接升力使飞机上升，用此信号经滞后驱动左、右若要产生直接升力使飞机上升，用此信号经滞后驱动左、右襟副翼对称向下偏转（襟副翼对称向下偏转（），产生直接升力系数），产生直接升力系数和俯仰升力系数和俯仰升力系数。 与此同时，产生三个辅助信号：与此同时，产生三个辅助信号： 其一是其一是，使平尾自动协调向

14、上偏转，使平尾自动协调向上偏转，产生附加升力系数产生附加升力系数（向下）和俯仰力矩系数（向下）和俯仰力矩系数。稳定状态时应达到两种舵面产生的俯仰力矩及由于飞机。稳定状态时应达到两种舵面产生的俯仰力矩及由于飞机作曲线运动引起的俯仰阻尼力矩之间的相互平衡。两种舵作曲线运动引起的俯仰阻尼力矩之间的相互平衡。两种舵面产生的升力合力为一个净升力增量。产生上升过载曲线面产生的升力合力为一个净升力增量。产生上升过载曲线运动。与常规纵向过载相比无滞后，也不降低飞行速度。运动。与常规纵向过载相比无滞后，也不降低飞行速度。 其余两个辅助信号其余两个辅助信号分别用来抵消基本分别用来抵消基本FBWFBW系统中的俯仰角

15、速率反馈和过载反馈。系统中的俯仰角速率反馈和过载反馈。 直接力控制通道中必须引入滞后网络，建立过载控制的时直接力控制通道中必须引入滞后网络，建立过载控制的时间常数，防止飞机机动过猛。间常数，防止飞机机动过猛。 显然，上述方法为开环补偿方法，襟副翼与平尾的偏转必显然，上述方法为开环补偿方法，襟副翼与平尾的偏转必须精确协调才能获得纯净的直接升力。须精确协调才能获得纯净的直接升力。单纯直接升力控制单纯直接升力控制d)d)使用场合使用场合 这种机动方式适用于俯仰姿态修正。由于俯仰拉起时高度损这种机动方式适用于俯仰姿态修正。由于俯仰拉起时高度损失最小，因而适用于射投空失最小，因而适用于射投空地武器后的快

16、速拉起；或在空地武器后的快速拉起；或在空战中，在不增大迎角的拉起时达到较大的加速度，使飞机容战中，在不增大迎角的拉起时达到较大的加速度，使飞机容易得到制空优势。此外还能改善在爬升和下滑过程中航迹控易得到制空优势。此外还能改善在爬升和下滑过程中航迹控制的精度。制的精度。例如例如YFYF1616的控制律简写为：的控制律简写为：式中：式中：直接升力指令信号直接升力指令信号升降舵偏度。升降舵偏度。襟副翼舵偏角襟副翼舵偏角用来补偿过载及俯仰角速率变化用来补偿过载及俯仰角速率变化 。4 4）单纯俯仰转动控制（保持航迹不变）单纯俯仰转动控制（保持航迹不变） a)a)控制目的控制目的该方法是在该方法是在法向过

17、载增量（法向加速度）为零的条件法向过载增量（法向加速度）为零的条件下，改变飞机迎角和俯仰角，即在不改变航迹倾斜角下，改变飞机迎角和俯仰角，即在不改变航迹倾斜角的情况下控制飞机的俯仰姿态。的情况下控制飞机的俯仰姿态。直接力作用点位于飞机的直接力作用点位于飞机的焦点上。焦点上。b)b)工作原理工作原理 驾驶员给出驾驶员给出指令驱动襟副翼向上偏转，产生附加升力指令驱动襟副翼向上偏转，产生附加升力，以及俯仰力矩，以及俯仰力矩，同时产生辅助信号，同时产生辅助信号使平尾向下协调转动使平尾向下协调转动，产生相应的附加，产生相应的附加升力升力与俯仰力矩与俯仰力矩。如果这时两升力之和为零，两个俯。如果这时两升力

18、之和为零，两个俯仰力矩综合构成总俯仰力矩那么就只改变飞机的俯仰姿态仰力矩综合构成总俯仰力矩那么就只改变飞机的俯仰姿态（迎角）而不改变法向加速度和轨迹角。（迎角）而不改变法向加速度和轨迹角。 但在此过程中，迎角的变化又会产生附加升力但在此过程中，迎角的变化又会产生附加升力和俯仰和俯仰力矩力矩，可由偏转平尾，可由偏转平尾平衡。平衡。由力及力矩平衡有下式成立：由力及力矩平衡有下式成立： 由于俯仰姿态（迎角）的改变，在基本的由于俯仰姿态（迎角）的改变，在基本的由于俯仰姿态（迎角）的改变，在基本的由于俯仰姿态（迎角）的改变，在基本的FBWFBW系统中会系统中会系统中会系统中会出现相应的俯仰速率出现相应的

19、俯仰速率出现相应的俯仰速率出现相应的俯仰速率q q和迎角的反馈信号，其作用是抑制和迎角的反馈信号，其作用是抑制和迎角的反馈信号，其作用是抑制和迎角的反馈信号，其作用是抑制俯仰角运动俯仰角运动俯仰角运动俯仰角运动 和和和和 的变化，因此必须引入辅助信号的变化，因此必须引入辅助信号的变化，因此必须引入辅助信号的变化，因此必须引入辅助信号 以抵消这些反馈信号。以抵消这些反馈信号。以抵消这些反馈信号。以抵消这些反馈信号。 c) c) 用途用途用途用途这种机动方式，在机头下俯时，有利于对地面目标的这种机动方式，在机头下俯时，有利于对地面目标的这种机动方式，在机头下俯时，有利于对地面目标的这种机动方式，在

20、机头下俯时，有利于对地面目标的连续攻击；而机头上仰，在空战中是有价值的。由于机头连续攻击；而机头上仰，在空战中是有价值的。由于机头连续攻击；而机头上仰，在空战中是有价值的。由于机头连续攻击；而机头上仰，在空战中是有价值的。由于机头可上仰可上仰可上仰可上仰3344，扩大了对纵向目标的射击范围。，扩大了对纵向目标的射击范围。，扩大了对纵向目标的射击范围。，扩大了对纵向目标的射击范围。机身俯仰指向机动在对地攻击中的应用机身俯仰指向机动在对地攻击中的应用5 5）垂直平移方式）垂直平移方式( (俯仰角不变）俯仰角不变）aa）控制目的）控制目的该方法是该方法是在不改变飞机俯仰姿态的情况下控制飞机的在不改变

21、飞机俯仰姿态的情况下控制飞机的垂直速度垂直速度WW。要求直接升力的作用点位于焦点。要求直接升力的作用点位于焦点。b b）工作原理）工作原理若想使飞机有一个向上的垂直速度，则由驾驶员用侧若想使飞机有一个向上的垂直速度，则由驾驶员用侧杆上相应按钮输出指令杆上相应按钮输出指令驱动襟副翼向下偏转，产生附驱动襟副翼向下偏转，产生附加力加力，以及俯仰力矩，以及俯仰力矩， 同时产生辅助信号同时产生辅助信号使平尾向上协调转动使平尾向上协调转动产生相应的附加升力产生相应的附加升力与俯仰力矩与俯仰力矩。 两升力形成的俯仰力矩由相互平衡到随着垂直速度增大，两升力形成的俯仰力矩由相互平衡到随着垂直速度增大，迎角出现负

22、方向增量，形成向下的升力增量和抬头力矩，迎角出现负方向增量，形成向下的升力增量和抬头力矩，引起俯仰角变化，但可在该状态下自动接通自动驾驶仪来引起俯仰角变化，但可在该状态下自动接通自动驾驶仪来消除，从而保证在俯仰姿态不变的情况下使飞机实现稳定消除，从而保证在俯仰姿态不变的情况下使飞机实现稳定垂直上升运动。垂直上升运动。c)c)用途用途 飞机向前飞行同时又向上平移，相当于在保持俯仰姿态的同飞机向前飞行同时又向上平移，相当于在保持俯仰姿态的同时使空速向量逐渐转动到一定方向。由于襟翼操纵权限不大时使空速向量逐渐转动到一定方向。由于襟翼操纵权限不大以及迎角不能负的太多，因此这种方式主要适用于微小的垂以及

23、迎角不能负的太多，因此这种方式主要适用于微小的垂直位置修正，例如可用于编队飞行和进场着陆过程中的下滑直位置修正，例如可用于编队飞行和进场着陆过程中的下滑道捕获。道捕获。飞机下滑修正过程飞机下滑修正过程 这种工作方式的实现原理与直接升力方式相似，主要差别这种工作方式的实现原理与直接升力方式相似，主要差别是在垂直平移过程中必须接通自动驾驶仪以保持姿态不变。是在垂直平移过程中必须接通自动驾驶仪以保持姿态不变。此外也需要引入辅助信号此外也需要引入辅助信号抵消抵消FBWFBW系统中出现的迎角系统中出现的迎角反馈信号，以免该信号抑制垂直平移。当自动驾驶仪俯仰反馈信号，以免该信号抑制垂直平移。当自动驾驶仪俯

24、仰姿态保持通道自动接通时，要断开姿态保持通道自动接通时，要断开反馈，这样既可保反馈，这样既可保持俯仰姿态又不会阻止建立垂直速度。持俯仰姿态又不会阻止建立垂直速度。（4 4）直接侧力控制）直接侧力控制 直接侧力控制实际上是直接升力控制的横向运动方案。其原直接侧力控制实际上是直接升力控制的横向运动方案。其原直接侧力控制实际上是直接升力控制的横向运动方案。其原直接侧力控制实际上是直接升力控制的横向运动方案。其原理也类似，在此不累述。理也类似，在此不累述。理也类似，在此不累述。理也类似，在此不累述。 其应用场合为：进行空其应用场合为：进行空其应用场合为：进行空其应用场合为：进行空地武器投放、空中格斗、

25、空中加油地武器投放、空中格斗、空中加油地武器投放、空中格斗、空中加油地武器投放、空中格斗、空中加油等。使驾驶员能快而准地改变飞机航向，而且不需要使飞机等。使驾驶员能快而准地改变飞机航向，而且不需要使飞机等。使驾驶员能快而准地改变飞机航向，而且不需要使飞机等。使驾驶员能快而准地改变飞机航向，而且不需要使飞机横滚或使飞机的既定航迹发生其它扰动。横滚或使飞机的既定航迹发生其它扰动。横滚或使飞机的既定航迹发生其它扰动。横滚或使飞机的既定航迹发生其它扰动。直接侧力操纵面直接侧力操纵面 由垂直鸭翼和方向舵配合来实现；由垂直鸭翼和方向舵配合来实现； 由水平尾翼差动偏转和方向舵配合来实现；由水平尾翼差动偏转和

26、方向舵配合来实现； 如果推力是可转动的则也可通过推力向量来产生侧力。如果推力是可转动的则也可通过推力向量来产生侧力。 通常采用由垂直鸭翼和方向舵配合来实现的方案。通常采用由垂直鸭翼和方向舵配合来实现的方案。7.2.47.2.4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

27、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。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

28、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。 而在通常的飞机设计中，一般只能在平飞状态（过载而在通常的飞机设计中，一般只能在平飞状态（过载1g1g）作出部分参数的优化设计，而对机动飞行，由于飞行）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。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），对于大

29、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。同，机动载荷控制的设计目的也是不同的。（2 2）设计思想和基本原理）设计思想和基本原理（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，所以设计时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

30、设计时提出的要求是降低翼根弯设法改善巡航性能，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。矩，减轻机翼结构重量，改善结构疲劳。飞机机翼弯矩分布图：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。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

31、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，提高了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。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） B B5252轰炸机机动载荷控制系统：

32、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

33、算弯矩减少减小了翼根的弯矩，由计算弯矩减少10%10%15%15%，机翼结构，机翼结构重量可减轻重量可减轻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

34、，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 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）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

35、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；G G：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）

36、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

37、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：式中：配平迎角配平迎角为：前缘襟翼偏角随前缘襟翼偏角随变化规律变化规律 MM1 1以后，

38、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：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

39、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）。用了）。7.2.57.2.5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

40、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。制效果。（1）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

41、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 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。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0.2g0.2g0.2g0.2g时，仪表判读就很困

42、难，而时，仪表判读就很困难，而在超过在超过0.5g0.5g0.5g0.5g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1/21/21/21/2。2 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

43、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

44、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减均方根阵风加速度303041%41%，YFYF1616达达50%50%，大型飞机可达，大型飞机可达70%70%阵风减载效益。阵风减载效益。（2 2）乘感控制）乘感控制 1 1）乘感控制）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

45、的阵风，机身发生弹性振动时，乘速飞机，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纵，机体易疲劳损坏经验表明：通常在垂直振动过载超过0.1g0.1g时，旅客感到不适，超过时，旅客感到不适，超过0.2g0.2g，判读仪表困难，超过，判读仪表困难，超过0.5g0.5g并持续几分钟后，驾驶员就会担心飞机出事故而改变并持续几分钟后，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。飞行高度和速度。横向过载的允许值约为垂直过载

46、的一半。2 2）控制目的）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，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，应采用敏感性小的机翼，但这样做增加了结构的重量，应采用CCVCCV技术，控制相应的控制面，产生气动结构阻尼力抑制飞机弹技术，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。性振动。3 3）控制原理）控制原理 以以B-1B-1飞机为例：在飞机驾驶舱下方机身两侧，安装了一对飞机为例：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，偏转角可达下反角的水平前置鸭翼，偏转角可达。当它们对。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；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。种控制方式分别抑制机身垂直和横向的弹性扰动。