《先进飞行控制系统》第(I)

《先进飞行控制系统》第(I)

ID:39409606

大小:828.10 KB

页数:38页

时间:2019-07-02

《先进飞行控制系统》第(I)_第1页
《先进飞行控制系统》第(I)_第2页
《先进飞行控制系统》第(I)_第3页
《先进飞行控制系统》第(I)_第4页
《先进飞行控制系统》第(I)_第5页
资源描述:

《《先进飞行控制系统》第(I)》由会员上传分享,免费在线阅读,更多相关内容在教育资源-天天文库

1、先进飞行控制系统第十六节课(20121207)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

2、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

3、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: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

4、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: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

5、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。(b)飞机的单位(重量)的剩余功率:大小可表示飞机加速度性

6、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。3)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↑)采用机动载荷控制的战斗机升力分布4)

7、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:YF-16:其襟翼偏转规律为:式中:配平迎角为:前缘襟翼偏角随变化规律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

8、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。前缘襟翼控制方块图: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

当前文档最多预览五页,下载文档查看全文

此文档下载收益归作者所有

当前文档最多预览五页,下载文档查看全文
温馨提示:
1. 部分包含数学公式或PPT动画的文件,查看预览时可能会显示错乱或异常,文件下载后无此问题,请放心下载。
2. 本文档由用户上传,版权归属用户,天天文库负责整理代发布。如果您对本文档版权有争议请及时联系客服。
3. 下载前请仔细阅读文档内容,确认文档内容符合您的需求后进行下载,若出现内容与标题不符可向本站投诉处理。
4. 下载文档时可能由于网络波动等原因无法下载或下载错误,付费完成后未能成功下载的用户请联系客服处理。