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1、DOI:10.13645/j.cnki.f.d.2003.02.018第21卷第2期飞行力学Vol.21No.22003年6月FLIGHTDYNAMICSJune2003文章编号:1002-0853(2003)02-0063-04飞机重心允许范围设计准则税清才,王秋萍(贵州航空工业公司飞机设计研究所,贵州安顺561000)摘要:基于稳定气动布局飞机的操纵性和稳定性要求,提出飞机重心允许范围的确定需要考虑的一些准则。以某型机为例,用综合提出的设计准则及相关数据对该机的重心允许范围进行了详细计算。结果表明,按照提出的
2、设计准则确定的重心允许范围与按经验估计的结果接近,说明所提出的设计准则是可行的。关键词:飞行品质;重心控制;飞机总体设计中图分类号:V221.5文献标识码:A引言和稳定性之间进行协调、折衷。下面所述的重心范围设计准则是根据文献[1,2]中的相关准则提出的。常规稳定气动布局飞机的重心控制主要在于飞1.1飞机抬前轮速度限制机的重心与气动焦点有一个合理的匹配。从飞机总在起飞过程中,升降舵必须具有足够的操纵效体重量、重心控制的角度出发,考虑到飞行中俯仰姿态的改变、燃油的消耗、武器发射、外挂物投放、起落能以保证飞机具有所需
3、要的离地姿态,并能有效地架收放、设备移动及飞机制造过程中的公差影响因防止起飞时因飞机过分转动而进入异常姿态。对于素,需要给定一个飞机的使用重心范围。从飞机气动前三点式飞机,在最小离地速度的90%时就能取得布局的角度来看,由于构型变化,飞行速度变化等因飞机在最小离地速度时的起飞姿态。在整个起飞过素,飞机的气动焦点也有一个变化范围。飞行品质规程中,升降舵的操纵行程不应超过总行程的75%。范对飞机的操纵性和稳定性的定性、定量要求,使得在起飞的平衡计算中,由于尾喷流对平尾的引射作飞机的重心变化也有一个范围,即允许重心范围
4、。允用,会提高平尾效率,增加气动抬头力矩系数,并且许重心范围必须大于使用重心范围才是合理的,严喷流的修正量还不是小量,这在J7飞机的喷流试验格情况下,在允许重心范围内的飞行品质需要达到中已反映出来。未进行喷流修正的低速风洞试验气一级要求。在某机的设计工作中发现,这样确定的重动数据给出的抬前轮速度与飞机试飞所得的值差别心范围过窄,不能满足飞机总体布置的要求。这时,较大,可见低速气动力喷流修正是必要的。但究竟修就需要根据以往经验或原型机的试飞结果等资料,正多少合适,为此,在实际使用中,还参照了原型机适当降低飞行品质等
5、级,以满足飞机总体设计的的鉴定试飞报告给出的起飞平衡曲线,按照飞行员需要。的实际操纵舵偏,用原型机的风洞试验数据加上喷1设计准则流修正量,通过仿真计算原型机的起飞过程,当计算平衡曲线与试飞曲线规律接近时,所用的喷流修正飞机重心范围的确定与全机的操纵性和稳定性量即为修正值,某型机的计算与试飞所得的起飞平有着直接的关系,重心的调整就是在飞机的操纵性衡曲线如图1所示。收稿日期:2002-05-24;修订日期:2003-03-04作者简介:税清才(1964-),男,重庆綦江人,高级工程师,硕士,主要从事飞机飞行动力学和气
6、动力设计工作;王秋萍(1951-),女,上海人,高级工程师,主要从事飞机飞行动力学和气动力设计工作。64飞行力学第21卷统力臂调节器处于大力臂位置,平尾可用的偏度较大,着陆重心允许适当靠前,着陆接地迎角允许适当增大,接地速度允许适当减小。但是,当操纵系统出现故障,小力臂着陆时,因平尾最大可用偏度减小,着陆重量、重心和接地速度应有严格的限制要求。(2)襟翼放不下来时的着陆。飞机着陆时,如果襟翼放不下,可用升力系数就会减小,着陆迎角也随之减小,因此对着陆速度、着陆重量和重心同样会有图1某型机的起飞平衡曲线限制要求。1
7、.2起飞离地后稳定度限制文献[2]中规定:飞机在接地的瞬间,应以着陆迎角处于平衡状态,其重心应处于前限位置。这时,文献[2]规定:过载稳定度en≤-0.03。当飞机平尾偏角应小于最大偏角的90%,即留有10%的起飞离地后,由于地效消失,使低速焦点前移,从而余量。使全机静稳定性下降。此时,很难满足规范规定的量值要求。在原型机飞行中,经减配重试飞表明,当en1.4飞行轨迹稳定性≤-0.01时,仍能安全起飞。因此,按照en≤-0.01轨迹稳定性对操纵的难易程度有极大的影响。控制起飞重心后限是合理的。飞行轨迹稳定性是指驾
8、驶员在不改变油门位置而只1.3着陆时的纵向操纵改变升降舵来保持轨迹倾斜角时,飞机是否具有速度稳定的特性。这一特性可按照轨迹倾斜角对空速当飞机在着陆阶段十分接近地面平飞减速时,变化的斜率来衡量。对于着陆进场飞行阶段,轨迹倾因放下起落架和襟翼,增加了飞机的低头力矩,再加斜角对空速变化的曲线在最小使用速度v0min处的局上地面效应的影响,要求平尾具有下列操纵能力:部斜率dθ/d
