飛機(jī)主動(dòng)重心控制

1、飛機(jī)主動(dòng)重心控制39032425 吳憲1、主動(dòng)重心控制的目的飛機(jī)飛行中俯仰姿態(tài)的改變、燃油消耗、武器發(fā)射、起落架收放以及設(shè)備移動(dòng)等因素均會(huì)不同程度地影響飛機(jī)重心位置。傳統(tǒng)的重心控制方法是當(dāng)重心發(fā)生偏移或超限后, 根據(jù)穩(wěn)定性和操縱性的要求被動(dòng)地調(diào)整重心位置, 這在一定程度上限制了飛機(jī)性能的充分發(fā)揮。主動(dòng)重心控制技術(shù)可有效解決上述問題。該技術(shù)是20世紀(jì)80年代提出來(lái)的一種新技術(shù),它是在飛行過程中,通過管理飛機(jī)燃油系統(tǒng)或其它設(shè)備主動(dòng)地控制重心位置, 實(shí)現(xiàn)飛機(jī)重心和氣動(dòng)焦點(diǎn)的合理匹配,從而達(dá)到優(yōu)化飛行性能、降低維護(hù)費(fèi)用、充分發(fā)揮飛機(jī)潛力的目的。2、現(xiàn)狀目前,主動(dòng)重心控制技術(shù)在美國(guó)、歐洲等航空發(fā)達(dá)國(guó)家得

2、到了廣泛的研究和應(yīng)用。歐洲Airbus Industrie將主動(dòng)重心控制技術(shù)應(yīng)用到A300, A310 系列飛機(jī)中,達(dá)到了減少飛行阻力的目的。協(xié)和號(hào)客機(jī)也采用主動(dòng)重心控制技術(shù)降低飛行阻力, 維持飛機(jī)在超聲速飛行時(shí)的易操縱性 。近幾年, 美國(guó)學(xué)者已開始了多操縱面超聲速作戰(zhàn)飛機(jī)主動(dòng)重心控制技術(shù)的研究工作。3、系統(tǒng)結(jié)構(gòu)該項(xiàng)技術(shù)主要應(yīng)用于飛機(jī)亞聲速或超聲速巡航段,即在亞聲速巡航時(shí),由主動(dòng)重心控制系統(tǒng)對(duì)原設(shè)計(jì)重心進(jìn)行優(yōu)化,改善飛行性能;在超聲速巡航時(shí),由于氣動(dòng)焦點(diǎn)大幅度后移,因此主動(dòng)重心控制系統(tǒng)則使重心隨焦點(diǎn)的變化而向后移動(dòng), 保持巡航最佳靜穩(wěn)定度。該系統(tǒng)根據(jù)飛行狀態(tài)( h, M a)和重心位置評(píng)定準(zhǔn)則

3、獲得最佳重心位置xc;主動(dòng)重心控制器以最佳重心位置xc和實(shí)際重心位置xcg的差值為輸入,通過管理燃油體積流量Q來(lái)調(diào)整飛機(jī)燃油系統(tǒng)油量分布,進(jìn)而改變飛機(jī)重心位置,使其在重心允許范圍內(nèi)向最佳位置xc移動(dòng),從而使飛機(jī)獲得更滿意的操縱品質(zhì)和巡航性能。4、最佳重心最佳重心位置的設(shè)計(jì)是在由穩(wěn)定邊界和操縱邊界所構(gòu)成的有界閉集之內(nèi), 根據(jù)飛行狀態(tài)( h,M a) ,以巡航阻力D 最小為準(zhǔn)則獲得最佳縱向重心位置xc。即按照上述準(zhǔn)則確定的xc 可滿足飛機(jī)巡航時(shí)縱向操縱性和穩(wěn)定性品質(zhì)要求, 并在一定程度上減小飛機(jī)飛行阻力, 獲得飛行性能和經(jīng)濟(jì)性等方面的收益。經(jīng)過計(jì)算，考慮到飛機(jī)阻力系數(shù)、升力和俯仰力矩系數(shù)、重心因子

4、等，根據(jù)飛機(jī)總阻力的定義，可獲得飛機(jī)巡航阻力D與F (xcg)的關(guān)系為:CD0零升阻力系數(shù);Ays , Aw 分別為翼身組合體、尾翼升致阻力因子; S, Sw 分別為機(jī)翼和尾翼面積;30 ,3為干擾因子,且30 =0 / (2Ays ) ,3=l / (2AysCL ys ) 。G為飛機(jī)重量; q為動(dòng)壓; xys , xw 分別為翼身組合體焦點(diǎn)位置和尾臂;CLys , CLw分別為翼身組合體、尾翼升力系數(shù);由式可知, 在一定的飛行狀態(tài)( h, M a)下,D與F (xcg)成二次函數(shù)關(guān)系。當(dāng)飛機(jī)重心xcg移動(dòng)時(shí), F (xcg)隨之改變, 因此巡航阻力D 也會(huì)發(fā)生變化。在飛機(jī)構(gòu)型確定的前提下,

5、 利用重心位置的調(diào)整獲得最小阻力,可提高飛行性能,獲得潛在的經(jīng)濟(jì)效益。由xcgDmin和重心允許范圍可確定最佳重心位置xc 為:由上式可知, 影響飛機(jī)最佳重心位置的兩大因素是最小阻力重心位置和重心允許范圍。當(dāng)最小阻力重心位置滿足飛機(jī)穩(wěn)定邊界、操縱邊界約束時(shí),最佳重心即是最小阻力重心;否則,最佳重心取重心允許范圍的邊界值, 一般為飛機(jī)穩(wěn)定邊界所決定的重心后限。5、重心位移模型某型飛機(jī)燃油系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖所示。系統(tǒng)包括前油箱、中央油箱、機(jī)翼油箱和后油箱四組。各油箱之間通過輸油管路連接,每個(gè)油箱均安裝輸油泵,并設(shè)有活門以調(diào)節(jié)輸油流量。根據(jù)燃油系統(tǒng)傳輸燃油所引起的重心變化規(guī)律建立縱向重心位移模型, 并將管

6、路中剩余燃油對(duì)重心的影響作為系統(tǒng)的未知干擾處理。由式可得重心位移模型為：W 為飛機(jī)總重;為燃油密度; xf i為各油箱余油的縱向重心坐標(biāo) i =1, , n) ; 該模型建立了飛機(jī)重心后移速率xcg與燃油體積流量Qi 之間的關(guān)系。6、仿真分析與結(jié)果以某型飛機(jī)在h = 11 km,M a = 112的超聲速巡航為例進(jìn)行仿真。飛機(jī)總重W = 249 900 N,燃油密度= 775 kg/m3 ,各油箱余油縱向重心坐標(biāo)為xf =3188, 8154, 14126 m,翼身組合體與尾翼之間的干擾阻力作用0 = 0,l = 01033, 重心范圍 = 0131,0151 cA ?？傻米钚∽枇χ匦奈恢脁cgDmin= 0149cA ,將所設(shè)計(jì)的主動(dòng)重心控制系統(tǒng)應(yīng)用到該機(jī)超聲速巡航中, h = 11 km, M a = 112,仿真結(jié)果如下圖所示。由圖可知,采用主動(dòng)重心控制技術(shù),可使飛機(jī)的升致阻力減小約50% ,超聲速巡航時(shí)的總阻力由原來(lái)的69105 kN減小到65116 kN,減小了近6% ,從而在一定程度上改善了飛機(jī)的飛行性能。由圖可知,由于飛機(jī)超聲速巡航阻力減小,配平升阻比得到了顯著提高。飛機(jī)巡航阻力的降低使飛機(jī)的燃油消耗減小(節(jié)省燃油5.15% ) , 增大了巡航航程(增加航程5.43% ) ,獲得了顯著的經(jīng)濟(jì)效益。由以上仿真結(jié)果可知,將主動(dòng)重心控制系統(tǒng)應(yīng)用到某型飛機(jī)超聲速巡航中, 通