飛機(jī)主動(dòng)重心控制

1、1飛機(jī)主動(dòng)重心控制飛機(jī)主動(dòng)重心控制2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。3現(xiàn)狀目前,主動(dòng)重心控制技術(shù)在美國、歐洲等航空發(fā)達(dá)國家得到了廣泛

2、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。4系統(tǒng)根據(jù)狀態(tài)( h, M a)和重心位置評(píng)定準(zhǔn)則獲得最佳重心位置;主動(dòng)重心控制器以最佳重心位置和實(shí)際重心位置的差值為輸入,通過管理燃油體積流量Q來調(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)向最佳位置移動(dòng)。系統(tǒng)結(jié)構(gòu)5最佳重心位置的獲得在一定的飛行狀態(tài)( h, M a)下,D與F成

3、二次函數(shù)關(guān)系。當(dāng)飛機(jī)重心移動(dòng)時(shí), F 隨之改變, 因此巡航阻力D 也會(huì)發(fā)生變化。由此便可得到最小阻力時(shí)的中心位置。 重心與阻力的關(guān)系式6重心位移模型根據(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。 7 重心位移的實(shí)現(xiàn) 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。以此改變重心。 該公式建立了飛機(jī)重心后移速率dotXcg與燃油體積流量Qi 之間的關(guān)系。8 以某型飛機(jī)在h=11km,Ma=112的超聲速巡航為例進(jìn)行仿真。飛機(jī)總重W=249900N,燃油密度=775kg/m3 ,各油箱余油縱向重心坐標(biāo)為xf=3.88,8.54,14.26 m,翼身組合體與尾翼之間的干擾阻力作用0=0，l=0.33,重心范圍=0.31,0.51cA 。 可得最小阻力重心位置Xcg|Dmin=0149cA。仿真分析與結(jié)果9仿真分析與結(jié)果10 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, 通過重心與氣動(dòng)焦點(diǎn)的合理匹配減小了飛機(jī)超聲速巡航時(shí)的阻力, 提高了巡航的效率和航程,達(dá)到了設(shè)計(jì)目的。 此種方法所建立的重心