重心位置對(duì)飛機(jī)阻力及其飛行性能的影響

1、| 維普資訊 h ttp:/第1翡許維進(jìn)尊-境心鉉置姑飛機(jī)阻力踐其飛行性昵的影響55| 維普資訊 h ttp:/第1翡許維進(jìn)尊-境心鉉置姑飛機(jī)阻力踐其飛行性昵的影響55第肯卷第1期1959年3月飛行力學(xué)Vol, 17 No. JFLIGHT DYNAMICSMar. 1999| 維普資訊 h ttp:/第1翡許維進(jìn)尊-境心鉉置姑飛機(jī)阻力踐其飛行性昵的影響55| 維普資訊 h ttp:/第1翡許維進(jìn)尊-境心鉉置姑飛機(jī)阻力踐其飛行性昵的影響55裝系重心位置對(duì)飛機(jī)阻力及其飛行性 能的影 響許維進(jìn)劉志敏* -ft陽飛機(jī)研究所，tt陽，U0Q35)9 為了降低阮平狀態(tài)下飛機(jī)的限力問題*推導(dǎo)了飛機(jī)升致阻力

2、與式.以一架典型的后平尾飛機(jī)為例' if算了向后移動(dòng)飛機(jī)重心的僅證.放寬對(duì)飛機(jī)固有靜轄定度的要求對(duì)飛機(jī)阮平升致齟力和總陰力旦展對(duì)部分性能的睡響.結(jié)果表明當(dāng)向后移動(dòng)重心位置時(shí).其配平升敦阻力下降*丼在某一重心位置時(shí)達(dá)齦小值。對(duì)于-架理役飛機(jī)*適過重心后移的方法口能得到較小的性施收益“固此.放寬靜穩(wěn)宦渡的諫計(jì)必細(xì)在方案設(shè)計(jì)初期就加以夸慮"在現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)中.已經(jīng)充分證明；通過加裝一亍匹配可靠的穩(wěn)定增益系統(tǒng)來探證 飛機(jī)的飛行安全.放寬對(duì)飛機(jī)靜穩(wěn)定度的要求.就可以我得可觀的經(jīng)擠和戰(zhàn)術(shù)性能方面 的收益.因此.采用主動(dòng)控制技術(shù).觸寬靜穩(wěn)定度的設(shè)計(jì)，萩得了廣泛的應(yīng)用"然而，放 寬靜

3、穩(wěn)定度的設(shè)計(jì)應(yīng)當(dāng)在飛機(jī)設(shè)計(jì)初期就加以考慮"對(duì)于現(xiàn)役飛機(jī)改裝主動(dòng)控制技術(shù)+只 能獲礙部分收益口后移現(xiàn)役飛機(jī)的重心位置“貝能獲得配平阻力方面的好處.由于人們通常對(duì)配平狀態(tài)下的飛機(jī)總升致阻力感興趣，所以.本文推導(dǎo)了配平狀態(tài) 下的飛機(jī)總升致阻力與其重心位置之間的關(guān)蔡，這就使得飛機(jī)的配乎阻力問題變成了對(duì) 飛機(jī)總配平升致阻力的研究.1 配平阻力的定義當(dāng)架飛機(jī)在做水平飛行或者做定常機(jī)動(dòng)飛行時(shí)、應(yīng)當(dāng)通過尾翼操縱使飛機(jī)在任捕 給定狀態(tài)下繞重心的力矩都等于零.對(duì)于具有靜德定度余量的后平尾飛機(jī)而言.為了配 平飛機(jī)*平尾應(yīng)以負(fù)偏度提供繞重心的正配平力矩，由于平尾負(fù)偏度*負(fù)升力配平飛機(jī)* 在機(jī)翼上就一定要產(chǎn)生

4、一牛正的升力進(jìn)行補(bǔ)償.這一附加的正升力會(huì)產(chǎn)生一個(gè)機(jī)攥升致 阻力増鍛，連同尾翼升致阻力一起.稱之為飛機(jī)的配平PR力匕R 1表示一架員有靜穩(wěn)定度余起的后平尾飛機(jī)的扱曲線及其構(gòu)應(yīng)、其中包括翼身組 合體阻力和配平阻力兩部分n注意*圖1表示的后平尾飛機(jī)負(fù)有負(fù)配平升力的情況，其中 尾真阻力應(yīng)含有機(jī)翼在平尾處下洗所引起的“尾翼推力蔦當(dāng)飛機(jī)重心位遂向后移動(dòng)時(shí).其靜穩(wěn)定度下降"井且隨著重心位毀維續(xù)后移*飛機(jī) 可能變成靜不穩(wěn)定的，圖2表示了這一變化所產(chǎn)生的后果；翼身組合體升力下降丫用于 配平的尾翼升力由負(fù)值減小變曲正值*在某趙心付置時(shí)飛機(jī)陽力達(dá)到最小值。配平|阻另H凸分離逍力O由尾翼傷升力引起的 機(jī)再升

5、致阻力媚量D尾K阻力圖后平崔飛機(jī)配平阻力2 分析方法在氣動(dòng)力線性范圍內(nèi)柞用在配平狀態(tài)飛行的飛機(jī)上的力和力矩系數(shù)可以寫成,敞才=叫滬 十 匸聊（云丁 w > 可 C卉（£w 一 jct）百SG = G產(chǎn)+毎*十7 丁【匚*盧卜Af 十Ge） 機(jī)翼在平尾處的下洗可表示為：申=切+喬3 - %上式中，申為尾翼社氣流阻滯系數(shù)（九為相對(duì)尾臂小注腳：廬為冀身組臺(tái) 體*理為尾翼-根據(jù)式ID和式C2；有；（厶一工r）G 札露因眥，翼身組合體的升致阻力可旦寫戚；"遼* 帀咖先產(chǎn)而尾翼的升致阻力可以寫啟;|維普赍訊 imp: www. |維普赍訊 imp: www. |其中;弋n力學(xué)第口

6、卷' JTr)C, mf1遼S rr)Cz 叫嚴(yán)< 7 >L人.一才於匸-Jkr1匚才三4L -A-Vi 8)式<6),式之和則為全機(jī)配平狀態(tài)下的升致阻力：(G 一 q冶=_ C4 十(G - C > 因此*飛機(jī)總阻力可寫成：G = Cln 十 <加 式中為翼身組合休零升阻力與尾翼零升訊力之和.即：tin亠S+ 耳式比人式i7K 式i9)和式tlO)就是本分析的基礎(chǔ).3 算例及計(jì)算結(jié)果分析算例飛機(jī)為一架具有靜穩(wěn)定度的后平尾戰(zhàn)斗機(jī).其平均使用重心位置?t = 0.33 計(jì)算狀態(tài)為；= & 升力系數(shù)匚= 0.0. 3, *5,其中G = 03對(duì)應(yīng)飛機(jī)在

7、H km 髙度，股=4吿的巡航飛行狀態(tài)。有關(guān)的飛機(jī)幾何參數(shù)和飛機(jī)重量為：2=2、】卄謝=0. 33餌S = 42 m2A»=2. 2jtt 0- 3 thS* = g m；=5. 7 m工卯=.5氐2 = 13 0£)D k莒代動(dòng)力參數(shù)；G“ = 0- 017 5£】V? (X 2 1E(j = 0C7j = 0-1» 0. 3 * 0. 5/I w 6 21V = 0. 98Uy嚴(yán) 047 1 2- 7 rad1)禮=1汙 e/r? <r0. 70. 003根據(jù)武5)、式(7)x式輪人武NO)和有關(guān)飛機(jī)參數(shù)，計(jì)算飛機(jī)配平狀態(tài)升致齟力和全機(jī)阻力隨墮

8、心位置的變比關(guān)系*計(jì)算結(jié)果!SLS 3圖筑由圖3可見*正如所公認(rèn)的那樣，由于機(jī)翼住尾翼處產(chǎn)生的下枕影響*使得在負(fù)值 尾翼升力F產(chǎn)生一個(gè)”尾翼推力化此時(shí)尾翼的升致阻力可能墾負(fù)值.隨薈重心位置的后 移，尾翼負(fù)升力減小* “尾翼推力”也F降*直至尾冀升力變?yōu)檎?，其配平升致阻力?變?yōu)檎?。然而具有?fù)升力的平尾在扭翼處引起的下洗將會(huì)使翼身組合體的升致阻力增加，隨 著墮心位置的后移平尾負(fù)升力逐漸減小"而當(dāng)飛機(jī)的靜穩(wěn)定度變?yōu)檎奠o不穩(wěn)定丿時(shí). 尾梵將以正升力配平飛機(jī)"此時(shí)、尾翼環(huán)量渦系將任機(jī)冀上產(chǎn)生一0上冼.此上洗會(huì)產(chǎn) 生一個(gè)“機(jī)翼推力”增鼠。這一點(diǎn)正如表示在圖3上那樣*隨著飛機(jī)重心

9、的后移，翼身 組合體的升致阻力走下降趨勢(shì).由圖3還可以看到.飛機(jī)的總配平升致阻力垠滬值在正值尾翼升力范圍計(jì)算表明： 本例飛機(jī)的總配平升致阻力最小值處于尾翼正值升力為e處對(duì)應(yīng)的最隹垂心位置X* f b*圖4 小何雷心位置的飛機(jī)極曲鐵圖2升阻比片重心ti亞前關(guān)系111 J 配平升致閨力判小Uiv.r/ru M從團(tuán)5和圖巧可看出.飛機(jī)重心后移對(duì)小G值T的飛機(jī)升陰比或總配平阻力的影 響相當(dāng)小.隨著匚 值的培加影響量增加°因此.從阻力的觀點(diǎn)現(xiàn)有飛機(jī)改裝主動(dòng)控制 技術(shù)、旗寬其固有靜穩(wěn)定度.對(duì)飛機(jī)小G直的飛行性能、如中低空水平加速、棍升等性 能影響不會(huì)太大、而在大G值下如大過載盤屣性能+放寬靜穩(wěn)定

10、度有較大的性能收益- 由圖還可以看到，在云0.45如以后，陰力收益甌重心繼續(xù)后移逐漸減小.但平尾 正升力載荷增加.因此.在放寬靜穩(wěn)定度的飛機(jī)設(shè)計(jì)中需要折中考慮。更也后移對(duì)飛機(jī) 性能的影響，可根據(jù)圖4給出的不同重心位置的E機(jī)極曲線計(jì)算獲得*計(jì)算結(jié)果見表 算例飛機(jī)在表L給出了 h = 5 km胚7=0.冷的定常盤旋過載5"和h = ll km. = U. S 的巡航航程以及計(jì)算結(jié)果與該機(jī)現(xiàn)行平均蘆心位置亦工33如的性能比較"裘1 不同更心拉置的飛機(jī)性能計(jì)算結(jié)杲工J /孤A-=5 kmZ» = 1 kmn,L/kmAL/km0 334-211 420i». 4

11、04- 3F3 54 55(X4S4-毗乩1?1 4&242飛行力學(xué)第口卷4 結(jié)束語本文的目的是研究一架后平尾飛機(jī)重心位置變化對(duì)飛機(jī)阻力的影響-通過一個(gè)具體 算例進(jìn)行了一些計(jì)算&汁算表明.對(duì)于一架現(xiàn)役飛機(jī)，通過后移其重心位置，可以減小 其配平狀態(tài)的升致阻力*因而會(huì)得到-些E機(jī)性能方面的收益，但是此收益是較小的.由計(jì)算結(jié)果分析可以看出*飛機(jī)配平升致阻力與用式（4）表示的下洗角有關(guān).結(jié)果 表明*當(dāng)®增加時(shí)（例如旬=器九圖3中的阻力曲線在琴尾翼阻力點(diǎn)附近作逆時(shí)針錠轉(zhuǎn). 并使最小粗力值的重心位置向前移動(dòng)。另外的計(jì)算表明+句對(duì)使飛機(jī)阻力垠小的址佳重心 位置的影響十分敏憑，適當(dāng)?shù)?/p>

12、設(shè)計(jì)飾值，可氐獲得不隨升力系數(shù)*也就是不隨飛行高度、 暫行徳度變化而變化的璽心位置"Effect of Center-of-Gravity Position on AircraftDrag and Flight PerformanceXu Weijin» Liu ZhiminShenyang Aircraft Re march InxiituipyAbstract In this paper* in order to reduce the drftg in trimming condition * the formula of aircraft induced drag a

13、nd center-of-gravity is derived. According to a typical fighter of rear horizontal tail, the effect iscalculated that the center of-gravity position of the fighter is moved bnke ward, relax static stability on induced drgr tolal drag and j)art of flight performance* The result lurns out that when center-of-gravity position is moved bake ward the drag ig reduced in trimming condition and attain a minimLink value Id a certain ce nt er -o f-gra vit y position As to service aircraft, however» moving bake ward the center-of-gravit