飛機主動重心控制

1、飛機主動重心控制39032425 吳憲1、主動重心控制的目的飛機飛行中俯仰姿態(tài)的改變、燃油消耗、武器發(fā)射、起落架收放以及設備移動等因素均會不同程度地影響飛機重心位置。傳統(tǒng)的重心控制方法是當重心發(fā)生偏移或超限后, 根據(jù)穩(wěn)定性和操縱性的要求被動地調整重心位置, 這在一定程度上限制了飛機性能的充分發(fā)揮。主動重心控制技術可有效解決上述問題。該技術是20世紀80年代提出來的一種新技術,它是在飛行過程中,通過管理飛機燃油系統(tǒng)或其它設備主動地控制重心位置, 實現(xiàn)飛機重心和氣動焦點的合理匹配,從而達到優(yōu)化飛行性能、降低維護費用、充分發(fā)揮飛機潛力的目的。2、現(xiàn)狀目前,主動重心控制技術在美國、歐洲等航空發(fā)達國家得

2、到了廣泛的研究和應用。歐洲Airbus Industrie將主動重心控制技術應用到A300, A310 系列飛機中,達到了減少飛行阻力的目的。協(xié)和號客機也采用主動重心控制技術降低飛行阻力, 維持飛機在超聲速飛行時的易操縱性 。近幾年, 美國學者已開始了多操縱面超聲速作戰(zhàn)飛機主動重心控制技術的研究工作。3、系統(tǒng)結構該項技術主要應用于飛機亞聲速或超聲速巡航段,即在亞聲速巡航時,由主動重心控制系統(tǒng)對原設計重心進行優(yōu)化,改善飛行性能;在超聲速巡航時,由于氣動焦點大幅度后移,因此主動重心控制系統(tǒng)則使重心隨焦點的變化而向后移動, 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)和重心位置評定準則

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

4、等，根據(jù)飛機總阻力的定義，可獲得飛機巡航阻力D與F (xcg)的關系為: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為飛機重量; q為動壓; xys , xw 分別為翼身組合體焦點位置和尾臂;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)關系。當飛機重心xcg移動時, F (xcg)隨之改變, 因此巡航阻力D 也會發(fā)生變化。在飛機構型確定的前提下,

5、 利用重心位置的調整獲得最小阻力,可提高飛行性能,獲得潛在的經(jīng)濟效益。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。當最小阻力重心位置滿足飛機穩(wěn)定邊界、操縱邊界約束時,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, 一般為飛機穩(wěn)定邊界所決定的重心后限。5、重心位移模型某型飛機燃油系統(tǒng)結構如圖所示。系統(tǒng)包括前油箱、中央油箱、機翼油箱和后油箱四組。各油箱之間通過輸油管路連接,每個油箱均安裝輸油泵,并設有活門以調節(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 為飛機總重;為燃油密度; xf i為各油箱余油的縱向重心坐標 i =1, , n) ; 該模型建立了飛機重心后移速率xcg與燃油體積流量Qi 之間的關系。6、仿真分析與結果以某型飛機在h = 11 km,M a = 112的超聲速巡航為例進行仿真。飛機總重W = 249 900 N,燃油密度= 775 kg/m3 ,各油箱余油縱向重心坐標為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 ,將所設計的主動重心控制系統(tǒng)應用到該機超聲速巡航中, h = 11 km, M a = 112,仿真結果如下圖所示。由圖可知,采用主動重心控制技術,可使飛機的升致阻力減小約50% ,超聲速巡航時的總阻力由原來的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的飛行性能。由圖可知,由于飛機超聲速巡航阻力減小,配平升阻比得到了顯著提高。飛機巡航阻力的降低使飛機的燃油消耗減小(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)濟效益。由以上仿真結果可知,將主動重心控制系統(tǒng)應用到某型飛機超聲速巡航中, 通