《先进飞行控系统》第十六课

对于大型飞机（轰炸机、运输机）和小型飞机（歼击机）， 因为轰炸机和歼击机在结构、性能要求与执行任务上的不 同，机动载荷控制的设计目的也是不同的。
（3）运输机、轰炸机的扰动载荷控制
1）设计出发点：
考虑巡航性能（航程，载重）和结构性能（疲劳，寿命）， 大型飞机经常需要长时间作过载的巡航飞行，所以设计时 设法改善巡航性能，因此设计时提出的要求是降低翼根弯 矩，减轻机翼结构重量，改善结构疲劳。
（2）设计思想和基本原理
在飞机设计中，希望机翼上的载荷有一个理想的分布规律， 从而降低翼根弯矩，减轻结构疲劳，延长飞机的寿命。
（适用于运输机、轰炸机）
从机动性上讲，也希望有一个理想的载荷分布，以获取最 小阻力特性和最大的升阻力。
（2）设计思想和基本原理
而在通常的飞机设计中，一般只能在平飞状态（过载＝ 1g）作出部分参数的优化设计，而对机动飞行，由于飞 行状态的不同，将使此种设计（结构上与机动性两者方面 的希望）难以实现，要想实现只有借助自动控制的方法。
（1）阵风减缓
1）阵风与过载
在大气中，经常有各个方向的气流，使得飞机在这 种不平静空气中飞行时产生过载。
u
V0
cos
过载与阵风的关系：
L L0 L,
nz
nz 1
L CL qS
1 (CL qS )
L0 L
G
G
C L qsV 0
u0G
1
振升力系数。
PS
(T D)u G
（b）飞机的单位（重量）的剩余功率 PS ：

PS 大小可表示飞机加速度性能，单位（重量）剩余功率即
飞机在一定速度条件下的剩余功率以飞机重量，即：
(T D )u PS G
式中：T：发动机推力；G：飞机重量；D：飞机阻力；u： 飞行速度。 飞机剩余功率愈大，飞机的机动性愈好
按最小阻力和最大升阻比而设计的机动载荷控制方式，在
阵风干扰时会助长阵风过载反应，使阵风减载性能下降， 为解决这个问题，可使机动载荷控制中的 或信号 偿方法，可使模式相容性问题得到很好的解决
q
通过大惯性的滞后滤波器后再输入系统。采用较复杂的补
3）效益
用直接力CCV可衰减均方根阵风加速度30～41%，YF－16
结果：
使更多载荷分配到翼根区，使气动中心被迫向内翼段移动，
减小了翼根的弯矩，由计算弯矩减少10%～15%，机翼结 构重量可减轻5%，航程可增加30%。 带来问题： 这样配置翼面，机动飞行时会增加阻力，但由于机动飞行 时间只占很少时间，所以为达到减轻结构载荷目的，可允 许降低升阻比。
（4）歼击机的机动载荷控制
; 0.6 M 0.9 ; 0.9 M 1.0 ; M 1.0
前缘襟翼偏角随 、 变化规律 M
0 M
25 20 15 10 5 2 6 10 20
deg
k2
qj deg
M 0.6
M 0.9
11.6
6.0
deg
30
k1
2.0 0.2 0.6 0.91.0
先进飞行控制系统
第十六节课(20121207)
7.2.4 机动载荷控制
（1）什么是机动载荷控制？ 机动载荷控制：利用自动控制的方法，在机动飞行时，重 新分布机翼上的载荷使其具有理想的分布特性，从而达到 减小机翼结构重量和机动性能的提高。 机动载荷控制是CCV的基本功能之一，它同RSS（放宽 静稳定性）功能一起最先投入应用。从机动性上讲，也希 望有一个理想的载荷分布，以获取最小阻力特性和最大的 升阻力。
飞机机翼弯矩分布图：
机翼弯矩 机动载荷控制
机动飞行 平飞 翼根 翼尖
机翼剪力 机动载荷控制
平飞
机动飞行
动飞行 平飞
翼尖 翼根
由上图可见：


靠翼根处机翼弯矩，机翼剪力与机翼载荷较大，而越靠翼 尖处越小。
由于翼根处弯矩，剪力和载荷都大，∴设计时翼梁凸缘面 积要大。 机动飞行时，使机翼载荷增大甚多。
M
M＞1以后，前缘襟翼偏转会引起波阻剧增，自动操纵应不
起作用，前缘襟翼应收起不动。
此外，前缘襟翼还与起落架收放联动，即： 起落架收上时，襟翼 随
qj
、M自动调节
起落架放下时，（起飞、着陆时）襟翼固定偏转25°成为 增升襟翼，改善起落性能。
前缘襟翼控制方块图：
q
Ts Ts 1
达50%，大型飞机可达70%阵风减载效益。
（2）乘感控制
1）乘感控制
乘感控制也称乘坐品质控制。对于机身细长而挠性大的高 速飞机，若遇到周期性的阵风，机身发生弹性振动时，乘 员会感到不舒服，甚至影响驾驶员完成任务，飞机难于操 纵，机体易疲劳损坏经验表明：通常在垂直振动过载超过 0.1g时，旅客感到不适，超过0.2g，判读仪表困难，超过 0.5g并持续几分钟后，驾驶员就会担心飞机出事故而改变 飞行高度和速度。横向过载的允许值约为垂直过载的一半。
由此两项指标可知：要提高剩余功率 PS ，应减小飞机阻 力；要提高法向过载
nZ max ，应提高抖振升力系数。此二
者可通过载荷重新分布来实现。
3）歼击机机动载荷控制的理想分布：
在机动飞行时使机翼升力是椭圆形分布（见下图），从而减
小机翼的诱导阻力，同时，在亚音速时延缓机翼上的气流分 离，提高抖振升力系数，提高升力。（阻力↓使 PS ↑，升力↑ 使 nZ max ↑）
0.5
作动筒

+
10 s 10
qj
1.6
0 M
-
0

KP TP s 1
qj
M
0
M
特点：
按迎角 与俯仰速率q来偏转襟翼偏角
引入q经清洗网络后的作用是增加系统的动态阻尼
效益：
对YF－16，在H＝9000m，以最大推力作稳定盘旋时，稳
定盘旋过载可提高18%。 就改变翼型弯度，减小大迎角阻力而言，后缘襟翼作用较小， 所以后缘襟翼控制用的较少（只F－5E用了）。
1）设计出发点：
主要考虑机动性。这是因为歼击机翼展较小，使用寿命也 比运输机短，所以减少翼根弯矩和结构疲劳不是主要矛盾， 主要是提高机动性。
2）衡量飞机机动性主要有两项基本指标
（a）飞机最大的法向过载
n Z max
式中

Cl max QS G
Cl max ：法向力导数（最大值） 在高空、亚音速飞行时，nZ max 取决于有抖振迎角时的抖
最优规律来偏转内侧、前、后缘襟翼）
B－52轰炸机机动载荷控制系统：
机翼
襟翼
副翼 外侧襟副翼
外副翼
内襟翼―改为快速动作的机动襟翼。
在原来副翼内侧―增加一对可同时对称偏转的外侧襟副翼。
机动飞行时： 左右内侧机动襟翼向下偏转―提高机身附近翼段的升力。 左右外侧襟副翼同时上偏―降低外翼段升力，并保证其升 力增量满足机动飞行的要求。
而机动襟翼偏转的角度 qj 是 与M的函数 其具体规律通常由风洞实验给出：
qj f ( , M )
YF－16：其襟翼偏转规律为：
qj K qj o (M )
式中： 配平迎角为：
K qj 1.6
; M 0.6
2o o 2 K1 ( M 0.6) o (M ) o 6 K 2 ( M 0.9) 11.6o
30下反角的水平前置鸭翼，偏转角可达 20 。当它们对
称偏转时，气动力的水平分量相互抵消，形成垂直控制力； 当差动偏转时，垂直分量相互抵消，形成水平控制力。这两 种控制方式分别抑制机身垂直和横向的弹性扰动。
采用机动载荷控制的战斗机升力分布
机动载荷控制 平飞
4）控制方案与原理
机动载荷控制主要是靠飞机的控制面来实现。包括两种方法
前缘控制面：前缘机动襟翼，前缘缝翼 后缘控制面：机动襟翼，与对称偏转的副翼 前缘机动襟翼一般是自动按迎角 增加而向下偏，改变机 翼弯度，减小气流分离改变压力分布，提高升阻比。
C L qV 0
u0 P
1
C L u0V 0
2P
PG
S 为翼载。
飞机在阵风中飞行时，过载增量与飞行速度 u0 、翼 载P以及升力系数CL有关，同时也与垂直阵风速度 V0 成 正比。 阵风还会引起飞机结构模态振动，尤其对于机身细长 而挠性较大的高速飞机影响更为严重。不仅使乘员感到不 舒服，甚至会影响驾驶员完成任务的能力。 一般，垂直过载超过0.2g时，仪表判读就很困难，而 在超过0.5g并持续几分钟时，驾驶员由于担心飞机要出事 故，便会改变飞机的高度、速度。横向振动过载的允许值 为垂直过载的1/2。
2）控制目的
飞机受到大气扰动时产生的过载中的弹性振动不容忽视，
必须加以抑制。常规方法是增加机体结构刚度和选择对阵风 敏感性小的机翼，但这样做增加了结构的重量，应采用CCV 技术，控制相应的控制面，产生气动结构阻尼力抑制飞机弹 性振动。
3）控制原理
以B-1飞机为例：在飞机驾驶舱下方机身两侧，安装了一对
2）阵风减缓控制系统
在阵风干扰时，降低均方根过载反应，提高扰流中飞行
的平稳性，从而改善乘员的舒适感——这对大型飞机是很必 要的，对小型、战斗机不重要。 阵风减缓实际上是直接力控制在扰动运动中的应用，即 通过偏转相应的操纵面，产生一个大小相等、方向相反的升
力变化来抵消阵风的影响。
阵风减缓与机动载荷联用时，要解决模式相容性问题，即
设法通过自动控制方法，在飞机机动飞行时，将其机翼载 荷增量集中在机身附近，这样就可避免翼根弯矩的明显增
加（如图a中红线所示），若根据这种载荷分布设计机翼，
就可减轻机翼结构重量，也就减轻了飞机的重量，提高了 飞机巡航的经济性。