航模-飛行器總體設(shè)計

第四章飛機系統(tǒng)設(shè)計與分 設(shè)計飛機系統(tǒng)與設(shè)計飛機其它部件的主要區(qū)別與系統(tǒng)的特點有關(guān)。這就是說，飛機過載的體感和桿力的變化對感受飛行狀態(tài)的變化和機構(gòu)的效果起很大的將視為控制回路的一個組成部分，也可以簡化地組成一個自動調(diào)節(jié)系統(tǒng)，這個系統(tǒng)由4.1.1：Fe(t),V,H,n,系 飛Fe(t),V,H,n,系 飛Fe(t),x(Fe(t),x(t圖4.1.1（a）“駕駛員－系統(tǒng)－飛機”控制回路閉環(huán)系統(tǒng)圖；（b）駕駛員作為控制回路機構(gòu)消除飛行參數(shù)偏差量的系統(tǒng)原理圖(t－飛行參數(shù)的偏差量；Fe(t 執(zhí)行機構(gòu)的位移和力的分配有可能使熟悉飛機特性的通過對桿施加一定的力，使桿產(chǎn)生相應(yīng)的位移來實現(xiàn)改變飛行狀態(tài)的要求。研究表明，回路穩(wěn)定性的損失，不僅在調(diào)節(jié)飛行參數(shù)時在桿上完全不存在力的變化e e 對外部信號的響應(yīng)延時。這個延時的大小在很大程度上取決于是否訓(xùn)練有素和飛行員的心理和體力的狀態(tài)。通?？梢哉J為：有中等技術(shù)水平的，響應(yīng)延時時間為0.2~0.3差(t然而，在校正外界信號的過程中，反應(yīng)的初始延時和慣性延長了消除所產(chǎn)生誤差的時時。例如，在輸入?yún)f(xié)調(diào)信號變化的頻率為0.5赫茲時，的反應(yīng)僅有0.2秒的初始延時，卻產(chǎn)他知道自己的反應(yīng)的延時和慣性的存在，而提前。66個微分方程（歐拉方程）所描述。在一別描述飛機在垂直平面內(nèi)的運動(稱為縱向運動和其它兩個平面內(nèi)的運動（稱為側(cè)向運動。，長周期縱向運動容易為所控制，并且我們也不特別感。非周期性的側(cè)向運動，其感的，因為它們不會嚴重地影響對性的評價。些研究工作借助于計算機進行，以求解設(shè)計參數(shù)發(fā)生變化時的運動方程。初始階段4.1.1式LnCmCCmq/0 (4.1.L式中：n－縱向靜態(tài)過載穩(wěn)定系m－飛機的質(zhì)量㎏縱向靜態(tài)過載穩(wěn)定系數(shù) 在縱向穩(wěn)定性 性方面起著非常重要的作用，而飛機能否 x CL

2Gn km e

km FeFex (4.1.

e－ Fe－縱 從（4.1.2）式可得單位過載所需縱 位移為零將會發(fā)生在n＝0的時候，即處于重心xcghxacCmqxcghnmin和 L穩(wěn)定度CmCxcgxacCmq的值不是很大（LL0.02～0.03，隨著高度上升，在高空，它減小到可以忽略?？v向靜穩(wěn)定度CmC在很大程度上也是從已知的縱向平衡方程（Cm0）得到的：LxCm0CmCLCL (4.1.kme總結(jié)以上所述，飛機縱向穩(wěn)定性和性主要取決于飛機的下列參數(shù)：W/Sry2=Iy/mcACLCmCLCmqCm表征縱向阻尼的導(dǎo)數(shù)Cmq＝Cmq（其中q＝qc/V）SCmq1.2CL TT AACmqWCL(ABAtgCA2tg2)D

S TT LT L dt對于后掠適中的亞音速飛機，導(dǎo)數(shù)Cm&的大小為(04~0.6)Cmq的數(shù) x x數(shù)

，

和

2

mb2r24Imb2

Iz和超過臨界M數(shù)時舵面壓力的重新分布而增加，也隨舵面尺寸的增大而增加。高速飛機機構(gòu)鉸鏈力矩的急劇增長，導(dǎo)致了機構(gòu)驅(qū)動裝置所需功率的巨大增加。對用（即從舵面的純機械傳動過渡到傳動，要求在飛機的系統(tǒng)中引入的載荷裝置，以大和機翼的加長，n減?。?0°～60°時，n的絕對值可能減少0.08。在機翼幾何形狀可變的飛機上，由于飛機機翼剛度下降，n的減小特別大（n的絕對值的減01M數(shù)時，由于動壓沿翼剖面弦向重新分布，這種分布導(dǎo)致飛機的焦動n0.15～0.25。在機翼幾何形狀可變的飛機上，機翼后掠角可變的前面已經(jīng)，當飛機向超音速過渡時，其縱向靜態(tài)過載穩(wěn)定劇增加，這導(dǎo)致飛機機動4.2.1重心的位置（當M>1時將其向后移動。利用機翼根部的邊條翼（圖4.21a（例如在圖－114（圖 實際上，在所有大航程的超音速飛機上都是采取從油箱向尾部的平衡油箱抽油的方至亞音速時，如果反輸油系統(tǒng)發(fā)生故障，可能會使飛機不穩(wěn)定（見圖4.2.1b。在某些第一代超音速飛機上，這種方面的缺點是在控制系統(tǒng)中安裝所謂平衡自動器（變臂機構(gòu)）來消除的，從而在某個不穩(wěn)定的M數(shù)區(qū)域（通常M數(shù)的范圍為0.9～1.2）使得桿位系統(tǒng)中，引進相應(yīng)的控制規(guī)律（如ef(M,H)）來改善跨音速時飛機 性在有人為的縱向穩(wěn)定性保障系統(tǒng)時，可用的迎角區(qū)可以大大擴大，從而使飛機在機翼承載能力的飛狀下提了機能。例，F(xiàn)－16機使是3在個在－18，4.2.2a動導(dǎo)數(shù)Clp，Cnr和Cmq的減小有關(guān)，還與高速飛機在大氣密度很小的高空飛行有關(guān)。固有振蕩圖 （a）超音速飛機的氣動導(dǎo)數(shù)CL和Cy隨M數(shù)的變化與低速飛機的比較；（b）尼導(dǎo)數(shù)Cmq和Cm&的比較；（c）有阻尼器與無阻尼器縱向機構(gòu)在相同偏轉(zhuǎn)角情況下飛機超音速和亞音速兩種情況的過載n的過渡過程的比較專門的自動裝置——阻尼器，它能與并行工作，并且彼此不干擾（見圖3.6.10b。飛機振蕩 面

ekqq akpp rkrr cc

kV

meA

V cl lacA

Cmkr

rVArV增大而減小的量是固定的，見（4.1.2）式，其中CL的大小與速度的平方成反比。然而，在無助力ee

力e隨速壓（表速）的增大而迅速減小，這種情況是所不習(xí)慣的。為了提高超音速高空 和 和 減小從縱向桿到升降舵的傳動比kme減小縱向機構(gòu)的效率Cme增大縱向阻尼Cmq 的三種方法外，還可以用增大加載梯度Fe的方法來達到必需的 ——根據(jù)飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)傳動比km（在表速較高時減小——安裝俯仰阻尼器，以增大飛機的阻尼Cmq——根據(jù)飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)負載梯度Fe在每一個具體情況下，應(yīng)根據(jù)飛機的型別特性，及對飛機要求，利用上述方法，或者它們的組合來達到增大指標x和Fe的目的。 性的特點同它的導(dǎo)數(shù)Cl，Cn和Cnr的特性以及慣性質(zhì)量特橫向靜態(tài)穩(wěn)定性ClM數(shù)。對于后掠翼和三角翼飛機，當迎角4.2.3a在早期的后掠翼和三角翼高速飛機上，為了減小大迎角時的Cl值，使機翼具有負的上反角。行狀態(tài)下，方向舵的偏轉(zhuǎn)（蹬舵）會造成飛機的滾轉(zhuǎn)反效現(xiàn)象。在大Cl值和大迎角下，側(cè)向運動的缺點和降低Cl時對側(cè)滑的滾轉(zhuǎn)反效（機翼向右急劇滾轉(zhuǎn)——“滾轉(zhuǎn)行的圖 Ⅲ－過大的橫向穩(wěn)定性區(qū)域；Ⅳ－橫向不穩(wěn)定區(qū)；Ⅴ－利用自動器可能增大的；Ⅵ－超音速飛機在側(cè)滑時滾轉(zhuǎn)速度成正比地偏轉(zhuǎn)（rkpp。例如，在圖－134制規(guī)律為rkr

Ts

kpp

速度，以及在反應(yīng)延時時間內(nèi)（通常為5秒）規(guī)定允許的滾轉(zhuǎn)角極限。產(chǎn)生，那么它就 大側(cè)滑角的產(chǎn)生，因為過大的橫向穩(wěn)定力矩Cl的出現(xiàn)，就會造成大（還可以人為地用自動 但是，應(yīng)用差動平尾的偏轉(zhuǎn)又引起側(cè)向新的問題——即飛機轉(zhuǎn)彎時在與滾轉(zhuǎn)相反的方向圖 引在70年代初，當模擬式四余度電傳飛行系統(tǒng)作為飛機主系統(tǒng)，代替不可逆的助力機械系時，出現(xiàn)了一種用附加在電傳(主)系統(tǒng)上的某些飛行控制系統(tǒng)來提高飛行品質(zhì)的飛除直接力控制(力控制需要駕駛員轉(zhuǎn)動狀態(tài)選擇開關(guān)，并通過力按扭對有關(guān)的面進行)放寬靜穩(wěn)定性力，同時飛機的升力系數(shù)值下降，使飛機的升阻比減小。例如某殲擊機的最大升阻比在M=0.7時輸油系統(tǒng)失效，而使飛成靜不穩(wěn)定。機動載荷機動載荷控制的目的，對于大型（轟炸、）飛機和小型（殲擊）飛機是不同的。對于大型重型機和轟炸機長時間是作過載等于l彎曲力矩越大(見圖4.3.1(c))，翼梁凸緣面積翼的彎曲力矩，但不能改變機動飛行時附加圖4.3.1,(圖4.31a)4..1a中的虛線所1）NB—52E轟炸機(4.3.2)用機動載荷控制減小機翼根部彎矩的方法是：把內(nèi)襟翼換成快速動減小。據(jù)計算，翼根彎矩可減小10-15％，機翼結(jié)構(gòu)重量至少減輕5％可使航程約增加3％。L—1011飛機并

4.3.2NB－52飛機的機動載荷控制的控制NSY(PQ)V/ P機機動飛行時，使機翼升力呈橢圓形分布(見圖4.3.3)，以減小機翼的誘導(dǎo)阻力。向過nymaxYmaxG。在常是飛機迎角和飛行M數(shù)的函數(shù)?，F(xiàn)

10度，因此，可以把這一雙變量的函數(shù)處直接力1還須向后拉駕駛桿，使平尾后緣向上偏轉(zhuǎn)一個角度)，因而在平尾上產(chǎn)生一個向下的氣動力增動力增量對飛機重心的力矩，使飛機抬頭，加大了迎角，產(chǎn)生了升力的增量CL()，當飛機迎角加大到一定程度時CL(CL()角.由此可見，飛機對于駕駛員的反應(yīng)有一定的時間滯后，并且先掉高度然后上升，而且由于隨控布局飛機的直接升力與常規(guī)的間接升力是大不相同的。下面將以YF——直接升力運動狀態(tài)；a1——俯仰指向運動狀態(tài)；a2圖 圖43.5直接力裝置的示意圖要想產(chǎn)直接升使飛機升，先把狀選擇開指向An狀態(tài)向后扳駕駛手上的力按鈕,可以輸出指令驅(qū)動左右襟副翼對稱向下偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向上直接升力系數(shù)和低頭俯仰力矩系數(shù)，同時產(chǎn)生一個輔助信號使平自動協(xié)調(diào)向偏轉(zhuǎn),產(chǎn)向下附加升力系數(shù)和上俯仰力矩系數(shù). 在這兩種力系數(shù)互平衡的況下，機可以持有的姿態(tài)并在的直接力系數(shù)用下，飛機作上過載曲運動與常規(guī)向相比沒有高度失有滯也降低飛速度Ⅱ、俯仰向運動態(tài)俯仰指向運動狀態(tài)的特點是在法向過載增量和法向加速度為零的條件下(即不改變飛機的航跡).3.（b).這種運動方能迅速成航的擊條件在術(shù)方得到好。使飛機有一個向上的垂直速度，把選擇開關(guān)置于a2狀態(tài)位置，扳動力按鈕，輸出指令驅(qū)a2狀態(tài)時，自動駕駛儀的俯仰保持通道靠飛機傾斜產(chǎn)生的。例如，要飛機向右轉(zhuǎn)彎，首先要副翼，向右偏駕駛桿給飛機一定的橫滾需要有高度熟練技術(shù)的駕駛員去準確地飛機。同時使飛機反復(fù)傾斜需要時間，明顯地也存在著時間滯后。如果駕駛員要加快操作，則又會引起飛機發(fā)生很大的振蕩，顯著減小飛機航向在機頭腹部安裝兩個并列的垂直鴨翼見圖直接側(cè)力系統(tǒng)也可以象直接升力一樣，具有三種側(cè)向運動狀態(tài)見圖4.3.7)AZ——直接側(cè)力運動狀態(tài)；控制增穩(wěn)系統(tǒng)能兼顧飛機穩(wěn)定性和性的要求，從而能較好地發(fā)揮正常型(靜穩(wěn)定的)的安全措施，故對飛機穩(wěn)定性和品質(zhì)的改善是有限的。考慮到控制增穩(wěn)系統(tǒng)(包括增穩(wěn)操縱系統(tǒng))是在不可逆助力機械系統(tǒng)基礎(chǔ)上發(fā)展而來的，這種系統(tǒng)的駕駛桿與助力器間存在一套電傳系統(tǒng)的提眾所周知，增穩(wěn)系統(tǒng)對舵面的權(quán)限只有最大舵偏角的(5-10)％。盡管控制增穩(wěn)系統(tǒng)的權(quán)限較前者大，但為保證飛機安全性，其權(quán)限仍是有限的，通常為30％左右。顯然，這樣有限的權(quán)限產(chǎn)生力反傳故率達30％左右，這是一個相當驚人的數(shù)量，其原因是桿系的傳輸線在分布上較集中，一旦被60年代中期，由于計算機和微處理機小型化，為解決上述問題創(chuàng)造了有利條件，與此同時現(xiàn)事實上，早在50年代，英國在維克斯《子爵號》飛機上安裝了電氣系統(tǒng)，并連接至副駕時能自動接入桿系。通過1957—1959年期間試飛，表明這種新型系統(tǒng)有廣闊的發(fā)展前途。此電傳系統(tǒng)中可靠性與余度技分析可知，作為Ⅰ、Ⅱ、Ⅳ類飛機的代表F—4飛機，由于系統(tǒng)故障引起的飛機損失率為0．546引起的損失率為0．89架／l00，000次飛行。B—52、C—135和C—141等Ⅲ類飛機在十沒有因為系統(tǒng)或系統(tǒng)的故障造成飛0．055架／lOO，0000．008架／100，000擊機相比較為薄弱,此外可能攜帶核，一旦飛機失事可能產(chǎn)生性的。所以，必須保證所以，因系統(tǒng)故障而使飛機中斷任務(wù)的概率為0．001／每次飛行。國規(guī)范MIL—F—9490D為例，由系統(tǒng)故障引起的飛機最大損失概率Q應(yīng)為對Ⅲ類飛機Q＜5×10-7對Ⅰ、Ⅱ、Ⅳ類飛機Q＜l00×10-7／每次飛行飛行安全可靠性指標通常是以飛行小時為單位來計算十年的統(tǒng)計資料表明，Ⅲ類飛機每次飛行的時間約為6．7飛行小時；Ⅳ類飛機(F—4)每次飛行時間約為1．6飛行小時，由此可對Ⅲ類飛機Q＜0．82×1O-7對Ⅰ、Ⅱ、Ⅳ類飛機Q＜62.5×10-7對電傳系統(tǒng)安全可靠性指標，一般在(1．O×lO-7-1．O×lO-9)／飛行小時范圍內(nèi)。所以，目前世界各國均定1O×10-7／飛行小時作為電傳系統(tǒng)的可靠性―――實際的數(shù)目n與最大損失率Q間的關(guān)系，如圖4.4.1所示。4.4.2是四余度系統(tǒng)簡圖。由圖可知，桿力傳感器、速率陀螺、加速度計和計算機對組成系統(tǒng)的各個部分具有故障、信號表決的能力一旦系統(tǒng)或系統(tǒng)中某部分出現(xiàn)故障后，必須具有故障的能力圖4.4.2四余度電傳系統(tǒng)簡電傳系統(tǒng)的組似的，則均可成為備份系統(tǒng)，如機械系統(tǒng)(包括硬式和軟式兩種型式，以及它們的混合型式)、電氣系統(tǒng)和模擬式電傳系統(tǒng)。對于數(shù)字式電傳系統(tǒng)，目前不再采用體大笨重的采用備用系統(tǒng)，例如F—16、幻影2000和美洲虎等飛機。此外，再通過四余度或自的三余度系統(tǒng)。F—16飛機電傳系統(tǒng)具有如下特點：縱向放寬靜穩(wěn)定度,以提高飛機的機動性三軸控制增穩(wěn)可提確的控制和極好的品質(zhì)具有雙故障安全故障等級,以提供高度的安全性和任務(wù)的成功概率全電傳系統(tǒng)為改善品質(zhì)提供了很大的靈活性機內(nèi)具有自檢能力，以最短的停飛時間保證電傳系統(tǒng)處于良好的飛行準備狀態(tài)圖4.4.2含桿力傳器含指令模型、傳感器機載計機和行機構(gòu)組成。度電傳系統(tǒng)實上是由套完全同的單通統(tǒng)一關(guān)合。圖44.4為度模式傳統(tǒng)理．它ＡＢ、是視、器A、、、D產(chǎn)生四個同的電令信號分別輸?shù)较鄳?yīng)的綜器過表器用別一無以圖4.4.4四余度模擬式電傳系統(tǒng)原理控器的作用，將這個故障信號。因此每個表決器/器按規(guī)定的表決方式選出工作信號，并性能。由此可見四余度電傳系統(tǒng)具有雙故障工作等級，故它又稱為雙故障/工作電傳系統(tǒng)。電傳系統(tǒng)是設(shè)計隨控布局飛機的基所謂隨控布局飛機(V)是指一種飛機在它設(shè)計的開始階段就主動地考慮自動控制系統(tǒng)的作(AT)52轟炸機改機重心在后極限位置時的穩(wěn)定余量為－58425462(約為原面積的55％)B—52飛機的結(jié)構(gòu)重量可減小6．4％，阻力可減小2％，航程約增加4．3％。放寬航向靜穩(wěn)定度要求，減小立尾面積，16％、成本低20％、耗油量少25％。再如先進技術(shù)戰(zhàn)斗機技術(shù)綜合試驗飛機AFTI／F—16，是綜合飛行／火力控制綜合飛行／火力控制(IFFC)技術(shù)是在20世紀70年代中期一種新的航空技術(shù)。它以飛機主動控制技術(shù)為基礎(chǔ)，通過飛行／火力耦合器將能解耦的飛行控制系統(tǒng)(FCS)和瞄準首次射擊機會的時間縮短了一半；射擊次數(shù)和射擊持續(xù)時間分別提高了3倍；提高了2倍。1、綜合飛行/統(tǒng)、火力控制系統(tǒng)、飛行/火力耦合器和超控耦合器等組成，其是具有飛行控制和火力控制規(guī)入飛行/火力耦合器，在那里形成了控制指令，輸入電傳控制系統(tǒng)，飛機目標進行自動攻投放(或射擊)(或機)。IFFC技術(shù)是在主動控制技術(shù)的基礎(chǔ)上發(fā)展為了提高IFFC系統(tǒng)IFFC系以AFTI／F-16先進戰(zhàn)斗機技術(shù)綜合計劃為例加以說明。AFTI／F-16通過提高飛行品質(zhì)和引入新的控制自由度來改進飛行軌跡的控制。傳統(tǒng)飛機單一AFTI/F16飛行控制律應(yīng)用在以下4種主要的控制模式中：⑴正常模式(NRM)；⑵空-空射擊模式(AAG)；⑶空84.5.2所示。每種模式均根據(jù)任圖4.5.2AFTI/F-16控制規(guī)律對模態(tài)結(jié)構(gòu)空-空射擊模式和空-地射擊模式均要求對目標截獲和準