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標題: 飛行物理學常識——隨控佈局飛機 [打印本頁]

作者: jennieuilar0311 時間: 2010-9-12 18:12 標題: 飛行物理學常識——隨控佈局飛機

開始人們對戰鬥機性能的認識經歷了一個由片面到全面，由低級到高級的發展過程。這個認識過程大致可分為三個階段：開始第一階段，在70年代以前，人們主要是用飛機的狀態參數，即飛機的最大速度和升限等參數來衡量戰鬥機性能的優劣。
　　開始第二階段，在70年代和80年代，人們又強調戰鬥機機動性的重要。衡量飛機的機動性主要有以下兩方面：1.常規機動性。主要是飛機在軸向加速度、曲線角速度、滾轉角速度和高度方面的改變能力。2.能量機動性，從飛機能量變化的角度來分析飛機的機動能力。它包括動能和位能。
　　開始隨控佈局飛機也存在一定缺點，就是對自動控制系統的可靠性要求很高，一旦電子設備出了故障，飛機就很容易出事故。開始隨控佈局飛機的控制內容主要包括放寬靜穩定性、直接力控制、機動載荷控制、陣風緩和控制、顫振抑制控制、乘坐品質控制等項。從目前的隨控佈局飛機來看，有的應用了其中的一項，也有的採用了其中多項。

　　開始1.放寬穩定性

　　開始為保證飛機飛行中有足夠的穩定性，在常規飛機的設計中，必須使飛機的焦點位於飛機重心後面一定距離，這樣，當飛機受到擾動時，飛機本身就會產生恢復力距（穩定力距），使飛機趨於恢復原來的姿態，而不需飛行員去操縱。不過，對穩定性的追求往往要犧牲飛機的操縱性。若縱向穩定性太大則操縱費力，飛機不靈敏，機動性也差；若穩定性太小，飛機又過於靈敏，不容易控制桿位移量。如果在設計飛機時，使飛機在亞音速飛行中穩定裕量適中的話，那麼飛機在超音速飛行中的穩定裕量就會顯得過大（因為飛機從亞音速增速到超音速的過程中，飛機的焦點會急劇後移如圖1所示），以致影響飛機的機動性。而且由於飛機焦點後移量大，其升力形成的下俯力矩就大，為了達到平衡，在平尾上就需要產生一個較大的向下的配平升力，由於平尾偏轉角度有限，只有增加平尾面積才行，這又會導致飛機重量和配平阻力的增加。開始如果放寬了飛機的靜穩定性，就不會出現這樣的問題。因為這種飛機在亞音速飛行中，飛機的焦點位於飛機重心之前，從而加大了飛機的不穩定性，在近音速飛行中，飛機的焦點與飛機重心相距很近，處於接近穩定狀態，即中立穩定狀態；而在超音速飛行中，飛機焦點雖然移至飛機重心後面，但兩者距離不會太大，即可將穩定裕量大大降低，從而顯著改善飛機的機動性能。那麼，又如何保證飛機的穩定性呢？這就要求飛機裝有優良而可靠的自動控制系統，由它來保證飛機的穩定性。這就是放寬靜穩定性（Relcxed?Static?Stability,即Rss）的概念。
　　開始採用縱向穩定性放寬技術之後，不論飛機縱向是穩定的，是中立穩定的，還是不穩定的，飛行員可統統按縱向穩定的情況進行操縱，因為升將舵（或平尾）是由計算機和電傳操縱機構根據傳感器所感受到的飛行狀態參數，按預定程序，自動進行控制的。所以飛機的操縱性和機動性可得到明顯改善。開始由於採用放寬靜穩定性技術的飛機，焦點在重心之前，其升力產生的是上仰力矩，因此，在平尾上必須產生一個向上的配平升力來實現力矩平衡（如圖2所示）。這就意味著，在其它條件不變的情況下，飛機可獲得較大的升力。當飛機處於超音速飛行時，儘管飛機的焦點後移到重心之後但由於離重心的距離小，因此，升力產生的下俯力矩並不大，在平尾上只須產生不大的向下配平升力就可實現力矩平衡，這樣平尾20％。

　　開始2.直接力控制

　　開始對於常規飛機來說，操縱面（升降舵、方向舵和副翼）偏轉的直接效果主要是產生操縱力矩（俯仰、方向和滾轉力矩）來改變飛機的姿態，從而產生迎角、側滑角和滾轉角的變化，以產生足夠的氣動力的變化，來改變飛機的飛行軌跡。所以飛行員在操縱以後，飛機航跡不會馬上改變，有明顯的滯後作用。而採用直接力控制，可在不改變飛機姿態的條件下，直接通過控制面造成升力或側力來操縱飛機機動，從而達到精確控制飛行軌跡和增強機動能力的目的。直接力控制包括直接升力和直接側力兩種控制。
　　開始採用直接力控制，可以大大改善飛機的操縱性，為實現飛機的精確操縱開闢了新途徑，為創造新的空戰戰術提供了條件。

　　開始3.機動載荷控

　　開始常規飛機的機動飛行能力受失速迎角的限制。有的機型在大迎角下，還可能產生翼尖失速，甚至會危及飛行安全。裝有機動載荷控制系統的飛機，根據飛機過載的大小或根據過載指令的大小，控制系統會自動地偏轉機翼上的氣動力操縱面，調整沿機翼展向或弦向的氣動載荷分佈，從而達到改善機翼承載狀況和增強飛機機動性的目的。例如，採用機動載荷控制技術的F－4飛機與常規F－4飛機相比，當轉彎30秒鐘，前者已轉過180°而後者只轉過135°。開始對於轟炸機和運輸機來說，主要是進行長時間的巡航飛行，機翼承載能力可按巡航飛行狀態的要求進行設計。在機動飛行中，通過飛行控制計算機自動偏轉襟翼（包括前、後緣襟翼），可以使機翼壓力中心向機翼內側移動，減小升力對翼根所形成的彎曲力矩，從而減輕機翼的結構重量，提高飛機的航程和運載能力。例如，採用了機動載荷控制技術的B－52飛機比常規的B－52飛機，在過載等於1的機動動作下，翼根彎矩減少40％，在隨控佈局的C－5A軍用運輸機上，翼根彎矩減少30％～40％。

　　開始4.陣風緩和控

　　開始飛機在較強的陣風下飛行，迎角、側滑角，相對氣流速度以及相應的氣動力和力矩，往往會發生明顯的變化，從而引起飛機顛簸、搖晃、乘坐不舒適，也增加了飛行員操縱飛機的困難。甚至還會因出現載荷過大，使飛機結構損壞。對於在低空執行任務的轟炸機來說，還可能嚴重地影響武器投放和飛行安全。
　　開始裝有陣風緩和控制系統的飛機，在飛行中遇有陣風時，安裝在機身適當位的加速計（敏感元件），將感受到陣風的加速度，並將信號輸入機載計算機進行處理，然後由計算機控制舵面偏轉，使飛機的空氣動力基本保持不變。這樣，就可以大大緩和飛機對陣風的反應。例如，F－8?C?C?V，衰減陣風過載可達30％～41％，F－16?C?C?V的衰減陣風過載可達50％左右，效果都比較好。
　　開始陣風緩和控制系統主要是減弱陣風對飛機縱向運動的影響，如圖3所示。實驗表明，採用陣風緩和控制技術後，在低空高速突防狀態中，飛機結構在達到疲勞損壞之前的飛行時間可增加11倍之多。

　　開始5.顫振抑制控

　　開始過去防止飛機顫振的辦法是加強部件的剛度或增加配重，以提高抗顫振的能力，結果使機體重量增加。隨控佈局飛機採用顫振抑制系統，可在不增加飛機重量的條件下解決抑制顫振的問題。該系統採用了加速度計傳感器，分別置於機翼或其它氣動力舵面的相應部位上，來敏感顫振信息。所測到的信號輸給計算機處理後，會給出指令驅動舵機使氣動力操縱面偏轉，自動增大顫振阻尼，從而抑制顫振的發生。這種控制系統的採用，可以減輕飛機重量，擴展飛機顫振的臨界飛行速度，從而提高機動性。研究結果表明，採用該系統後，殲擊機的顫振臨界速度可提高30％左右。

　　開始6.乘坐品質控

　　開始乘坐品質控制又稱乘感控制。按常規設計的高速飛機，飛行中若遇到週期性陣風時，機身會發生彈性振動，乘員會感到不舒服，從而影響飛行員的操縱，這就是所謂乘坐品質問題。所以對飛機乘感控制的首要任務是抑制彈性振動。
　　開始抑制彈性振動的常規辦法是增加機體的結構剛度，這樣就會帶來機體結構重量的增加。乘坐品質控制的控制原理是，把測量機身彈性振動加速度的加速度計所感受到的信號輸入機載計算機，經過解算後，再控制舵機協調偏轉抑振力操縱面，以達到抑制機身彈性振動的目的。從而可改善空勤人員或旅客的乘坐舒適度。在轟炸機和戰鬥機乘員坐位處，要求改善空勤人員乘坐的舒適度，而旅客機則要求改善沿整個機身的舒適性。這種控制，對軍用飛機而言，因減輕了空勤人員長時間飛行的疲勞，從而可改善執行任務的效果。例如，美國在B－1戰略轟炸機上採用了這種系統，就大大改善了長時間執行低空任務飛行員的乘坐舒適性。

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