主動控制技術(shù)ppt課件(參考版)
2025-02-24 12:27本頁面
【正文】 ? 就改變翼型彎度，減小大迎角阻力而言，后緣襟翼作用較小，所以后緣襟翼控制用的較少（只 F－ 5E用了）。 成為增升襟翼，改善起落性能。2)(21MMMKMMKMMooooo?前緣襟翼偏角隨 變化規(guī)律 M、?? ?d e gqj?? ?d e g?5101520252 6 10 20 30?M?MM? ?M0? ? ?d eg1k2k ? M＞ 1以后，前緣襟翼偏轉(zhuǎn)會引起波阻劇增，自動操縱應(yīng)不起作用，前緣襟翼應(yīng)收起不動。)(6。 ?? 而機(jī)動襟翼偏轉(zhuǎn)的角度 是 與 M的函數(shù) ? 其具體規(guī)律通常由風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)給出： qj? ?),( Mfqj ?? ?YF－ 16：其襟翼偏轉(zhuǎn)規(guī)律為： ? ?)( MK oqjqj ??? ?? 式中： ?qjK配平迎角為： ??????????????????。（阻力 ↓使 ↑，升力 ↑使 ↑） SP maxZn采用機(jī)動載荷控制的戰(zhàn)斗機(jī)升力分布 平飛機(jī)動載荷控制（ 3）控制方案與原理 ? 機(jī)動載荷控制主要是靠飛機(jī)的控制面來實(shí)現(xiàn)。此二者可通過載荷重新分布來實(shí)現(xiàn)。 GQSCn lZm a xm a x ?maxlCmaxZn（ b）飛機(jī)的單位（重量）的剩余功率 ： ? 大小可表示飛機(jī)加速度性能，單位（重量）剩余功率即飛機(jī)在一定速度條件下的剩余功率處以飛機(jī)重量，即： 式中： T：發(fā)動機(jī)推力； G：飛機(jī)重量； D：飛機(jī)阻力； u：飛行速度。這是因?yàn)闅灀魴C(jī)翼展較小，使用壽命也比運(yùn)輸機(jī)短，所以減少翼根彎矩和結(jié)構(gòu)疲勞不是主要矛盾，主要是提高機(jī)動性。 帶來問題： ? 這樣配置翼面，機(jī)動飛行時(shí)會增加阻力，但由于機(jī)動飛行時(shí)間只占很少時(shí)間，所以為達(dá)到減輕結(jié)構(gòu)載荷目的，可允許降低升阻比。 ? 左右外側(cè)襟副翼同時(shí)上偏 ―降低外翼段升力，并保證其升力增量滿足機(jī)動飛行的要求。 ? 在原來副翼外側(cè) ―增加一對可同時(shí)對稱偏轉(zhuǎn)的外側(cè)襟副翼。 ? 設(shè)法通過自動控制方法，在飛機(jī)機(jī)動飛行時(shí)，將其機(jī)翼載荷增量集中在機(jī)身附近，這樣就可避免翼根彎矩的明顯增加（如圖 a中紅線所示），若根據(jù)這種載荷分布設(shè)計(jì)機(jī)翼，就可減輕機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量，也就減輕了飛機(jī)的重量，提高了飛機(jī)巡航的經(jīng)濟(jì)性。 ? 由于翼根處彎矩，剪力和載荷都大， ∴ 設(shè)計(jì)時(shí)翼梁凸緣面積要大。 ? 對于大型飛機(jī)（轟炸機(jī)、運(yùn)輸機(jī)）和小型飛機(jī)（殲擊機(jī)），因?yàn)檗Z炸機(jī)和殲擊機(jī)在結(jié)構(gòu)、性能要求與執(zhí)行任務(wù)上的不同，機(jī)動載荷控制的設(shè)計(jì)目的也是不同的， 運(yùn)輸機(jī)、轟炸機(jī)的擾動載荷控制 （ 1）設(shè)計(jì)出發(fā)點(diǎn)： ? 考慮巡航性能（航程，載重）和結(jié)構(gòu)性能（疲勞，壽命），大型飛機(jī)經(jīng)常需要長時(shí)間作過載的巡航飛行，所以設(shè)計(jì)時(shí)設(shè)法改善巡航性能，因此設(shè)計(jì)時(shí)提出的要求是降低翼根彎矩，減輕機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量，改善結(jié)構(gòu)疲勞。 （適用于運(yùn)輸機(jī)、轟炸機(jī)） ? 從機(jī)動性上講，也希望有一個(gè)理想的載荷分布，以獲取最小阻力特性和最大的升阻力。 ? 機(jī)動載荷控制是 CCV的基本功能之一，它同 RSS（放寬靜穩(wěn)定性）功能一起最先投入應(yīng)用。這兩種控制方式分別抑制機(jī)身垂直和橫向的彈性擾動。 控制原理 ? 以 B1飛機(jī)為例：在飛機(jī)駕駛艙下方機(jī)身兩側(cè)，安裝了一對 下反角的水平前置鴨翼，偏轉(zhuǎn)角可達(dá) 。 控制目的 飛機(jī)受到大氣擾動時(shí)產(chǎn)生的過載中的彈性振動不容忽視，必須加以抑制。對于機(jī)身細(xì)長而撓性大的高速飛機(jī)，若遇到周期性的陣風(fēng)，機(jī)身發(fā)生彈性振動時(shí)，乘員會感到不舒服，甚至影響駕駛員完成任務(wù)，飛機(jī)難于操縱，機(jī)體易疲勞損壞經(jīng)驗(yàn)表明：通常在垂直振動過載超過 ，旅客感到不適，超過 ，判讀儀表困難，超過 并持續(xù)幾分鐘后，駕駛員就會擔(dān)心飛機(jī)出事故而改變飛行高度和速度。采用較復(fù)雜的補(bǔ)償方法，可使模式相容性問題得到很好的解決 ? Z?效益 ? 用直接力 CCV可衰減均方根陣風(fēng)加速度30～ 41%， YF－ 16達(dá) 50%，大型飛機(jī)可達(dá)70%陣風(fēng)減載效益。 系統(tǒng)方案與控制原理 K1K1平尾伺服器襟翼伺服器Nz陣風(fēng)減載控制方案 ? 負(fù)反饋信號 按傳動比 驅(qū)動襟翼，同時(shí)按交聯(lián)傳動比 協(xié)調(diào)偏轉(zhuǎn)全動平尾，兩者產(chǎn)生純升力增量以抵消陣風(fēng)引起的升力或法向加速度；兩者產(chǎn)生的俯仰力矩相互平衡，而不引起飛機(jī)旋轉(zhuǎn)。換句話說，即用線加速度反饋，通過基本舵面產(chǎn)生間接升力或側(cè)力，來抵消陣風(fēng)引起的加速度（或過載），或用角速度，角位移反饋來抵制姿態(tài)的變化，由于是靠間接力控制不能解決運(yùn)動耦合問題，必需靠 α、 β、姿態(tài)角的改變，才能造成用以抑制陣風(fēng)反應(yīng)的氣動力，這樣的效果不能令人滿意。 （ 1）設(shè)計(jì)思想和基本原理 在一般情況下：飛機(jī)在陣風(fēng)干擾時(shí)，會有加速度（或過載）的隨機(jī)變化。可用飛機(jī)運(yùn)動狀態(tài)變量的等價(jià)改變來表示。因此要考慮紊流在飛機(jī) x,y,z軸上的梯度分布。 0200()() 20()Hlnzw h wln z?0 ?0 ?20w 三、大氣擾動對飛機(jī)運(yùn)動的影響 （ 1）紊流仿真用模型 參見 matlab中 simulink模型庫。在不同高度上風(fēng)速的大小和方向不同，即為風(fēng)切變。在飛行品質(zhì)評定和飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，廣泛使用離散突風(fēng)模型為（ 1cos）型。 而飛機(jī)結(jié)構(gòu)模態(tài)頻率通常恰好處在高頻范圍，因而高頻范圍內(nèi)的紊流可能激發(fā)飛機(jī)結(jié)構(gòu)振動。由于該模型頻譜斜率較高，更適合于與飛機(jī)結(jié)構(gòu)模態(tài)有關(guān)的飛行品質(zhì)研究。 軍標(biāo)規(guī)定：
教學(xué)課件相關(guān)推薦
鄂ICP備17016276號-1