机动襟翼控制律和飞机动态特性研究

本文讨论了机动襟翼控制律的设计原理,提供了飞机及其机动襟翼系统动态特性计算的数学模型,并以某战斗机为例探讨了带机动襟翼飞机飞行品质的某些特性.本文结果可供军用飞机及民用飞机及其主动控制系统设计参考。     

系统识别应用于研究机ATTAS仿真模型的改善

一、引言为了评定直接升力控制(DLC)襟翼系统的动态效能,结合 DFVLR 的新型研究机ATTAS(先进技术试验机系统)(图1)之直接升力控制襟翼系统的工作试验和性能试验,计划并实现了一个特定的飞行试验大纲。这是一项典型的识别任务,用非线性系统估计的 ML 程序(最大似然程序)对这些试验进行了计算.     

二维襟翼吹气控制的数值模拟

合理设计机翼翼型、前缘缝翼和后缘襟翼是飞机增升设计的重要手段,本文主要研究二雏襟翼吹气对翼型升力的影响。吹气襟翼的工作原理是,当襟翼偏转角较大时,由于翼面上表面的气流分离,此时达不到附着流所预计的升力值,可以在襟翼上表面进行吹气控制,吹除后缘的涡流而增大升力,得到预计的升力曲线。本文以NACA23018翼型为基础研究对象,采用非结构网格,在襟翼向下偏转角度45度的情况下,进行襟翼上表面的吹气效应数值模拟与流动控制机理的研究,结果表明此情况下襟翼上表面的吹气控制达到了增加升力和抑制分离的目的。     

襟翼吹吸气控制技术在二维多段翼型中应用的数值模拟

飞机在增升装置打开的情况下,襟翼后缘流动分离严重,阻碍升力系数的增加,可以采取主动流动控制的方法控制分离,提高升力系数。本文利用FLUENT 6.3.26软件,针对某多段翼,在襟翼上翼面设置吹吸气孔,分别进行吹、吸气控制,通过改变流量和孔的位置,进行了襟翼上翼面吹、吸气流动控制对二维多段翼型升力性能影响的数值模拟。计算结果表明:应用吹、吸气技术均可获得更高的升力系数,且能延迟边界层的分离;不同的吹吸气孔流量、位置,对多段翼升力增量有不同程度的影响。     

鸭式布局飞机直接升力控制研究

介绍了飞机做非常规机动－直接升力控制的方法，讨论了直接升力控制与飞机常控制的兼容性，以及直接升力操纵控制策略。给出了某鸭式布局飞机直接升力控制律动态解耦过程。     

内吹式襟翼环量控制翼型升力响应特性

传统尖尾缘翼型通过控制迎角,综合利用襟翼、缝翼来改变升力,升力对迎角变化的时间响应历程可以用Wagner函数来描述,而内吹式襟翼（IBF）主要通过控制分离来拓展最大升力,并在一定范围内通过调节射流强度改变驻点位置和环量来对升力进行有效控制,其升力随吹气动量变化的时间响应尺度是否与传统尖尾缘翼型相同还不是很清楚。本文主要研究内吹式襟翼升力响应过程,并将其与传统尖后缘翼型升力响应特性进行对比。首先通过某襟翼偏角为30°的双圆弧环量控制翼型对数值方法进行验证,再对某最大厚度为18%弦长的亚声速翼型内吹式襟翼定常吹气控制下的流场进行非定常数值模拟,并分析了其中的瞬态特征。结果表明内吹式襟翼环量控制翼型对激励响应的时间依赖特征与Wagner函数有很好的相互关系,并可以用该函数来描述。     

机动襟翼的气动特性

 机动襟翼是现代战斗机提高机动格斗能力的常用措施。本文根据风洞实验结果,讨论了机动襟翼减阻的能力和原因,襟翼弦长和展长的影响,前缘襟翼和后缘襟翼的配合使用问题,机翼边条和机翼平面形状对机动襟翼减阻的影响,以及机动襟翼对大迎角飞行品质的改善情况。讨论表明,机动襟翼是提高战斗机空战格斗能力的有效措施。它能控制气流分离和减小大迎角时的阻力,提高抖振边界和降低抖振强度,改善大迎角的飞行品质。为了得到最佳的综合效果,机动襟翼的参数选择必须考虑对飞机结构和系统的影响。     

基于机动襟翼的大型飞机直接升力控制方法

分析当前大型飞机着陆过程安全性低、精度差的原因,提出采用机动襟翼提供直接升力控制的飞机着陆纵向控制方案,设计采用迎角、空速、升降速度、升降加速度反馈及PID控制的综合着陆纵向解耦控制结构,使飞机实现着陆纵向轨迹和姿态的准动态解耦控制,并且使着陆轨迹控制和姿态控制均达到动态性能要求,从而提高飞机着陆的安全性和着陆精度。采用基于遗传算法的优化过程,实现对多通道多参数着陆纵向控制律的优化设计。对某大型飞机进行了着陆纵向控制律设计及仿真分析,表明所采用的着陆纵向控制方案可行,所设计的控制结构能够保证大型飞机的着陆安全,并提高了着陆精度。     

机动襟翼控制系统研究

对机动襟翼进行了阐述，就机动襟翼在飞机上应用进行了控制原理、数学模型研究，并对带有机动襟翼的飞机进行了动态特性仿真。     

内吹式襟翼控制机理和失速特性

短距起降运输机对增升装置提出了更高要求,常规机械式增升装置已无法满足,内吹式襟翼系统是当今固定翼飞机最有效的动力增升形式.为推动该技术的工程应用,基于雷诺平均N-S方程,对某加装60°偏角无缝襟翼的亚声速翼型在环量控制作用下的流场进行数值模拟,研究了其在不同吹气动量系数下的气动特性及流动形态,分析了不同环量控制阶段增升机理、失速特性和吹气动量系数对失速特性影响规律.结果表明:内吹式襟翼增升控制效率(升力系数增量与吹气动量系数的比值)较高,在临界吹气动量系数下可达70,此时相较于无吹气状态,升力增加约125％;主翼上由于环量增加产生的升力增量是翼型升力增量的主要来源,约占总升力增量的78％;吹气动量系数增加可造成翼型气动中心后移;附面层分离控制区主要通过消除襟翼上的流动分离增加升力,超环量控制区升力的增加是由于尾缘下游的射流效应使流线进一步偏转而实现的;随吹气动量增加,附面层分离控制区的失速迎角提前,超环量控制区失速迎角略微推迟.     

机动襟翼控制规律的设计及飞机动态特性研究

飞机机动襟翼的控制规律~般是通过大量的风洞实验确定的。本文尝试用线性理论和辨识技术给出~个简单的理论设计方法,把襟翼偏角设计成迎角和马赫数的函数,所用数据是所有襟翼偏角对应的升、阻值,无需找出最小阻力包线,从而减少了计算或实验次数。文中用该方法对某型机的机动襟翼控制规律进行了设计,结果表明,该规律的襟翼偏角与实验有利值基本吻合。同时,仿真计算表明飞机的操、稳特性符合军用规范。因此这~方法对飞机设计中确定襟翼控制规律有~定的实际意义。     

带有机动襟翼的飞机在下击暴流中的特性分析

本文建立了任意风场中带有机动襟翼的飞机的纵向小扰动模型,研究了在下击暴流中,机动襟翼对飞机动态特性的影响,以及接通或断开机动襟翼控制系统的瞬间飞机的稳定性。所得结果对带机动襟翼的飞机的设计有一定参考价值。     

Vortical flow management techniques

‘Vortex management’ refers to the purposeful manipulation and re-ordering of stable and concentrated vortical structures (e.g., resulting from flow separations from highly-swept leading edges and slender forebodies at moderate to high angles of attack) in order to enhance the aerodynamic performance and controllability of advanced, highly-maneuverable supersonic configurations. Exploratory experiments based on this approach have been conducted on generic research models at NASA Langley Research Center during recent years, investigating practical vortex flow control concepts and devices aimed at maneuver drag reduction, high angle of attack, pitch yaw and roll control, trimmed lift enhancement for short-field landing, etc. This paper reviews a selection of results attempting to clarify the basic aerodynamics of those concepts, and to evaluate their potential for improving performance and control. The vortex management concepts discussed herein include: aerodynamic compartmentation of highly-swept leading edges for alleviation of pitch non-linearities; capturing the leading edge vortex suction on forward-sloping flap surfaces for maneuver drag reduction; vortex lift modulation with articulated leading edge extensions for pitch-down and roll control at high angles of attack; vortex lift augmentation in the wing apex region to trim trailing edge flaps allowing shorter landing; and forebody vortex manipulation to alleviate uncontrolled asymmetry and also to generate yaw control in post-stall maneuvering. The precursor studies discussed here generally substantiated the vortex control concepts; questions such as configuration-sensitivity and scale effects are under continued investigation at NASA Langley and elsewhere.     

飞机直接力控制模态综合及转换

具有CCV功能的直接力控制飞机,根据不同作战场合或完成某种特殊飞行功能的需要,飞行员按压所需的状态按钮,即可实现常规状态、直接升力、机身平移、机身俯仰、机动增强诸模态之间的转换。本文在微处理机单独实现各模态控制功能基础上,对各模态功能进行综合,指出模态转换的实现技术。本课题的混合仿真试验表明,各模态转换功能正常,模态转换瞬间飞机动态变化符合要求。本文为直接力控制技术的具体实施,或为一般的飞行控制状态切换提供一种可行的技术方案。     

中性稳定的舰载飞机着舰模态研究

由于舰载飞机着舰前处于跟踪雷达的盲区，此时导引系统关闭，为了使飞机的姿态及轨迹角在舰尾气流扰动下力求不变，以达到安全着舰的目的，提出了飞机中性稳定的新型着舰模态，其实现途径是利用后缘襟翼对称偏转所产生的直接力，对迎角小扰动变化进行气动解耦，从而构成中性稳定舰载飞机，使飞机动力学的特征模态由振荡型转变为非周期型。仿真结果表明，该模态可有效地抑制气流扰动，提高着舰的安全性。     

带控制舵椭圆截面飞行器的气动设计

非圆截面弹身布局在高超声速再入飞行器的机动能力、隐身特性、飞行性能和毁伤效能等方面具有许多潜在的优势,是当前飞行器设计的一个重要发展方向。本文进行了带舵的钝头椭圆截面双锥体的气动布局设计,进一步发展了快速有效的高超声速气动力工程预测方法,并将带舵椭圆截面双锥体的气动特性与带舵圆截面双锥体的气动特性进行了比较。研究表明,带舵的椭圆截面弹身布局方式可以获得较高的配平升力、配平升阻比及配平攻角,利用质心运动和控制舵偏转的综合控制可以获得更高的配平效率,是高超声速飞行器实现大升力、大升阻比飞行的潜在可行方案。     

机动飞行非线性解耦控制

给出了非线性解耦系统平衡点的计算公式。用微分几何控制理论研究了飞机非线性运动的 3种解耦运动模式,并用这 3种模式实现了 3种形式的敏捷性机动和直接升力控制的 3种基本模式,即 An,α1和α2 模式。计算结果表明,给出的 3种解耦模式能精确地实现这些运动模式。为飞机敏捷性和直接力控制问题提供了一种理论研究方法     

特征结构配置在设计直接升力控制律中的应用

采用直接力控制可弥补常规飞机在轨迹操纵方面的不足,并产生某些新的运动模式。文中首先对飞机直接升力控制的3种基本运动模式进行了讨论。归纳出直接升力控制律的设计就是输出解耦控制系统的设计问题。在简述了用特征结构配置和模型跟踪技术求算反馈和前馈增益阵的主要步骤之后,以CitationⅡ型飞机为算例,设计了其直接升力控制律。计算结果是令人满意的,说明特征结构配置是一种设计飞行控制系统的有效方法。     

柔性航天器大角度操纵的直接输出反馈控制

 本文研究了柔性航天器大角度操纵的控制问题,提出了直接输出反馈控制方法。证明了通过输出的线性反馈,用少量的控制器可以达到柔性航天器的渐近稳定调节。同时给出了所需控制器数目及其设置条件,并给出了直接输出反馈控制所对应的最优指标,从而实现了利用少量控制器控制高维非线性系统。     

带控制舵飞行器机动特性研究

研究带控制舵双锥外形再入飞行器的机动特性。文章首先利用“部件叠加法”,通过对干扰因子和等效攻角等概念的引入,发展了一套可以计算该类飞行器纵横向气动力的工程计算方法。其次,文章通过大量计算,分析研究了该类飞行器的配平特性。最后,利用气动力与六自由度弹道耦合方法,研究分析了此类飞行器实现射面拉起/下压机动飞行及空间锥形机动的舵面控制规律。