折叠机翼变体飞机纵向操纵性与稳定性研究
飞翼式柔性飞机纵向动力学建模与稳定性分析
飞翼式柔性飞机纵向动力学建模与稳定性分析沈华勋;徐亮;陆宇平;何真【摘要】柔性飞行器在飞行过程中容易发生大变形,这种变形将导致机翼甚至整个飞行器的气动弹性和飞行动力学特性发生变化,特别是对稳定性的影响.本文采用三段式刚体假设,以变上反角的方式来描述机翼的展向弯曲变形,对一类飞翼式柔性飞行器进行了纵向动力学建模,并进一步分析了操纵面、推力和迎角与上反角的关系,以及变上反角对飞行稳定性的影响.结果表明,在保持速度和高度不变的情况下,稳定性受上反角的影响比较明显,如果变形过大,飞行器将变为动不稳定,且短周期模态不能保持.因此,为了保持飞机的纵向稳定性,必须要控制飞机的变形.【期刊名称】《动力学与控制学报》【年(卷),期】2016(014)003【总页数】6页(P241-246)【关键词】柔性飞行器;上反角;动力学建模;稳定性【作者】沈华勋;徐亮;陆宇平;何真【作者单位】南京航空航天大学自动化学院,南京211106;南京航空航天大学自动化学院,南京211106;南京航空航天大学自动化学院,南京211106;南京航空航天大学自动化学院,南京211106【正文语种】中文引言第一次关于柔性飞行器的研究来自于NASA的Daedalus项目,目的是设计一款高空长航时飞行器[1].在此基础上,NASA又提出飞机环境研究和传感器技术计划,从而研制出以Helios为代表的一类飞翼式飞行器[2].与常规飞行器相比,这类飞行器最显著的特点是飞行高度高,续航时间长,机翼轻且展弦比大.然而大量的研究表明[3-14]:这样的结构使得飞机在飞行过程中机翼容易发生大幅度的变形,这种变形会改变机翼的质量分布和气动载荷分布,从而导致机翼甚至整个飞行器的气动弹性和飞行动力学特性发生变化.且其气动弹性与变形过程动力学特性具有时变、非线性、多自由度和多状态变量的特征,使其动力学特性分析变得相当复杂.因此,针对这类飞行器,由基于线性、小变形假设推导的传统模型得到的结果不一定可靠.例如,2003年6月26日,NASA的Helios无人机在飞行试验时坠毁,这与机翼的弹性效应不无关联.NASA调查后指出,这次事故的根本原因在于缺乏对柔性特性的认识以及设计、分析柔性飞行器的相关工具[2].此外,还指出:“建立一个多学科(结构、空气动力学、控制等)模型,用来描述这种飞行器变形时的非线性动态特性是必要的[2]”.近年来,国内外学者对各种柔性飞行器的飞行动力学特性以及气动弹性问题进行了大量的研究.Patil和Hodges[3-4]首先将几何非线性引入到飞机气动弹性和结构当中,他们采用有限元法对飞翼式飞机的飞行动力学稳定性进行了分析以及非线性仿真.在单独机翼研究的基础上,Cesnik和Su[5-8]的研究团队进一步采用组合梁模型对全机几何非线性气动弹性和飞行动力学稳定性问题进行了广泛的研究.张健等人[9-11]采用Hodges几何精确完全本征梁模型和ONERA气动失速模型对梁式飞机模型进行了较为深入的研究.谢长川和杨超[12-14]的研究团队基于MSC/NASTRAN对大柔性飞机气动弹性问题进行了深入的研究,并提出了可同时考虑结构几何非线性效应与曲面气动力效应的大柔性飞机静气动弹性配平和载荷分析方法.然而,以上研究者虽然对柔性飞机进行了大量且深入的研究,且研究成果能够真实的反应出机翼变形对飞行动力学特性的影响,但模型过于复杂,不利于控制研究.本文以Helios飞行器为研究对象,在考虑多个螺旋桨发动机以及多个操纵面的基础上,以变上反角方式来描述机翼的展向弯曲变形,建立一类面向控制的飞翼式柔性飞机的纵向非线性动力学模型,并研究操纵面、迎角以及螺旋桨推力与上反角的关系,以及上反角对飞行器纵向稳定性的影响.1.1 几何模型描述及简化在航天领域中,对具有弹性结构的附件进行建模时,主要分为两种[15]:一种是将其简化为多个刚体,并用含有弹簧和阻尼的接点相联；另一种是将其等效为柔性梁/板,再用有限元思想和分析力学相关理论进行推导建模.本文采用第一种方法对Helios进行建模.从图1可以看出Helios飞行器结构比较复杂,为了便于研究,将该飞行器平分为3段,2为内翼,1、3为外翼；其中,每段翼又由一个螺旋桨推力发动机、带有副翼的主翼和配有升降舵的尾翼3部分组成.外翼与内翼通过含有阻尼的扭簧联接,外翼可以通过绕扭簧转动来改变上反角,且左右两上反角变化是同步的.模型建立时,忽略扭簧的尺寸,以相对邻接刚体固定的几何点表示各扭簧.将该飞行器的模型视为3块刚体翼联结成的刚体系,组成一个系统.简化模型如图2所示,a、b、c为各个刚体翼的质心,d为机体重心,j为扭簧中心.1.2 运动学分析从图2和图3可分别得到刚体翼2、3坐标系之间的转换矩阵Rx(η)和气流坐标系Sa与机体坐标系Sb之间的转换矩阵(α,β)设飞行器重心处的速度在气流坐标系下为V,迎角为α,侧滑角β,三者与机体坐标系的速度分量之间的关系如下:在上反角η=0时,b、d重合,当上反角改变,机体重心的位置也会随之改变,因此,3块刚体翼的速度、迎角及侧滑角也各不相同.根据刚体之间的几何运动关系,依次得出第i(i=1,2,3)块刚体翼的速度在体轴系中的分量如下式中q是俯仰角速度,s是主翼展长.由(1)(2)(3)(4)(5)式分别可得各刚体的速度Vi、迎角αi及侧滑角βi.2.1 飞行器的线运动和角运动刚体动力学方程的使用条件是惯性坐标系,忽略地球曲率和转速,重力加速度不随飞行高度变化.根据牛顿第二定律可以建立飞行器在合外力F作用的线运动和合力矩M作用下的角运动方程.线运动方程角运动方程I是飞行器的转动惯量张量,表达式为I=∑[m†(〈li,d,li,d〉E-li,d⊗li,d)]+Rx(η)I†+I†+Rx(-η)I†式中m†是单块刚体翼的质量(m=3m†),I†为刚体相对自身固连惯性主轴的惯性张量,E是3×3单位矩阵,li,d是点i到点d的空间向量(i=a,b,c).根据1.1节,改变上反角时,需要克服内外翼之间的扭簧力矩,力矩为2.2 含参量的纵向运动非线性模型飞行器所受总的空气动力为P,总空气动力沿气流坐标系各轴的分量分别为Xa,Ya 和Za,又通常用D和L分别表示阻力和升力,于是D=-X,L=-Z根据气流坐标系与机体坐标系之间的转换关系,有其中.气流坐标系下每块刚体翼的主翼和尾翼所受的空气动力:由(1)(2)(11)式分别可得主翼和尾翼在机体坐标系下的空气动力:由于上反角的变化会引起机体重心的变化,从而使得重心与机体轴系不重合,同时也导致各刚体翼间的气动力不同,故需在传统模型的基础上对飞机的角运动进行修正,得飞行器所受的总力矩:式中lw,i,lt,i分别表示主翼1/4弦线和尾翼1/4弦线到机体质心的空间向量,cw是主翼弦长.内外翼间的扭簧力矩沿x方向的分量如下最终可以得到气流坐标系下飞行器纵向动力学方程:其中h是高度,航迹倾斜角μ=θ-α,并且式中是每块刚体翼上螺旋桨推力,κc为扭簧阻尼系数,κk为扭簧弹性常数.飞翼式柔性飞机几何模型如图2所示,飞机其他参数如表1.在飞行高度为12192m 飞行速度为9.1m/s的条件下,对飞机在不同上反角情况下进行配平,由平衡原理可知,升力与重力、螺旋桨发动机推力与阻力合力为零,俯仰力矩以及飞机内部力矩都为零.其中δao=δa,i,δac=δa,2,δeo=δe,i,δec=δe,2,i=1,3,配平结果如图4、5所示.外翼的操作面舵偏角随上反角的变化很小,因此可以忽略其对飞行器的影响.内翼操作面舵偏角受上反角的影响比较大:升降舵随上反角的增大而减小,副翼先减小后增大.此外,推力随上反角变化也比较明显.当机翼发生大变形时,外翼有效迎角变小,从而导致升力减小,使得飞机高度下降,因此,为了保持飞行器速度和高度的不变,需要在加大推力时,同时上偏升降舵和副翼,以产生抬头力矩,增大迎角弥补升力损失以及辅助爬升,这也与图5反应的迎角变化相符.飞行器的非线性模型一般可以描述为=Ax+Bu,其中(x0,u0).Andrés分析了3种由系统非线性模型转换为线性模型的方法:雅克比线性化(Jacobian linearization)、状态变换(State transformation)、方程替换(Function substitution),其中第1种是最常用的[16].考虑到Jacobian线性化本身也是传统飞行器分析的基本方法,本文采用该方法对非线性动力学方程线性化处理,其基本思路是将柔性飞行器不同η下的非线性模型在各自的平衡点处线性化,得到一组小扰动线性模型,对这组模型进行插值运算就得到一个独立的包含η的线性模型,基于该线性模型,可以分析系统的运动模态.注意到Jacobian线性化方法依赖于平衡点的选取,在前文已经得到了模型在不同上反角下的平衡点.根据上述思路,最终可以得出柔性飞行器纵向运动的线性化模型: 式中,控制变量u=[ΔδacΔδaoΔδecΔδeoΔδT]T；状态变量.柔性飞行器的长、短周期运动模态随η变化如图6所示.随着η的增加,长周期模态的频率先减小后增大,阻尼逐渐变小,且阻尼线穿过虚轴,在η=20°时,由动稳定变为动不稳定.因此,系统在不加控制的情况下,为了保持飞行器仍能稳定飞行,上反角不易大于20°.长周期模态随η变化的根轨迹曲线如图6(a)所示.短周期模态的根轨迹如图6(b)所示.从图中可以看出,短周期模态特征根随η的改变有很大的变化,并且在η=35°时,由共轭根变为一对实数根；上反角η的增大,导致俯仰转动惯量Iy增大,相应的频率也就变小,因此,短周期模态并不能很好的反应出柔性飞行器的变形状态.这一变化趋势与NATASHA[3]和UM/NAST[7]的基本一致,但本文研究的是以变上反角方式描述机翼的展向弯曲变形对飞机纵向动稳定性的影响,且所得根轨迹的频率变化较大,而文献[3]、[7]研究的是中心挂载对飞机纵向动稳定性的影响,故存在差异.表2和表3分别给出了本文和文献[3]、[7]的长短周期模态特征值结果.本文在考虑多推进系统、多操纵面的基础上,以变上反角的方式来描述机翼的展向弯曲变形,采用三段式刚体假设和传统刚体飞机六自由度方程相结合的方法,建立了飞翼式柔性飞行器的纵向动力学模型,并对飞行器在1g的飞行条件进行了稳定性分析,得出如下结论:(1)上反角增加,则螺旋桨推力增大,迎角增大,内翼升降舵舵偏角减小,副翼偏角先减小后增大,外翼的操纵面舵偏角随着上反角的增大而变小,但变化幅度很小.(2)上反角的变化对飞行器的稳定性有较大的影响.当η较小时,长周期模态仍能保持稳定；当η=20°时长周期变为不稳定.短周期模态的变化很明显,由共轭根变为实数根.*The project supported by the National Natural Science Foundation of China (91016017), Natural Science Foundation of Jiangsu Province, China (BK20130806) and Funding of Graduate Innovation Center inNUAA(kfjj20150322), the Foundamental Research Funds for the Central Universites† Corresponding author E-mail:**************.cn【相关文献】1 Langford J. The daedalus project: a aummary of lessons learned. In:Aircraft Design Systems and Operations Conference. Seattle: AIAA,1989～20482 Noll T E, Brown J M, Perez-Davis M E, et al. Investigation of the helios prototype aircraft mishap volume I:mishap report. NASA,20043 Patil M, Hodges D H. Flight dynamic of highly flexible flying wings. Journal of Aircraft,2006,43(6):1790～17984 Patil M. Nonlinear gust response of highly flexible aircraft. In:48thAIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference. Honolulu, Hawaii: AIAA 2007～21035 Cesnik, C E S, Su W H. Nonlinear aeroelastic modeling and analysis of fully flexible aircraft. In:46th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference. Austin, Texas: AIAA, 2005～21696 Shearer C M, Cesnik C E S. Nonlinear flight dynamics of very flexible aircraft. Journal of Aircraft, 2007,44(5):1528～15457 Su W H. Coupled nonlinear aeroelasticity and flight dynamics of fully flexibleaircraft[PhD Thesis]. USA: University of Michigan, 20088 Palacios R, Cesnik C E S. Structural models for flight dynamic analysis of very flexible aircraft. In:50th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference. Palm Springs, California: AIAA 2009～24039 张健,向锦武. 侧向随动力作用下大展弦比柔性机翼的稳定性. 航空学报, 2010,31(11):2115～2123 (Zhang J, Xiang J W. Stability of high-aspect-ratio flexible wings loaded by a lateralfollower force. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2010,31(11):2115～2123 (in Chiniese))10 张健,向锦武. 柔性飞机非线性气动弹性与飞行动力学耦合静、动态特性. 航空学报,2011,32(9):1569～1582 ( Zhang J, Xiang J W. Static and dynamic characteristics of coupled nonlinear aeroelasticity and flight dynamics of flexible aircraft. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2011,32(9):1569～1582 (in Chiniese))11 Zhang J, Xiang J W. Preliminary validation of a coupled model of nonlinear aeroelasticity and flight dynamic for HALE aircraft. In:3rd International Symposium on Systems and Control in Aeronautics and Astronautics, 201012 谢长川,吴志刚,杨超. 大展弦比柔性机翼的气动弹性分析. 北京航空航天大学学报,2003,29(12):1087～1090 ( Xie C C, Wu Z G, Yang C. Aeroelastic analysis of flexible large aspect ratio wing. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics,2003,29(12):1087～1090 (in Chiniese))13 Xie C C, Yang C. Linearization method of nonlinear aeroelastic stability for complete aircraft with high-aspect-ratio wings. Science China Technological Sciences,2011,54(2):403～41114 Yang C, Wang L B, Xie C C, et al. Aeroelastic trim and flight loads analysis of flexible aircraft with large deformations. Science China Technological Sciences,2012,55(10):2700～271115 李东旭. 挠性航天器结构动力学. 北京: 科学出版社, 2010 (Li D X. Flexible spacecraft structure dynamics. Beijing: Science China Press, 2010 (in Chiniese))16 殷明,陆宇平,何真. 变体飞行器LPV建模与鲁棒增益调度控制. 南京航空航天大学学报, 2013,45(2):201～208 (Yin M, Lu Y P, He Z. LPV Modeling and robust gain scheduling control of morphing aircraft. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2013,45(2):201～208 (in Chiniese))。
折叠机翼变体飞机非对称变形控制效率分析
折叠机翼变体飞机非对称变形控制效率分析徐孝武;张炜;詹浩【摘要】折叠机翼变体飞机变形量大,变形引起的气动参数变化显著,提出一种将非对称变形作为操纵输入的控制方案,研究非对称变形的控制效率和有效区间.首先建立能够完整描述变形过程的非线性动力学方程和气动力模型;然后基于非对称变形控制方法建立一种非对称变形操纵模型;最后通过与常规操纵面效率对比和仿真的动态响应总结出非对称变形操纵的最大变形操纵有效区间.结果表明:在较低飞行速度下非对称变形操纵效率高,非对称变形操纵能够在基准折叠角度90°附近提供最高的滚转操纵效率.【期刊名称】《航空工程进展》【年(卷),期】2018(009)002【总页数】7页(P223-229)【关键词】折叠机翼;变体飞机;非对称变形;控制;效率;仿真【作者】徐孝武;张炜;詹浩【作者单位】西北工业大学航空学院,西安710072;陕西省试验飞机设计与试验技术工程实验室,西安710072;西北工业大学航空学院,西安710072;陕西省试验飞机设计与试验技术工程实验室,西安710072;西北工业大学航空学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V212.10 引言变体飞机能够主动改变气动外形，扩大飞行包线，完成不同的飞行任务。
变后掠飞机的非对称变形有利于提高飞机的抗侧风能力，能够更有效地完成任务规划[1]。
与常规飞机相比，变体飞机还可以通过非对称变形增加操控能力，增强飞机的机动飞行能力。
近年来，国内外针对各种变体飞机的非对称变形开展了一些研究。
C.S.Beaverstock等[2]研究了对称和非对称翼展变化对飞行动力学的影响；郭建国等[3]研究了伸缩翼飞行器在非对称变形时的响应特性；杨贯通[4]针对变后掠变展长飞行器横侧项滚转效率低的问题，研究了不对称变形控制方法；童磊[5]研究了不对称变后掠飞行器的多刚体建模和飞行控制。
折叠机翼变体飞机的变形区间更大，是否能够通过非对称变形操纵提高飞机的机动性是值得研究的问题。
飞机机翼结构的强度与稳定性研究
飞机机翼结构的强度与稳定性研究在航空领域中，飞机机翼结构的强度与稳定性是非常重要的研究课题。
机翼是飞机的主要承重部件，承担着机身重量以及产生升力的重要作用。
因此，机翼的结构必须足够强度以应对外部载荷，并且保持稳定以确保飞行的安全。
为了研究飞机机翼结构的强度和稳定性，工程师们进行了大量的实验和分析。
首先，他们需要确定机翼所受到的最大负荷。
这包括静力负荷和动力负荷。
静力负荷来自于飞机的重量以及气动力，而动力负荷则来自于起飞、着陆、机动等飞行过程中的加速度和减速度。
经过计算和模拟分析，工程师们可以确定机翼所需的强度。
他们将考虑因素包括材料强度、机翼的几何形状、荷载分布情况等。
根据这些因素，他们设计出了适当的机翼结构，以确保在各种情况下都能够保持足够的强度。
这可以通过使用高强度材料、增加结构的刚度和稳定性来实现。
除了强度之外，机翼的稳定性也是关键因素。
工程师们需要保证机翼在各种飞行条件下都能够保持平稳。
这涉及到机翼的几何形状、气动特性以及控制系统的设计。
机翼的几何形状影响着机翼的升力和阻力分布。
通过适当设计，可以使机翼在各个飞行阶段都能够产生恰当的升力和阻力，从而保持稳定飞行。
此外，机翼的气动特性也对其稳定性起着重要作用。
工程师们必须考虑机翼在不同飞行条件下的流场变化，包括气流的压力分布、湍流效应等。
通过使用计算流体力学等先进技术，工程师们可以模拟机翼的气动性能，从而确定最佳的设计参数。
最后，控制系统的设计也对机翼的稳定性至关重要。
工程师们需要确保机翼在操纵时能够快速而准确地响应飞行员的指令。
通过使用电动执行机构和复杂的控制算法，可以实现对机翼的精确控制，从而保持飞行的稳定性。
总的来说，飞机机翼结构的强度和稳定性是非常复杂而重要的研究课题。
经过大量的实验和分析，工程师们成功地设计出了具有高强度和稳定性的机翼结构，以确保飞机的安全飞行。
未来，随着科技的不断进步，飞机机翼结构的研究将继续深入，以应对不断变化的航空需求。
折叠机翼变体飞机的动力学建模与分析
折叠机翼变体飞机的动力学建模与分析徐孝武;张炜【摘要】We present a new method of dynamic modeling. Sections 1 through 4 of the full paper explain our modeling and analysis mentioned in the title, which we believe is effective and whose core consists of; "Taking the folding wing morphing aircraft as a full multi-rigid-body system, we derive the dynamic equations that can depict the full morphing process. The characteristics of dynamic variables for both symmetry and asymmetry morphing are researched. Based on this modeling, we build the nonlinear numerical simulation model utilizing the Simulink module in the MATLAB software and then do the simulation for a folding wing morphing aircraft. ". The simulation results , presented in Figs. 5 and 6, and their analysis show preliminarily the correctness and effectiveness of our new method of modeling.%文章研究了多刚体系统动力学理论应用于折叠机翼变体飞机动力学建模的方法,考虑变体飞机为一个完整的多刚体系统,建立了能够完整描述变形过程的动力学模型.针对对称变形和非对称变形进行了变体飞机的动态变量特性分析,并基于MATLAB-Simulink仿真环境,建立了非线性数值仿真模型.以某型折叠机翼变体飞机为算例进行了仿真,结果表明建模方法正确可行.【期刊名称】《西北工业大学学报》【年(卷),期】2012(030)005【总页数】8页(P681-688)【关键词】变体飞机;多刚体系统;建模;数值仿真;非对称变形【作者】徐孝武;张炜【作者单位】西北工业大学航空学院,陕西西安710072;西北工业大学航空学院,陕西西安710072【正文语种】中文【中图分类】V212.1变体飞机能够根据飞行环境、飞行剖面和作战任务等需要主动改变气动外形，发挥飞行器最优的飞行性能。
§4.3飞机纵向稳定性
推力作用线在重心以下 推力作用线穿过重心
第五章 第 7 页
推力作用线在重心以上
3、纵向稳定力矩的产生
纵向稳定力矩主要由平尾产生
水平尾翼
正常布局的飞机的平尾的安装角通常要比机翼的 安装角更小。
第五章 第 8 页
平尾可以产生俯仰稳定力矩，趋于保持飞 机的俯仰平衡。
俯仰转动
机翼迎角
平尾升力
零升迎角
负升力
C、飞机的重心和焦点必须重合 D、飞机的重心和焦点的相对位置无关
3、飞机纵向阻尼力矩的产生主要(D)
A、由后掠机翼产生的
B、由垂直尾翼产生的
C、由机身产生的
D、由水平尾翼产生的
4、飞机的纵向稳定性是指飞机绕（横）轴线的稳定性。
5、飞机的阻尼力矩方向与运动方向（相反）。
6、下列哪种变化情况肯定会增加飞机纵向静稳定性?(D)
C、飞机的重心和焦点必须重合 D、飞机的重心和焦点的相对位置无关
3、飞机纵向阻尼力矩的产生主要( )
A、由后掠机翼产生的
B、由垂直尾翼产生的
C、由机身产生的
D、由水平尾翼产生的
4、飞机的纵向稳定性是指飞机绕（ ）轴线的稳定性。
5、飞机的阻尼力矩方向与运动方向（ ）。
6、下列哪种变化情况肯定会增加飞机纵向静稳定性?( )
俯仰力矩
俯仰轴
2、飞机的纵向力矩
① 机翼产生的俯仰力矩 ② 水平尾翼产生的俯仰力矩 ③ 拉力（或推力）产生的俯仰力矩
压力中心
CP
第五章 第 3 页
CG
重心
① 机翼产生的俯仰力矩
机翼产生的俯仰力矩的大小最终只取决于飞机重 心位置、迎角和飞机构型。
一般情况 下机翼产生 下俯力矩。 但当重心后 移较多且迎 角有很大时， 则可能产生 上仰力矩。
空气动力学基础与飞行原理：飞机纵向稳定性
稳定性只取决于全机焦点和重心之间的相对位
置① 全机焦点位于重心之后 xF xW
——纵向静
稳定
xF xW
② 全机焦点位于重心之前 xF xW
——纵向静不
稳定③ 全机焦点位于重心重合——纵向中立静稳定
哪个具备静稳定性？
➢ 飞机焦点位于飞机重心之后，飞机具有迎角稳定性，因 为当飞机受扰动而迎角增大时，飞机附加升L力飞机 对飞机重心形成下俯的恢复力矩，使飞机具有自动恢复 原来迎角的趋势。
俯仰阻尼力矩：在回到原飞行姿态的俯仰运动过程中， 在机体气动表面上产生的气动力形成阻止飞机俯仰运 动的力矩
惯性力矩：在飞机回到原飞行姿态的俯仰运动中，由 于出现机体绕重心俯仰转动的角加速度，由此产生的 转动惯性力矩，力图使飞机维持原运动状态
1 俯仰阻尼力矩
具有足够的纵向静稳定力矩只能使飞机具有自动返 回原飞行姿态的运动趋势, 并不能保证飞机最终能 恢复到原有的飞行姿态。
➢ 如果飞机焦点位于飞机重心之前，飞机就没有迎角稳定 性，到了当飞机受扰动迎角增大时，飞机附加升力对飞 机重心形成上仰的力矩，迫使迎角更加增大。
➢ 如果飞机焦点位置与重心位置重合，则当飞机受扰动以 致迎角发生变化时，其附加升力正好作用于飞机重心上， 对重心形成的力矩等于零。飞机既不自动恢复原来迎角， 也不更加偏离原来迎角。这时处于中立稳定情况。
② 平尾产生的俯仰力矩
在正常飞行中，水平尾翼产生负升力，故水平尾翼 力矩是上仰力矩。当迎角很大时，也可能会产生下俯力矩。
水平尾翼产生的俯仰力矩取决于机翼迎角、升 降舵偏角和流向水平尾翼的气流速度。
纵向上反角
1.影响飞机俯仰平衡的力矩主要是()
A.机身力矩和机翼力矩 B.机翼力矩和垂尾力矩 C.机身力矩和水平尾翼力矩 D.机翼力矩和水平尾翼力矩 答案：D
飞机纵向稳定性课件
03
飞机纵向稳定性控制
俯仰控制装置
升降舵
升降舵是控制飞机俯仰的主要装置，通过偏转升降舵可以产生俯仰力矩，使飞机 抬头或低头。
水平安定面
水平安定面是固定在机尾的水平翼面，它与升降舵协同工作，通过调整水平安定 面的偏转角度来控制飞机的俯仰姿态。
配平装置与调整片
配平调整片
配平调整片是位于升降舵后方的可调 小翼面，通过调整配平调整片的偏转 角度，可以改变升降舵的力矩，从而 调整飞机的俯仰姿态。
02
飞机纵向稳定性原力与机翼面积、飞 行速度和空气密度等因素有关。 在飞行过程中，机翼升力与重力 相平衡，以保持飞机的稳定。
重力
重力是地球对物体的吸引力，对 于飞机而言，重力主要作用在机 翼和尾翼上，产生向下拉力。
俯仰力矩与配平力矩
俯仰力矩
俯仰力矩是由于机翼和尾翼的升力或阻力产生的力矩，它使飞机抬头或低头。 俯仰力矩与机翼和尾翼的面积、飞行速度和空气动力中心的位置等因素有关。
振动和摆动。
问题
俯仰阻尼器可能出现问题，如阻尼 器失效、调节不当等，导致飞机出 现纵向不稳定性。
影响
俯仰阻尼器问题会导致飞机在飞行 过程中出现振动和摆动，增加飞行 员的负担，并可能影响飞机的结构 和性能。
配平装置问题
定义
配平装置是用于调节飞机姿态的 装置，通过调整飞机的水平尾翼 和副翼等部件的位置和角度，以
纵向稳定性的影响因素
01
飞机设计
合理的飞机设计能够提供更好 的纵向稳定性，如合适的重心 位置、机翼和尾翼的布局等。
02
飞行条件
飞行速度、高度和风向等因素 会影响纵向稳定性的表现。
03
飞行员操作
飞行员的操作技巧和经验对纵 向稳定性的保持至关重要，如
飞行器折叠式弹翼机构动态性能研究的开题报告
飞行器折叠式弹翼机构动态性能研究的开题报告一、研究背景和意义折叠式弹翼是一种新型飞行器翼面机构，具有结构简单、可靠性好、重量轻、折叠灵活等优点。
在飞行器设计中，如何充分利用这种翼面机构的性能，提高飞行器的动态稳定性和控制能力，是一个重要的研究方向。
本文将探究折叠式弹翼机构在实际飞行中的动态性能，为提高飞行器的控制能力和性能表现提供理论支持。
二、研究内容和方法本文将采用理论分析和数值仿真相结合的方法，探究折叠式弹翼机构在飞行器运动过程中的动态特性和控制效果。
具体研究内容包括：弹性翼面在不同飞行状态下的动态响应特性、折叠式弹翼机构的动态稳定性分析、弹翼机构在飞行控制中的应用等。
三、预期研究成果本文预计在以下方面取得研究成果：1. 探究折叠式弹翼机构的动态性能与控制效果，提高飞行器的动态稳定性和控制能力。
2. 分析折叠式弹翼机构在不同飞行状态下的动态响应特性，为其在飞行器设计中的应用提供理论基础。
3. 验证数值仿真结果的准确性和可靠性，提高理论研究和工程应用的可靠性和实用性。
四、研究进度安排1. 研究背景和意义，确定研究方向和内容，完成开题报告。
时间：1周。
2. 收集相关文献资料，深入了解折叠式弹翼机构的设计原理和工作机制，了解弹性翼面的动力学特性和控制原理。
时间：2周。
3. 建立折叠式弹翼机构的数学模型，分析其动态特性和控制效果。
时间：2周。
4. 编程实现模型的数值仿真，模拟折叠式弹翼机构的动态响应特性和控制效果，分析结果。
时间：3周。
5. 综合分析理论分析和仿真结果，总结折叠式弹翼机构在飞行器中的应用前景和发展趋势，撰写毕业论文。
时间：4周。
五、存在的问题和解决方案目前存在的问题主要有：1. 折叠式弹翼机构的动态特性和控制效果尚未得到充分研究和探究。
2. 现有研究存在缺乏理论分析和数值仿真相结合的问题。
3. 实际应用中可能面临弹性翼面失效等风险。
针对上述问题，本文将采用理论分析和数值仿真相结合的方法，深入探究折叠式弹翼机构的动态特性和控制效果，验证结果的可靠性和准确性，同时针对实际应用中可能存在的风险，采取多重保障措施，确保研究结果的安全性和实用性。
民用飞机的纵向静稳定性飞行试验计划研究
在飞行力 学理论ｕ 中， 飞机 在平衡 飞行 状态下 ， 纵向受到 瞬时干扰 后具 有恢复到原来平衡状 态的趋势 ， 称为纵 向静稳 定性 ； 飞机从一个平 衡状 态转入另一个平衡状 态所 需的杆力 、 杆位移和升 降舵 偏角 ， 称为纵 向静 操纵性 。在 Ｃ Ｃ Ａ Ｒ 一 ２ ５ 运输类 飞机适航 标准 中 Ｉ ， 对纵 向静稳 定性 主要是考察 改变速度所需 的杆力 方向 、 杆 力一 速度平衡 曲线 以及操纵结
：
盆
民用 相 的纵向静稳定性 行试验计划研 究
江 西省 科 学技术 情报 研 究所 王 佳 中国商 飞上 海飞机 设计研 究院 刘 星 宇
［ 摘 要］ （ （ Ｃ Ｃ Ａ Ｒ一 ２ ５ 运输 类飞机适航标准》 中Ｂ部分“ 稳定 性” 的纵 向静稳 定性 考察 了飞机改 变速度 所需的杆力方 向、 杆力一 速度 平 衡 曲线以及操纵 结束后 飞机速度 的恢复能 力， 是 适航 标准 中重要 的组成部分 ； 纵向静稳定性 的试 飞 ， 是 民机 型号合格审定 中必须演 示 的试飞科 目之 一； 在对适航标 准的分析理解基 础上 ， 进行纵 向静稳定性 的试 飞计划研究 ， 对 试飞 中飞机 的飞行任 务、 试飞构 型、 飞
１ ． 纵向静稳定性的适航条款
曲线均必须具有稳定的斜率 ， 并且杆力不得超过 ３ ５ ６ 牛（ ３ ６ 公斤 ； ８ ０ 磅１ ：
（ １ ） 襟翼 在着陆位置 ； （ ２ ） 起落架在 放下位置 ； （ ３ ） 最大着 陆重量 ； （ ４ ） 发 动机无功率（ 推力） ； （ ５ ） 飞机按无功率（ 推力） 在１ ． ４ Ｖ Ｓ Ｏ配平。 １ ． ２ 适航 条款理解 适航条款“ Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５ ． １ ７ 纵 向静稳定性 的演示 ” 规定 了民用运输类 飞 机在 表明其适航符合性时 ， 需要进行 的纵 向静稳定性试 飞演示 ， 主要包 括飞行 任务 、 试 飞构型 、 速度 、 动力设置四部分。 Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５ ． １ ７ ５ 的（ ａ ） 一 （ ｄ ） ４ 条分别 定义 了需 要演 示 的飞行 任务 ， 即爬 升、 巡航 、 进场 、 着陆 。在（ ｂ ） 条“ 巡 航” 中， 又将巡航任务细分为起落架 收 起高速巡航 、 起 落架收起低速巡航和起落架 放下 巡航。因此 ， 试飞计划 中飞行任务需按 爬升 、 起落 架收起高速 巡航 、 起 落架收起低 速巡航 、 起 落架放下巡航 、 进场和着 陆６ 种来定义 。 试 飞构性包括 襟翼位置 、 起落架状态 、 重量和 重心 。在试 飞 中， 襟
飞机纵向运动的动稳定性
在长周期运动中，飞机的升力与飞行高度 成线性关系，高度越高，则升力越小。
内 容 9.1 飞机纵向运动的动稳定性
9.1.2 9.1.4 9.1.5 模态特性的分析方法 纵向短周期模态的简化分析 纵向长周期模态的简化分析
9.2 飞机的纵向动操纵性
9.2.1 时域响应指标 9.2.3 纵向动操纵性
小结
1、静操纵性：指操纵输入后，飞机响应的稳 态值与操纵指令之比值的关系。
ω
（3）半衰期（倍增期）内振荡次数 N1/2 （ N 2 ）
1−ξ 与频率正比 t1/2 ln2 1−ξ N1/2 , N2 = = ≈ 0.11 ≈ ξ 阻尼 T 2πξ
2 2
振幅衰减一半或倍增的振荡次数表明了振荡模态 频率与阻尼之间的关系；
其值越大，意味着振荡频率过高或振荡阻尼过小。
t1/ 2
当迎角的增量由正值变为负值时又产生反方向的静稳定由正值变为负值时又产生反方向的静稳定力矩使飞机反方向转动即形成了力矩使飞机反方向转动即形成了迎角和迎角和俯仰角的短周期振荡运动俯仰角的短周期振荡运动另一方面另一方面飞机的飞机的阻尼力矩阻尼力矩也较大也较大在振荡运动中会产生较大的阻尼作用使在振荡运动中会产生较大的阻尼作用使飞机的旋转运动很快地衰减下来飞机的力飞机的旋转运动很快地衰减下来飞机的力前几秒钟内基本恢复原来的平衡状态前几秒钟内基本恢复原来的平衡状态纵向长周期运动模态纵向长周期运动模态表征飞机表征飞机力作用的过程力作用的过程表示表示飞机的速度飞机的速度动稳定性动稳定性发散或收敛较慢发散或收敛较慢的运动
M
p
1 0 .9
0 .5 0 .1
td t p
ts
有关时域响应指标 最大超调量 Mp ：响应曲线的最大值与稳态 值之差，用百分比表示定义为：
第四章 飞机的稳定性和操纵性
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空气动力学——第四章
飞机纵向静稳定分析
△L 重 力
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空气动力学——第四章
全机静稳定裕量
➢ 全机焦点与重心之间的距离称为飞机纵向静稳定裕量。
KF XFXW
➢ 设计飞机时，要求KF＞0，且KF要达到一定的量值，以 保证飞机具有足够的纵向静稳定性。
➢ 飞机的俯仰力矩平衡条件： Mz=0， 也就是Cmz=0
➢ 对飞机纵向力矩起主要作用的是机翼 、 水平尾翼的 气动升力 和发动机的推力。
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L机翼
L平尾
飞机重心 机翼压力中心
机翼上的气动升力对飞机产生使机头向下的俯仰力矩(－Mz)。 水平尾翼上的气动升力对飞机产生使机头向上的俯仰力矩(＋Mz)。 当两个力矩互相抵消时，飞机的纵向力Mz =0，飞机保持纵向平衡。
yd
固定在地球表面的一种坐标系。
xd
原点A位于地面任意选定的某一固定点。
• Ayd轴：铅垂向上。
A
• Axd轴：在地面内某一选定的方向。 • Azd轴： 与Axd轴在水平面内并互相垂直。
zd
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哈 尔 滨 龙 海精选航2021空版课器件 培 训 有 限5 公 司
3. 灵敏性对飞行操纵的影响：
• 过于灵敏，很难精确控制飞机，也会因对操纵反应过大而造成失 速或结构的损坏；
• 过于迟钝，驾驶员不得不加大操纵量，操纵起来十分的吃力。
➢ 所以只有具备一定操纵性的飞机才适合飞行。
飞机机电设备维修《纵向操纵性和纵向稳定性的关系》
5.4.3 纵向操纵性和纵向稳定性的关系为了了解这个问题，我们再看一下纵向操纵进行的过程。
以使飞机抬头为例，当飞机做定常直线飞行时，纵向力矩等于零，飞机处于纵向平衡状态。
这时驾驶员向后拉一点杆，升降舵向上偏转一个角度，对重心产生的附加力矩使飞机抬头，这是迫使飞机改变原飞行姿态的操纵力矩M操纵〔见图5-13〕。
飞机一抬头使迎角增大，产生了向上的附加气动升力作用在全机焦点上。
因为飞机具有纵向稳定性，焦点在重心之后，向上的附加气动升力必然对重心产生使飞机低头的力矩，这就是力图使飞机保持原飞行姿态的稳定力矩M稳定〔见图5-13〕。
随着迎角的逐渐增大，M稳定也慢慢增加，直到等于M操纵，飞机的俯仰力矩又重新取得平衡，飞机停止了转动，以一个新的姿态—较大迎角和较小速度—进行定常直线飞行。
飞行到达新的平衡姿态时，M操纵和M稳定的关系是：M操纵=M稳定。
图5-13 飞行员操纵升降舵后，飞机俯仰力矩的变化飞机的纵向稳定性越大〔焦点在重心之后越远〕，迎角改变引起的M稳定越大，所需要的M操纵越大，驾驶杆的位移和升降舵的偏转角就要越大，飞机对驾驶员的操纵反响不灵敏，飞机的操纵性能下降。
相反，如果飞机的纵向稳定性小〔焦点在重心之后距离重心较近〕，迎角改变引起的M稳定小，所需要的M 操纵小，驾驶杆的位移和升降舵的偏转角就小，飞机对驾驶员的操纵反响灵敏，飞机的操纵性能提高。
但稳定性过小也会使操纵飞机时驾驶杆的位移和升降舵的偏转角过小，飞机对驾驶员的操纵反响过于灵敏，驾驶员很难精确地操纵飞机。
由此可知，飞机的稳定性和操纵性是互相制约的：稳定性越大，飞机保持原飞行姿态的能力太强，要改变它就很不容易，操纵起来就很费力，飞机的操纵性就很迟钝；稳定性太小，飞机的飞行姿态很容易改变，驾驶员很难精确地操纵飞机，飞机的操纵性又过于灵敏。
所以，应在稳定性和操纵性两者之间选取一个平衡点，以使飞机具有足够的稳定性和良好的操纵性。
1-1飞机纵向平衡和静稳定性
L
焦点
矩形机翼力矩－按焦点计算
M w L( xc. g xac.w )
非对称翼型的机翼纵向力矩
M w M 0w L( xc. g xac.w )
零升力矩
机翼纵向力矩系数 Mw Cm . w 1 V 2 Sc 2 机翼纵 L( xc. g xac. w ) M 0w 向力矩 1 1 2 2 系数 V Sc V Sc 2 2 Cm. w Cm 0. w CL. w ( x c. g x ac. w )
矩，一是随升力增大而增大的升力力矩。 全机的纵向力矩系数仍将与CL（或）成线性关系
Cm Cm0
CL
Cm Cm0 CL ( xc. g xac )
小结 飞机的纵向平衡
• 飞机的纵向平衡与纵向力矩
– 机翼力矩 – 机身力矩 – 水平尾翼的力矩 – 全机的纵向力矩
纵向静稳定性
稳定性的基本概念
• 单独平尾的纵向力矩特性与单独机翼类似 • 平尾通常采用对称翼型，cm0=0
Vt 2 kqV 2
平尾与机翼的差别
• 平尾迎角
t wb t
t
平尾安装角
下洗角
• 平尾处气流速度
Vt kqV
2
2
Vt kqV
平尾的俯仰力矩
阻力远小于升力，略去阻力对重心的力矩
M t Lt lt
平尾的俯仰力矩
M t Lt lt
/qsc,得力矩系数的形式
Lt k q qSt C L . t k q qSt C L . t wb t
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特性。
工程估算方法中, 首先以重心位置为力矩参考 点, 采用 VLM 估算方法计算出机翼不同折叠角度对
全机俯仰力矩系数 Cm 的影响。然后将其看作后缘 简单襟翼计算其操纵导数 [ 5] 。
偏转升降舵引起的 Cm 增量为:
!Cm =
(x!ref - 0 25)CLf + K ∀
A 1
5!C
Lห้องสมุดไป่ตู้
ref
tan ∀ 1 /4
2 纵向稳定性分析
2 1 静稳定性分析
纵向静稳定性 取决于 两个条 件, 即 Cm0 > 0 和
Cm, CL < 0。对于后掠式飞翼布 局, 可以采 用 Cm 0 # 0
的翼型,
S8 025 翼型 的
Cm
约
0
为
0
006, 因此满足 Cm 0
> 0的条件。Cm, CL为俯仰力矩系数对升力系数的导
数, 取决于飞机的重心距气动焦点的距离与机翼平
1 模型的建立
1 1 确定总体参数 本文提出的研究模型总体布局如图 1所示。该
模型为飞翼布局, 采用 S8025翼型, 发动机进气道位 于机 身背 部, W 型机 翼 后缘, 外 段 机翼 布 置升 降
图 1 折叠机翼变体飞机模型平面图
全机分为五段, 中间段为机身, 连接机身为折叠 段机翼, 折叠段以外为外段机翼。折叠段可以向上 折叠 120!, 同时外段机翼始终保持水平, 机翼上反角 取 0!。外段机翼布置升降副翼, 用于控制飞机的俯 仰和滚转, 其偏 转角度为 - 20!~ 30!。主要总体参 数如表 1所示。
根据上 面 分析, 可 以采 用两 种 方法 改 善其 操 纵性:
( 1)后移飞机重心, 将机 翼展开状态设 计为静 不稳定的, 机翼折叠后焦点后移飞机变为静稳定, 并 通过自动驾驶系统控制。
3 纵向操纵性分析
由于采用飞翼布局, 俯仰操纵采用升降副翼, 当 舵面同时向上或向下对称偏转时, 作为升降舵使用。
第 1期
金 鼎等. 折叠机翼变体飞机纵向操纵性与稳定性研究
7
对于飞翼布局的飞机, 尚没有较好的理论计算方法 计算升降副翼的操纵特性, 因此本节采用工程估算
与风洞 试验 相 结 合的 方 法 研究 模 型 的纵 向 操 纵
向运动与纵向运动分离。飞机纵向动稳定性由扰动 运动的典型模态表示, 利用飞机纵向小扰动运动方 程, 忽略 高 度变 化 对 力 和 力矩 的 影 响, 得 到 特 征 方程:
(S2 + 2 sp sp S + sp ) ( S2 + 2 p p + 2 ) = 0 一般由特征方程可得到两对共轭复根: 一对大的共 轭复根描述快速运动, 对应飞机短周期运动; 另一对 小的共轭复根对应于长周期运动 (沉浮运动 )。
风洞, 六分量应变天平精度 0 5% , 准度 0 5% 。根
据基准模型, 制作了 1 /5比例的风洞模型, 其内、外
段机翼可以折叠, 模型采用腹撑方式安装在风洞天
平支架上, 如图 4所示。
图 6 机翼折叠角度对升降舵操纵导数的影响
飞机平飞时全机俯仰力矩为零, 根据全机俯仰 力矩系数和升降舵操纵导数, 即可计算出在特定迎 角和机翼折叠角度下飞机保持平飞所需的升降舵偏 角。升降舵 后缘 向上 偏舵 偏 角为 负, 其计 算公 式 如下:
1, 2 = - 11 654 ∃ 16 056 i 3, 4 = - 0 049 7 ∃ 0 691 2 i 通过劳斯 霍尔维茨判别式计算得 R > 0, 说明 机翼展开时小扰动运动是稳定的。 机翼折叠时, sp = 29 68, sp = 0 485 3, T sp = 0 242 s, T 1 /2, sp = 0 048 1 s; p = 0 531, p = 0 077 09, Tp = 12 3 s, T 1 /2, p = 17 5 s。两对特征根分别为: 1, 2 = - 14 405 ∃ 25 950 i 3, 4 = - 0 039 5 ∃ 0 511 5 i 通过劳斯 霍尔维茨判别式计算得 R > 0, 说明 机翼折叠时小扰动运动是稳定的。 对比两个状态的长短周期模态可以看出, 机翼 折叠时短周期振荡收敛速度更快, 长周期沉浮运动 平缓, 飞机具有更好的动稳定性。
飞行 力学
第 29卷
图 2 折叠机 翼变体飞机三维模型
1 3 模型的简化 分析研究表明 [ 2] : 内段机翼折叠角速度对飞机
的升力、阻力以及纵向力矩特性的影响非常小, 可以 忽略不计。因此, 分析模型机翼折叠过程中的稳定 性和操纵性变化, 可以把该过程看作无数个内段机 翼静止固定在不同角度的独立模型来进行分析。实 际计算中不需要取很多折叠角度, 本文取 0!~ 120! 每隔 15!建立一个模型进行分析。将得到的数据连 成曲线, 则可得到机翼折叠过程稳定性和操纵性的 变化趋势。
Cm 0 + Cm∃∃+ Cm#e #e = 0 Cm = Cm0 + Cm∃∃ 不同迎角下, 工程估算方法和风洞试验方法得 到的飞机平飞所需舵偏角随内段机翼折叠角度变化 曲线如图 7所示。
图 4 折叠机翼 变体飞机风洞试验模型
分别测量升降舵不偏转和偏转时, 不同迎角以 及机翼不同折叠角度的纵向力矩, 通过坐标转换和 数据修正, 最终可以得到机翼不同折叠角度时的 Cm 和 !Cm。采用工程估算方法和风洞试验方法得到的 结果如图 5、图 6所示。
力矩系数、升降舵操纵导数以及升降舵配 平偏角的变 化量。通 过对计 算结果分 析和验 证机试 飞验证, 发 现机翼
折叠后纵向操纵性存在 的问题, 并提出了相应的改进措施。
关 键 词: 变体飞机; 折叠机翼; 稳 定性; 操纵性
中图分类号: V 212 12
文献标识码: A
文章编号: 1002 0853( 2011) 01 0005 04
表 1 模型总体参数
总体参数
机翼展开 机翼折叠
翼展 /m 机翼面积 /m2 翼载荷 /kg∀ m- 2
全长 /m 总重 / kg 推重比 1 /4弦线后掠角 /( !) 梢根比
18 0 869 4 26 1 02
37 06 32 8 0 132
13 0 516 7 17 1 02 37 06 33 8 0 171
摘 要: 针对一种飞翼布局折叠机翼 变体飞机方 案, 建立 了相应 的研究模 型, 使用 涡格估算 方法计 算出机
翼折叠角度对全机纵向 静稳定性的影响。利用飞机纵向小扰动运动方程, 分别得到 了机翼展开 和折叠状态 的长、
短周期模态, 并对其动稳定性进 行了讨论。结合工程估 算方法 和风洞 试验方法, 计算出 内段机翼 折叠过 程全机
1 2 三维模型建立
为了便于计算模型浸湿面积, 转动惯量等参数,
利用 CAT IA 三维建模软件根据总体参数绘制出三
收稿日期: 2010 08 15; 修订日期: 2010 09 29 作者简介: 金 鼎 ( 1986 ), 男, 河南开封市人, 硕士研究生, 研究方向为飞行器总体设计 。
6 维模型, 如图 2所示。
8
飞行 力学
第 29卷
从图 6 中可以看出, 升降舵操纵导数 Cm#e值较 小, 经计算内段机翼折叠过程 Cm#e /Cm∃均小于 1, 说 明升降舵操 纵作用偏弱。考虑到飞 翼飞机机 身较 短, 因而具有较小的转动惯量 Iyy, 另外俯仰阻尼力 矩也较小, 这些都降低了对俯仰控制能力的要求。
结合图 5~ 图 7, 虽然内段机翼折叠后操纵导数 绝对值增加, 理论上纵向操纵应当更加灵敏, 但是由 于力矩系数绝对值增加得更快, 导致平飞时升降舵 配平舵偏角增大, 可用舵偏角 减小, 同时配平 阻力 增加。
图 5 机翼折叠角 度对纵向力矩系数的影响
图 7 配平舵偏 角随内段机翼折叠角度变化曲线
从图 5中可以看出, 纵向力矩系数的 VLM 方法 估算值与风洞试验值吻合得较好, 机翼折叠角度为 0!~ 120!, Cm 绝对值增加了近 2倍, 说明机翼折叠 对纵向力矩系数影响较大, 特别是折叠角度超过 60! 时, 力矩系数变化非常快。
根据建立的模型可以计算出飞机机翼折叠和展 开时两个状态的长周期和短周期模态, 并通过劳斯 霍尔维茨判据 [ 4] 判断其纵向小扰动运动的稳定性。
机翼 展开 时, 短 周 期 无 阻尼 振 荡 频 率 sp = 19 84, 阻尼比 sp = 0 587 4, 振荡周期 T sp = 0 391 s, 半衰期 T 1 /2, sp = 0 059 5 s; 长周期无阻尼振荡频率 p = 0 693, 阻尼比 p = 0 071 71, 振荡周期 T p = 9 1 s, 半衰期 T 1 /2, p = 12 4 s。两对特征根分别为:
引言
副翼。
变形飞机 是指主动改变气动外形, 以便获得 所需飞行性能的飞机。采用传统变形技术的飞机, 如变后掠翼飞机比较理想地兼顾了低速、跨声速和 超声速飞行性能, 但同时也付出了结构、重量和操纵 等方面的代价。
新概念飞机变形技术是指采用智能材料、传感 器、微机电系统、计算机控制技术, 在飞机飞行过程 中主动改变飞机的全机布局或气动外形, 以便适应 不同的任务需求。折叠机翼变体飞行器作为新概念 变形飞机的一种, 可以实现最 多 200% 的机 翼面积 变化, 它可以从巡航布局变化到高速冲刺布局。折 叠机翼变体飞行器的机翼分为内翼和外翼, 其内翼 和外翼之间、内翼和机身之间靠铰链相连。低速巡 航时内翼和外翼都处于水平状态, 最大升阻比激增 44% , 有效翼展增加 177% , 以得到大的升阻比。高 速冲刺时内翼折向机身, 外 翼保持水平, 浸润面积 减小 25% , 从而减小了机翼面积 和阻力, 以 提高冲 刺速度。最终达到飞行器的高生存力以及对目标的 奇袭效果 [ 1] 。
从图 3可以看出: 随着机翼折叠角度增大, 焦点 位置后移明显, 重心位置固定的情况下, 静稳定余度