DOI:10. 13645/j.cn k i . f . d. 2003. 02. 018
第21卷 第2期 2003年6月
文章编号:1002-0853(2003) 02-0063-04
飞 行 力 学FL IG HT DYN AM ICS
V o l. 21 No. 2J une 2003
飞机重心允许范围设计准则
税清才, 王秋萍
(贵州航空工业公司飞机设计研究所, 贵州安顺561000)
摘 要:基于稳定气动布局飞机的操纵性和稳定性要求, 提出飞机重心允许范围的确定需要考虑的一些准则。以某型机为例, 用综合提出的设计准则及相关数据对该机的重心允许范围进行了详细计算。结果表明, 按照提出的设计准则确定的重心允许范围与按经验估计的结果接近, 说明所提出的设计准则是可行的。 关 键 词:飞行品质; 重心控制; 飞机总体设计 中图分类号:
文献标识码:V 221. 5
A
引言
常规稳定气动布局飞机的重心控制主要在于飞机的重心与气动焦点有一个合理的匹配。从飞机总体重量、重心控制的角度出发, 考虑到飞行中俯仰姿
态的改变、燃油的消耗、武器发射、外挂物投放、起落架收放、设备移动及飞机制造过程中的公差影响因素, 需要给定一个飞机的使用重心范围。从飞机气动布局的角度来看, 由于构型变化, 飞行速度变化等因素, 飞机的气动焦点也有一个变化范围。飞行品质规范对飞机的操纵性和稳定性的定性、定量要求, 使得飞机的重心变化也有一个范围, 即允许重心范围。允许重心范围必须大于使用重心范围才是合理的, 严格情况下, 在允许重心范围内的飞行品质需要达到一级要求。在某机的设计工作中发现, 这样确定的重心范围过窄, 不能满足飞机总体布置的要求。这时, 就需要根据以往经验或原型机的试飞结果等资料, 适当降低飞行品质等级, 以满足飞机总体设计的需要。
和稳定性之间进行协调、折衷。下面所述的重心范围设计准则是根据文献[1,2]中的相关准则提出的。1. 1 飞机抬前轮速度限制
在起飞过程中, 升降舵必须具有足够的操纵效能以保证飞机具有所需要的离地姿态, 并能有效地防止起飞时因飞机过分转动而进入异常姿态。对于前三点式飞机, 在最小离地速度的90%时就能取得飞机在最小离地速度时的起飞姿态。在整个起飞过程中, 升降舵的操纵行程不应超过总行程的75%。在起飞的平衡计算中, 由于尾喷流对平尾的引射作用, 会提高平尾效率, 增加气动抬头力矩系数, 并且喷流的修正量还不是小量, 这在J 7飞机的喷流试验中已反映出来。未进行喷流修正的低速风洞试验气动数据给出的抬前轮速度与飞机试飞所得的值差别较大, 可见低速气动力喷流修正是必要的。但究竟修正多少合适, 为此, 在实际使用中, 还参照了原型机的鉴定试飞报告给出的起飞平衡曲线, 按照飞行员的实际操纵舵偏, 用原型机的风洞试验数据加上喷流修正量, 通过仿真计算原型机的起飞过程, 当计算平衡曲线与试飞曲线规律接近时, 所用的喷流修正量即为修正值, 某型机的计算与试飞所得的起飞平衡曲线如图1所示。
1 设计准则
飞机重心范围的确定与全机的操纵性和稳定性有着直接的关系, 重心的调整就是在飞机的操纵性
收稿日期:2002-05-24; 修订日期:2003-03-04
作者简介:税清才(1964-) , 男, 重庆綦江人, 高级工程师, 硕士, 主要从事飞机飞行动力学和气动力设计工作;
王秋萍(1951-) , 女, 上海人, 高级工程师, 主要从事飞机飞行动力学和气动力设计工作。
64
飞 行 力 学第21卷
统力臂调节器处于大力臂位置, 平尾可用的偏度较大, 着陆重心允许适当靠前, 着陆接地迎角允许适当增大, 接地速度允许适当减小。但是, 当操纵系统出现故障, 小力臂着陆时, 因平尾最大可用偏度减小, 着陆重量、重心和接地速度应有严格的限制要求。
(2) 襟翼放不下来时的着陆。飞机着陆时, 如果襟翼放不下, 可用升力系数就会减小, 着陆迎角也随
图1 某型机的起飞平衡曲线
之减小, 因此对着陆速度、着陆重量和重心同样会有
限制要求。
文献[2]中规定:飞机在接地的瞬间, 应以着陆迎角处于平衡状态, 其重心应处于前限位置。这时, 平尾偏角应小于最大偏角的90%, 即留有10%的余量。
1. 4 飞行轨迹稳定性
轨迹稳定性对操纵的难易程度有极大的影响。飞行轨迹稳定性是指驾驶员在不改变油门位置而只改变升降舵来保持轨迹倾斜角时, 飞机是否具有速度稳定的特性。这一特性可按照轨迹倾斜角对空速变化的斜率来衡量。对于着陆进场飞行阶段, 轨迹倾斜角对空速变化的曲线在最小使用速度v 0min 处的局部斜率d θ/dv 应为负值或小于下列正值:标准1:d θ/
:d 。d v ≤0. 032; 标准2θ/d v ≤0. 080 推力状态为飞机以v 0min 作正常下滑轨迹所要求的推力状态(一般油门位置处于慢车推力状态) 。由
于飞机的正常飞行速度远大于平飞最小阻力速度, 因此, 在大部分飞行包线内是满足该指标要求的, 只有当飞行员以平飞最小阻力速度或低于此速度保持精确的直线飞行轨迹时, 轨迹稳定性才显得很重要, 出现这种情况的最常见的飞行状态是着陆进场阶段。
1. 5 空中飞行时的过载稳定度限制
当飞机以亚声速飞行时, 由于焦点的前移, 飞机的稳定性降低。为保证飞行安全, 文献[2]规定e n ≤-0. 03, 实则限定了亚声速飞行时的允许重心后限。1. 6 操纵期望参数(C AP ) 限制
CAP 实则综合了飞机的动稳定性和操纵性, 表征了初始俯仰姿态反应和最终飞行轨迹的变化。重心的前、后移动会对CAP 值有影响。飞行员对操稳特性的要求是CAP 值既不能太大, 也不能太小, 量值要适中。基于这种要求, 文献[1]规定:对于在空战阶段, 取得一级品质, C AP =0. 28～3. 60。CAP 值的限定范围, 实际上也对飞机的重心范围提出了限定28,
1. 2 起飞离地后稳定度限制
文献[2]规定:过载稳定度e n ≤-0. 03。当飞机起飞离地后, 由于地效消失, 使低速焦点前移, 从而使全机静稳定性下降。此时, 很难满足规范规定的量
值要求。在原型机飞行中, 经减配重试飞表明, 当e n ≤-0. 01时, 仍能安全起飞。因此, 按照e n ≤-0. 01控制起飞重心后限是合理的。1. 3 着陆时的纵向操纵
当飞机在着陆阶段十分接近地面平飞减速时, 因放下起落架和襟翼, 增加了飞机的低头力矩, 再加上地面效应的影响, 要求平尾具有下列操纵能力:
(1) 在水平飞行中保持几何限制的接地姿态; (2) 取得着陆构型的平飞失速速度;
(3) 为了保证安全操纵的最低要求, 飞机应在出现大气扰动时, 能进行安全的进场和着陆。
在设计应用中, 选取放起落架、放襟翼构型, 考虑了地效对气动力的影响, 应用试验气动数据进行了计算, 在相同条件(重量、重心、发动机慢车推力、接地时的平尾偏度限制) 下, 将计算结果与试飞结果进行了对比, 计算给出的接地速度比试飞结果小一些, 但反映的规律趋势一致, 量值上的差别反映了风洞与实际飞行的差别, 也说明用风洞数据来分析仍具有很高的可信度, 某型机的计算与试飞所得的着陆平衡曲线如图2所示
。
图2 某型机着陆平衡曲线
特殊情况下的着陆有如下两种情况:
,
第2期税清才等. 飞机重心允许范围设计准则
65
若按该值确定飞行时的重心后限太严格。经计算分析, CAP =0. 16与过载稳定度e n ≤-0. 03相当。因此, 某型机的重心后限按CAP =0. 16也可获得满意的品质。
1. 7 机动杆力梯度(P z /n ) 限制
当重心前移时, P z /n 增大, 但最大的杆力梯度不能超过一定的值; 当重心后移时, P z /n 减小, 但最小的杆力梯度也不能低于一定值, 文献[1]对P z /n 提出了定量限制范围。
某型机在原型机的基础上改进设计, 其平尾操纵系统的改动是仅将驾驶杆缩短, 系统传动比变化不大, 最大机动杆力也出现在中、低空大表速。因此, 某型机的重心前限确定按h =5km 时的机动杆力进行限制。
1. 8 荷兰滚模态频率(k he ) 限制
该项要求的提出是为了限制偏航扰动产生的侧滑幅值, 保证飞机自然地趋于飞行航向。阶跃副翼输入引起的侧滑幅值近似正比于1/k he , 过小的模态频率必然带来过大的侧滑幅值。飞机的模态频率在一阶近似情况下有如下关系:
2k he =-U
了某机的两个状态(机翼无外挂和机翼外侧挂480L 副油箱) 的允许重心范围包线图, 分别如图3和图4所示, 其中重心(x t ) 按相对机翼的气动弦长(b A ) 给出。
图3 某机重量/重心允许范围包线图(机翼无外挂)
图4 某机重量/重心允许范围包线图
(机翼外侧挂480L 副油箱)
m U y +
x y m x 1-2I y I x I y I y
2
2
xy
只要实际重量和重心使用包线在给出的允许包线范围内, 即可达到重心的控制要求。实际使用上, 重心范围的确定要涵盖众多的外挂组合, 因而, 每一个外挂状态都应给出如图3和图4所示的重量和重心允许包线。但所有的外挂组合又不可能全部进行风洞实验, 因此, 只能选取典型的外挂来进行风洞实验, 进而确定重心允许范围。图3和图4所示的外挂状态即为某型机典型的重心前、后使用状态。尽管图3所示的气动允许重心较为靠后, 但在实际重心控制中, 因起落架防倒角的限制, 实际重心位置却不可能这么靠后。总体设计按耗油变化给出的飞机满油重心限定估计值为0. 3100b A ～0. 3450b A ; 空中飞行重心限定估计值为0. 2825b A ～0. 3480b A ; 接地重心限定估计值为0. 2900b A ～0. 3050b A 。通过与图3和图4的比较可以看出, 按照所提出的设计准则确定的重心允许范围与总体重量、重心控制给出的估计范围是接近的, 说明该设计准则是可行的。
m y 与I y 对k he 的影响是主要的, 重心的前后移动均会增大I y , 重心的后移会使m U y 减小, 从而使k he 减小。为限制k he 的下降, 对重心的后移应提出限制。文献[1]要求:战斗机在空战飞行阶段k he ≥1. 0。1. 9 荷兰滚模态阻尼比(Y he ) 限制
在荷兰滚模态特性中, 起决定作用的是选择较大的Y he , Y he 的限制是保证模态特性具有稳定的振荡特性。文献[1]要求:战斗机在空战飞行阶段Y he ≥0. 19; 文献[2]要求:Y he ≥0. 173; 文献[4]要求:Y he ≥0. 11。飞机重心的移动, 会影响到动导数, 进而影响到Y he , 设计规范对Y he 的限制隐含了对重心移动的限制。
1. 10 翼身载荷限制
飞机重心的移动会影响气动力, 进而影响到翼身气动载荷。由于飞机的结构和强度是按其最大的气动载荷设计的, 因此, 要求重心的移动带来的气动载荷变化不能超过结构和强度的限制。
3 结束语
飞机允许重心范围的确定是飞机总体设计中的一项重要工作。本文旨在对于采用稳定气动布局和常规机械操纵系统的飞机, 从经典飞行品质有关要求的角度出发, 结合原型机有关的试飞经验, 提出一2 算例
66
重心范围, 可为飞机总体设计提供参考。参考文献:
飞 行 力 学
1962.
第21卷
[3] 军用飞机飞行品质规范背景材料和使用说明[M].北
京:航空工业部, 1982.
[4] 英国空军和海军飞机设计要求(A P 970) [M ].北京:第
[1] G JB 185-86, 有人驾驶飞机(固定翼) 飞行品质[S ].[2] 飞机设计的一般技术要求[M ].北京:海军司令部,
三机械工业部六二八研究所, 1972.
Design Criteria about Determination of Variable Range
of Allowable Center of Gravity for an Aircraft
S HU I Qing-cai, W AN G Qiu-ping
(Institute of Aircraf t Design and Research , Guizhou Av iation
Industry Corporation , Anshun 561000, China )
Abstract :This paper introduces the desig n criteria abo ut determina tion of v ariable rang e of allo wable center of g ravity based on demands fo r stability and co ntrollability of an aircraft w ith stable aerody namic lay out. These criteria are used in the ov erall desig n fo r a n aircraft. The re-sults sho w tha t the v aria ble rang e of allow able center of g ravity determined by these criteria are closed to o ne estim ated by overall w eig ht contro l ex periences and these design criteria are av ail-able in the aircraft desig n .
Key words :flying qualities; center o f gravity co ntrol; ov erall desig n of aircraft
(编辑:姚妙慧)
(上接第52页)
Side Jet and Aerodynamics Compound Control System
Design of Air Defense Missiles
CHENG Feng-zho u, W AN Zi-ming , CHEN Shi-lu, YU Ben-shui (College of Astronautics , Northwestern Polytechnical University ,
X i ' a n 710072, China )
Abstract :The co mpo und co ntrol system of an intercept missile by means of co mbining the
traditional a erody namics co ntrol with reaction jets co ntro l is studied in this paper . At first , the phenom enon of side jet interaction with ex ter nal flow is analy zed, a nd the interactio n mo del is presented by the jet interaction am plificatio n factor (K ) , and then the co mpound control model of jet thrust and aero dy namics is established. The com pound contro l sy stem is divided into two sub-systems :the div er t thrust subsystem and the aerodynamics subsystem . The different co ntrol m ethods are desig ned fo r each subsystem , a nd the perfo rm ance of the com po und co ntro l system and each subsy stem is sim ula ted a nd analy zed.
Key words :intercept missile; side jet; com pound control system
(编辑:崔立峰)
DOI:10. 13645/j.cn k i . f . d. 2003. 02. 018
第21卷 第2期 2003年6月
文章编号:1002-0853(2003) 02-0063-04
飞 行 力 学FL IG HT DYN AM ICS
V o l. 21 No. 2J une 2003
飞机重心允许范围设计准则
税清才, 王秋萍
(贵州航空工业公司飞机设计研究所, 贵州安顺561000)
摘 要:基于稳定气动布局飞机的操纵性和稳定性要求, 提出飞机重心允许范围的确定需要考虑的一些准则。以某型机为例, 用综合提出的设计准则及相关数据对该机的重心允许范围进行了详细计算。结果表明, 按照提出的设计准则确定的重心允许范围与按经验估计的结果接近, 说明所提出的设计准则是可行的。 关 键 词:飞行品质; 重心控制; 飞机总体设计 中图分类号:
文献标识码:V 221. 5
A
引言
常规稳定气动布局飞机的重心控制主要在于飞机的重心与气动焦点有一个合理的匹配。从飞机总体重量、重心控制的角度出发, 考虑到飞行中俯仰姿
态的改变、燃油的消耗、武器发射、外挂物投放、起落架收放、设备移动及飞机制造过程中的公差影响因素, 需要给定一个飞机的使用重心范围。从飞机气动布局的角度来看, 由于构型变化, 飞行速度变化等因素, 飞机的气动焦点也有一个变化范围。飞行品质规范对飞机的操纵性和稳定性的定性、定量要求, 使得飞机的重心变化也有一个范围, 即允许重心范围。允许重心范围必须大于使用重心范围才是合理的, 严格情况下, 在允许重心范围内的飞行品质需要达到一级要求。在某机的设计工作中发现, 这样确定的重心范围过窄, 不能满足飞机总体布置的要求。这时, 就需要根据以往经验或原型机的试飞结果等资料, 适当降低飞行品质等级, 以满足飞机总体设计的需要。
和稳定性之间进行协调、折衷。下面所述的重心范围设计准则是根据文献[1,2]中的相关准则提出的。1. 1 飞机抬前轮速度限制
在起飞过程中, 升降舵必须具有足够的操纵效能以保证飞机具有所需要的离地姿态, 并能有效地防止起飞时因飞机过分转动而进入异常姿态。对于前三点式飞机, 在最小离地速度的90%时就能取得飞机在最小离地速度时的起飞姿态。在整个起飞过程中, 升降舵的操纵行程不应超过总行程的75%。在起飞的平衡计算中, 由于尾喷流对平尾的引射作用, 会提高平尾效率, 增加气动抬头力矩系数, 并且喷流的修正量还不是小量, 这在J 7飞机的喷流试验中已反映出来。未进行喷流修正的低速风洞试验气动数据给出的抬前轮速度与飞机试飞所得的值差别较大, 可见低速气动力喷流修正是必要的。但究竟修正多少合适, 为此, 在实际使用中, 还参照了原型机的鉴定试飞报告给出的起飞平衡曲线, 按照飞行员的实际操纵舵偏, 用原型机的风洞试验数据加上喷流修正量, 通过仿真计算原型机的起飞过程, 当计算平衡曲线与试飞曲线规律接近时, 所用的喷流修正量即为修正值, 某型机的计算与试飞所得的起飞平衡曲线如图1所示。
1 设计准则
飞机重心范围的确定与全机的操纵性和稳定性有着直接的关系, 重心的调整就是在飞机的操纵性
收稿日期:2002-05-24; 修订日期:2003-03-04
作者简介:税清才(1964-) , 男, 重庆綦江人, 高级工程师, 硕士, 主要从事飞机飞行动力学和气动力设计工作;
王秋萍(1951-) , 女, 上海人, 高级工程师, 主要从事飞机飞行动力学和气动力设计工作。
64
飞 行 力 学第21卷
统力臂调节器处于大力臂位置, 平尾可用的偏度较大, 着陆重心允许适当靠前, 着陆接地迎角允许适当增大, 接地速度允许适当减小。但是, 当操纵系统出现故障, 小力臂着陆时, 因平尾最大可用偏度减小, 着陆重量、重心和接地速度应有严格的限制要求。
(2) 襟翼放不下来时的着陆。飞机着陆时, 如果襟翼放不下, 可用升力系数就会减小, 着陆迎角也随
图1 某型机的起飞平衡曲线
之减小, 因此对着陆速度、着陆重量和重心同样会有
限制要求。
文献[2]中规定:飞机在接地的瞬间, 应以着陆迎角处于平衡状态, 其重心应处于前限位置。这时, 平尾偏角应小于最大偏角的90%, 即留有10%的余量。
1. 4 飞行轨迹稳定性
轨迹稳定性对操纵的难易程度有极大的影响。飞行轨迹稳定性是指驾驶员在不改变油门位置而只改变升降舵来保持轨迹倾斜角时, 飞机是否具有速度稳定的特性。这一特性可按照轨迹倾斜角对空速变化的斜率来衡量。对于着陆进场飞行阶段, 轨迹倾斜角对空速变化的曲线在最小使用速度v 0min 处的局部斜率d θ/dv 应为负值或小于下列正值:标准1:d θ/
:d 。d v ≤0. 032; 标准2θ/d v ≤0. 080 推力状态为飞机以v 0min 作正常下滑轨迹所要求的推力状态(一般油门位置处于慢车推力状态) 。由
于飞机的正常飞行速度远大于平飞最小阻力速度, 因此, 在大部分飞行包线内是满足该指标要求的, 只有当飞行员以平飞最小阻力速度或低于此速度保持精确的直线飞行轨迹时, 轨迹稳定性才显得很重要, 出现这种情况的最常见的飞行状态是着陆进场阶段。
1. 5 空中飞行时的过载稳定度限制
当飞机以亚声速飞行时, 由于焦点的前移, 飞机的稳定性降低。为保证飞行安全, 文献[2]规定e n ≤-0. 03, 实则限定了亚声速飞行时的允许重心后限。1. 6 操纵期望参数(C AP ) 限制
CAP 实则综合了飞机的动稳定性和操纵性, 表征了初始俯仰姿态反应和最终飞行轨迹的变化。重心的前、后移动会对CAP 值有影响。飞行员对操稳特性的要求是CAP 值既不能太大, 也不能太小, 量值要适中。基于这种要求, 文献[1]规定:对于在空战阶段, 取得一级品质, C AP =0. 28～3. 60。CAP 值的限定范围, 实际上也对飞机的重心范围提出了限定28,
1. 2 起飞离地后稳定度限制
文献[2]规定:过载稳定度e n ≤-0. 03。当飞机起飞离地后, 由于地效消失, 使低速焦点前移, 从而使全机静稳定性下降。此时, 很难满足规范规定的量
值要求。在原型机飞行中, 经减配重试飞表明, 当e n ≤-0. 01时, 仍能安全起飞。因此, 按照e n ≤-0. 01控制起飞重心后限是合理的。1. 3 着陆时的纵向操纵
当飞机在着陆阶段十分接近地面平飞减速时, 因放下起落架和襟翼, 增加了飞机的低头力矩, 再加上地面效应的影响, 要求平尾具有下列操纵能力:
(1) 在水平飞行中保持几何限制的接地姿态; (2) 取得着陆构型的平飞失速速度;
(3) 为了保证安全操纵的最低要求, 飞机应在出现大气扰动时, 能进行安全的进场和着陆。
在设计应用中, 选取放起落架、放襟翼构型, 考虑了地效对气动力的影响, 应用试验气动数据进行了计算, 在相同条件(重量、重心、发动机慢车推力、接地时的平尾偏度限制) 下, 将计算结果与试飞结果进行了对比, 计算给出的接地速度比试飞结果小一些, 但反映的规律趋势一致, 量值上的差别反映了风洞与实际飞行的差别, 也说明用风洞数据来分析仍具有很高的可信度, 某型机的计算与试飞所得的着陆平衡曲线如图2所示
。
图2 某型机着陆平衡曲线
特殊情况下的着陆有如下两种情况:
,
第2期税清才等. 飞机重心允许范围设计准则
65
若按该值确定飞行时的重心后限太严格。经计算分析, CAP =0. 16与过载稳定度e n ≤-0. 03相当。因此, 某型机的重心后限按CAP =0. 16也可获得满意的品质。
1. 7 机动杆力梯度(P z /n ) 限制
当重心前移时, P z /n 增大, 但最大的杆力梯度不能超过一定的值; 当重心后移时, P z /n 减小, 但最小的杆力梯度也不能低于一定值, 文献[1]对P z /n 提出了定量限制范围。
某型机在原型机的基础上改进设计, 其平尾操纵系统的改动是仅将驾驶杆缩短, 系统传动比变化不大, 最大机动杆力也出现在中、低空大表速。因此, 某型机的重心前限确定按h =5km 时的机动杆力进行限制。
1. 8 荷兰滚模态频率(k he ) 限制
该项要求的提出是为了限制偏航扰动产生的侧滑幅值, 保证飞机自然地趋于飞行航向。阶跃副翼输入引起的侧滑幅值近似正比于1/k he , 过小的模态频率必然带来过大的侧滑幅值。飞机的模态频率在一阶近似情况下有如下关系:
2k he =-U
了某机的两个状态(机翼无外挂和机翼外侧挂480L 副油箱) 的允许重心范围包线图, 分别如图3和图4所示, 其中重心(x t ) 按相对机翼的气动弦长(b A ) 给出。
图3 某机重量/重心允许范围包线图(机翼无外挂)
图4 某机重量/重心允许范围包线图
(机翼外侧挂480L 副油箱)
m U y +
x y m x 1-2I y I x I y I y
2
2
xy
只要实际重量和重心使用包线在给出的允许包线范围内, 即可达到重心的控制要求。实际使用上, 重心范围的确定要涵盖众多的外挂组合, 因而, 每一个外挂状态都应给出如图3和图4所示的重量和重心允许包线。但所有的外挂组合又不可能全部进行风洞实验, 因此, 只能选取典型的外挂来进行风洞实验, 进而确定重心允许范围。图3和图4所示的外挂状态即为某型机典型的重心前、后使用状态。尽管图3所示的气动允许重心较为靠后, 但在实际重心控制中, 因起落架防倒角的限制, 实际重心位置却不可能这么靠后。总体设计按耗油变化给出的飞机满油重心限定估计值为0. 3100b A ～0. 3450b A ; 空中飞行重心限定估计值为0. 2825b A ～0. 3480b A ; 接地重心限定估计值为0. 2900b A ～0. 3050b A 。通过与图3和图4的比较可以看出, 按照所提出的设计准则确定的重心允许范围与总体重量、重心控制给出的估计范围是接近的, 说明该设计准则是可行的。
m y 与I y 对k he 的影响是主要的, 重心的前后移动均会增大I y , 重心的后移会使m U y 减小, 从而使k he 减小。为限制k he 的下降, 对重心的后移应提出限制。文献[1]要求:战斗机在空战飞行阶段k he ≥1. 0。1. 9 荷兰滚模态阻尼比(Y he ) 限制
在荷兰滚模态特性中, 起决定作用的是选择较大的Y he , Y he 的限制是保证模态特性具有稳定的振荡特性。文献[1]要求:战斗机在空战飞行阶段Y he ≥0. 19; 文献[2]要求:Y he ≥0. 173; 文献[4]要求:Y he ≥0. 11。飞机重心的移动, 会影响到动导数, 进而影响到Y he , 设计规范对Y he 的限制隐含了对重心移动的限制。
1. 10 翼身载荷限制
飞机重心的移动会影响气动力, 进而影响到翼身气动载荷。由于飞机的结构和强度是按其最大的气动载荷设计的, 因此, 要求重心的移动带来的气动载荷变化不能超过结构和强度的限制。
3 结束语
飞机允许重心范围的确定是飞机总体设计中的一项重要工作。本文旨在对于采用稳定气动布局和常规机械操纵系统的飞机, 从经典飞行品质有关要求的角度出发, 结合原型机有关的试飞经验, 提出一2 算例
66
重心范围, 可为飞机总体设计提供参考。参考文献:
飞 行 力 学
1962.
第21卷
[3] 军用飞机飞行品质规范背景材料和使用说明[M].北
京:航空工业部, 1982.
[4] 英国空军和海军飞机设计要求(A P 970) [M ].北京:第
[1] G JB 185-86, 有人驾驶飞机(固定翼) 飞行品质[S ].[2] 飞机设计的一般技术要求[M ].北京:海军司令部,
三机械工业部六二八研究所, 1972.
Design Criteria about Determination of Variable Range
of Allowable Center of Gravity for an Aircraft
S HU I Qing-cai, W AN G Qiu-ping
(Institute of Aircraf t Design and Research , Guizhou Av iation
Industry Corporation , Anshun 561000, China )
Abstract :This paper introduces the desig n criteria abo ut determina tion of v ariable rang e of allo wable center of g ravity based on demands fo r stability and co ntrollability of an aircraft w ith stable aerody namic lay out. These criteria are used in the ov erall desig n fo r a n aircraft. The re-sults sho w tha t the v aria ble rang e of allow able center of g ravity determined by these criteria are closed to o ne estim ated by overall w eig ht contro l ex periences and these design criteria are av ail-able in the aircraft desig n .
Key words :flying qualities; center o f gravity co ntrol; ov erall desig n of aircraft
(编辑:姚妙慧)
(上接第52页)
Side Jet and Aerodynamics Compound Control System
Design of Air Defense Missiles
CHENG Feng-zho u, W AN Zi-ming , CHEN Shi-lu, YU Ben-shui (College of Astronautics , Northwestern Polytechnical University ,
X i ' a n 710072, China )
Abstract :The co mpo und co ntrol system of an intercept missile by means of co mbining the
traditional a erody namics co ntrol with reaction jets co ntro l is studied in this paper . At first , the phenom enon of side jet interaction with ex ter nal flow is analy zed, a nd the interactio n mo del is presented by the jet interaction am plificatio n factor (K ) , and then the co mpound control model of jet thrust and aero dy namics is established. The com pound contro l sy stem is divided into two sub-systems :the div er t thrust subsystem and the aerodynamics subsystem . The different co ntrol m ethods are desig ned fo r each subsystem , a nd the perfo rm ance of the com po und co ntro l system and each subsy stem is sim ula ted a nd analy zed.
Key words :intercept missile; side jet; com pound control system
(编辑:崔立峰)