隨控布局飛機

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更新時間: 2013-09-04

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隨控布局飛機的英文名稱為:controlconfiguredvehicle。它是指應用主動控制技術的飛機。就是在用傳統方法設計飛機的基礎上,應用了主動控制技術。飛機上常用的主動控制技術有:放寬靜穩定性控制、乘坐品質控制、機動載荷控制、結構振動控制和直接力控制等。

隨控布局飛機 -正文
隨控布局飛機隨控布局飛機

隨控布局飛機是應用主動控制技術的飛機。用傳統方法設計飛機時,增穩裝置和自動控制系統只起到改善飛機穩定性和操縱品質的作用。應用主動控制技術可以在飛機設計的初始階段利用控制系統來改善飛機性能,不僅可以改善飛機的穩定性和操縱品質,還可以減小結構重量和阻力,或提高飛機的機動能力等,從而使飛機性能明顯提高。飛機上常用的主動控制技術有:放寬靜穩定性控制、乘坐品質控制、機動載荷控制、結構振動控制和直接力控制等。

隨控布局飛機 -發展
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隨控布局飛機是60年代末,70年代初發展起來的一種具有革新意義的飛機。人們預計這項以機載計算機為核心,以電傳操縱系統為基礎的新技術的出現。將會對飛機性能的改善和空戰戰術的變革帶來巨大影響。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:

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。

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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。

第三階段:80年代以後,人們又強調了戰鬥機的敏捷性。所謂敏捷性,簡單講就是機動性和可操縱性的結合。它包括了加減速度變化率、角速度變化率、滾轉角加速度等。如何使飛機達到高敏捷性,必須從飛機設計上想辦法,如果仍然按照常規的飛機來設計,很難使飛機具有高敏捷性,而採用隨控布局技術就不同了。

隨控布局飛機 -工作原理

應用主動控制技術可以在飛機設計的初始階段利用控制系統來改善飛機性能,不僅可以改善飛機的穩定性和操縱品質,還可以減小結構重量和阻力,或提高飛機的機動能力等,從而使飛機性能明顯提高。

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隨控布局技術是指隨著控制系統來進行飛機總體布局。具有這種技術的飛機裝有各種飛行狀態感測器,計算機、自動控制系統。在飛行過程中。機載計算機可根據飛行員的意圖、飛機的姿態、周圍的氣流條件,及時發出指令信號,主動控制各種操縱面,使操縱面上的氣動力按需要變化,以提高飛機的機動性。

隨控布局飛機 -優缺點
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隨控布局飛機(controlconfiguredvehicle即ccv)簡單的講就是將主動控制技術應用到飛機上,通過電傳操縱,提高飛行品質的飛機。概括他講,隨控布局飛機應用了兩大技術,即主動控制技術和基本(常規)設計技術。主動控制技術(act)就是在飛機總體設計階段主動地將自動控制系統與氣動布局。結構、動力裝置等結合在一起進行綜合的設計,從而全面地提高飛機的飛行性能並改善飛行品質。從設計角度講,設什初始階段就考慮了飛行控制系統對總體設計的影響,可充分發揮飛行控制系統的潛力。從控制角度講,在各種飛行狀態下,通過感測器的指令,披預定程序操縱,可使氣動力按需要變化,從而使飛機性能達到最佳。主動控制設什技術與基本設計技術的區別是,基本設計技術是根據任務的要求,以氣動力。結構和動力裝置三大基本因素來確定飛機布局的,如飛機不能完全滿足設計要求,這時才採用自動控制系統加以改善,也就是說。主動控制系統是後來加到飛機上的,對飛機的結構沒有直接影響。而主動控制設計技術,則把主動控制系統提到和上述三個因素(氣動力、結構和動力裝置)並駕齊驅的地位,也就是在飛機布局設計之初就把控制技術與基本的三大技術同時考慮,因而使設計者可以利用飛行控制技術明顯地提高飛行器的性能。

隨控布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。

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隨控布局飛機 -控制內容
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隨拄布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。從目前的隨控布局飛機來看,有的應用了其中的一項,也有的採用了其中多項。

1.放寬穩定性

為保證飛機飛行中有足夠的穩定性,在常規飛機的設什中,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矩(穩定力矩),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。若縱向自定性大大則操縱費力,飛機不靈敏,機動性也差;若穩定性大小,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,飛機的焦點會急劇后移,以致影響飛機的機動性。而且,由於飛機焦點后移量大,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,只有增加平尾的面積才行,這又會導致飛機重量和配平阻力的增加。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(Relcxedstaticstability,即Rss〕的概念。採用縱向穩定性放寬技術后,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,因為升降舵(或平尾)是由計算機和電傳操縱機構根據感測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。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,在平尾上必須產生個向上的配平升力來實現力矩平衡。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,儘管飛機的焦點后移到重心之後,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鼠這樣平尾面積就可大大減小。F一4ECCV驗證機,把縱向靜穩定性放寬了4%后。起飛重量可減輕20%。

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2.直接力控制

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。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。


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3.機動載荷控制

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,控制系統會自動地們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一4飛機與常規F一4飛機相比,當轉彎30秒鐘。前者已轉過180度,而後者只轉過135度。對於轟炸機和運輸機來說,主要是進行長時間的巡航飛行,機翼承載能力可披巡航飛行狀態的要求進行設計。在機動飛行屯通過飛行控制計算機自動偏轉襟翼(包括前、后緣襟翼),可以使機翼壓力中心向機翼內側移動,喊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一52飛機比常規的B一52飛機,在過載等於1的機動動作下,翼根彎矩減少40%,在隨控布局的C一5A軍用運輸機上,翼根彎矩減少30%-40%。

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4.陣風緩和控制

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。裝有陣風緩和控制系統的飛機,在飛行中遇有陣風時,安裝在機身適當部位的加速計(敏感元件),將感受到陣風的加速度,並將信號輸入機載計算有進行處理,然後由計算機控制航面偏轉,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運應,例如,F一8CCV,衰減陣風過載可達30%一41%,F一16CCV的衰減陣風過載可達50%左右,效果都比較好。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后。在低空高速突防狀態中,飛機結構在達到疲勞損之前的飛行時間可增加1倍之多。

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5.顫振抑制控制

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。隨控布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感測器,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后,會給出指令驅動舵捌使氣動力操縱面偏轉,自動增大顫振陰尼,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,採用該系統后,殲擊機的顫振臨界速度可提高30%左右。


6.乘坐品質控制

乘坐品質控制又稱乘感控制。按常規設計的高速飛機,飛行中若遇到周期性陣風時,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。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。經過解后,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一1戰略轟炸飢上採用了這種系統,就大大改善了長時間執行低空任務飛行員的乘坐舒適性。

隨控布局飛機 -參考資料

http://www.jlet.cn/htmldata/1/11/2006_09/SuiKongBuJuFeiJi-control-configured-vehicle10616_1.html

http://17xie.com/read-210552.html

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