现代不稳定战斗机布局的设计过程中气动性能 稳定性和控制...
文章内容：工∥一'弘光,肺厍瑟/1吃:/黼1,<><>现代不稳定战斗机布局的设并过程壬….气动性能,.稳定性和控制要求1.摘要在具有通常的俯仰不稳定基本特牲的现代战斗机研制的早期设计阶段,就必须找到最优性能与极好的操纵品质之间的平衡折哀方案.这种方案必须保证足够的稳定性与操纵性,包括敏捷性在内的良好的机动性以及良好的经济性,而后者通常是与诸如持续/瞬时盘旋角速度及高单位剩余功率这类纯性能要求相矛盾的.本文讨论了根据飞行力学和控制律导出的合理的准则,从这些准则直接得到一组合乎要求的无增稳飞机的纵向和横侧向特性.这些要求给飞机及其部件的气动设计施加了显着的约束,如机翼平面形状,边条,垂尾和平尾的尺寸和位置.阐述了为满足台理的飞行力学限制而产生的问题及可能的解决办法.2.俯仰不稳定设计的简介与说明对在整个扩展的飞行包线内性能和操纵品质的极高要求导致了如下结论:在现代战斗机设计中,台理地采用(主动控制)和(随控布局)技术是一件绝对必需要做的事情按任务剪裁的操纵特性,无顾虑操纵技术及自动功能和控制模态的应用通常为最优任务能力提供了可观的收益,这些收益大于设计上采用诸如功率消耗较大的传动装置,高的传感器性能,余度飞行控制系统以及对计算机的高速度和大容量要求所付出的代价(图1).选择纵向不稳定布局作为一种在性能和机动性方面获得更多优势的途径,会将这种有益的技术变成一个非常敏感的天平飞行控制系一3一统()现在证稳定性,如果具有过高不稳定性的希橱的不利基本特性增大的负担,那么复杂程度的提高趋向于导致天平向不种的伺摆动.牢牢记住这乖1风跆.就心该常认真弛分析设计飞行包线_匈特殊的不稳定性能够帮助改善飞机性能和机动性的那些区域.图2用盘旋速度/马赫数简图解释了典型的空中格斗情形在有加速的交战阶段,曲线保持按某个环变化.主要战斗区域由在所谓"角点速度"处相交的最大"能力线和最大可用升力线确定,而加速和减速区域由飞机的持续转弯速率限制给出.很明显,具有较大可用升力,较小转弯半径和较高持续转弯速率的一方具有明显的优势,因而更可能打赢.在这方面应该提到,最大过载提高到大于"9"也许是不可能的,因为在9时驾驶员的生理极限似乎已经达到了.所以将最大载荷系数限制向低马赫数推移应是一个更有希望的最优化方向此外,接近甚至超过失速时敏捷性的改进(盘¨图31所指出的)以及该区域内出色的操纵品质应是未米战斗机设计中感兴趣的重点.近距格斗模拟表明,在低动压和大迎角下,角谴度和姿态作较快的受控变化可以使飞行员占据有利位置的可能性提高.在高马赫数;高空范围内,存在另一个飞行包线内区域,在这个区域内,特别是在使用导弹的中距格斗模拟中,相对现有战斗机的性能改进是主要感兴趣的问题.如果转换成要求,大持续盘旋速率和大单位剩余功率就是高马赫数范围内的主要设汁目标.未来战斗机设计目标的这…简短提要如果变成气功和飞行力学特性,就会导至相互矛盾,的要求.超音速设计目标要求具有小翼展小的1=【『11积的"『"0,…为低的零川是提高持续性箴的必要基础.在疆音速下,需要的是诱导阻力小,最大升力很大和是好的大迎角基本特性的商效机翼/尾翼这通常需要大翼展的大机翼以提供最大升力和布局仔缃优化,尤其是在机翼顶点处.克服某些矛盾要求的一个台理的途径是引入俯仰不稳定设计,这种设计对性能有显着影,如周4所示,该图中所给的飞机(一种无尾靠局飞机原理也适用于任何有尾布局)的配平特性表明,稳定的布局在握杆的俯仰力矩一升力图中应具有负的斜率.因此,必需采用负的(即向上的)襟翼偏转来配乎布局.重心在气【1心后面的不稳定设计具有正的8/(和),因此需要正的(即向下的)襟翼偏转来配平.罔4下面的极曲线示意图表明了对配平了的性能数据的总的有利效应:该结果针对具有相对较小的展弦比和大的前缘后掠角机翼的典型的趣音速战斗机.尤其是那些在给定升力系数下襟翼正偏比负偏的诱导阻力小得多的战斗机.选一方面导致在希望的盘旋角速度下总阻力显着减小,另一方面造成一个大得多的配平最大升力系数.如果不稳定设计的所有技术上可行的潜力都被利用,那么与传统的稳定飞机相比,最大升力约可提高25,在典型的机动升力系数(比如≈0.7)下诱导阻力可减小约2%.这意味着在同样的性能要求和同样的飞行力学约束条件下,不稳定布局的外形将明显小于其相应的稳定的"兄弟",如图5所示.详细的研究证明可获得的收益包括:战斗机质量(包括内部燃油)减少约8%,所需椎力减小约6%,机翼面积减小约8-因此,本身不稳定飞机的人工增稳是一个非常有吸引力的寻求满足更高要求的途径.但是有大量根据飞行力学和控制律导出的准则和裕度要满足,由于这些准则和裕度所限定的不穗程度,气动最优化(即蠼小阻力和最大升力)可能是达不到的.3.有关基本俯仰特性的飞行力学问题和设计要求6简要地概括了不稳定战斗机布局设计巾与俯仰特牲有关的问题.典型的包含"零"控制和"全低头"控制情况在内的一曲线袭明,不稳定设计的一个限翩因素是确定所需的俯仰恢复力矩,该力矩首先必须保证飞机从犬迎角机动安争改出.仪涉及性能方面的基本设计不稳定性通常选择在低到中等迎角范围.还必须就给出的不稳定性对飞行控制系统的能力加以检验.对大迎角配平条件下的允许抬头力矩也要进行检验.这取决于所选择的外形,并且可能涉及到很多超出基本值以外的不希望的..此外,与马赫数有关的三个临界假的行为也应该仔细考虑.5.1所曩纳俯伸恢复力矩在接近…的大浊角下必须具有的最小俯仰恢复控制效能不可能仅由必须提供从近失速机动寰全恢复的足够的机头下祝加速度来确定.这个问题的更洋细的分析得出盼结论是需要的机头下沉控制效能可以大概地分成两个部分:.1)满足稳定性,抗阵风和大迎角机动中足够的俯仰操鳅品质的基本要求,2)太迎角下提高的敏搪性所需的附加控制效率.毖袒满足的抬头和低头的基本要求是一个经验问题,不能由数学方程精确导出.根据经验,罱要的俯仰加速度木概定在0≈±0.34/.左右.该值域在任何情况下都应满足,一些模拟研究及最近的几个战斗机项目为此提供丁佐证.太迎角下提高的敏捷性
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