[發(fā)明專利]一種改善飛翼布局飛機橫航向飛行品質(zhì)的上反角優(yōu)化方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201310271141.2
• 申請日: 2013-07-01
• 公開（公告）號: CN103395498A
• 公開（公告）日: 2013-11-20
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 解靜峰;黃俊;宋磊;楊華;顏旭峰;劉成
• 申請（專利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類號: B64F5/00
• 分類號: B64F5/00
• 代理公司: 北京永創(chuàng)新實專利事務(wù)所 11121
• 代理人: 趙文穎

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種改善飛翼布局飛機橫航向飛行品質(zhì)的上反角優(yōu)化方法，屬于航空氣動技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

飛機的穩(wěn)定性在飛行中至關(guān)重要，為了使飛機在飛行中具有足夠的橫航向安定性，飛機一般會有垂直尾翼。垂直尾翼可以增加飛機的橫航向氣動力，使飛機的橫航向氣動導(dǎo)數(shù)（側(cè)向力對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)C_Yβ、偏航力矩對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)C_nβ、側(cè)向力對偏航角速度的導(dǎo)數(shù)C_Yr和偏航力矩對偏航角速度的導(dǎo)數(shù)C_nr）有合適的值。一般情況下，一個橫航向穩(wěn)定性達到要求的飛機，其橫航向共有3個運動模態(tài)，分別為滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)、荷蘭滾模態(tài)和螺旋模態(tài)。其中滾轉(zhuǎn)模態(tài)收斂，荷蘭滾模態(tài)收斂，螺旋模態(tài)慢收斂或慢發(fā)散。對于純飛翼布局且有后掠角的飛機，由于沒有垂直尾翼，飛機的C_nβ、C_nr往往偏小，與滾轉(zhuǎn)力矩對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)C_1β不匹配，造成一系列的穩(wěn)定性問題，其中最嚴(yán)重的是荷蘭滾模態(tài)發(fā)散。

飛翼布局飛機解決此問題的通常手段是依靠飛行控制系統(tǒng)對飛機運動進行增穩(wěn)。由精密傳感器、伺服系統(tǒng)和飛行控制計算機組成的飛行控制系統(tǒng)通過測量和反饋側(cè)滑角、側(cè)向加速度和滾轉(zhuǎn)角信號來提高飛機的偏航阻尼、改變交感導(dǎo)數(shù)等參數(shù)，以達到改善飛機橫航向模態(tài)特性的目的。這種手段雖然可以提高飛機的穩(wěn)定性，但在飛行控制系統(tǒng)發(fā)生故障時，飛機飛行品質(zhì)將嚴(yán)重惡化，以致飛行安全難以保證。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是為了解決無尾飛翼布局飛機固有的飛行穩(wěn)定性問題，提出一種改善飛翼布局飛機橫航向飛行品質(zhì)的上反角優(yōu)化方法，通過氣動外形的微小改動，使帶有后掠角的飛翼布局飛機實現(xiàn)橫航向飛行品質(zhì)的提高，并使其在沒有增穩(wěn)系統(tǒng)的輔助下，達到由駕駛員能夠直接操縱的穩(wěn)定性要求。本發(fā)明通過設(shè)計一種特殊的機翼連續(xù)上下反角布置方式，達到了使飛機在一個典型速度下全部迎角范圍內(nèi)穩(wěn)定的效果。

本發(fā)明是一種改善飛翼布局飛機橫航向飛行品質(zhì)的上反角優(yōu)化方法，包括以下幾個步驟：

步驟一：獲取最差狀態(tài)。

步驟二：調(diào)整荷蘭滾模態(tài)阻尼比。

步驟三：調(diào)整荷蘭滾模態(tài)頻率。

步驟四：判斷飛機螺旋模態(tài)特征根是否發(fā)散。

步驟五：通過上述四個步驟，飛翼的結(jié)構(gòu)發(fā)生改變，根據(jù)飛翼的新結(jié)構(gòu)，返回步驟一，重新獲取飛翼的最差狀態(tài)。

本發(fā)明的優(yōu)點在于：

（1）本發(fā)明可以顯著提高飛翼布局飛機荷蘭滾模態(tài)的頻率和阻尼比，從而提升飛機橫航向飛行品質(zhì)；

（2）降低飛翼布局飛機對飛行控制系統(tǒng)的要求，使飛機在沒有增穩(wěn)系統(tǒng)的條件下，可以由駕駛員直接進行操縱，從而提高了飛機的安全性；

（3）對于有隱身要求的飛機，本發(fā)明不會對飛機的雷達反射截面積（RCS）造成嚴(yán)重影響，可以保證飛機的隱身性能。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的方法流程圖；

圖2是本發(fā)明的實施例飛翼平面示意圖；

圖3是本發(fā)明的實施例飛翼上反角布置示意圖；

圖4是本發(fā)明的實施例典型速度下荷蘭滾模態(tài)特征根隨迎角變化的根軌跡圖。

具體實施方式

下面將結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步的詳細說明。

本發(fā)明是一種改善飛翼布局飛機橫航向飛行品質(zhì)的上反角優(yōu)化方法，流程如圖1所示，包括以下幾個步驟：

步驟一：獲取最差狀態(tài)。

獲取飛翼的原始參數(shù)，飛行包線內(nèi)的迎角與速度一一對應(yīng)，形成若干個狀態(tài)，每個狀態(tài)的原始參數(shù)包括原始荷蘭滾模態(tài)阻尼比和原始荷蘭滾模頻率；

根據(jù)飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)，按照需要達到的飛行品質(zhì)要求，獲取達到飛行品質(zhì)要求時，每個狀態(tài)的優(yōu)化參數(shù)，優(yōu)化參數(shù)包括優(yōu)化荷蘭滾模態(tài)阻尼比和優(yōu)化荷蘭滾模頻率；

獲取原始荷蘭滾模態(tài)阻尼比與優(yōu)化荷蘭滾模態(tài)阻尼比差值，選取荷蘭滾模態(tài)阻尼比差值最大的狀態(tài)作為需要優(yōu)化的狀態(tài)，簡稱為最差狀態(tài)；

如果最差狀態(tài)中對應(yīng)的原始荷蘭滾模態(tài)阻尼比和原始荷蘭滾模頻率均符合飛行品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)，本發(fā)明結(jié)束，否則，進入步驟二；

步驟二：調(diào)整荷蘭滾模態(tài)阻尼比。

增加內(nèi)翼段和中翼段的下反角，可以觀察到最差狀態(tài)中原始荷蘭滾模態(tài)阻尼比增加，當(dāng)原始荷蘭滾模態(tài)阻尼比超過優(yōu)化荷蘭滾模態(tài)阻尼比15%時，進入步驟三；

所述的內(nèi)翼段，指從飛機對稱平面算起，占半翼展0%至30%的部分，具體上限位置由結(jié)構(gòu)上的分界面確定；