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1、飞机主动重心控制39032425吴宪1、主动重心控制的目的飞机飞行中俯仰姿态的改变、燃油消耗、武器发射、起落架收放以及设备移动等因素均会不同程度地影响飞机重心位置。传统的重心控制方法是当重心发生偏移或超限后，根据稳定性和操纵性的要求被动地调整重心位置，这在一定程度上限制了飞机性能的充分发挥。主动重心控制技术可有效解决上述问题。该技术是20世纪80年代提出来的一种新技术，它是在飞行过程巾,通过管理飞机燃汕系统或其它设备主动地控制重心位賈，实现飞机重心和气动焦点的合理匹配，从而达到优化飞行性能、降低维护费用、充分发挥飞机潜力的目的。2、现状目前,主动重心控制技术在美国、欧洲等航空发
2、达国家得到了广泛的研究和应用。欧洲AirbusIndustrie将主动重心控制技术应用到A300，A310系列飞机中，达到了减少飞行阻力的目的。协和号客机也采川主动重心控制技术降低飞行阻力，维持飞机在超声速飞行时的易操纵性。近儿年，美国学者已开始了多操纵面超声速作战飞机主动重心控制技术的研究工作。3、系统结构该项技术主要应用于飞机亚声速或超声速巡航段，即在亚声速巡航时，由主动重心控制系统对原设计重心进行优化，改善飞行性能;在超声速巡航时，巾于气动焦点大幅度后移，因此主动重心控制系统则使重心随焦点的变化而向后移动，保持巡航最佳静稳定度。该系统根据飞行状态（h,Ma）和重心位賈评定
3、准则获得最佳重心位賈xe;主动重心控制器以最佳重心位置xjD实际重心位置xeg的差值力输入，通过管理燃油体积量Q来调整飞机燃油系统油量分布，进而改变飞机重心位置，使其在重心允许范围闪向最佳位置xe移动，从而使飞机获得更满意的操纵品质和巡航性能。4、最佳重心最佳重心位置的设计是在由稳定边界和操纵边界所构成的有界闭集Q之内、根据飞行状态(h，Ma)，以巡航阻力D最小为准则获得最佳纵向重心位賈xc。即D(xc)=illillD(xcs)按照上述准则确定的xe可满足飞机巡航吋纵向操纵性和稳定性品质要求，并在一定程度上减小飞机飞行阻力，获得飞行性能和经济性等方面的收益。经过计算，考虑到
4、飞机阻力系数、升力和俯仰力矩系数、重心因子等，根据飞机总阻力的定义，可获得飞机巡航阻力D与F(xeg)的关系为：F(xcg)+vsCDO零升肌力系数；Ays,Aw分别为翼身组合体、尾翼升致阻力因子；S,Sw分别为机翼和尾翼而积；£30，e3为干扰因子，且£30=£0/(2Ays),e3=e1/(2AysCLys)。G为飞机重量;q为动压；xys,xw分别为翼身组合体焦点位置和尾臂；CLys，CLw分别为翼身组合体、尾翼升力系数；由式可知，在一定的飞行状态(h,Ma)下，D与F(xeg)成二次函数关系。当飞机重心xeg移动时,F(xcg)随之改变，因此巡航附力D也会发生变化。在飞
5、机构型确定的前提下，利用重心位置的调整获得最小阻力，可提高飞行性能，获得潜在的经济效益。由XegDmin和重心允许范围Q可确定最佳重心位罝xe为：1UB1由上式可知，影响飞机最佳重心位置的两大因素是最小阻力重心位置和重心允许范闱。当最小阻力重心位置满足飞机稳定边界、操纵边界约束时，S佳重心即是S小阻力重心;否则，最佳重心取重心允许范围的边界值，一般为飞机稳定边界所决定的重心后限。5、重心位移模型某型飞机燃油系统结构如图所示。系统包括前油箱、中央油箱、机翼油箱和盾油箱四组。各汕箱之间通过输汕管路连接，每个油箱均安装输汕泵，并设有活门以调节输汕流量。左S油箱—输油伢路—供油管路根据
6、燃油系统传输燃油所引起的重心变化规律建立纵向重心位移模型，并将管路中剩余燃油对重心的影响作为系统的未知干扰处理。’由式可得重心位移模型为：W为飞机总重；P为燃油密度；Xfi力各油箱余油的纵向重心坐标i=l，•••，!!）；该模型建立/飞机重心后移速率xcg与燃油体积流量G之间的关系。6、仿真分析与结果以某型飞机在h=11km,Ma=112的超声速巡航为例进行仿真。机总重W=249900N,燃汕密度P=775kg/m3，各汕箱余油纵重心坐标为Xf=[3l88,8154,14126]m，翼身组合体与尾翼之间的干扰阻力作用eo=O,e,=01033,重心范围Q=[0131,0151】
7、ca。可得最小阻力重心位置XcgDmin=0149CA,将所设计的主动重心控制系统应用到该机超声速巡航中，h=11km,Ma=112,仿真结果如下图所示。oOooooOO1234571•致阻力和巡航附力的变化曲线O987657666665/G主动亟心控制应用前后配平升阻极曲线对比由图可知，采用主动重心控制技术，可使飞机的升致阻力减小约50%，超声速巡航吋的总阻力由原來的69105kN减小到65116kN,减小了近6%、从而在一定程度上改善丫飞机的飞行性能。由图可知，由于飞机超声速巡航附力减小
