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折叠机翼变体飞机非对称变形控制效率分析

更新时间:2009-03-28

0 引 言

变体飞机能够主动改变气动外形,扩大飞行包线,完成不同的飞行任务。变后掠飞机的非对称变形有利于提高飞机的抗侧风能力,能够更有效地完成任务规划[1]。与常规飞机相比,变体飞机还可以通过非对称变形增加操控能力,增强飞机的机动飞行能力。近年来,国内外针对各种变体飞机的非对称变形开展了一些研究。C.S.Beaverstock等[2]研究了对称和非对称翼展变化对飞行动力学的影响;郭建国等[3]研究了伸缩翼飞行器在非对称变形时的响应特性;杨贯通[4]针对变后掠变展长飞行器横侧项滚转效率低的问题,研究了不对称变形控制方法;童磊[5]研究了不对称变后掠飞行器的多刚体建模和飞行控制。

折叠机翼变体飞机的变形区间更大,是否能够通过非对称变形操纵提高飞机的机动性是值得研究的问题。目前针对对此类型变体飞行器的动力学建模和控制方法研究多数基于对称变形过程[6-8]。B.Obradovic等[9]研究了对称和非对称变形情况下的动力学建模方法;B.Obradovic等[10]研究了非对称变形过程的气动载荷分布情况。上述针对折叠机翼变体飞机的非对称变形研究仅给出了非对称变形引起的气动变化和动态响应结果,没有考虑将非对称变形作为操纵输入,也没有具体分析非对称变形控制可能带来的优势或不利因素。

本文针对非对称变形控制方案和操纵效率进行研究,对非对称操纵进行定义和简化,通过将非对称变形操纵与常规操纵面对比和仿真计算,得出非对称变形控制的最大有效区间。

1 变体飞机状态方程

1.1 几何模型

以某型折叠机翼变体飞机为例,折叠段可以单独向上折叠120°,同时外段机翼始终保持水平,外形图如图1所示,各翼段的主要几何参数如表1所示。

  

图1 折叠机翼变体飞机模型平面图

 

Fig.1 Planform of rearview folding wing morphing aircraft

 

表1 各翼段的主要几何参数

 

Table 1 Parameters of bodies

  

翼段名称几何参数翼段展长/m参考面积/m2根弦长/m梢弦长/m前缘后掠角/(°)机身段0.300.2180.9000.72535折叠段0.300.1310.7250.46835外 段0.550.1650.4680.21735

1.2 状态方程

根据动力学模型的建立形式和研究对象,变体飞机的状态矢量方程[11]可以表示为

中国长期以来形成了复杂的社会和文化背景,官本位制导致企业人力资源管理的行政化色彩比较浓厚,管理理念较为模糊,缺乏人本主义管理的基础,不重视员工的真实感受,也忽略了一些员工个人的专长、追求,严重制约了人力资源潜能的发挥。虽然许多企业已逐步认识到人才在经济发展中的重要性,并有意识地加强“以人为中心”的管理,但由于培养模式不成熟,人才岗位流动困难,难以实现人才优化配置,人力资源使用效率低下。

在这次的“葛兰素史克事件”中,内部人员的举报才使得商业贿赂的丑闻被揭开。这在一定程度上也反映出相关政府部门的不作为,存在监管上的漏洞。一些地方政府对商业贿赂的危害性认识不够,认为是商品交易中的潜规则,是一种正常的商业习惯。更有甚者认为查处商业贿赂会影响当地的投资环境,不利于当地财政的创收。正是由于这种想法的存在,导致他们对企业的商业行为不进行监管,对于违法的商业行为不去查处,睁一只眼闭一只眼,放任了商业贿赂的肆意发展。

 

(1)

式中:x为状态矢量;u为控制输入矢量;δf为变形过程引起的变量函数。

变体飞机的飞行控制主要包括两个方面:一个是改变飞机形态的变形控制,另一个是控制飞机保持姿态和航迹的飞行控制。变体飞机有两种不同的控制方法,如图2所示。第一种是变形控制和飞行控制独立进行,如图2(a)所示。变体飞机通过变形指令改变外形布局,飞行状态不对变形控制进行反馈,此时控制律的设计目标是保证变体飞机在任何变形状态下的稳定性和性能。第二种是变形和飞行综合控制,如图2(b)所示。变体飞机的变形也作为额外的操纵输入,利用变形引起的气动力变化直接参与飞行控制。

 

(2)

式中:δ为常规控制面操纵输入;T为推力矢量;uR为变形操纵输入。

第一,对信息渠道进行融合。受大数据技术的影响,媒体信息渠道从以往的电脑PC端逐渐向智能手机端转移。网络是新媒体当下的主要传播渠道,但从新媒体的未来发展形势来看,新媒体的信息渠道发展更偏向于智能手机等移动终端。照片、视频的拍摄作为现代智能手机的一项基本功能,智能手机拍摄照片及视频的清晰度以及照片及视频的色彩处理技术完全满足网络传播的要求。对信息渠道进行融合是增强媒体信息的互动性以及媒体信息话语权的重要途径。

笔者经过多年在该领域的教学发现,没有合适的教材是大多数院校未能讲授这部分内容的主要原因。客观来说,国内在该领域研究的优秀著作并非没有,如上海交通大学刘延柱教授、洪嘉振教授编著的《多体系统动力学》《计算多体系统动力学》《高等动力学》《多刚体系统动力学》等,天津大学刘又午教授编著的《多体系统动力学》,吉林大学陆佑方教授编著的《柔性多体系统动力学》,北京理工大学袁士杰教授编著的《多刚体系统动力学》,大连理工大学齐朝晖教授编著的《多体系统动力学》等。

将变形作为控制操纵输入时,变形过程需要响应快并且持续时间很短,变形区间较小,因此不再考虑变形引起的重心位置和惯量的时变特性。参照文献[12]的动力学方程建立方法,可将变体飞机的非线性动力学方程简化为

 

(3)

研究会广泛联络且积极组织社会各界力量,与国内外的智囊机构、研究团体形成了长期良好的合作关系,有数百名知名的专家学者领导和参加有关研究活动,形成了特有的系统工程研究人才库。钱学森、宋健、蒋正华、李忠凡、马俊如、孔德涌、于景元、景天魁等老一辈的系统工程专家、经济学和社会学家、人口专家都对研究会会的工作给予过重要的指导和帮助,自20世纪80年代成立以来,研究会的专家学者为党中央和国务院提供了几十份建议等报告,受到中央领导的高度重视。承担国务院及有关部委委托的研究课题和国家软科学重点攻关项目几百项,多次获得国家科技进步一、二、三等奖。

 

(4)

式中:I为惯量张量;(LA MA NA)T为气动力矩在体轴系上的分量;(LG MG NG)T为非对称状态下重力矩在体轴系中的分量。

2 气动力模型

忽略非定常效应,变体飞机的气动力仅受飞机当前的气动外形和飞行状态影响。稳定轴系绕自身横轴转动α(迎角)角度与体轴系重合,稳定轴系上气动力和力矩系数分别为升力系数CL、阻力系数CD、侧力系数CY、滚转力矩系数Cl、俯仰力矩系数Cm、偏航力矩系数Cn。体轴系上的气动力和力矩计算公式为

在非对称变形过程中或变形完成后非对称飞行时,还会产生附加侧力Fu,y、滚转力矩Lu和偏航力矩Nu,它们是变形参数μ=[μ1 μ2]T的函数(μ1μ2分别为两侧机翼的折叠角度)。本文引入三个非对称变形引起的气动参数:附加侧力系数CYur、滚转力矩系数Clur和偏航力矩系数Cnur,定义如下:

式中:m为飞机质量;FT为发动机推力;(u v w)T为空速在体轴系上的分量;(p q r)T为滚转、俯仰和偏航角速度;(FG,x FG,y FG,z)T为重力在体轴系上的分量;(FA,x FA,y FA,z)T为气动力在体轴系上的分量。

 

(5)

变体飞机变形过程的气动系数线性化模型如下:

老师课前导入本节课的学习目标、重点难点,然后设定龙虎榜(评分表)用以记录每个组的得分,激发学生胜负欲望。接着邀请各组派代表对收集到的产品资料进行介绍,老师在黑板上把学生提及的产品信息点列出来。最后由老师进行划重点和归纳,就形成了产品说明书的基本要素。

 

(6)

式中:为空气密度,V为空速;Sw为全机机翼参考面积;CA为全机机翼参考平均气动弦长;bw为全机机翼参考翼展。

 

(7)

式中:β为侧滑角;为无量纲迎角变化率;分别为无量纲滚转、俯仰和偏航角速度;δaδeδr分别为副翼、升降舵和方向舵偏角;CL0为基本升力系数;CCe分别为升力系数对迎角和升降舵偏角的导数;CD0Cdi分别为零升阻力系数和升致阻力系数;CCr分别为侧力系数对侧滑角和方向舵偏角的导数;分别为滚转力矩系数对侧滑角、副翼偏角、方向舵偏角、无量纲滚转角速度和无量纲偏航角速度的导数;Cm0为零升俯仰力矩系数;分别为俯仰力矩系数对迎角、升降舵偏角、无量纲俯仰角速度和无量纲迎角变化率的导数;分别为偏航力矩系数对侧滑角、副翼偏角、方向舵偏角、无量纲滚转角速度和无量纲偏航角速度的导数。

特别需要提出的是,维度C危险因素防控情况我省位列全国22名,特别对于C2糖尿病,C3高脂血症的防控位列全国倒数。更令人不安的是维度D心血管病救治情况D1救治能力位列全国倒数第1,这与心血管内科/神经内科医生数量、导管室数量、心血管内科/神经内科床位数、胸痛中心数量、卒中中心数量极低有密切关系;如上现况不禁让我们感到如履薄冰,如临深渊。

3 非对称变形控制方法

控制输入矢量u可以表示为

  

(a) 变形与飞行控制独立

  

(b) 变形与飞行控制综合

 

图2 变体飞机飞行控制方法

 

Fig.2 Methods of morphing flight control

当非对称变形时,变形引起的非对称气动参数如式(6)所述。非对称变形时,将变形视为额外的操纵输入,参考副翼偏角的定义方法,非对称变形的变形操纵输入定义为

 

(8)

变体飞机的基准状态定义为

 

(9)

非对称变形定义如图3所示。

  

图3 非对称变形定义

 

Fig.3 The definition of asymmetric morphing

因此,非对称变形引起的气动参数可以简化为

 

(10)

为了直观地描述非对称变形操纵效率,将非对称变形引起的气动参数与常规操纵面对比,在此引入三个操纵效率参数,分别为侧力效率ηY、滚转力矩效率ηl和偏航力矩效率ηn,定义如下:

考虑到机翼变形的速率和飞机的响应速度,实际操纵变形量不宜过大,暂定最大非对称变形量为30°。为了验证式(10)的适用区间,对该变形区间内的简化气动参数表达进行误差分析,如表2所示。可以看出变形量小于30°时相对误差均小于0.05,能够满足精度要求。

 

表2 气动参数相对误差

 

Table 2 Relative error of aerodynamic parameters

  

变形量/(°)相对误差100.005200.021300.047

4 非对称变形操纵效率分析

4.1 操纵效率分析

式中:CμCμCμ分别为侧力系数、滚转力矩系数和偏航力矩系数对非对称变形操纵输入的导数。

 

(11)

变体飞机基准状态从全展开到全折叠,在不同的飞行速度V下,根据式(11)计算的操纵效率结果如图4所示。

截至2月15日,全国耕地受旱面积1801万亩(120.1万hm2),主要分布在甘肃、河北、云南等省;有313万人因旱饮水困难(多年同期平均值803万人),主要分布在云南、内蒙古等省(自治区)。

  

(a) 侧力效率

  

(b) 滚转力矩效率

  

(c) 偏航力矩效率

 

图4 非对称变形操纵效率

 

Fig.4 Asymmetric morphing control efficiency

从图4可以看出:在不同飞行速度下,飞行速度越低时,非对称变形操纵效率越高。从图4(a)可以看出:相同飞行速度情况下,机翼全展开状态下侧力效率最高,之后随着折叠角度增加而降低,90°以后效率为负值,即变形操纵反效。从图4(b)可以看出:相同飞行速度情况下,滚转力矩效率在机翼折叠角度为90°附近最高。从图4(c)可以看出:偏航操纵效率很低,且在折叠角度小于90°时为负值。

4.2 不同基准状态下的非对称变形响应

变体飞机在不同基准状态下,以飞行速度V=25 m/s做定常直线平飞时,对输入变形操纵δμ=-15°的响应过程进行仿真,平衡状态如表3所示,部分响应曲线如图5~图7所示。

 

表3 平衡状态

 

Table 3 Equilibrium states

  

基准状态μ0/(°)迎角α/(°)升降舵偏角δe/(°)油门位置δT301.75-0.730.264601.93-1.020.245903.00-1.470.215

  

(a) 侧滑角

  

(b) 滚转角速度

  

(c) 偏航角速度

  

(d) 滚转角

 

图5 μ0=30°动态响应

 

Fig.5 Dynamic response when μ0=30°

  

(a) 侧滑角

  

(b) 滚转角速度

  

(c) 偏航角速度

  

(d) 滚转角

 

图6 μ0=60°动态响应

 

Fig.6 Dynamic response when μ0=60°

  

(a) 侧滑角

  

(b) 滚转角速度

  

(c) 偏航角速度

  

(d) 滚转角

 

图7 μ0=90°动态响应

 

Fig.7 Dynamic response when μ0=90°

从图5~图7可以看出:侧滑角、滚转角速度和偏航角速度都有较大幅度的振荡,这是由非对称状态下不对称气动力、阻尼导数、交叉动导数和转动惯量的惯性耦合引起。从图5(b)、图6(b)和图7(b)可以看出:滚转操纵效率随着基准状态折叠角度的增加而显著提高。从图5(a)、图6(a)和图7(a)可以看出:侧滑角并没有随着基准状态折叠角度的增加而明显增加,这是由于侧滑角的变化由侧力和滚转力矩共同引起,非对称变形时侧力效率随着基准状态折叠角度的增加而下降,削弱了滚转效率增加引起的侧滑效应。从图5(c)、图6(c)和图7(c)可以看出:响应初期偏航角速度为负,这是由于偏航效率为负值,而变形初期滚转引起的偏航效应较小,随着基准状态折叠角度的增大,滚转效率增大,而偏航效率绝对值降低,因此负偏航效应下降。因此,非对称变形控制的效率最高区间在90°左右,在此附近仅考虑非对称变形引起的滚转效应,能够通过非对称操纵较大地提高机动性。

5 结 论

(1) 本文研究了一种折叠机翼变体飞机非对称变形控制方案,提出了一种非对称变形操纵的模型简化方法,通过将非对称变形操纵与常规操纵面对比,得出了非对称变形控制的最大有效区间。

(2) 非对称变形对偏航力矩影响不大,可以忽略,飞行速度越低时,非对称操纵效率相对越高。由于飞机的横向机动主要靠滚转完成,应优先考虑非对称带来的滚转效率,基准状态90°附近时非对称变形操纵效率最高。

参考文献

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[3] 郭建国, 陈惠娟, 周军, 等. 非对称伸缩翼飞行器动力学建模及特性分析[J]. 系统工程与电子技术, 2016, 38(8): 1951-1957.

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徐孝武,张炜,詹浩
《航空工程进展》 2018年第02期
《航空工程进展》2018年第02期文献

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