基于副翼差動偏轉(zhuǎn)的飛機(jī)增升方法和建模研究

田華

【摘 要】本文分析了飛機(jī)副翼和襟翼的異同點(diǎn)，以無增升裝置的飛機(jī)為背景，利用左右副翼的差動偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)副翼對襟翼的模擬，從而達(dá)到增升的目的。文章定性分析了差動副翼對縱向、橫航向氣動特性的影響，并從控制的角度定量計算了飛機(jī)差動副翼操縱時的受力和力矩的表達(dá)式，得到了小擾動線性方程。

【關(guān)鍵詞】差動副翼；襟翼；氣動特性；小擾動方程

0 引言

副翼是安裝在機(jī)翼翼梢后緣外側(cè)的可動翼面，為飛機(jī)的主操作舵面。它的主要功能是通過操縱左右副翼差動偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，使飛機(jī)做滾轉(zhuǎn)機(jī)動。襟翼是安裝在機(jī)翼后緣內(nèi)側(cè)的翼面，主要功能是在飛機(jī)起飛和著陸過程中，通過繞軸向后下方偏轉(zhuǎn)增加升力，減小飛機(jī)的失速速度，從而提高飛機(jī)的安全性。隨著飛行器應(yīng)用需求的不斷拓寬，擁有高速、大飛行包線和大機(jī)動飛行性能的飛機(jī)成為當(dāng)代研究的熱點(diǎn)。考慮到氣動布局及控制的復(fù)雜性，通常不配備增升裝置（即襟翼），這對于高性能飛機(jī)的安全性能是一個嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。因此，基于副翼和襟翼的相似性，可以考慮利用副翼的共模量實(shí)現(xiàn)襟翼的功能[1]。

1 差動副翼對縱向氣動特性的影響

在起落階段，由于副翼模擬襟翼的功能，使得飛機(jī)的構(gòu)型發(fā)生了變化。在縱向上，左右副翼的共模偏轉(zhuǎn)相當(dāng)于非后退式襟翼的偏轉(zhuǎn)，基本不改變機(jī)翼平面投影面積和局部弦長，但是改變了所在剖面的有效彎度，從而改變了翼身組合體的零升角及零升力矩系數(shù)。同時，對應(yīng)一定幾何迎角，氣動迎角隨有效彎度增加而增加，從而起到增升效果。

2 差動副翼對橫航向氣動特性的影響

由于左右副翼的反向偏轉(zhuǎn)使機(jī)翼展向環(huán)量分布出現(xiàn)相反的變化量，同時還使左右翼阻力不等，從而引起了滾轉(zhuǎn)和偏航力矩[2，3]。對于無差動副翼，正的舵偏角會引起負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩和正的偏航力矩，通常為了降低對左滾操縱不利的右偏航力矩，采用上偏副翼的角度大于下偏副翼的角度（副翼共模偏轉(zhuǎn)為負(fù)），即通過改變型阻削弱不利的偏航力矩作用。但為了起落時，實(shí)現(xiàn)增升效果、減小飛機(jī)失速速度，我們希望副翼共模偏轉(zhuǎn)為正，這一動作增大了不利偏航力矩，下一節(jié)將會對此進(jìn)行具體分析。

3 副翼差動操縱的小擾動線性方程

上兩式中第2項均遠(yuǎn)小于第1項，因此可以簡化表達(dá)式為：

綜上所述，與副翼的對稱操縱相比，副翼的不對稱操縱使升力、阻力、俯仰力矩和偏航力矩發(fā)生了變化，則諸外力和和外力矩項的小擾動展開式可寫作：

由此，飛機(jī)縱、橫向小擾動方程的矩陣形式將修改為：

和

由以上分析可見，副翼的差動操縱引起升力、阻力及偏航力矩的增加，俯仰力矩的變化是根據(jù)機(jī)翼焦點(diǎn)與壓力中心的前后位置決定的，這與1、2節(jié)分析的結(jié)果一致。

4 結(jié)束語

【參考文獻(xiàn)】

[1]馮立好，王晉軍，于東升.多操縱面無尾布局飛機(jī)橫航向控制[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2010，36（9）：1038-1042.

[2]胡兆豐.飛行動力學(xué)[M].國防工業(yè)出版社，1985.

[3]方振平，陳萬春，張曙光.航空飛行器飛行動力學(xué)[M].北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

[責(zé)任編輯：田吉捷]endprint