一种改善飞翼布局飞机横航向飞行品质的上反角优化方法

摘要

本发明公开了本发明是一种改善飞翼布局飞机横航向飞行品质的上反角优化方法，包括以下几个步骤：步骤一：获取最差状态。步骤二：调整荷兰滚模态阻尼比。步骤三：调整荷兰滚模态频率。步骤四：判断飞机螺旋模态特征根是否发散。步骤五：通过上述四个步骤，飞翼的结构发生改变，根据飞翼的新结构，返回步骤一，重新获取飞翼的最差状态。本发明可以显著提高飞翼布局飞机荷兰滚模态的频率和阻尼比，从而提升飞机横航向飞行品质；本发明降低飞翼布局飞机对飞行控制系统的要求，提高了飞机的安全性；对于有隐身要求的飞机，本发明不会对飞机的雷达反射截面积（RCS）造成严重影响，可以保证飞机的隐身性能。

说明书

技术领域

本发明涉及一种改善飞翼布局飞机横航向飞行品质的上反角优化方法，属于航空气动技 术领域。

背景技术

飞机的稳定性在飞行中至关重要，为了使飞机在飞行中具有足够的横航向安定性，飞机 一般会有垂直尾翼。垂直尾翼可以增加飞机的横航向气动力，使飞机的横航向气动导数（侧 向力对侧滑角的导数C_Yβ、偏航力矩对侧滑角的导数C_nβ、侧向力对偏航角速度的导数C_Yr和 偏航力矩对偏航角速度的导数C_nr）有合适的值。一般情况下，一个横航向稳定性达到要求的 飞机，其横航向共有3个运动模态，分别为滚转收敛模态、荷兰滚模态和螺旋模态。其中滚 转模态收敛，荷兰滚模态收敛，螺旋模态慢收敛或慢发散。对于纯飞翼布局且有后掠角的飞 机，由于没有垂直尾翼，飞机的C_nβ、C_nr往往偏小，与滚转力矩对侧滑角的导数C_1β不匹 配，造成一系列的稳定性问题，其中最严重的是荷兰滚模态发散。

飞翼布局飞机解决此问题的通常手段是依靠飞行控制系统对飞机运动进行增稳。由精密 传感器、伺服系统和飞行控制计算机组成的飞行控制系统通过测量和反馈侧滑角、侧向加速 度和滚转角信号来提高飞机的偏航阻尼、改变交感导数等参数，以达到改善飞机横航向模态 特性的目的。这种手段虽然可以提高飞机的稳定性，但在飞行控制系统发生故障时，飞机飞 行品质将严重恶化，以致飞行安全难以保证。

发明内容

本发明的目的是为了解决无尾飞翼布局飞机固有的飞行稳定性问题，提出一种改善飞翼 布局飞机横航向飞行品质的上反角优化方法，通过气动外形的微小改动，使带有后掠角的飞 翼布局飞机实现横航向飞行品质的提高，并使其在没有增稳系统的辅助下，达到由驾驶员能 够直接操纵的稳定性要求。本发明通过设计一种特殊的机翼连续上下反角布置方式，达到了 使飞机在一个典型速度下全部迎角范围内稳定的效果。

本发明是一种改善飞翼布局飞机横航向飞行品质的上反角优化方法，包括以下几个步骤：

步骤一：获取最差状态。

步骤二：调整荷兰滚模态阻尼比。

步骤三：调整荷兰滚模态频率。

步骤四：判断飞机螺旋模态特征根是否发散。

步骤五：通过上述四个步骤，飞翼的结构发生改变，根据飞翼的新结构，返回步骤一， 重新获取飞翼的最差状态。

本发明的优点在于：

（1）本发明可以显著提高飞翼布局飞机荷兰滚模态的频率和阻尼比，从而提升飞机横航 向飞行品质；

（2）降低飞翼布局飞机对飞行控制系统的要求，使飞机在没有增稳系统的条件下，可以 由驾驶员直接进行操纵，从而提高了飞机的安全性；

（3）对于有隐身要求的飞机，本发明不会对飞机的雷达反射截面积（RCS）造成严重 影响，可以保证飞机的隐身性能。

附图说明

图1是本发明的方法流程图；

图2是本发明的实施例飞翼平面示意图；

图3是本发明的实施例飞翼上反角布置示意图；

图4是本发明的实施例典型速度下荷兰滚模态特征根随迎角变化的根轨迹图。

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

本发明是一种改善飞翼布局飞机横航向飞行品质的上反角优化方法，流程如图1所示， 包括以下几个步骤：

步骤一：获取最差状态。

获取飞翼的原始参数，飞行包线内的迎角与速度一一对应，形成若干个状态，每个状态 的原始参数包括原始荷兰滚模态阻尼比和原始荷兰滚模频率；

根据飞行品质标准，按照需要达到的飞行品质要求，获取达到飞行品质要求时，每个状 态的优化参数，优化参数包括优化荷兰滚模态阻尼比和优化荷兰滚模频率；

获取原始荷兰滚模态阻尼比与优化荷兰滚模态阻尼比差值，选取荷兰滚模态阻尼比差值 最大的状态作为需要优化的状态，简称为最差状态；

如果最差状态中对应的原始荷兰滚模态阻尼比和原始荷兰滚模频率均符合飞行品质标 准，本发明结束，否则，进入步骤二；

步骤二：调整荷兰滚模态阻尼比。

增加内翼段和中翼段的下反角，可以观察到最差状态中原始荷兰滚模态阻尼比增加，当 原始荷兰滚模态阻尼比超过优化荷兰滚模态阻尼比15%时，进入步骤三；

所述的内翼段，指从飞机对称平面算起，占半翼展0%至30%的部分，具体上限位置由 结构上的分界面确定；

所述的中翼段，指自内翼段以外直至半翼展的80%的部分，同样的，具体上限位置由结 构决定；

步骤三：调整荷兰滚模态频率。

如果最差状态中，原始荷兰滚模态频率不满足飞行品质要求，则增加翼尖的上反角，使 原始荷兰滚模态频率满足飞行品质要求，如果原始荷兰滚模态阻尼比下降，则同时增加内翼 段和中翼段的下反角，直到原始荷兰滚模态阻尼比满足飞行品质要求、同时原始荷兰滚模态 频率满足飞行品质要求时，进入步骤四；

所述的翼尖，指中翼段以外直至机翼尖端的机翼部分；

步骤四：判断飞机螺旋模态特征根是否发散。

如果飞机螺旋模态特征根发散，判断飞机螺旋模态发散倍幅时间是否满足飞行品质标准， 如果满足进入步骤五，如果不满足，减小内翼段和中翼段的下反角，由于下反角减小，荷兰 滚模态阻尼比降低，如果荷兰滚模态阻尼比不满足要求，则减小翼尖的上反角，直至原始荷 兰滚模态阻尼比满足飞行品质要求、原始荷兰滚模态频率满足飞行品质要求、飞机螺旋模态 发散倍幅时间满足飞行品质标准，然后进入步骤五；

步骤五：通过上述四个步骤，飞翼的结构发生改变，根据飞翼的新结构，返回步骤一， 重新获取飞翼的最差状态。

实施例：

以某小型飞翼布局飞机为例，如图2所示。飞机翼展7m，有35°前缘后掠角。最大弦 长2.5m，内段半翼展1.25m，中翼段弦长0.77m，中段展长1.7m，机翼尖段展长 0.55m。

在未应用发明的原始状态下，对飞机进行横航向飞行动力学分析，画出飞机在典型速度 （60m/s）下，荷兰滚特征根随迎角变化的根轨迹，即图4。作图平面为复数平面，原点在 右下角，X轴为实轴，正方向向右；Y轴为虚轴，正方向向上。每个数据点为飞机在一个迎 角下的一个荷兰滚模态特征根，计算迎角范围为-3°到6°。飞机的气动力导数通过涡格法 计算，动力学分析模型为3自由度线性横航向模型（状态参数选取为侧滑角、滚转角速度、 偏航角速度、滚转角）。运动模态的频率等于由原点到数据点连线的长度，阻尼比等于该连 线与实轴夹角的余弦。

由图可见，在迎角0°左右时模态的阻尼比达到最低，已经很接近临界稳定状态。该特 征根为-0.0009+0.4607i，频率0.4607，阻尼比0.002。按照cooper-harper等级体系 的分级规则，荷兰滚模态频率小于1.0大于0.4，阻尼比小于0.02大于0，只有3级飞行品 质。

现在对于此型飞翼，根据上述方式确定飞机的上反角分布，如图3所示：

内段翼约占半翼展的35.7%，考虑到飞机的总体布置，在此段布置-6°上反角；

中段翼终止位置为84.3%，布置-2°上反角；

翼尖段布置10°上反角。

再次对飞机进行横航向飞行动力学分析，画出飞机在典型速度下，荷兰滚特征根随迎角 变化的根轨迹图。与之前的设计相比，如图4所示，可见特征根轨迹移向左半平面，即更加 稳定。在飞机在-1°达到最小阻尼比模态，特征根为-0.0438+0.8237i，频率0.8249， 阻尼比0.0531。按cooper-harper等级体系的分级规则，荷兰滚模态频率小于1.0大于 0.4，阻尼比小于0.08大于0.02，可以满足2级飞行品质要求。