滚转机动载荷减缓风洞试验

摘要：

机动载荷减缓能有效降低飞机结构重量并改善飞机的飞行性能,因此在飞机设计领域具有广阔的应用前景.针对滚转机动载荷减缓技术的实际应用,对多控制面联合偏转的机动载荷减缓控制方法进行了风洞试验验证.设计小展弦比正常式布局战斗机风洞试验模型、滚转及限位装置、试验模型测控系统、零度保持回路以及机动载荷减缓控制系统,采用两种不同控制面组合的多控制面联合偏转控制律开展试验并测试载荷减缓效果.结果表明,相比于基准控制,多控制面联合偏转的控制律能有效减缓飞机机动过程中的附加机动载荷.采用尾翼以及机翼后缘外侧(TEO)控制面联合偏转的控制律1的机翼弯矩和扭矩减缓率分别为30.1％和38.0％,尾翼弯矩和扭矩减缓率分别为57.9％和12.5％;采用尾翼、TEO以及机翼后缘内侧(TEI)控制面联合偏转的控制律2的机翼弯矩和扭矩减缓率分别为33.0％和35.5％,尾翼弯矩和扭矩减缓率分别为45.7％和54.8％.

关键词：滚转机动、载荷减缓、多控制面偏转、模型设计、主动控制、风洞试验

所属期刊栏目：42

分类号：V221+.3;TB553(飞机构造与设计)

在线出版日期：2017-01-18（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）

页数：共9页

页码：2008-2016