飛行載荷作為飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)輸入，直接決定了機(jī)體結(jié)構(gòu)的承載能力要求和疲勞壽命指標(biāo)，是飛機(jī)研制過程中需要重點(diǎn)關(guān)注的核心技術(shù)問題。飛機(jī)在完成各種飛行任務(wù)的過程中，其機(jī)體結(jié)構(gòu)承受的載荷來源于氣動(dòng)載荷與慣性載荷的共同作用，這兩種載荷的分布形式和量值大小受到大氣環(huán)境、飛行參數(shù)和飛機(jī)本體特性三方面條件的綜合影響。具體而言，大氣環(huán)境主要指大氣紊流、風(fēng)切變等隨機(jī)擾動(dòng)情況；飛行參數(shù)涵蓋飛行高度、速度、角速度、線加速度以及角加速度等運(yùn)動(dòng)學(xué)量；飛機(jī)本體特性則包括氣動(dòng)外形、構(gòu)型狀態(tài)、操縱面設(shè)置與偏轉(zhuǎn)規(guī)律、質(zhì)量分布特性以及結(jié)構(gòu)剛度特性等因素。因此，飛行載荷的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)與設(shè)計(jì)必然涉及空氣動(dòng)力學(xué)、飛行力學(xué)、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、氣動(dòng)彈性力學(xué)以及飛行控制等多學(xué)科的交叉耦合分析，這一特點(diǎn)使得飛行載荷研究始終處于航空科學(xué)技術(shù)的前沿領(lǐng)域。

一、飛機(jī)飛行載荷的基本概念

從載荷性質(zhì)的維度進(jìn)行劃分，飛機(jī)的飛行載荷可區(qū)分為機(jī)動(dòng)載荷與陣風(fēng)載荷兩大類別。低速飛機(jī)由于飛行速度較低、結(jié)構(gòu)剛度相對(duì)較大，其飛行過程受大氣環(huán)境的影響更為顯著，因此飛行載荷以陣風(fēng)載荷為主導(dǎo)，需要通過分析飛機(jī)在紊流場(chǎng)中的動(dòng)態(tài)響應(yīng)來確定載荷工況。高速飛機(jī)則因其飛行速度高、穿越紊流區(qū)的時(shí)間短，大氣環(huán)境的影響相對(duì)減弱，飛行載荷轉(zhuǎn)而以機(jī)動(dòng)載荷為主要成分。特別對(duì)于高機(jī)動(dòng)飛機(jī)而言，其飛行任務(wù)的顯著特征是頻繁執(zhí)行大過載、高角速度的極限機(jī)動(dòng)動(dòng)作，這類機(jī)動(dòng)過程中飛行員主動(dòng)操縱產(chǎn)生的載荷往往遠(yuǎn)超大氣擾動(dòng)引起的載荷，因此機(jī)動(dòng)載荷成為機(jī)體結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)的主要約束條件。高機(jī)動(dòng)飛機(jī)在執(zhí)行急轉(zhuǎn)彎、瞬時(shí)盤旋、大過載減速等戰(zhàn)斗特技機(jī)動(dòng)時(shí)，法向過載通?？蛇_(dá)6g至8g甚至更高，如此嚴(yán)酷的載荷環(huán)境對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)的承載能力和抗疲勞性能提出了極高的要求，直接決定了飛機(jī)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量和飛行使用壽命。

機(jī)動(dòng)載荷控制技術(shù)正是在這一背景下應(yīng)運(yùn)而生的主動(dòng)控制技術(shù)，其核心思想是通過操縱面的動(dòng)態(tài)偏轉(zhuǎn)，在飛機(jī)完成機(jī)動(dòng)飛行的過程中實(shí)時(shí)調(diào)整翼面和機(jī)體上的氣動(dòng)載荷分布，從而達(dá)到降低關(guān)鍵部位載荷峰值、緩和載荷嚴(yán)重程度的目的。這種技術(shù)通常也被稱為機(jī)動(dòng)載荷減緩，其本質(zhì)是一種載荷主動(dòng)管理方法，旨在不降低飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能的前提下，通過優(yōu)化載荷分布來降低結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的載荷輸入，進(jìn)而為實(shí)現(xiàn)飛機(jī)輕量化設(shè)計(jì)、長(zhǎng)壽命設(shè)計(jì)和高機(jī)動(dòng)能力設(shè)計(jì)提供技術(shù)支撐。從作用機(jī)理來看，機(jī)動(dòng)載荷控制通過改變機(jī)翼的彎度分布或扭轉(zhuǎn)形態(tài)，促使氣動(dòng)中心沿展向發(fā)生移動(dòng)，在總升力保持不變的條件下縮短載荷作用力臂，從而有效降低翼根彎矩。

國(guó)外在機(jī)動(dòng)載荷控制領(lǐng)域的研究起步較早，技術(shù)積累較為深厚。20世紀(jì)90年代，美國(guó)率先開展了主動(dòng)柔性機(jī)翼研究計(jì)劃，后發(fā)展為主動(dòng)氣動(dòng)彈性機(jī)翼計(jì)劃，該計(jì)劃系統(tǒng)研究了滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)載荷減緩的控制律設(shè)計(jì)方法，并開展了相應(yīng)的風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證。研究結(jié)果表明，通過合理設(shè)計(jì)控制律操縱機(jī)翼控制面，可以在保證飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能不變的前提下顯著降低結(jié)構(gòu)載荷，為后續(xù)的結(jié)構(gòu)減重設(shè)計(jì)創(chuàng)造了條件。在此基礎(chǔ)上，美國(guó)將主動(dòng)氣動(dòng)彈性機(jī)翼技術(shù)的研究成果應(yīng)用于F/A-18戰(zhàn)斗機(jī)的改進(jìn)設(shè)計(jì)，開展了飛行驗(yàn)證嘗試，取得了良好的應(yīng)用效果。與此同時(shí)，歐洲航空研究機(jī)構(gòu)也在載荷控制領(lǐng)域開展了大量工作。德國(guó)航空航天中心在最優(yōu)負(fù)載自適應(yīng)飛機(jī)項(xiàng)目中，系統(tǒng)研究了載荷控制技術(shù)對(duì)飛機(jī)設(shè)計(jì)的影響，通過多學(xué)科數(shù)值模擬對(duì)比分析了采用傳統(tǒng)設(shè)計(jì)與采用主動(dòng)減載技術(shù)的兩型飛機(jī)設(shè)計(jì)方案，發(fā)現(xiàn)載荷控制技術(shù)的應(yīng)用使得機(jī)翼可以采用更大展弦比的設(shè)計(jì)方案，氣動(dòng)效率顯著提升，燃油消耗最高可降低7.2%，碳排放相應(yīng)減少。該中心還在布倫瑞克低速風(fēng)洞中開展了試驗(yàn)驗(yàn)證，在風(fēng)洞模型上安裝可動(dòng)后緣襟翼和擾流板，使用陣風(fēng)發(fā)生器模擬大氣擾動(dòng)，試驗(yàn)結(jié)果表明載荷控制系統(tǒng)啟動(dòng)后翼根應(yīng)力最大可降低80%。

國(guó)內(nèi)在機(jī)動(dòng)載荷控制方面的研究雖然起步相對(duì)較晚，但近年來取得了顯著進(jìn)展。北京航空航天大學(xué)在機(jī)動(dòng)載荷減緩領(lǐng)域開展了系統(tǒng)的理論與試驗(yàn)研究，完成了滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)載荷減緩的風(fēng)洞試驗(yàn)，在低速風(fēng)洞中實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)過程中機(jī)翼彎矩和扭矩增量分別降低33%和35%的降載效果。此外，針對(duì)多控制面機(jī)翼的陣風(fēng)減緩主動(dòng)控制問題，北京航空航天大學(xué)通過設(shè)計(jì)陣風(fēng)減緩控制律，成功將翼尖加速度減小了10%至40%，驗(yàn)證了主動(dòng)控制技術(shù)在載荷減緩方面的有效性。在大型運(yùn)輸機(jī)領(lǐng)域，國(guó)內(nèi)研究人員開展了機(jī)動(dòng)載荷控制方法研究、減緩控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與仿真方法研究，并探討了機(jī)翼機(jī)動(dòng)載荷控制對(duì)結(jié)構(gòu)質(zhì)量的影響規(guī)律。這些研究工作為國(guó)內(nèi)載荷控制技術(shù)的發(fā)展奠定了良好基礎(chǔ)，但總體而言，面向高機(jī)動(dòng)飛機(jī)的機(jī)動(dòng)載荷控制研究尚處于起步階段，特別是針對(duì)典型極限機(jī)動(dòng)動(dòng)作的載荷控制策略和控制效果研究仍有待深入。

本文面向高機(jī)動(dòng)飛機(jī)對(duì)更輕機(jī)體結(jié)構(gòu)和更長(zhǎng)飛行使用壽命的迫切需求，以常規(guī)布局高機(jī)動(dòng)飛機(jī)的機(jī)翼機(jī)動(dòng)載荷為研究對(duì)象，系統(tǒng)開展機(jī)動(dòng)載荷控制方法研究。首先對(duì)飛行載荷的基本概念和機(jī)動(dòng)載荷控制的技術(shù)內(nèi)涵進(jìn)行系統(tǒng)闡述；其次建立機(jī)動(dòng)載荷控制分析的方法框架，包括典型極限機(jī)動(dòng)動(dòng)作定義、飛行動(dòng)力學(xué)仿真方法、機(jī)動(dòng)載荷仿真分析方法以及基于操縱面偏轉(zhuǎn)的載荷控制方法；進(jìn)而通過機(jī)翼載荷影響機(jī)理分析確定操縱面使用策略，完成機(jī)翼載荷控制策略的優(yōu)選；最后開展典型極限機(jī)動(dòng)動(dòng)作的有控與無控仿真對(duì)比分析，驗(yàn)證所提方法的載荷控制效果，并對(duì)未來研究方向進(jìn)行展望。

二、、機(jī)動(dòng)載荷控制分析方法

2.1 典型極限機(jī)動(dòng)動(dòng)作定義

高機(jī)動(dòng)飛機(jī)的飛行載荷設(shè)計(jì)需要依據(jù)規(guī)范的機(jī)動(dòng)動(dòng)作譜系，這一譜系應(yīng)當(dāng)既能反映飛機(jī)實(shí)際使用中的嚴(yán)重受載狀態(tài)，又能涵蓋各類典型戰(zhàn)斗特技機(jī)動(dòng)的載荷特征。從受載狀態(tài)來看，高機(jī)動(dòng)飛機(jī)機(jī)翼和機(jī)身結(jié)構(gòu)的最嚴(yán)重工況通常對(duì)應(yīng)于最大法向過載的對(duì)稱機(jī)動(dòng)和非對(duì)稱機(jī)動(dòng)情況。對(duì)稱機(jī)動(dòng)狀態(tài)下，左右機(jī)翼承受相同的最大載荷，主要表現(xiàn)為機(jī)翼的對(duì)稱彎曲；非對(duì)稱機(jī)動(dòng)則在對(duì)稱受載的基礎(chǔ)上疊加了副翼差動(dòng)的影響，導(dǎo)致左右機(jī)翼載荷分布出現(xiàn)差異，這種狀態(tài)是機(jī)翼結(jié)構(gòu)和機(jī)身結(jié)構(gòu)承受嚴(yán)重載荷的典型工況。

從機(jī)動(dòng)形式來看，典型極限機(jī)動(dòng)動(dòng)作的設(shè)計(jì)應(yīng)當(dāng)參考國(guó)內(nèi)現(xiàn)行的軍用飛機(jī)飛行載荷規(guī)范對(duì)固定翼飛機(jī)的載荷設(shè)計(jì)要求，同時(shí)結(jié)合戰(zhàn)斗機(jī)實(shí)際飛行的戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作特點(diǎn)。急轉(zhuǎn)彎、瞬時(shí)急轉(zhuǎn)、大過載減速轉(zhuǎn)彎等戰(zhàn)斗特技機(jī)動(dòng)動(dòng)作具有桿舵操縱特性鮮明、載荷變化劇烈的特點(diǎn)，這些動(dòng)作能夠較為全面地覆蓋高機(jī)動(dòng)飛機(jī)在實(shí)際使用中可能遇到的載荷工況。基于高機(jī)動(dòng)飛機(jī)的飛行特點(diǎn)和受載狀態(tài)分析，從對(duì)飛行載荷設(shè)計(jì)更具指導(dǎo)意義的角度出發(fā)，本文定義的典型極限機(jī)動(dòng)動(dòng)作如下：飛機(jī)從高亞音速水平飛行狀態(tài)快速拉起，使法向過載增加至8g，在此過程中同時(shí)施加壓桿操縱形成50度每秒的滾轉(zhuǎn)角速度，并保持該壓桿量直至法向過載恢復(fù)到1g。這一動(dòng)作設(shè)計(jì)既考慮了法向過載的劇烈變化，又包含了滾轉(zhuǎn)角速度的快速建立，能夠同時(shí)激發(fā)機(jī)翼的對(duì)稱彎曲載荷和不對(duì)稱載荷，是檢驗(yàn)機(jī)動(dòng)載荷控制效果的理想工況。

2.2 飛行動(dòng)力學(xué)仿真方法

飛機(jī)在空間的受力和運(yùn)動(dòng)是一個(gè)多種因素耦合的復(fù)雜動(dòng)力學(xué)體系，建立準(zhǔn)確的飛行動(dòng)力學(xué)模型是開展機(jī)動(dòng)載荷控制研究的基礎(chǔ)。在建模過程中，通常將飛機(jī)視為理想剛體，將地面視為平面，忽略地球曲率變化對(duì)飛行過程的影響，將地面坐標(biāo)系視為慣性坐標(biāo)系。基于這一假設(shè)，可以建立包含六個(gè)自由度的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程，形成飛機(jī)質(zhì)點(diǎn)動(dòng)力學(xué)的非線性仿真模型。該模型應(yīng)當(dāng)完整描述飛機(jī)的平移運(yùn)動(dòng)和旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，考慮重力、氣動(dòng)力和推力等外力的綜合作用，準(zhǔn)確反映飛機(jī)在機(jī)動(dòng)飛行過程中的姿態(tài)變化和軌跡變化。

在通用的飛行動(dòng)力學(xué)仿真方法中，需要將飛機(jī)氣動(dòng)模型、質(zhì)量特性模型、飛控系統(tǒng)模型與部件載荷模型相結(jié)合，形成完整的仿真分析系統(tǒng)。這一系統(tǒng)的工作流程是從發(fā)出操縱指令開始，操縱指令驅(qū)動(dòng)各操縱面偏轉(zhuǎn)，操縱面偏轉(zhuǎn)引起飛機(jī)所受氣動(dòng)力和力矩的變化，力和力矩的變化進(jìn)而改變飛機(jī)的線運(yùn)動(dòng)和角運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，最終完成預(yù)期的機(jī)動(dòng)動(dòng)作。在仿真過程中，可以實(shí)時(shí)獲取機(jī)動(dòng)過程中的飛行參數(shù)變化和部件機(jī)動(dòng)載荷變化，為載荷控制效果評(píng)估提供數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。飛行動(dòng)力學(xué)仿真需要充分考慮飛機(jī)氣動(dòng)力的非線性特性，特別是在大迎角、大側(cè)滑角等極限飛行狀態(tài)下，氣動(dòng)力系數(shù)隨運(yùn)動(dòng)參數(shù)的變化往往呈現(xiàn)明顯的非線性特征，這對(duì)仿真模型的精度提出了較高要求。

2.3 機(jī)動(dòng)載荷仿真分析方法

飛機(jī)在實(shí)際飛行過程中受到的載荷是氣動(dòng)載荷與慣性載荷共同作用下，結(jié)構(gòu)彈性變形收斂后的最終載荷。這一載荷的準(zhǔn)確獲取需要開展多學(xué)科耦合的建模與仿真分析，常用的分析方法基于MSC.Nastran等專業(yè)軟件平臺(tái)，能夠按指定的馬赫數(shù)、速壓和平衡規(guī)則，對(duì)氣動(dòng)模型、結(jié)構(gòu)模型和質(zhì)量分布模型進(jìn)行耦合計(jì)算，通過迭代求解獲得結(jié)構(gòu)變形和彈性載荷的收斂結(jié)果。這種分析方法的核心在于正確處理氣動(dòng)力與結(jié)構(gòu)彈性變形之間的耦合效應(yīng)，因?yàn)楝F(xiàn)代高機(jī)動(dòng)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)柔度不斷提高，彈性變形會(huì)導(dǎo)致氣動(dòng)載荷分布發(fā)生顯著變化，忽略這一耦合效應(yīng)將帶來較大的計(jì)算誤差。

在本文的分析框架中，各部件的總載荷由三部分構(gòu)成：剛體氣動(dòng)載荷、彈性氣動(dòng)載荷變化量和慣性載荷。剛體氣動(dòng)載荷通過基于剛體假設(shè)的計(jì)算流體力學(xué)仿真方法獲得，這種方法不考慮結(jié)構(gòu)彈性變形對(duì)氣動(dòng)力的影響，適用于初步的載荷估算。彈性氣動(dòng)載荷變化量則使用MSC.Nastran中的氣動(dòng)彈性分析功能進(jìn)行計(jì)算，該方法通過求解氣動(dòng)方程與結(jié)構(gòu)方程的耦合系統(tǒng)，得到彈性變形引起的附加氣動(dòng)載荷。慣性載荷基于部件的質(zhì)量分布、重心位置與飛行參數(shù)計(jì)算得到，反映了飛機(jī)機(jī)動(dòng)過程中質(zhì)量力對(duì)結(jié)構(gòu)載荷的貢獻(xiàn)。將這三部分載荷進(jìn)行疊加，即可獲得考慮結(jié)構(gòu)彈性效應(yīng)的部件總載荷，這一載荷更接近飛機(jī)實(shí)際飛行中的真實(shí)受載狀態(tài)。

2.4 基于操縱面偏轉(zhuǎn)的機(jī)翼載荷控制方法

在機(jī)動(dòng)過程中實(shí)施主動(dòng)載荷控制的核心原理是通過動(dòng)態(tài)改變飛機(jī)的本體特性來調(diào)整和優(yōu)化載荷分布，從而在總升力保持不變的條件下降低關(guān)鍵部位的載荷峰值?？赡艿募夹g(shù)途徑包括主動(dòng)流動(dòng)控制、主動(dòng)智能變體、新型智能材料應(yīng)用等多種方向，本文聚焦于使用操縱面偏轉(zhuǎn)改變機(jī)翼彎度的載荷控制方法。該方法通過在常規(guī)飛行動(dòng)力學(xué)仿真流程中引入主動(dòng)載荷控制模塊，實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)動(dòng)載荷的主動(dòng)調(diào)控。

主動(dòng)載荷控制模塊的工作邏輯如下：該模塊以與飛機(jī)基礎(chǔ)控制律同源的飛行參數(shù)作為輸入，經(jīng)過內(nèi)部的控制邏輯運(yùn)算，輸出用于控制機(jī)動(dòng)載荷變化的附加指令。這一附加指令與飛機(jī)基礎(chǔ)控制律的原始指令疊加，共同驅(qū)動(dòng)操縱面作動(dòng)系統(tǒng)進(jìn)行工作。主動(dòng)載荷控制模塊不工作時(shí)，不影響基礎(chǔ)控制律的正常功能；模塊激活時(shí)，則在基礎(chǔ)控制律的基礎(chǔ)上疊加載荷控制偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)翼載荷的主動(dòng)調(diào)節(jié)。這種設(shè)計(jì)方式的優(yōu)點(diǎn)在于載荷控制功能與基礎(chǔ)飛控功能相對(duì)獨(dú)立，便于系統(tǒng)的模塊化開發(fā)和逐步驗(yàn)證。

對(duì)于常規(guī)布局的高機(jī)動(dòng)飛機(jī)而言，其基礎(chǔ)的操縱面使用策略通常為：前緣襟翼在低速或大迎角飛行時(shí)從零位向下偏轉(zhuǎn)以延緩氣流分離，后緣襟副翼在起飛著陸階段從零位向下偏轉(zhuǎn)以增加升力，在空中飛行階段則左右兩側(cè)差動(dòng)偏轉(zhuǎn)以實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)操縱。按照本文定義的典型極限機(jī)動(dòng)動(dòng)作，機(jī)翼載荷的決定因素包括法向過載、迎角、動(dòng)壓、滾轉(zhuǎn)角速度、滾轉(zhuǎn)角加速度、前緣襟翼偏度、后緣襟副翼偏度、尾翼偏度、側(cè)滑角以及結(jié)構(gòu)剛度特性和質(zhì)量特性。在這些因素中，法向過載綜合反映了迎角和動(dòng)壓的聯(lián)合效應(yīng)，且可以通過機(jī)上傳感器實(shí)時(shí)測(cè)量，從可靠性和精準(zhǔn)度的角度出發(fā)，適合選用法向過載作為反饋參數(shù)來設(shè)計(jì)主動(dòng)載荷控制模塊，通過操縱面偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)載荷的主動(dòng)控制。

三、機(jī)翼載荷控制策略分析

3.1 機(jī)翼部件載荷計(jì)算分析方法

機(jī)翼載荷的準(zhǔn)確計(jì)算是進(jìn)行載荷控制策略研究的前提。本文以典型常規(guī)布局高機(jī)動(dòng)飛機(jī)為例進(jìn)行分析，該飛機(jī)由機(jī)身、左右機(jī)翼、左右水平尾翼和左右垂直尾翼構(gòu)成，采用全動(dòng)水平尾翼實(shí)現(xiàn)俯仰操縱，全動(dòng)垂直尾翼實(shí)現(xiàn)航向操縱。飛機(jī)的機(jī)翼上布置了三對(duì)操縱面，分別是前緣襟翼、內(nèi)側(cè)襟副翼和外側(cè)副翼。為了準(zhǔn)確分析結(jié)構(gòu)彈性對(duì)載荷分布的影響，需要使用專業(yè)的建模工具建立全機(jī)結(jié)構(gòu)有限元模型和氣動(dòng)結(jié)構(gòu)插值模型。

在有限元建模過程中，需要準(zhǔn)確描述飛機(jī)的結(jié)構(gòu)布局、材料特性和連接關(guān)系，確保模型的剛度特性與真實(shí)飛機(jī)相符。氣動(dòng)結(jié)構(gòu)插值模型的建立則是為了實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)與結(jié)構(gòu)有限元節(jié)點(diǎn)之間的數(shù)據(jù)傳遞，將結(jié)構(gòu)變形映射為氣動(dòng)外形的變化，并將氣動(dòng)網(wǎng)格上的壓力分布映射為結(jié)構(gòu)節(jié)點(diǎn)上的等效節(jié)點(diǎn)力。這一插值過程的精度直接影響氣動(dòng)彈性分析的準(zhǔn)確性，需要采用合理的插值算法和網(wǎng)格匹配策略。在完成模型建立的基礎(chǔ)上，可以針對(duì)不同的飛行狀態(tài)和操縱面偏轉(zhuǎn)組合開展載荷計(jì)算，獲得各部件在不同工況下的載荷分布規(guī)律。

3.2 分析模型與坐標(biāo)系定義

為系統(tǒng)研究機(jī)翼載荷的變化規(guī)律，需要在機(jī)翼的關(guān)鍵位置建立局部坐標(biāo)系，以便于載荷數(shù)據(jù)的提取和分析。本文在左右機(jī)翼的對(duì)稱位置各設(shè)置了兩個(gè)機(jī)翼局部坐標(biāo)系，坐標(biāo)系的三軸方向與飛行載荷分析坐標(biāo)系保持一致。機(jī)翼局部坐標(biāo)系的原點(diǎn)分別位于機(jī)翼根弦和機(jī)翼中部的特定位置，其中機(jī)翼中部位置選擇在內(nèi)側(cè)襟副翼與外側(cè)副翼分離處的展向位置，弦長(zhǎng)方向取30%弦長(zhǎng)處。這一坐標(biāo)系設(shè)置能夠有效監(jiān)測(cè)機(jī)翼關(guān)鍵截面的載荷變化，翼根截面反映機(jī)翼與機(jī)身連接處的載荷水平，是結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)的關(guān)鍵控制截面；機(jī)翼中部截面則反映機(jī)翼主要受力結(jié)構(gòu)的載荷分布特征，對(duì)于評(píng)估載荷控制效果具有重要參考價(jià)值。

在載荷分析過程中，各截面的載荷分量包括彎矩、剪力和扭矩，其中彎矩是衡量機(jī)翼受載嚴(yán)重程度的核心指標(biāo)，也是機(jī)動(dòng)載荷控制的主要目標(biāo)。翼根彎矩的大小直接決定了機(jī)翼與機(jī)身連接結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)載荷，對(duì)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量影響最為顯著。因此，在后續(xù)的載荷控制效果評(píng)估中，將重點(diǎn)考察翼根彎矩和機(jī)翼中部彎矩的變化情況。

3.3 操縱面偏轉(zhuǎn)對(duì)機(jī)翼載荷影響分析

通過對(duì)典型工況的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析，可以揭示不同操縱面偏轉(zhuǎn)對(duì)機(jī)翼載荷的影響規(guī)律，這是確定載荷控制策略的基礎(chǔ)。計(jì)算結(jié)果表明，通過外側(cè)副翼的負(fù)向偏轉(zhuǎn)，或者外側(cè)副翼與內(nèi)側(cè)襟副翼的組合同步負(fù)向偏轉(zhuǎn)，能夠有效降低機(jī)翼的整體載荷水平。但是，這種操縱方式同時(shí)會(huì)引起前緣襟翼載荷的增加，需要將前緣襟翼的負(fù)向偏轉(zhuǎn)與之結(jié)合，才能實(shí)現(xiàn)機(jī)翼載荷與各操縱面載荷的綜合控制。

具體而言，前緣襟翼偏轉(zhuǎn)負(fù)5度時(shí)，可以降低約1.5%的機(jī)翼根部載荷和4%的機(jī)翼中部載荷，同時(shí)使前緣襟翼自身的載荷降低約25%，對(duì)襟副翼和副翼等后緣操縱面的載荷影響較小。這一結(jié)果說明前緣襟翼的偏轉(zhuǎn)主要影響機(jī)翼前緣附近的壓力分布，對(duì)整體載荷分布有一定調(diào)節(jié)作用，但其影響幅度相對(duì)有限。外側(cè)副翼偏轉(zhuǎn)負(fù)5度則可以降低約10%的機(jī)翼根部和中部載荷，效果顯著優(yōu)于前緣襟翼，但同時(shí)會(huì)使前緣襟翼載荷增加約1.5%。內(nèi)側(cè)襟副翼如果與外側(cè)副翼同步偏轉(zhuǎn)，將進(jìn)一步強(qiáng)化對(duì)各部件載荷的影響效果，使降載幅度進(jìn)一步增大。

3.4 機(jī)翼載荷控制策略分析

基于上述操縱面偏轉(zhuǎn)對(duì)載荷影響的分析結(jié)果，本文選用前緣襟翼下偏與襟副翼、副翼同步上偏的組合使用方式，以實(shí)現(xiàn)同時(shí)降低機(jī)翼載荷和前緣襟翼載荷的目標(biāo)。這一組合策略的物理機(jī)理在于：前緣襟翼下偏可以增加機(jī)翼前緣的載荷，但考慮到前緣襟翼力臂較短，其對(duì)翼根彎矩的貢獻(xiàn)相對(duì)有限；襟副翼和副翼上偏則減小后緣載荷，由于后緣操縱面的力臂較長(zhǎng)，這一偏轉(zhuǎn)對(duì)降低翼根彎矩效果顯著。兩者組合使用可以在降低總彎矩的同時(shí)，避免前緣襟翼因后緣卸載而承受過大的附加載荷。

在確定操縱面使用方式的基礎(chǔ)上，需要進(jìn)一步優(yōu)化操縱面的偏轉(zhuǎn)用量。綜合考慮該組合方式在8g全機(jī)配平狀態(tài)下的影響、對(duì)配平載荷的影響以及操縱面鉸鏈力矩的匹配情況，最終選定的操縱面使用策略為：在法向過載達(dá)到8g時(shí)將前緣襟翼下偏5度，將襟副翼和副翼同步上偏5度。這一用量能夠在有效降低機(jī)翼載荷的同時(shí)，保證操縱面鉸鏈力矩在作動(dòng)系統(tǒng)能力范圍內(nèi)，且不會(huì)對(duì)飛機(jī)的配平狀態(tài)產(chǎn)生過大影響。

載荷控制的啟動(dòng)與退出策略同樣需要進(jìn)行精心設(shè)計(jì)。本文提出的控制邏輯如下：當(dāng)法向過載小于設(shè)定門限值時(shí)，操縱面不進(jìn)行載荷控制偏轉(zhuǎn)，保持基礎(chǔ)控制律的指令狀態(tài)；當(dāng)法向過載大于門限值且過載變化率為正時(shí)，表明機(jī)翼載荷將進(jìn)一步增加，此時(shí)操縱面往減載方向偏轉(zhuǎn)，即前緣襟翼向下偏、襟副翼和副翼向上偏；當(dāng)法向過載大于門限值且過載變化率為負(fù)時(shí)，表明機(jī)翼載荷將開始減小，此時(shí)操縱面往附加操縱中立位方向偏轉(zhuǎn)，即前緣襟翼向上偏、襟副翼和副翼向下偏。操縱面的偏轉(zhuǎn)速率按可用的最大速率執(zhí)行，以保證控制系統(tǒng)對(duì)載荷變化的快速響應(yīng)。

四、機(jī)翼機(jī)動(dòng)載荷控制仿真分析

4.1 仿真條件與工況設(shè)置

為驗(yàn)證所提出的機(jī)翼載荷控制方法的有效性，本文介紹幾種不同控制策略下的機(jī)動(dòng)載荷仿真分析。仿真基于前文建立的飛行動(dòng)力學(xué)模型和機(jī)動(dòng)載荷分析模型，按照定義的典型極限機(jī)動(dòng)動(dòng)作開展計(jì)算。仿真過程中，飛機(jī)的初始狀態(tài)為高亞音速水平飛行，隨后快速拉起至法向過載8g并建立50度每秒的滾轉(zhuǎn)角速度，保持這一狀態(tài)直至機(jī)動(dòng)結(jié)束。

在控制策略方面，設(shè)置了四種對(duì)比工況：無控制基準(zhǔn)工況、門限5g啟動(dòng)與退出控制工況、門限6g啟動(dòng)與退出控制工況、門限7g啟動(dòng)與退出控制工況。每種工況均采用相同的操縱面偏轉(zhuǎn)組合方式，即前緣襟翼下偏5度與襟副翼、副翼同步上偏5度，區(qū)別僅在于載荷控制模塊的啟動(dòng)門限不同。通過對(duì)比分析不同門限設(shè)置下的機(jī)翼載荷變化情況，可以評(píng)估啟動(dòng)門限對(duì)控制效果的影響，并優(yōu)選合理的控制策略。

4.2 仿真結(jié)果分析

仿真結(jié)果表明，按照選定的控制策略進(jìn)行隨過載變化的操縱面偏轉(zhuǎn)，能夠有效降低機(jī)翼載荷。從載荷變化歷程來看，在機(jī)動(dòng)動(dòng)作初期，法向過載逐漸增大，當(dāng)超過設(shè)定的啟動(dòng)門限后，載荷控制模塊開始工作，操縱面按預(yù)設(shè)規(guī)律偏轉(zhuǎn)，機(jī)翼載荷的增長(zhǎng)速率得到有效抑制。隨著機(jī)動(dòng)動(dòng)作進(jìn)入峰值過載階段，機(jī)翼載荷達(dá)到最大值，此時(shí)有控狀態(tài)的載荷峰值顯著低于無控狀態(tài)。在機(jī)動(dòng)動(dòng)作后期，法向過載開始減小，操縱面逐步回位，機(jī)翼載荷平穩(wěn)過渡到低載狀態(tài)。

對(duì)比不同啟動(dòng)門限的控制效果可以發(fā)現(xiàn)，門限5g和門限6g兩種策略的降載效果基本相當(dāng)，均能將機(jī)翼彎矩峰值降低10%以上。當(dāng)啟動(dòng)門限升高到7g時(shí)，由于載荷控制模塊啟動(dòng)時(shí)法向過載已經(jīng)較高，機(jī)翼載荷已經(jīng)形成較大峰值，控制系統(tǒng)的干預(yù)時(shí)機(jī)偏晚，導(dǎo)致整體降載效果有所下降，降載幅度低于10%。這一結(jié)果表明，啟動(dòng)門限的選擇需要在控制效果和控制頻繁程度之間進(jìn)行權(quán)衡。門限設(shè)置過低可能導(dǎo)致載荷控制模塊頻繁啟動(dòng)和退出，增加系統(tǒng)的作動(dòng)負(fù)擔(dān)；門限設(shè)置過高則會(huì)因干預(yù)過晚而降低控制效果。

4.3 控制效果驗(yàn)證與討論

從機(jī)翼載荷控制的仿真效果來看，采用門限6g啟動(dòng)伴隨法向過載的操縱面偏轉(zhuǎn)，即可有效控制機(jī)翼載荷峰值，達(dá)到降低機(jī)翼峰值載荷超過10%的效果。門限6g對(duì)應(yīng)于最大法向過載8g的75%，這一數(shù)值具有明確的物理意義：當(dāng)法向過載超過設(shè)計(jì)最大值的75%時(shí)，載荷控制模塊開始工作，對(duì)后續(xù)的載荷增長(zhǎng)進(jìn)行主動(dòng)抑制。考慮到法向過載6g可以覆蓋大多數(shù)飛行使用情況，在這一門限以上出現(xiàn)的機(jī)動(dòng)動(dòng)作相對(duì)較少，不會(huì)引起機(jī)動(dòng)載荷控制模塊的頻繁啟動(dòng)和退出，有利于延長(zhǎng)作動(dòng)系統(tǒng)的使用壽命。

從工程實(shí)施的角度來看，5度的操縱面偏轉(zhuǎn)用量對(duì)作動(dòng)系統(tǒng)的能力要求不高，一般高機(jī)動(dòng)飛機(jī)配備的作動(dòng)系統(tǒng)均可滿足偏轉(zhuǎn)角度和偏轉(zhuǎn)速率的需求。操縱面鉸鏈力矩的分析結(jié)果也表明，在這一偏轉(zhuǎn)用量下，鉸鏈力矩處于作動(dòng)系統(tǒng)的正常承載范圍內(nèi)，不會(huì)對(duì)系統(tǒng)的可靠性和壽命產(chǎn)生不利影響。綜合這些因素可以認(rèn)為，本文提出的機(jī)動(dòng)載荷控制方法具有良好的工程可實(shí)施性，能夠在現(xiàn)有飛機(jī)作動(dòng)系統(tǒng)能力范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)預(yù)期的載荷控制效果。

需要指出的是，本文的仿真分析尚未考慮氣動(dòng)彈性效應(yīng)對(duì)控制效果的動(dòng)態(tài)影響，也未涉及操縱面偏轉(zhuǎn)與飛機(jī)本體運(yùn)動(dòng)之間的復(fù)雜耦合。在后續(xù)研究中，需要采用更為精細(xì)的氣動(dòng)彈性分析方法，考慮結(jié)構(gòu)彈性變形與氣動(dòng)力的耦合作用，對(duì)控制效果進(jìn)行進(jìn)一步的驗(yàn)證和優(yōu)化。同時(shí)，操縱面偏轉(zhuǎn)引起的附加氣動(dòng)力可能對(duì)飛機(jī)的配平狀態(tài)和動(dòng)態(tài)響應(yīng)產(chǎn)生一定影響，這一影響也需要在控制律設(shè)計(jì)中予以充分考慮。

五、結(jié)論與展望

本文面向高機(jī)動(dòng)飛機(jī)對(duì)更輕機(jī)體結(jié)構(gòu)和更長(zhǎng)飛行使用壽命的需求，系統(tǒng)開展了機(jī)翼機(jī)動(dòng)載荷控制方法研究。在闡述飛行載荷基本概念和機(jī)動(dòng)載荷控制技術(shù)內(nèi)涵的基礎(chǔ)上，建立了包括典型極限機(jī)動(dòng)動(dòng)作定義、飛行動(dòng)力學(xué)仿真方法、機(jī)動(dòng)載荷仿真分析方法在內(nèi)的分析框架。通過機(jī)翼載荷影響機(jī)理分析，揭示了不同操縱面偏轉(zhuǎn)對(duì)機(jī)翼載荷的影響規(guī)律，確定了前緣襟翼下偏與襟副翼、副翼同步上偏的組合控制策略?；诜ㄏ蜻^載反饋設(shè)計(jì)了載荷控制邏輯，開展了不同啟動(dòng)門限下的機(jī)動(dòng)載荷仿真分析，主要得出以下結(jié)論：

第一，通過伴隨法向過載變化的機(jī)翼操縱面動(dòng)態(tài)偏轉(zhuǎn)，可以有效實(shí)施機(jī)翼機(jī)動(dòng)載荷控制。在適當(dāng)?shù)膯?dòng)與退出條件下，5度的操縱面偏轉(zhuǎn)幅值即可將相同極限機(jī)動(dòng)動(dòng)作下的機(jī)翼總彎矩峰值降低10%。這一降載效果對(duì)于降低機(jī)體結(jié)構(gòu)承載能力要求、減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量具有重要意義，同時(shí)也為延長(zhǎng)飛機(jī)的飛行使用壽命提供了技術(shù)支撐。

第二，基于機(jī)翼載荷影響因素分析和敏感度計(jì)算來選取載荷控制策略，基于不同啟動(dòng)與退出條件的動(dòng)態(tài)仿真來評(píng)估載荷控制效果，這一技術(shù)路線合理可行。本文確定的操縱面組合使用方式和門限6g啟動(dòng)策略，在保證控制效果的同時(shí)兼顧了系統(tǒng)使用的合理性，控制邏輯清晰明確，便于多專業(yè)協(xié)同設(shè)計(jì)和工程實(shí)施。

第三，本文方法在典型高機(jī)動(dòng)飛機(jī)算例中取得的機(jī)翼總載荷控制效果，不僅直接降低了機(jī)翼載荷峰值，同時(shí)有效緩解了機(jī)翼以及機(jī)翼與機(jī)身組合結(jié)構(gòu)的疲勞損傷。這為后續(xù)開展飛機(jī)平臺(tái)的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供了新的思路，即在飛機(jī)設(shè)計(jì)初期就將載荷控制作為一項(xiàng)功能要求納入總體方案，通過主動(dòng)控制技術(shù)與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的協(xié)同優(yōu)化，實(shí)現(xiàn)更輕、更長(zhǎng)壽命的飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

展望未來，機(jī)動(dòng)載荷控制技術(shù)的研究可以從以下幾個(gè)方向繼續(xù)深入：一是在分析對(duì)象上，將研究范圍從機(jī)翼拓展至全機(jī)，開展包括機(jī)身、尾翼等部件的機(jī)動(dòng)載荷建模與仿真分析，研究構(gòu)建具有普適性的全機(jī)飛行載荷綜合控制方法；二是在控制手段上，探索除常規(guī)操縱面偏轉(zhuǎn)之外的新型載荷控制技術(shù)，如主動(dòng)流動(dòng)控制、智能材料變體等，這些新技術(shù)可能帶來更快的響應(yīng)速度和更好的控制效果；三是在驗(yàn)證手段上，開展風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正和確認(rèn)仿真分析結(jié)果，提高控制方法的可靠性和成熟度；四是在設(shè)計(jì)理念上，將載荷控制與飛機(jī)總體設(shè)計(jì)深度融合，在概念設(shè)計(jì)階段就考慮載荷控制技術(shù)的應(yīng)用，實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)減重和氣動(dòng)效率提升的綜合收益。通過這些研究的持續(xù)推進(jìn)，機(jī)動(dòng)載荷控制技術(shù)將為各類高機(jī)動(dòng)飛機(jī)以及多操縱面的飛翼布局飛機(jī)的優(yōu)化設(shè)計(jì)和性能提升提供有效的技術(shù)支撐。

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湖南泰德航空技術(shù)有限公司于2012年成立，多年來持續(xù)學(xué)習(xí)與創(chuàng)新，成長(zhǎng)為行業(yè)內(nèi)有影響力的高新技術(shù)企業(yè)。公司聚焦高品質(zhì)航空航天流體控制元件及系統(tǒng)研發(fā)，深度布局航空航天、船舶兵器、低空經(jīng)濟(jì)等高科技領(lǐng)域，在航空航天燃/滑油泵、閥元件、流體控制系統(tǒng)及航空測(cè)試設(shè)備的研發(fā)上投入大量精力持續(xù)研發(fā)，為提升公司整體競(jìng)爭(zhēng)力提供堅(jiān)實(shí)支撐。

公司總部位于長(zhǎng)沙市雨花區(qū)同升街道匯金路877號(hào)，株洲市天元區(qū)動(dòng)力谷作為現(xiàn)代化生產(chǎn)基地，構(gòu)建起集研發(fā)、生產(chǎn)、檢測(cè)、測(cè)試于一體的全鏈條產(chǎn)業(yè)體系。經(jīng)過十余年穩(wěn)步發(fā)展，成功實(shí)現(xiàn)從貿(mào)易和航空非標(biāo)測(cè)試設(shè)備研制邁向航空航天發(fā)動(dòng)機(jī)、無人機(jī)、靶機(jī)、eVTOL等飛行器燃油、潤(rùn)滑、冷卻系統(tǒng)的創(chuàng)新研發(fā)轉(zhuǎn)型，不斷提升技術(shù)實(shí)力。

公司已通過 GB/T 19001-2016/ISO 9001:2015質(zhì)量管理體系認(rèn)證，以嚴(yán)苛標(biāo)準(zhǔn)保障產(chǎn)品質(zhì)量。公司注重知識(shí)產(chǎn)權(quán)的保護(hù)和利用，積極申請(qǐng)發(fā)明專利、實(shí)用新型專利和軟著，目前累計(jì)獲得的知識(shí)產(chǎn)權(quán)已經(jīng)有10多項(xiàng)。湖南泰德航空以客戶需求為導(dǎo)向，積極拓展核心業(yè)務(wù)，與國(guó)內(nèi)頂尖科研單位達(dá)成深度戰(zhàn)略合作，整合優(yōu)勢(shì)資源，攻克多項(xiàng)技術(shù)難題，為進(jìn)一步的發(fā)展奠定堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

湖南泰德航空始終堅(jiān)持創(chuàng)新，建立健全供應(yīng)鏈和銷售服務(wù)體系、堅(jiān)持質(zhì)量管理的目標(biāo)，不斷提高自身核心競(jìng)爭(zhēng)優(yōu)勢(shì)，為客戶提供更經(jīng)濟(jì)、更高效的飛行器動(dòng)力、潤(rùn)滑、冷卻系統(tǒng)、測(cè)試系統(tǒng)等解決方案。