标题：随控布局飞机
认识阶段
人们对战斗机性能的认识过程大致可分为三个阶段：
状态参数第一阶段，在70年代以前，人们主要是用飞机的状态参数，即飞机的最大速度和升限等参数来衡量战斗机性能的优劣。机动性第二阶段。在70年代和80年代，人们又强调战斗机机动性的重要。衡量飞机的机动性主要有以下两方面：
1。常规机动性。主要是飞机在轴向加速度、曲线角速度、滚转角速度和高度方面的改变能力。
2.能量机动性，从飞机能量变化的角度来分析飞机的机动能力。它包括动能和势能。
敏捷性第三阶段，80年代以后，人们又强调了战斗机的敏捷性。所谓敏捷性，简单讲就是机动性和可操纵性的结合。它包括了加减速度变化率、角速度变化率、滚转角加速度等。如何使飞机达到高敏捷性，必须从飞机设计上想办法，如果仍然按照常规的飞机来设计，很难使飞机具有高敏捷性，而采用随控布局技术就不同了。
随控布局技术
随控布局技术，故名思意，是指随着控制系统来进行飞机总体布局。具有这种技术的飞机装有各种飞行状态传感器（陀螺仪、加速度计等），计算机、自动控制系统。在飞行过程中。机载计算机可根据飞行员的意图、飞机的姿态、周围的气流条件，及时发出指令信号，主动控制各种操纵面，使操纵面上的气动力按需要变化，以提高飞机的机动性。主动控制技术（ACT）．就是在飞机总体设计阶段主动地将自动控制系统与气动布局。结构、动力装置等结合在一起进行综合的设计，从而全面地提高飞机的飞行性能并改善飞行品质。从设计角度讲，设什初始阶段就考虑了飞行控制系统对总体设计的影响，可充分发挥飞行控制系统的潜力。从控制角度讲，在各种飞行状态下，通过传感器的指令，披预定程序操纵，可使气动力按需要变化，从而使飞机性能达到最佳。主动控制设什技术与基本设计技术的区别是，基本设计技术是根据任务的要求，以气动力。结构和动力装置三大基本因素来确定飞机布局的，如飞机不能完全满足设计要求，这时才采用自动控制系统加以改善，也就是说。主动控制系统是后来加到飞机上的，对飞机的结构没有直接影响。而主动控制设计技术，则把主动控制系统提到和上述三个因素（气动力、结构和动力装置）并驾齐驱的地位，也就是在飞机布局设计之初就把控制技术与基本的三大技术同时考虑，因而使设计者可以利用飞行控制技术明显地提高飞行器的性能。随控布局飞机也存在一定缺点，就是对自动控制系统的可靠性要求很高，一旦电子设备出了故障，飞机就很容易出事故。一般现代用电传飞控系统的飞机，都有用于备份的分系统，这就是通常说的余度飞行控制系统，有些飞机还装有机械备份。随控布局飞机的控制内容主要包括放宽静稳定性、直接力控制、机动载荷控制、阵风缓和控制、颤振抑制控制、乘坐品质控制等项。
应用
从目前的随控布局飞机来看，有的应用了其中的一项，也有的采用了其中多项。放宽静稳定性为保证飞机飞行中有足够的稳定性，在常规飞机的设什中，必须使飞机的焦点（即升力中心）位于飞机重心后面一定距离，这样，当飞机受到扰动时，飞机本身就会产生恢复力矩（稳定力矩），使飞机趋于恢复原来的姿态，而不需飞行员去操纵。不过，对稳定性的追求往往要牺牲飞机的操纵性。若纵向自定性大大则操纵费力，飞机不灵敏，机动性也差；若稳定性大小，飞机又过于灵敏，不容易控制杆位移量。如果在设计飞机时，使飞机在亚音速飞行中稳定裕量适中的话，那么飞机在超音速飞行中的稳定裕量就会显得过大（因为飞机从亚音速增速到超音速的过程中，飞机的焦点会急剧后移，如图1所示），以致影响飞机的机动性。而且，由于飞机焦点后移量大，其升力形成的下俯力矩就大，为了达到平衡，在平尾上就需要产生一个较大的向下的配平升力，由于平尾偏转角度有限，只有增加平尾的面积才行，这又会导致飞机重量和配平阻力的增加。如果放宽了飞机的静稳定性，就不会出现这样的问题。因为这种飞机在亚音速飞行中。飞机的焦点位于飞机重心之前，从而加大了飞机的不稳定性，在近音速飞行中，飞机的焦点与飞机重心相距很近，处于接近稳定状态，即中立稳定状态；而在超音速飞行中，飞机焦点虽然移至飞机重心后面，但两者距离不会太大，即可将稳定裕量大大降低，从而显著改善飞机的机动性能。那么，又如何保证飞机的稳定性呢？这就要求飞机装有优良而可靠的自动控制系统。由它来保证飞机的稳定性。这就是放宽静稳定性（Relcxedstaticstability，即Rss〕的概念。采用纵向稳定性放宽技术后，不论飞机纵向是稳定的，是中立稳定的、还是不稳定的，飞行员可统统按纵向稳定的情况进行操纵，因为升降舵（或平尾）是由计算机和电传操纵机构根据传感器所感受到的飞行状态参数，按预定程序，自动进行控制的。所以飞机的操纵性和机动性可得到明显改善。由于采用放宽静稳定性技术的飞机，焦点在重心之前，其升力产生的是上仰力矩，因此，在平尾上必须产生个向上的配平升力来实现力矩平衡，如图2所示）。这就意味着，在其它条件不变的情况下，飞机可获得较大的升力。当飞机处于超音速飞行时，尽管飞机的焦点后移到重心之后，但由于离重心的距离小，因此，升力产生的下俯力矩并不大，在平尾上只须产生不大的向下配平升力就可实现力矩平鼠这样平尾面积就可大大减小。F一4ECCV验证机，把纵向静稳定性放宽了4%后。起飞重量可减轻20%。直接力控制对于常规飞机来说，操纵面（升降舵、方向舵和副翼〕偏转的直接效果主要是产生操纵力矩（俯仰，方向和滚转力矩）来改变飞机的姿态，从而产生迎角，侧滑角和滚转角的变化，以产生足够的气动力的变化，来改变飞机的飞行轨迹。所以飞行员在操纵以后，飞机航迹不会马上改变，有明显的滞后作用。而采用直接力控制，可在不改变飞机姿态的条件下，直接通过控制面造成升力或侧力来操纵飞机机动，从而达到精确控制飞行轨迹和增强机动能力的目的。直接力控制包括直接升力和直接侧力两种控制。采用直接力控制，可以大大改善飞机的操纵性，为实现飞机的精确操纵开辟了新途径，为创造新的空战战术提供了条件。机动载荷控制常规飞机的机动飞行能力受失速迎角的限制。有的机型在大迎角下，还可能产生翼尖失速，甚至会危及飞行安全。装有机动载荷控制系统的飞机，根据飞机过载的大小或根据过载指令的大小，控制系统会自动地们转机翼上的气动力操纵面，调整沿机翼展向或弦向的气动载荷分布，从而达到改善机翼承载状况和增强飞机机动性的目的。例如。采用机动载荷控制技术的F一4飞机与常规F一4飞机相比，当转弯30秒钟。前者已转过180度，而后者只转过135度。对于轰炸机和运输机来说，主要是进行长时间的巡航飞行，机翼承载能力可按巡航飞行状态的要求进行设计。在机动飞行过程中通过飞行控制计算机自动偏转襟翼（包括前、后缘襟翼），可以使机翼压力中心向机翼内侧移动，减小升力对翼根所形成的弯曲力矩，从而减轻机翼的结构重量，提高飞机的航程和运载能力。例如．采用了机动载荷控制技术的B一52飞机比常规的B一52飞机，在过载等于1的机动动作下，翼根弯矩减少40%，在随控布局的C一5A军用运输机上，翼根弯矩减少30%-40%。阵风缓和控制飞机在较强的阵风下飞行，迎角、侧滑角，相对气流速度以及相应的气动力和力矩，往往会发生明显的变化，从而引起飞机颠簸、摇晃、乘坐不舒适，也增加了飞行员操纵飞机的困难，甚至还会因出现载荷过大，使飞机结构损坏。对于在低空执行任务的轰炸机来说，还可能严重地影响武器投放和飞行安全。装有阵风缓和控制系统的飞机，在飞行中遇有阵风时，安装在机身适当部位的加速计（敏感元件），将感受到阵风的加速度，并将信号输入机载计算有进行处理，然后由计算机控制航面偏转，使飞机的空气动力基本保持不变。这样，就可以大大缓和飞机对阵风的运应，例如，F一8CCV，衰减阵风过载可达30%一41%，F一16CCV的衰减阵风过载可达50%左右，效果都比较好。阵风缓和控制系统主要是减弱阵风对飞机纵向运动的影响．如图3所示。实验表明，采用阵风缓和控制技术后。在低空高速突防状态中，飞机结构在达到疲劳损坏之前的飞行时间可增加1倍之多。颤振抑制控制过去防止飞机颤振的办法是加强部件的刚度或增加配重，以提高抗颤振的能力，结果使机体重量增加。随控布局飞机采用颤振抑制系统，可在不增加飞机重量的条件下解决抑制颤振的问题。该系统采用了加速度计传感器，分别置于机翼或其它气动力舵面的相应部位上，来探测颤振信息。所测到的信号输给计算机处理后，会给出指令驱动舵面使气动力操纵面偏转，自动增大颤振阻尼，从而抑制颤振的发生。这种控制系统的采用，可以减轻飞机重量。扩展飞机颤振的临界飞行速度，从而提高机动性，研究结果表明，采用该系统后，歼击机的颤振临界速度可提高30%左右。乘坐品质控制乘坐品质控制又称乘感控制。按常规设计的高速飞机，飞行中若遇到周期性阵风时，机身会发生弹性振动，乘员会感到不舒服，从而影响飞行员的操纵，这就是所谓乘坐品质问题。所以对飞机乘感控制的首要任务是抑制弹性振动。抑制弹性振动的常规办法是增加机体的结构刚度，这样就会带来机体结构重量的增加。乘坐品质控制的控制原理是，把测量机身弹性振动加速度的加速度计所感受到的信号输入机载计算机。经过解析后，再控制舵机，协调偏转抑振力操纵面，以达到抑制机身弹性振动的目的。从而可改善空勤人员或旅客的乘坐舒适度，在轰炸机和战斗机乘员坐位处，要求改善空勤人员乘坐的舒适度，而旅客机则要求改善沿整个机身的舒适性，这种控制，对军用飞机而言，因减轻了空勤人员长时间飞行的疲劳，从而可改善执行任务的效果。例如，美国在B一1战略轰炸饥上采用了这种系统，就大大改善了长时间执行低空任务飞行员的乘坐舒适性。