飛行載荷作為飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計的基礎(chǔ)輸入，直接決定了機體結(jié)構(gòu)的承載能力要求和疲勞壽命指標，是飛機研制過程中需要重點關(guān)注的核心技術(shù)問題。飛機在完成各種飛行任務(wù)的過程中，其機體結(jié)構(gòu)承受的載荷來源于氣動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、風切變等隨機擾動情況；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動學量；飛機本體特性則包括氣動外形、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，飛行載荷的準確預(yù)測與設(shè)計必然涉及空氣動力學、飛行力學、結(jié)構(gòu)動力學、氣動彈性力學以及飛行控制等多學科的交叉耦合分析，這一特點使得飛行載荷研究始終處于航空科學技術(shù)的前沿領(lǐng)域。

一、飛機飛行載荷的基本概念

從載荷性質(zhì)的維度進行劃分，飛機的飛行載荷可區(qū)分為機動載荷與陣風載荷兩大類別。低速飛機由于飛行速度較低、結(jié)構(gòu)剛度相對較大，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載荷為主導，需要通過分析飛機在紊流場中的動態(tài)響應(yīng)來確定載荷工況。高速飛機則因其飛行速度高、穿越紊流區(qū)的時間短，大氣環(huán)境的影響相對減弱，飛行載荷轉(zhuǎn)而以機動載荷為主要成分。特別對于高機動飛機而言，其飛行任務(wù)的顯著特征是頻繁執(zhí)行大過載、高角速度的極限機動動作，這類機動過程中飛行員主動操縱產(chǎn)生的載荷往往遠超大氣擾動引起的載荷，因此機動載荷成為機體結(jié)構(gòu)強度設(shè)計的主要約束條件。高機動飛機在執(zhí)行急轉(zhuǎn)彎、瞬時盤旋、大過載減速等戰(zhàn)斗特技機動時，法向過載通?？蛇_6g至8g甚至更高，如此嚴酷的載荷環(huán)境對機體結(jié)構(gòu)的承載能力和抗疲勞性能提出了極高的要求，直接決定了飛機的結(jié)構(gòu)質(zhì)量和飛行使用壽命。

機動載荷控制技術(shù)正是在這一背景下應(yīng)運而生的主動控制技術(shù)，其核心思想是通過操縱面的動態(tài)偏轉(zhuǎn)，在飛機完成機動飛行的過程中實時調(diào)整翼面和機體上的氣動載荷分布，從而達到降低關(guān)鍵部位載荷峰值、緩和載荷嚴重程度的目的。這種技術(shù)通常也被稱為機動載荷減緩，其本質(zhì)是一種載荷主動管理方法，旨在不降低飛機機動性能的前提下，通過優(yōu)化載荷分布來降低結(jié)構(gòu)設(shè)計的載荷輸入，進而為實現(xiàn)飛機輕量化設(shè)計、長壽命設(shè)計和高機動能力設(shè)計提供技術(shù)支撐。從作用機理來看，機動載荷控制通過改變機翼的彎度分布或扭轉(zhuǎn)形態(tài)，促使氣動中心沿展向發(fā)生移動，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。

國外在機動載荷控制領(lǐng)域的研究起步較早，技術(shù)積累較為深厚。20世紀90年代，美國率先開展了主動柔性機翼研究計劃，后發(fā)展為主動氣動彈性機翼計劃，該計劃系統(tǒng)研究了滾轉(zhuǎn)機動載荷減緩的控制律設(shè)計方法，并開展了相應(yīng)的風洞試驗驗證。研究結(jié)果表明，通過合理設(shè)計控制律操縱機翼控制面，可以在保證飛機機動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)計創(chuàng)造了條件。在此基礎(chǔ)上，美國將主動氣動彈性機翼技術(shù)的研究成果應(yīng)用于F/A-18戰(zhàn)斗機的改進設(shè)計，開展了飛行驗證嘗試，取得了良好的應(yīng)用效果。與此同時，歐洲航空研究機構(gòu)也在載荷控制領(lǐng)域開展了大量工作。德國航空航天中心在最優(yōu)負載自適應(yīng)飛機項目中，系統(tǒng)研究了載荷控制技術(shù)對飛機設(shè)計的影響，通過多學科數(shù)值模擬對比分析了采用傳統(tǒng)設(shè)計與采用主動減載技術(shù)的兩型飛機設(shè)計方案，發(fā)現(xiàn)載荷控制技術(shù)的應(yīng)用使得機翼可以采用更大展弦比的設(shè)計方案，氣動效率顯著提升，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洞中開展了試驗驗證，在風洞模型上安裝可動后緣襟翼和擾流板，使用陣風發(fā)生器模擬大氣擾動，試驗結(jié)果表明載荷控制系統(tǒng)啟動后翼根應(yīng)力最大可降低80%。

國內(nèi)在機動載荷控制方面的研究雖然起步相對較晚，但近年來取得了顯著進展。北京航空航天大學在機動載荷減緩領(lǐng)域開展了系統(tǒng)的理論與試驗研究，完成了滾轉(zhuǎn)機動載荷減緩的風洞試驗，在低速風洞中實現(xiàn)了飛機滾轉(zhuǎn)機動過程中機翼彎矩和扭矩增量分別降低33%和35%的降載效果。此外，針對多控制面機翼的陣風減緩主動控制問題，北京航空航天大學通過設(shè)計陣風減緩控制律，成功將翼尖加速度減小了10%至40%，驗證了主動控制技術(shù)在載荷減緩方面的有效性。在大型運輸機領(lǐng)域，國內(nèi)研究人員開展了機動載荷控制方法研究、減緩控制系統(tǒng)設(shè)計與仿真方法研究，并探討了機翼機動載荷控制對結(jié)構(gòu)質(zhì)量的影響規(guī)律。這些研究工作為國內(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，面向高機動飛機的機動載荷控制研究尚處于起步階段，特別是針對典型極限機動動作的載荷控制策略和控制效果研究仍有待深入。

本文面向高機動飛機對更輕機體結(jié)構(gòu)和更長飛行使用壽命的迫切需求，以常規(guī)布局高機動飛機的機翼機動載荷為研究對象，系統(tǒng)開展機動載荷控制方法研究。首先對飛行載荷的基本概念和機動載荷控制的技術(shù)內(nèi)涵進行系統(tǒng)闡述；其次建立機動載荷控制分析的方法框架，包括典型極限機動動作定義、飛行動力學仿真方法、機動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；進而通過機翼載荷影響機理分析確定操縱面使用策略，完成機翼載荷控制策略的優(yōu)選；最后開展典型極限機動動作的有控與無控仿真對比分析，驗證所提方法的載荷控制效果，并對未來研究方向進行展望。

二、、機動載荷控制分析方法

2.1 典型極限機動動作定義

高機動飛機的飛行載荷設(shè)計需要依據(jù)規(guī)范的機動動作譜系，這一譜系應(yīng)當既能反映飛機實際使用中的嚴重受載狀態(tài)，又能涵蓋各類典型戰(zhàn)斗特技機動的載荷特征。從受載狀態(tài)來看，高機動飛機機翼和機身結(jié)構(gòu)的最嚴重工況通常對應(yīng)于最大法向過載的對稱機動和非對稱機動情況。對稱機動狀態(tài)下，左右機翼承受相同的最大載荷，主要表現(xiàn)為機翼的對稱彎曲；非對稱機動則在對稱受載的基礎(chǔ)上疊加了副翼差動的影響，導致左右機翼載荷分布出現(xiàn)差異，這種狀態(tài)是機翼結(jié)構(gòu)和機身結(jié)構(gòu)承受嚴重載荷的典型工況。

從機動形式來看，典型極限機動動作的設(shè)計應(yīng)當參考國內(nèi)現(xiàn)行的軍用飛機飛行載荷規(guī)范對固定翼飛機的載荷設(shè)計要求，同時結(jié)合戰(zhàn)斗機實際飛行的戰(zhàn)術(shù)動作特點。急轉(zhuǎn)彎、瞬時急轉(zhuǎn)、大過載減速轉(zhuǎn)彎等戰(zhàn)斗特技機動動作具有桿舵操縱特性鮮明、載荷變化劇烈的特點，這些動作能夠較為全面地覆蓋高機動飛機在實際使用中可能遇到的載荷工況?；诟邫C動飛機的飛行特點和受載狀態(tài)分析，從對飛行載荷設(shè)計更具指導意義的角度出發(fā)，本文定義的典型極限機動動作如下：飛機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到1g。這一動作設(shè)計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，能夠同時激發(fā)機翼的對稱彎曲載荷和不對稱載荷，是檢驗機動載荷控制效果的理想工況。

2.2 飛行動力學仿真方法

飛機在空間的受力和運動是一個多種因素耦合的復雜動力學體系，建立準確的飛行動力學模型是開展機動載荷控制研究的基礎(chǔ)。在建模過程中，通常將飛機視為理想剛體，將地面視為平面，忽略地球曲率變化對飛行過程的影響，將地面坐標系視為慣性坐標系?；谶@一假設(shè)，可以建立包含六個自由度的飛機運動方程，形成飛機質(zhì)點動力學的非線性仿真模型。該模型應(yīng)當完整描述飛機的平移運動和旋轉(zhuǎn)運動，考慮重力、氣動力和推力等外力的綜合作用，準確反映飛機在機動飛行過程中的姿態(tài)變化和軌跡變化。

在通用的飛行動力學仿真方法中，需要將飛機氣動模型、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)動各操縱面偏轉(zhuǎn)，操縱面偏轉(zhuǎn)引起飛機所受氣動力和力矩的變化，力和力矩的變化進而改變飛機的線運動和角運動狀態(tài)，最終完成預(yù)期的機動動作。在仿真過程中，可以實時獲取機動過程中的飛行參數(shù)變化和部件機動載荷變化，為載荷控制效果評估提供數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。飛行動力學仿真需要充分考慮飛機氣動力的非線性特性，特別是在大迎角、大側(cè)滑角等極限飛行狀態(tài)下，氣動力系數(shù)隨運動參數(shù)的變化往往呈現(xiàn)明顯的非線性特征，這對仿真模型的精度提出了較高要求。

2.3 機動載荷仿真分析方法

飛機在實際飛行過程中受到的載荷是氣動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。這一載荷的準確獲取需要開展多學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，能夠按指定的馬赫數(shù)、速壓和平衡規(guī)則，對氣動模型、結(jié)構(gòu)模型和質(zhì)量分布模型進行耦合計算，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力與結(jié)構(gòu)彈性變形之間的耦合效應(yīng)，因為現(xiàn)代高機動飛機的結(jié)構(gòu)柔度不斷提高，彈性變形會導致氣動載荷分布發(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：剛體氣動載荷、彈性氣動載荷變化量和慣性載荷。剛體氣動載荷通過基于剛體假設(shè)的計算流體力學仿真方法獲得，這種方法不考慮結(jié)構(gòu)彈性變形對氣動力的影響，適用于初步的載荷估算。彈性氣動載荷變化量則使用MSC.Nastran中的氣動彈性分析功能進行計算，該方法通過求解氣動方程與結(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)計算得到，反映了飛機機動過程中質(zhì)量力對結(jié)構(gòu)載荷的貢獻。將這三部分載荷進行疊加，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實際飛行中的真實受載狀態(tài)。

2.4 基于操縱面偏轉(zhuǎn)的機翼載荷控制方法

在機動過程中實施主動載荷控制的核心原理是通過動態(tài)改變飛機的本體特性來調(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)途徑包括主動流動控制、主動智能變體、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)改變機翼彎度的載荷控制方法。該方法通過在常規(guī)飛行動力學仿真流程中引入主動載荷控制模塊，實現(xiàn)對機動載荷的主動調(diào)控。

主動載荷控制模塊的工作邏輯如下：該模塊以與飛機基礎(chǔ)控制律同源的飛行參數(shù)作為輸入，經(jīng)過內(nèi)部的控制邏輯運算，輸出用于控制機動載荷變化的附加指令。這一附加指令與飛機基礎(chǔ)控制律的原始指令疊加，共同驅(qū)動操縱面作動系統(tǒng)進行工作。主動載荷控制模塊不工作時，不影響基礎(chǔ)控制律的正常功能；模塊激活時，則在基礎(chǔ)控制律的基礎(chǔ)上疊加載荷控制偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)對機翼載荷的主動調(diào)節(jié)。這種設(shè)計方式的優(yōu)點在于載荷控制功能與基礎(chǔ)飛控功能相對獨立，便于系統(tǒng)的模塊化開發(fā)和逐步驗證。

對于常規(guī)布局的高機動飛機而言，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)差動偏轉(zhuǎn)以實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)操縱。按照本文定義的典型極限機動動作，機翼載荷的決定因素包括法向過載、迎角、動壓、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壓的聯(lián)合效應(yīng)，且可以通過機上傳感器實時測量，從可靠性和精準度的角度出發(fā)，適合選用法向過載作為反饋參數(shù)來設(shè)計主動載荷控制模塊，通過操縱面偏轉(zhuǎn)實現(xiàn)載荷的主動控制。

三、機翼載荷控制策略分析

3.1 機翼部件載荷計算分析方法

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

在有限元建模過程中，需要準確描述飛機的結(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飛機相符。氣動結(jié)構(gòu)插值模型的建立則是為了實現(xiàn)氣動網(wǎng)格節(jié)點與結(jié)構(gòu)有限元節(jié)點之間的數(shù)據(jù)傳遞，將結(jié)構(gòu)變形映射為氣動外形的變化，并將氣動網(wǎng)格上的壓力分布映射為結(jié)構(gòu)節(jié)點上的等效節(jié)點力。這一插值過程的精度直接影響氣動彈性分析的準確性，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，可以針對不同的飛行狀態(tài)和操縱面偏轉(zhuǎn)組合開展載荷計算，獲得各部件在不同工況下的載荷分布規(guī)律。

3.2 分析模型與坐標系定義

為系統(tǒng)研究機翼載荷的變化規(guī)律，需要在機翼的關(guān)鍵位置建立局部坐標系，以便于載荷數(shù)據(jù)的提取和分析。本文在左右機翼的對稱位置各設(shè)置了兩個機翼局部坐標系，坐標系的三軸方向與飛行載荷分析坐標系保持一致。機翼局部坐標系的原點分別位于機翼根弦和機翼中部的特定位置，其中機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，弦長方向取30%弦長處。這一坐標系設(shè)置能夠有效監(jiān)測機翼關(guān)鍵截面的載荷變化，翼根截面反映機翼與機身連接處的載荷水平，是結(jié)構(gòu)強度設(shè)計的關(guān)鍵控制截面；機翼中部截面則反映機翼主要受力結(jié)構(gòu)的載荷分布特征，對于評估載荷控制效果具有重要參考價值。

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，其中彎矩是衡量機翼受載嚴重程度的核心指標，也是機動載荷控制的主要目標。翼根彎矩的大小直接決定了機翼與機身連接結(jié)構(gòu)的設(shè)計載荷，對飛機的結(jié)構(gòu)質(zhì)量影響最為顯著。因此，在后續(xù)的載荷控制效果評估中，將重點考察翼根彎矩和機翼中部彎矩的變化情況。

3.3 操縱面偏轉(zhuǎn)對機翼載荷影響分析

通過對典型工況的計算結(jié)果進行分析，可以揭示不同操縱面偏轉(zhuǎn)對機翼載荷的影響規(guī)律，這是確定載荷控制策略的基礎(chǔ)。計算結(jié)果表明，通過外側(cè)副翼的負向偏轉(zhuǎn)，或者外側(cè)副翼與內(nèi)側(cè)襟副翼的組合同步負向偏轉(zhuǎn)，能夠有效降低機翼的整體載荷水平。但是，這種操縱方式同時會引起前緣襟翼載荷的增加，需要將前緣襟翼的負向偏轉(zhuǎn)與之結(jié)合，才能實現(xiàn)機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5度時，可以降低約1.5%的機翼根部載荷和4%的機翼中部載荷，同時使前緣襟翼自身的載荷降低約25%，對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)主要影響機翼前緣附近的壓力分布，對整體載荷分布有一定調(diào)節(jié)作用，但其影響幅度相對有限。外側(cè)副翼偏轉(zhuǎn)負5度則可以降低約10%的機翼根部和中部載荷，效果顯著優(yōu)于前緣襟翼，但同時會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)，將進一步強化對各部件載荷的影響效果，使降載幅度進一步增大。

3.4 機翼載荷控制策略分析

基于上述操縱面偏轉(zhuǎn)對載荷影響的分析結(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，以實現(xiàn)同時降低機翼載荷和前緣襟翼載荷的目標。這一組合策略的物理機理在于：前緣襟翼下偏可以增加機翼前緣的載荷，但考慮到前緣襟翼力臂較短，其對翼根彎矩的貢獻相對有限；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，這一偏轉(zhuǎn)對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，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全機配平狀態(tài)下的影響、對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：在法向過載達到8g時將前緣襟翼下偏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翼載荷的同時，保證操縱面鉸鏈力矩在作動系統(tǒng)能力范圍內(nèi)，且不會對飛機的配平狀態(tài)產(chǎn)生過大影響。

載荷控制的啟動與退出策略同樣需要進行精心設(shè)計。本文提出的控制邏輯如下：當法向過載小于設(shè)定門限值時，操縱面不進行載荷控制偏轉(zhuǎn)，保持基礎(chǔ)控制律的指令狀態(tài)；當法向過載大于門限值且過載變化率為正時，表明機翼載荷將進一步增加，此時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；當法向過載大于門限值且過載變化率為負時，表明機翼載荷將開始減小，此時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)對載荷變化的快速響應(yīng)。

四、機翼機動載荷控制仿真分析

4.1 仿真條件與工況設(shè)置

為驗證所提出的機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動載荷仿真分析。仿真基于前文建立的飛行動力學模型和機動載荷分析模型，按照定義的典型極限機動動作開展計算。仿真過程中，飛機的初始狀態(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)直至機動結(jié)束。

在控制策略方面，設(shè)置了四種對比工況：無控制基準工況、門限5g啟動與退出控制工況、門限6g啟動與退出控制工況、門限7g啟動與退出控制工況。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門限不同。通過對比分析不同門限設(shè)置下的機翼載荷變化情況，可以評估啟動門限對控制效果的影響，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行隨過載變化的操縱面偏轉(zhuǎn)，能夠有效降低機翼載荷。從載荷變化歷程來看，在機動動作初期，法向過載逐漸增大，當超過設(shè)定的啟動門限后，載荷控制模塊開始工作，操縱面按預(yù)設(shè)規(guī)律偏轉(zhuǎn)，機翼載荷的增長速率得到有效抑制。隨著機動動作進入峰值過載階段，機翼載荷達到最大值，此時有控狀態(tài)的載荷峰值顯著低于無控狀態(tài)。在機動動作后期，法向過載開始減小，操縱面逐步回位，機翼載荷平穩(wěn)過渡到低載狀態(tài)。

對比不同啟動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，均能將機翼彎矩峰值降低10%以上。當啟動門限升高到7g時，由于載荷控制模塊啟動時法向過載已經(jīng)較高，機翼載荷已經(jīng)形成較大峰值，控制系統(tǒng)的干預(yù)時機偏晚，導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，啟動門限的選擇需要在控制效果和控制頻繁程度之間進行權(quán)衡。門限設(shè)置過低可能導致載荷控制模塊頻繁啟動和退出，增加系統(tǒng)的作動負擔；門限設(shè)置過高則會因干預(yù)過晚而降低控制效果。

4.3 控制效果驗證與討論

從機翼載荷控制的仿真效果來看，采用門限6g啟動伴隨法向過載的操縱面偏轉(zhuǎn)，即可有效控制機翼載荷峰值，達到降低機翼峰值載荷超過10%的效果。門限6g對應(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：當法向過載超過設(shè)計最大值的75%時，載荷控制模塊開始工作，對后續(xù)的載荷增長進行主動抑制。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)的機動動作相對較少，不會引起機動載荷控制模塊的頻繁啟動和退出，有利于延長作動系統(tǒng)的使用壽命。

從工程實施的角度來看，5度的操縱面偏轉(zhuǎn)用量對作動系統(tǒng)的能力要求不高，一般高機動飛機配備的作動系統(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，鉸鏈力矩處于作動系統(tǒng)的正常承載范圍內(nèi)，不會對系統(tǒng)的可靠性和壽命產(chǎn)生不利影響。綜合這些因素可以認為，本文提出的機動載荷控制方法具有良好的工程可實施性，能夠在現(xiàn)有飛機作動系統(tǒng)能力范圍內(nèi)實現(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彈性效應(yīng)對控制效果的動態(tài)影響，也未涉及操縱面偏轉(zhuǎn)與飛機本體運動之間的復雜耦合。在后續(xù)研究中，需要采用更為精細的氣動彈性分析方法，考慮結(jié)構(gòu)彈性變形與氣動力的耦合作用，對控制效果進行進一步的驗證和優(yōu)化。同時，操縱面偏轉(zhuǎn)引起的附加氣動力可能對飛機的配平狀態(tài)和動態(tài)響應(yīng)產(chǎn)生一定影響，這一影響也需要在控制律設(shè)計中予以充分考慮。

五、結(jié)論與展望

本文面向高機動飛機對更輕機體結(jié)構(gòu)和更長飛行使用壽命的需求，系統(tǒng)開展了機翼機動載荷控制方法研究。在闡述飛行載荷基本概念和機動載荷控制技術(shù)內(nèi)涵的基礎(chǔ)上，建立了包括典型極限機動動作定義、飛行動力學仿真方法、機動載荷仿真分析方法在內(nèi)的分析框架。通過機翼載荷影響機理分析，揭示了不同操縱面偏轉(zhuǎn)對機翼載荷的影響規(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)計了載荷控制邏輯，開展了不同啟動門限下的機動載荷仿真分析，主要得出以下結(jié)論：

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

第二，基于機翼載荷影響因素分析和敏感度計算來選取載荷控制策略，基于不同啟動與退出條件的動態(tài)仿真來評估載荷控制效果，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啟動策略，在保證控制效果的同時兼顧了系統(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)計和工程實施。

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

展望未來，機動載荷控制技術(shù)的研究可以從以下幾個方向繼續(xù)深入：一是在分析對象上，將研究范圍從機翼拓展至全機，開展包括機身、尾翼等部件的機動載荷建模與仿真分析，研究構(gòu)建具有普適性的全機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)，如主動流動控制、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；三是在驗證手段上，開展風洞試驗和飛行試驗驗證，通過試驗數(shù)據(jù)修正和確認仿真分析結(jié)果，提高控制方法的可靠性和成熟度；四是在設(shè)計理念上，將載荷控制與飛機總體設(shè)計深度融合，在概念設(shè)計階段就考慮載荷控制技術(shù)的應(yīng)用，實現(xiàn)結(jié)構(gòu)減重和氣動效率提升的綜合收益。通過這些研究的持續(xù)推進，機動載荷控制技術(shù)將為各類高機動飛機以及多操縱面的飛翼布局飛機的優(yōu)化設(shè)計和性能提升提供有效的技術(shù)支撐。

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