楊俊，張超，王洋，趙躍明，吳佳駒

（航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究所，西安710089）

0 引言

飛機(jī)飛行過(guò)程中，其重心會(huì)隨著燃油的消耗、武器或貨物的投放而發(fā)生變化。而重心與飛機(jī)的飛行安全、穩(wěn)定性和性能密切相關(guān)。通常，通過(guò)設(shè)計(jì)合理的耗油順序和武器掛載與使用方案，可以“被動(dòng)”地將重心控制在規(guī)定范圍內(nèi)，但這種方式未能充分發(fā)揮飛機(jī)的性能。例如，超聲速飛行時(shí)，氣動(dòng)焦點(diǎn)大幅后移，重心和焦點(diǎn)的距離增大，導(dǎo)致配平阻力增大，增加了燃油消耗。

正是基于上述考慮，國(guó)外在20 世紀(jì)70 年代率先提出了主動(dòng)重心控制技術(shù)，該技術(shù)考慮燃油消耗、武器（貨物）投放的影響，根據(jù)相關(guān)控制需求，通過(guò)控制機(jī)上燃油在不同油箱之間的轉(zhuǎn)輸，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)重心的主動(dòng)控制。雖然該技術(shù)先后在“協(xié)和”、Tu-144、B-1B、Tu-160、A330/340 和A380 等國(guó)外軍/民用飛機(jī)上得到應(yīng)用，并在減小阻力、節(jié)省燃油消耗、解決重心控制難題等方面發(fā)揮了重要的作用，但是能夠獲取到的資料很少，主要集中在相關(guān)原理和架構(gòu)等方面，未涉及有關(guān)建模方法的介紹。

國(guó)內(nèi)在該領(lǐng)域的研究起步較晚，尚未實(shí)現(xiàn)工程化應(yīng)用，還處于理論研究階段。張晶等對(duì)功能的方案和設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了研究，提出了最佳重心位置設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，建立了基于平衡輸油系統(tǒng)的重心位移模型，并進(jìn)行了仿真驗(yàn)證；Li Haiquan等分析了燃油泵和轉(zhuǎn)輸管路故障對(duì)功能的影響，提出相關(guān)緊急處置策略；Yan Jianing 等基于滑?？刂茖?duì)功能的控制律進(jìn)行了研究，表明滑?？刂颇芴岣邔?duì)重心指令的跟蹤速度和控制精度；楊俊等對(duì)目標(biāo)重心位置開(kāi)展研究，提出了目標(biāo)重心位置的確定原則，并對(duì)重心控制策略進(jìn)行了分析，指出通過(guò)合理設(shè)計(jì)燃油轉(zhuǎn)輸門(mén)限，能在減小阻力、節(jié)省燃油消耗與減輕燃油系統(tǒng)/設(shè)備工作負(fù)擔(dān)之間取得平衡。相關(guān)研究工作聚焦于功能的方案和原理設(shè)計(jì)，而對(duì)仿真建模的介紹較為粗略，未能體現(xiàn)建模的方法和難點(diǎn)。

減小飛行阻力、節(jié)省燃油消耗是主動(dòng)重心控制功能的重要收益，對(duì)方案論證、迭代和優(yōu)化設(shè)計(jì)有著重要的影響。國(guó)外多型具備主動(dòng)重心控制功能的飛機(jī)都在其尾翼設(shè)置了配平油箱，通過(guò)機(jī)翼油箱和配平油箱之間的燃油轉(zhuǎn)輸實(shí)現(xiàn)飛機(jī)重心的主動(dòng)控制。但是，該方案增加了燃油系統(tǒng)的硬件成本，而且當(dāng)機(jī)翼油箱和尾翼配平油箱之間的燃油轉(zhuǎn)輸發(fā)生故障，燃油無(wú)法向機(jī)翼油箱轉(zhuǎn)輸時(shí)，隨著機(jī)翼油箱燃油不斷消耗，很可能導(dǎo)致飛機(jī)重心超出安全后限，危及飛行安全。

因此，從經(jīng)濟(jì)性和安全性角度出發(fā)，某型飛機(jī)初步考慮僅通過(guò)機(jī)翼油箱之間的燃油轉(zhuǎn)輸實(shí)現(xiàn)主動(dòng)重心控制功能。但是，由于機(jī)翼油箱組縱向重心的差異較小，采用該方案是否能滿足設(shè)計(jì)要求、發(fā)揮功能的性能，需要盡快明確，以支撐功能的研制。本文針對(duì)該型飛機(jī)的需求，基于功能的原理和方案，闡述主動(dòng)重心控制功能的建模思想和方法，對(duì)功能初步方案的減阻和省油性能進(jìn)行評(píng)估，以支撐方案的優(yōu)化設(shè)計(jì)。

1 主動(dòng)重心控制功能方案

飛機(jī)通常有多個(gè)分布在不同位置的油箱，這些油箱的縱向重心位置是不同的，通過(guò)油箱之間的燃油轉(zhuǎn)輸，可以對(duì)飛機(jī)縱向重心進(jìn)行控制，這是主動(dòng)重心控制功能實(shí)現(xiàn)的物理基礎(chǔ)。

某型飛機(jī)主動(dòng)重心控制功能由飛控系統(tǒng)和燃油系統(tǒng)協(xié)同實(shí)現(xiàn)。飛控系統(tǒng)負(fù)責(zé)解算飛機(jī)的實(shí)時(shí)重心，并根據(jù)飛機(jī)的目標(biāo)重心輸入解算出燃油目標(biāo)重心，發(fā)送給燃油系統(tǒng)。燃油系統(tǒng)根據(jù)燃油目標(biāo)重心解算出相關(guān)泵和閥的控制指令，通過(guò)控制泵和閥的開(kāi)啟或關(guān)閉，控制燃油在油箱之間的轉(zhuǎn)輸，從而將飛機(jī)的重心維持在期望的位置上，以減小飛行阻力，節(jié)省燃油消耗，提升飛機(jī)性能。

同時(shí)，燃油系統(tǒng)還需解算燃油的重量和重心，并將其發(fā)送給飛控系統(tǒng)，以供飛控系統(tǒng)解算全機(jī)重量和重心使用。

2 主動(dòng)重心控制功能建模

2.1 模型架構(gòu)與仿真流程

主動(dòng)重心控制功能模型架構(gòu)如圖1 所示，包括仿真設(shè)置與控制、飛控系統(tǒng)、自動(dòng)飛控、氣動(dòng)力、發(fā)動(dòng)機(jī)、燃油系統(tǒng)和飛機(jī)六自由度模型七個(gè)子模塊。

仿真控制模塊是仿真設(shè)置和控制指令的輸入接口，也是飛機(jī)姿態(tài)角、過(guò)載、角速率和燃油重量和重心等參數(shù)的反饋中繼。自動(dòng)飛控模型根據(jù)高度和保持指令，解算出控制指令發(fā)送給飛控系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)模型，控制飛機(jī)按照期望的軌跡飛行。氣動(dòng)力和發(fā)動(dòng)機(jī)模型，根據(jù)相關(guān)輸入，解算出飛機(jī)當(dāng)前的氣動(dòng)力和力矩、推力和耗油率，供六自由度模型和燃油系統(tǒng)模型使用。燃油系統(tǒng)模型根據(jù)飛控系統(tǒng)指令控制燃油轉(zhuǎn)輸，并解算出燃油的質(zhì)量特性數(shù)據(jù)，供飛控系統(tǒng)模型和六自由度模型使用。六自由度模型根據(jù)氣動(dòng)力和力矩、推力和飛機(jī)實(shí)時(shí)重量和重心以及燃油質(zhì)量特性數(shù)據(jù)解算出飛機(jī)的姿態(tài)和飛行參數(shù)并反饋給各有關(guān)模塊。

圖1 模型架構(gòu)Fig.1 Framework of model

2.2 飛控系統(tǒng)建模

飛控系統(tǒng)模型應(yīng)具備如下功能：（1）三軸控制功能，根據(jù)自動(dòng)飛控系統(tǒng)發(fā)送的指令，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)三軸運(yùn)動(dòng)的控制；（2）飛機(jī)實(shí)時(shí)重心解算；（3）燃油目標(biāo)重心解算。

三軸控制功能是飛控系統(tǒng)常規(guī)功能，相關(guān)技術(shù)已經(jīng)很成熟，在此不再贅述。而飛機(jī)實(shí)時(shí)重心的計(jì)算則采用基于重量分布的方法，依據(jù)飛機(jī)的重量組成（空機(jī)重量、貨物重量和燃油重量），先設(shè)法得到各組成部分的重量和重心，然后通過(guò)式（1）加權(quán)計(jì)算，得到整機(jī)的重心位置。

式中：、和分別為飛機(jī)的重心在重心計(jì)算坐標(biāo)系、、軸上的坐標(biāo)；x、y和z分別為各組成部分的重心在、、軸上的坐標(biāo)；w為第個(gè)組成部分的重量。

對(duì)于燃油目標(biāo)重心，則根據(jù)飛機(jī)目標(biāo)重心、空機(jī)重量和重心、燃油重量以及貨物重量和重心進(jìn)行解算，相關(guān)算法如下：

式中：、、、分別為燃油目標(biāo)重心、飛機(jī)目標(biāo)重心、貨物重心和空機(jī)重心；∑、、、分別為飛機(jī)總重、貨物重量、空機(jī)重量和燃油重量。

2.3 自動(dòng)飛控系統(tǒng)建模

自動(dòng)飛控系統(tǒng)應(yīng)實(shí)現(xiàn)高度保持和保持功能，能根據(jù)相關(guān)輸入解算出控制指令并發(fā)送至飛控系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)模型，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)飛行軌跡的控制。有關(guān)建模方法和技術(shù)已經(jīng)很成熟，在此不再贅述。

2.4 燃油系統(tǒng)建模

2.4.1 燃油轉(zhuǎn)輸控制原理

某型飛機(jī)的油箱全部位于機(jī)翼，單側(cè)機(jī)翼的油箱分為內(nèi)外兩個(gè)油箱組，每個(gè)油箱組又包含多個(gè)油箱。燃油重心轉(zhuǎn)輸系統(tǒng)獨(dú)立于發(fā)動(dòng)機(jī)供油系統(tǒng)，重心轉(zhuǎn)輸不影響發(fā)動(dòng)機(jī)的正常供油。目前方案是通過(guò)內(nèi)外兩個(gè)油箱組之間進(jìn)行燃油轉(zhuǎn)輸，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)縱向重心的控制。

當(dāng)需要向前調(diào)節(jié)重心時(shí)，將兩側(cè)機(jī)翼外油箱組的燃油向內(nèi)油箱組轉(zhuǎn)輸；反之，需要向后調(diào)節(jié)重心時(shí)，將內(nèi)油箱組的燃油向外油箱組轉(zhuǎn)輸。

2.4.2 燃油轉(zhuǎn)輸控制律

燃油轉(zhuǎn)輸控制律采用比例控制器，被控量為燃油重心位置，控制變量為燃油轉(zhuǎn)輸流量。假設(shè)期望的燃油縱向重心為ˉ，實(shí)際的燃油重心為ˉ，采用反饋控制，控制律框圖如圖2 所示。

圖2 比例控制器Fig.2 Proportional controller

控制律為

考慮到燃油轉(zhuǎn)輸?shù)淖畲罅髁肯拗?，?duì)燃油流量進(jìn)行限幅處理：

2.4.3 燃油質(zhì)量特性模型

燃油系統(tǒng)模型還需計(jì)算自身的質(zhì)量特性數(shù)據(jù)以供飛控系統(tǒng)模型解算全機(jī)實(shí)時(shí)重心，以及六自由度模型解算飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)。

燃油質(zhì)量特性數(shù)據(jù)包括燃油重心和燃油轉(zhuǎn)動(dòng)慣量?jī)刹糠?。飛機(jī)的油箱通常都是不規(guī)則的幾何體，當(dāng)油箱內(nèi)存儲(chǔ)不同質(zhì)量的燃油時(shí)，其重心和慣量是不同的；另外，由于燃油易流動(dòng)的屬性，當(dāng)飛機(jī)發(fā)生俯仰和滾轉(zhuǎn)操作時(shí)，即使對(duì)于同一個(gè)油箱、相同油量條件下，相比未發(fā)生俯仰和滾轉(zhuǎn)操作的情況，其重心和慣量也是不同的。因此，如果忽略過(guò)載的影響，燃油質(zhì)量特性數(shù)據(jù)可以表征為飛機(jī)俯仰角、滾轉(zhuǎn)角和燃油重量的函數(shù)。

實(shí)際中，常借助CATIA 等三維建模軟件，結(jié)合其二次開(kāi)發(fā)功能，采用切片法獲取燃油質(zhì)量特性數(shù)據(jù)，主要步驟為：

（1）建立油箱三維模型；

（2）確定典型的姿態(tài)角，即確定俯仰角和滾轉(zhuǎn)角的組合；

（3）針對(duì)某一特定姿態(tài)角（俯仰角和滾轉(zhuǎn)角組合），從油箱底部開(kāi)始，以平行于油面（油面由俯仰角和滾轉(zhuǎn)角決定）的切割面，按照一定的步長(zhǎng)去切割油箱模型，每次切片保留剩余燃油部分，利用CATIA 的測(cè)量功能得到其重心和慣量，從而得到每個(gè)油箱燃油重心和慣量與其重量的關(guān)系；

（4）基于上述得到的數(shù)據(jù)，構(gòu)建燃油質(zhì)量特性數(shù)據(jù)庫(kù)，通過(guò)查表法插值得到特定重量、俯仰角和滾轉(zhuǎn)角下燃油的重心和慣量。

如果飛機(jī)僅在縱向平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)，則可以忽略滾轉(zhuǎn)角對(duì)燃油質(zhì)量特性的影響，且能降低建模的復(fù)雜度。本文的仿真只需飛機(jī)在縱向平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)，因此，可以簡(jiǎn)化燃油質(zhì)量特性數(shù)據(jù)的建模，即將重心和慣量表征為燃油重量和俯仰角的函數(shù)，建立的燃油質(zhì)量特性模型（以某一油箱為例）如圖3 所示。

圖3 燃油質(zhì)量特性模型Fig.3 Model of fuel mass properties

2.4.4 燃油系統(tǒng)模型

建立的燃油系統(tǒng)模型如圖4 所示，主要包括燃油轉(zhuǎn)輸控制模塊（Fuel_Transfer_Control）、油箱剩余燃油計(jì)算模塊（Residual_Fuel_Computation）、燃油慣量計(jì)算模塊（Fuel_Inertia_Computation）和燃油重心計(jì)算模塊（Fuel_CG_Computation）。

圖4 燃油系統(tǒng)模型Fig.4 Model of fuel system

轉(zhuǎn)輸控制模塊根據(jù)燃油目標(biāo)重心指令（Fu?el_CMD）和發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率解算各油箱的進(jìn)/出流量，剩余燃油計(jì)算模塊對(duì)進(jìn)/出流量積分得到各油箱剩余燃油，燃油慣量和重心模塊根據(jù)油箱剩余燃油和飛機(jī)姿態(tài)角（AC_Attitude）解算出燃油的自身慣量和重心數(shù)據(jù)。

2.5 氣動(dòng)力建模

氣動(dòng)力在風(fēng)軸系的三個(gè)分量、、和氣動(dòng)力矩在體軸系的三個(gè)分量、、，可以近似表征為馬赫數(shù)（）、迎角（）、側(cè)滑角（）、副翼偏轉(zhuǎn)角度（）、升降舵偏轉(zhuǎn)角（）和方向舵偏轉(zhuǎn)角度（）的函數(shù)，利用風(fēng)洞數(shù)據(jù)，即可建立氣動(dòng)力和力矩模型，供解算飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程使用。

2.6 發(fā)動(dòng)機(jī)模型

發(fā)動(dòng)機(jī)模型應(yīng)根據(jù)自動(dòng)飛控的指令解算出所需的推力和發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率，耗油率作為油箱剩余油量解算的關(guān)鍵輸入，用于燃油轉(zhuǎn)輸控制和燃油實(shí)時(shí)重量、重心和慣量的解算。

根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)性能數(shù)據(jù)，發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率與推力、馬赫數(shù)和高度緊密相關(guān)。建立的發(fā)動(dòng)機(jī)模型如圖5 所示，該模型根據(jù)自動(dòng)飛控指令、飛行高度和解算出發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和實(shí)時(shí)耗油率。

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)模型Fig.5 Engine model

2.7 飛機(jī)6-DOF 建模

對(duì)于體軸系原點(diǎn)位于重心的飛機(jī)六自由度模型，其力方程組可以表示為

力矩方程組可表示為

式中：、、為飛機(jī)速度矢量在體軸系中的分量；F、F、F為非重力合力（包括氣動(dòng)力和推力）在體軸系中的分量；、、為體軸系三軸角速率；、為俯仰角和滾轉(zhuǎn)角；、、為體軸系下三軸力矩分量；為飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

上述模型以重心作為坐標(biāo)原點(diǎn)，而氣動(dòng)力矩和推力力矩的參考點(diǎn)通常不與重心重合，而且隨著燃油的消耗，重心位置發(fā)生改變，體軸系也會(huì)跟著移動(dòng)。因此，需要對(duì)由于重心改變導(dǎo)致的力矩變化進(jìn)行修正，再將修正后的力矩帶入六自由度模型進(jìn)行解算。另外，燃油的消耗也會(huì)引起全機(jī)慣量的變化，因此同樣需要對(duì)慣量進(jìn)行修正。

2.7.1 力矩修正

為重心計(jì)算坐標(biāo)系，其原點(diǎn)通常位于機(jī)頭，軸平行于飛機(jī)縱軸指向機(jī)尾，軸垂直于飛機(jī)對(duì)稱面指向右側(cè)，軸由右手準(zhǔn)則確定，指向上方，如圖6 所示。為體 軸系，軸平行于飛機(jī)縱軸指向機(jī)頭，軸垂直于飛機(jī)對(duì)稱面指向右側(cè)，由右手定則確定。氣動(dòng)力和推力相對(duì)于力矩參考點(diǎn)產(chǎn)生的力矩為，則根據(jù)理論力學(xué)知識(shí)，其相對(duì)于重心產(chǎn)生的力矩如式（7）所示。

圖6 力矩修正示意圖Fig.6 Schematic of moment correction

=+Δ=+∑F×=

+∑F×(-) （7）

式中：∑F為重心計(jì)算坐標(biāo)系下描述的非重力合外力；、、為重心計(jì)算坐標(biāo)系下描述的徑矢。

為了表示方便，將式（7）改寫(xiě)成體軸系下的表達(dá)形式

=+F×(-) （8）

式中：F為在體軸系下描述的非重力外力。

式中：，，，，α分別為阻力、推力、升力、側(cè)力和發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角；為從重心計(jì)算坐標(biāo)系到體軸系的轉(zhuǎn)換矩陣。

而-在重心計(jì)算坐標(biāo)系下可表示為

則，修正后的力矩在體軸下可表示為

2.7.2 慣量修正

根據(jù)飛機(jī)的重量組成，可以由式（13）計(jì)算出全機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

式中：I，I，I，I，I，I為飛機(jī)的自身轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；∑I，∑I，∑I，∑I，∑I，∑I為空 機(jī)、貨物 和燃 油的 自身 轉(zhuǎn)動(dòng) 慣量；∑ΔI，∑ΔI，∑ΔI，∑ΔI，∑ΔI，∑ΔI為空 機(jī)、貨物和燃油的移軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

移軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量可根據(jù)公式（14）計(jì)算：

式中：W為飛機(jī)各組成部分重量；x，y，z為各 組成部 分的 重心 分量；，，為全 機(jī)實(shí) 時(shí)重 心分量。

2.7.3 6-DOF 模型

建立的飛機(jī)六自由度模型如圖7 所示，包括力矩修正模塊（Moments Correction）、慣量修正模塊（Inertia Correction）和運(yùn)動(dòng)方程模塊（6-DOF Mo?tion Equation）。力矩和慣量修正模塊輸出修正后的氣動(dòng)力矩和推力力矩及全機(jī)慣量，運(yùn)動(dòng)方程模塊根據(jù)力和力矩等輸入解算出飛機(jī)的速度、角速率和姿態(tài)角等飛行參數(shù)。

圖7 飛機(jī)六自由度模型Fig.7 6-DOF model

3 仿真分析

3.1 仿真設(shè)置

基于建立的模型，設(shè)置飛行高度=10 km，分別為0.7、0.8，在其他條件相同的情況下，針對(duì)不同的目標(biāo)重心（0.28~0.33）和不進(jìn)行重心控制的情況，仿真飛行5 h。以不進(jìn)行重心控制飛機(jī)的燃油消耗為基準(zhǔn)，對(duì)比分析不同目標(biāo)重心控制情況下飛機(jī)的燃油消耗情況，以對(duì)主動(dòng)重心控制功能初步方案進(jìn)行評(píng)估。

3.2 仿真結(jié)果

功能的減阻收益，即在同樣的飛行高度和速度下，飛行同樣的時(shí)間，進(jìn)行重心控制后相比不進(jìn)行重心控制，飛機(jī)節(jié)省的燃油消耗量。

因此，將進(jìn)行重心控制的飛機(jī)耗油量與不進(jìn)行重心控制的飛機(jī)耗油量相減，可得主動(dòng)重心控制功能的收益。功能收益與目標(biāo)重心的關(guān)系曲線如圖8 所示，圖中兩條曲線分別對(duì)應(yīng)=0.7 和=0.8 情況下，不同目標(biāo)重心位置對(duì)應(yīng)的節(jié)省的燃油消耗?？梢钥闯觯海?）相同條件下，越大，功能的收益越大；（2）目標(biāo)重心越靠后，功能的收益越大，能帶來(lái)超過(guò)850 kg 的燃油收益；（3）隨著目標(biāo)重心向后變化，對(duì)功能收益的影響逐漸減弱。

圖8 功能減阻收益Fig.8 Benefits of drag-reduction

3.3 結(jié)果分析

針對(duì)上述提及的對(duì)收益影響減弱的情況，進(jìn)一步考察飛機(jī)重心隨時(shí)間變化的情況。飛機(jī)重心變化曲線如圖9 所示，（a）和（b）分別對(duì)應(yīng)=0.7 和=0.8 條件下，不同目標(biāo)重心（仿真開(kāi)始后500 s 啟動(dòng)主動(dòng)重心控制）和不進(jìn)行重心控制情況下飛機(jī)的實(shí)時(shí)重心隨時(shí)間變化的曲線。

圖9 飛機(jī)重心變化曲線Fig.9 Curves of CG Variation

從圖9 可以看出：目標(biāo)重心越靠后，仿真過(guò)程中能將飛機(jī)的重心維持在目標(biāo)位置的時(shí)間越小。這主要是油箱布置的限制導(dǎo)致的，進(jìn)行重心轉(zhuǎn)輸?shù)挠拖渚挥跈C(jī)翼上，其在縱向的有效重心差值較小，飛機(jī)改變和維持相同的重心所需要的燃油量更大。而隨著飛行時(shí)間的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)不斷消耗燃油，機(jī)上可供轉(zhuǎn)輸?shù)娜加椭饾u減少，以致最后無(wú)法將飛機(jī)重心維持在期望的位置。

通過(guò)對(duì)仿真結(jié)果的分析，可以得到如下結(jié)論：

（1）目標(biāo)重心越靠后，收益越大，越能節(jié)省燃油；

（2）受限于飛機(jī)的油箱布置，目標(biāo)重心越靠后，將飛機(jī)重心維持在目標(biāo)位置的時(shí)間越少；

（3）能影響功能的收益，但是其效果受限于油箱布置，未能充分體現(xiàn)出來(lái)。

總的來(lái)說(shuō)，應(yīng)用主動(dòng)重心控制技術(shù)，能減小飛行阻力，節(jié)省燃油消耗。但是，由于油箱布置的限制，不能在整個(gè)仿真時(shí)間內(nèi)始終將重心維持在目標(biāo)位置，未能充分發(fā)揮主動(dòng)重心控制功能的潛力。

4 結(jié)論

（1）應(yīng)用主動(dòng)重心控制技術(shù)，能減小飛行阻力，節(jié)省燃油消耗，帶來(lái)較為可觀的收益。

（2）目標(biāo)重心位置越靠后，應(yīng)用主動(dòng)重心控制技術(shù)后，節(jié)省的燃油消耗越大，收益越明顯。

（3）對(duì)功能的收益有影響，越大，收益越大。

（4）受限于油箱布置，當(dāng)前的方案未能充分發(fā)揮主動(dòng)重心控制技術(shù)的潛力，下一步有必要對(duì)功能方案進(jìn)行優(yōu)化。