滑流影響下的輕型飛機水平尾翼設計載荷確定方法
2023-05-23 16:35:01 1
專利名稱：滑流影響下的輕型飛機水平尾翼設計載荷確定方法
技術領域：
本發明屬於飛機機翼載荷設計領域，特別是涉及飛機尾翼的設計載荷確定方法。
背景技術：
在飛機水平尾翼設計載荷確定過程中，首先使用不帶動力的風洞吹風數據，建立 飛機平衡載荷計算方法，使用該方法，計算各種飛行狀態下全機平衡狀態參數和水平尾翼 載荷。然後從計算獲得的多種水平尾翼載荷中，篩選出嚴重載荷，確定水平尾翼計算最大載 荷。第三步，通過飛行實測確定發動機滑流對飛機水平尾翼載荷影響係數，將計算獲得的水 平尾翼計算最大載荷乘以影響係數，得到水平尾翼設計載荷。由於受飛機飛行狀態、飛行實 測技術和成本限制，飛行實測獲得的發動機滑流對飛機水平尾翼設計載荷影響數據並不準 確，對飛行實測處理後，確定發動機滑流對飛機水平尾翼設計載荷影響係數為1. 33，即考慮 發動機滑流影響後，飛機水平尾翼設計載荷將提高1. 33倍，這樣確定的水平尾翼設計載荷 過於保守，使得水平尾翼結構設計重量偏重。在現有確定滑流影響下的輕型飛機水平尾翼設計載荷的方法中，通過飛行實測確 定發動機滑流對飛機水平尾翼載荷影響係數，由於受飛機飛行狀態、飛行實測技術和成本 限制，飛行實測獲得的發動機滑流對飛機水平尾翼設計載荷影響數據並不準確，對飛行實 測處理後，確定發動機滑流對飛機水平尾翼設計載荷影響係數為1. 33，即考慮發動機滑流 影響後，飛機水平尾翼設計載荷將提高1. 33倍，這樣確定的設計載荷過於保守，使得水平 尾翼結構設計重量偏重。
發明內容
本發明的要解決的技術問題本發明以帶動力的風洞試驗數據為基礎，使用分析 計算的方法代替飛行實測的方法，確定發動機滑流對飛機水平尾翼設計載荷影響係數，降 低水平尾翼設計載荷，進而降低水平尾翼結構設計重量，節省飛行實測費用。本發明的技術方案本發明包括以下步驟第一步，以帶動力的風洞試驗數據為基礎，計算飛機平衡載荷；第二步，使用差值的方法，確定特定飛行狀態下發動機滑流對飛機水平尾翼設計 載荷影響係數；第三步，考慮該係數的影響，計算各種飛行狀態下全機平衡時水平尾翼載荷，選擇 其中最大值作為水平尾翼設計載荷。下面就飛機平衡載荷計算方法、發動機滑流影響係數差值計算內容和全機平衡時 水平尾翼載荷計算公式進行詳細說明。(1)飛機平衡載荷計算方法在飛機平衡載荷計算過程中，使用全機俯仰力矩係數建立力矩平衡方程，考慮了 尾翼阻力項引起的力矩及角速度引起的平尾阻尼力和機翼阻尼力，假定全機阻尼力矩由平 尾阻尼力和機翼阻尼力組成。假定平尾阻尼力合力作用點為平尾氣動中心、假定機翼阻尼力合力作用點為機翼氣動中心。假定飛機來流攻角等於飛機俯仰角(飛機爬升角為零。) 並將平尾載荷分解為升降舵開舵引起的平尾載荷和攻角變化引起的平尾載荷兩部分，還考 慮了升降舵開角引起的平尾載荷的作用點相對攻角變化引起的平尾載荷作用點的後移。在已知全機氣動力係數Cl，Cd, Cm和無尾的氣動力係數Cm，Cdnt, Cmnt (參考點位置 XIN, ZIN)的情況下，用下列各式將風軸系氣動力向機體坐標系進行轉換。Cznt = CLNT*C0S α +Cdnt*SIN αCxnt = CDNT*C0S α -Clnt^SIN αCza = CL*C0S α +CD*SIN αCxa = CD*C0S α _CL*SIN αCma = Cm- (XIN-XCGC) *Cza*0. 01+ (ZIN-ZCG) /C*CXA_T* (Zna-ZCG) /q/S/C 上式中，Cl 為風軸系下全機升力係數；Cd 為風軸系下全機阻力係數；Cm 為風軸系下全機俯仰力矩阻力係數；Clnt 為風軸系下無尾機翼機身升力係數；Cdnt 為風軸系下無尾機翼機身阻力係數；Cmnt 為風軸系下無尾機翼機身俯仰力矩阻力係數；Cza 為機體軸系下全機升力係數；Cxa 為機體軸系下全機阻力係數；Cma 為機體軸系下全機俯仰力矩阻力係數；Cznt 為機體軸系下無尾機翼機身升力係數；Cxnt 為機體軸系下無尾機翼機身阻力係數；XCGC 為全機質量中心到機翼前緣距離相對機翼平均氣動弦長的比值；XIN 為機體軸系下全機氣動中心χ坐標；ZCG 為機體軸系下全機質量中心χ坐標；ZIN 為機體軸系下全機氣動中心χ坐標；Zna 為發動機拉力中心Z坐標；S 為機翼面積；q:為來流動壓；C:為機翼平均氣動弦長；T 為發動機拉力，作用點在螺旋槳中心，Z向坐標為Zna ；α 為飛機攻角。根據全機俯仰角加速度& = 0，和全機Z向加速度「 =0的平衡條件，建立全機法向 力和俯仰力矩平衡方程。設飛機載荷係數為η時，平衡機動狀態鄉- 0，々=…_ 1松/Vt (其中Vt為真速，g為 飛機加速度4為全機俯仰角速度。
QC機翼俯仰力矩阻尼載荷為滬Zy/巧*《= ^，作用點在機翼氣動中心，機
da
翼氣動中心到全機質心的χ向距離為Lff ；
平尾上的俯仰阻尼載荷為:
權利要求
1.一種滑流影響下的輕型飛機水平尾翼設計載荷確定方法，其特徵是，本方法包括以 下步驟第一步，以帶動力的風洞試驗數據為基礎，計算飛機平衡載荷； 第二步，使用差值的方法，確定特定飛行狀態下發動機滑流對飛機水平尾翼設計載荷 影響係數；第三步，考慮該係數的影響，計算各種飛行狀態下全機平衡時水平尾翼載荷，選擇其中 最大值作為水平尾翼設計載荷。
2.如權利要求1所述的一種滑流影響下的輕型飛機水平尾翼設計載荷確定方法，其特 徵是第一步中所述的計算飛機平衡載荷的步驟如下在已知全機氣動力係數Cl，Cd, Cm和無尾的氣動力係數Cm，Cdnt，Cmnt (參考點位置XIN， ZIN)的情況下，用下列各式將風軸系氣動力向機體坐標系進行轉換； Cznt = CLNT*C0S α +Cdnt*SIN α Cxnt = Cdnt^COS α _Clnt*SIN α Cza = CL*C0Sa +CD*SINa Cxa = CD*C0S a -CfSINaCma = Cm- (XIN-XCGC) *Cza*0. 01+ (ZIN-ZCG) /C*CXA_T* (Zna-ZCG) /q/S/C 上式中，Q 為風軸系下全機升力係數；CD:為風軸系下全機阻力係數；Cm 為風軸系下全機俯仰力矩阻力係數；Clnt 為風軸系下無尾機翼機身升力係數；Cdnt 為風軸系下無尾機翼機身阻力係數；Cmnt 為風軸系下無尾機翼機身俯仰力矩阻力係數；Cza 為機體軸系下全機升力係數；Cxa 為機體軸系下全機阻力係數；Cma 為機體軸系下全機俯仰力矩阻力係數；Cznt 為機體軸系下無尾機翼機身升力係數；Cxnt 為機體軸系下無尾機翼機身阻力係數；XCGC 為全機質量中心到機翼前緣距離相對機翼平均氣動弦長的比值；XIN 為機體軸系下全機氣動中心χ坐標；ZCG 為機體軸系下全機質量中心χ坐標；ZIN 為機體軸系下全機氣動中心χ坐標；Zna 為發動機拉力中心Z坐標；S 為機翼面積；q 為來流動壓；C 為機翼平均氣動弦長；T 為發動機拉力，作用點在螺旋槳中心，Z向坐標為Zna ； α 為飛機攻角；根據全機俯仰角加速度鄉=0，和全機Z向加速度「 =0的平衡條件，建立全機法向力和 俯仰力矩平衡方程；設飛機載荷係數為η時，平衡機動狀態鄉
3.如權利要求1所述的一種滑流影響下的輕型飛機水平尾翼設計載荷確定方法，其特 徵是第二步中所述的飛機水平尾翼設計載荷影響係數的確定步驟如下a.依據以飛機重量、重心、飛行速度和飛行高度為變化參數的飛機拉力數據，以特定的 飛機重量、重心、飛行速度和飛行高度參數為差值條件，使用線性差值的方法，確定在特定 的飛機重量、重心、飛行速度和飛行高度狀態下，飛機拉力；QCb.依據以襟翼開角、飛機攻角、飛機拉力和襟翼開角狀態為變化參數的
4.如權利要求1所述的一種滑流影響下的輕型飛機水平尾翼設計載荷確定方法，其特 徵是第三步中所述的計算各種飛行狀態下全機平衡時水平尾翼載荷的步驟如下按照在前兩步中確定在特定飛行狀態下的參數q、S、CZA、CZNT、Cma』、LH、nH、vt、c…、 δ e、α，使用下述公式確定水平尾翼總載荷，飛機攻角引起的水平尾翼載荷 Fh (a) = q*S*((CZA - Cznt ) + C LH α *θ* Lh * ^/V1)升降舵舵偏引起的水平尾翼載荷
全文摘要
本發明屬於飛機機翼載荷設計領域，特別是涉及飛機尾翼的設計載荷確定方法。本發明包括以下步驟第一步，以帶動力的風洞試驗數據為基礎，計算飛機平衡載荷；第二步，使用差值的方法，確定特定飛行狀態下發動機滑流對飛機水平尾翼設計載荷影響係數；第三步，考慮該係數的影響，計算各種飛行狀態下全機平衡時水平尾翼載荷，選擇其中最大值作為水平尾翼設計載荷。應用本發明建立的滑流影響下的輕型飛機水平尾翼設計載荷計算方法，計算獲得的水平尾翼設計載荷，相對使用原方法獲得的結果，水平尾翼設計載荷降低30％。
文檔編號G06F17/50GK102117362SQ20111000083
公開日2011年7月6日 申請日期2011年1月5日 優先權日2011年1月5日
發明者樊建峰, 王剛, 袁勝弢 申請人:哈爾濱飛機工業集團有限責任公司