專利名稱：一種平衡螺旋槳后氣動(dòng)旋轉(zhuǎn)力矩的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航空技術(shù)領(lǐng)域，涉及ー種平衡螺旋槳后氣動(dòng)旋轉(zhuǎn)カ矩的方法。
背景技術(shù)：
對于帶螺旋槳的通用類小型飛機(jī)來說，由于螺旋槳的周向旋轉(zhuǎn)，其后旋轉(zhuǎn)氣流會對機(jī)身氣流造成干擾，產(chǎn)生氣動(dòng)旋轉(zhuǎn)カ矩，有使飛機(jī)向螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向轉(zhuǎn)動(dòng)的趨勢，最終會對機(jī)身的操縱性和穩(wěn)定性產(chǎn)生不利影響。一般飛機(jī)上，主要靠設(shè)定差動(dòng)副翼或垂尾的預(yù)安裝角度來平衡此氣動(dòng)旋轉(zhuǎn)カ矩，然而，這又造成了副翼或垂尾的預(yù)安裝角度過大、可用偏轉(zhuǎn)裕度變小等一系列問題
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供ー種能在犧牲少量推力的情況下平衡螺旋槳后大部分氣動(dòng)旋轉(zhuǎn)カ矩的方法。本發(fā)明的技術(shù)方案是ー種平衡螺旋槳后氣動(dòng)旋轉(zhuǎn)カ矩的方法，包括如下步驟步驟a :從飛行剖面獲取飛機(jī)典型飛行狀態(tài)點(diǎn)的高度、速度等飛行狀態(tài)信息；步驟b :獲取該典型飛行狀態(tài)點(diǎn)螺旋槳后旋轉(zhuǎn)氣流對全機(jī)身的氣動(dòng)旋轉(zhuǎn)カ矩N和該典型飛行狀態(tài)點(diǎn)螺旋槳的拉力F ；步驟c :通過調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架，當(dāng)螺旋槳順時(shí)針旋轉(zhuǎn)吋，將發(fā)動(dòng)機(jī)軸線向右偏轉(zhuǎn)至與飛機(jī)對稱平面有一定夾角β <3° ;當(dāng)螺旋槳逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)吋，將發(fā)動(dòng)機(jī)軸線向左偏轉(zhuǎn)至與飛機(jī)對稱平面有一定夾角β < 3° ；并通過調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架，將發(fā)動(dòng)機(jī)軸線下移至低于飛機(jī)構(gòu)造水平線一定距離D并與之平行；步驟d:根據(jù)關(guān)系式/
權(quán)利要求
1.ー種平衡螺旋槳后氣動(dòng)旋轉(zhuǎn)カ矩的方法，其特征在于，該平衡方法包括如下步驟 步驟a :從飛行剖面獲取飛機(jī)典型飛行狀態(tài)點(diǎn)的高度、速度等飛行狀態(tài)信息； 步驟b :獲取該典型飛行狀態(tài)點(diǎn)螺旋槳(2)后旋轉(zhuǎn)氣流對全機(jī)身(6)的氣動(dòng)旋轉(zhuǎn)カ矩N和該典型飛行狀態(tài)點(diǎn)螺旋槳(2)的拉カF ； 步驟c :通過調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架(7)，當(dāng)螺旋槳順時(shí)針旋轉(zhuǎn)吋，將發(fā)動(dòng)機(jī)軸線(4)向右偏轉(zhuǎn)至與飛機(jī)對稱平面(3)有一定夾角β <3° ;當(dāng)螺旋槳逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)吋，將發(fā)動(dòng)機(jī)軸線(4)向左偏轉(zhuǎn)至與飛機(jī)對稱平面(3)有一定夾角β < 3° ； 并通過調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架(7)，將發(fā)動(dòng)機(jī)軸線(4)下移至低于飛機(jī)構(gòu)造水平線(3) —定距離D并與之平行； 步驟d:根據(jù)關(guān)系式
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的平衡螺旋槳后氣動(dòng)旋轉(zhuǎn)カ矩的方法，其特征在于所述典型飛行狀態(tài)點(diǎn)螺旋槳(2)后旋轉(zhuǎn)氣流對全機(jī)身(6)的氣動(dòng)旋轉(zhuǎn)カ矩N和該典型飛行狀態(tài)點(diǎn)螺旋槳(2)的拉カF通過對包括螺旋槳(2)在內(nèi)的全機(jī)身(6)進(jìn)行典型飛行狀態(tài)點(diǎn)的計(jì)算流體力學(xué)方法仿真計(jì)算獲取。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的平衡螺旋槳后氣動(dòng)旋轉(zhuǎn)カ矩的方法，其特征在于如果還存在剰余的少量氣動(dòng)旋轉(zhuǎn)カ矩，則進(jìn)一歩包括在飛機(jī)出廠試飛時(shí)通過調(diào)節(jié)垂尾處調(diào)節(jié)片(5)的預(yù)安裝角來抵消的步驟。
全文摘要
本發(fā)明屬于航空技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種平衡螺旋槳后氣動(dòng)旋轉(zhuǎn)力矩的方法。本發(fā)明采用調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)軸線預(yù)安裝位置，巧妙地在飛機(jī)軸線與發(fā)動(dòng)機(jī)軸線之間設(shè)計(jì)一定的偏移量與夾角量，通過合理地選擇下移量和偏轉(zhuǎn)角度，可在犧牲少量推力的情況下平衡螺旋槳后的大部分氣動(dòng)旋轉(zhuǎn)力矩，最終增加飛機(jī)的操穩(wěn)性。本發(fā)明工作可靠、加工工藝簡單，只需在安裝發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，適當(dāng)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)軸線的安裝位置即可，已經(jīng)應(yīng)用于我院LE500、LE500A、航模等型飛機(jī)上，解決了螺旋槳旋轉(zhuǎn)氣流對機(jī)身操穩(wěn)造成的干擾，保證了飛機(jī)飛行的穩(wěn)定。
文檔編號B64D27/02GK102689687SQ201210189070
公開日2012年9月26日 申請日期2012年6月8日 優(yōu)先權(quán)日2012年6月8日
發(fā)明者姚剛, 屈展, 郭晰 申請人:中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所