專利名稱：一種降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法
技術領域：
本發(fā)明涉及飛機氣動布局設計、氣動載荷和結構強度領域，特別提供了一種降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法。
背景技術：
垂尾是飛機的航向靜穩(wěn)定面，雙垂尾布局飛機(如圖I所示)在典型亞音速巡航對稱飛行階段，其垂尾承受較大的指向飛機對稱面的側向力及由此引起的翼根彎矩(即正側向力合正翼根彎矩)。目前雙垂尾布局飛機普遍采用外傾雙垂尾氣動布局。隨著垂尾外傾角的增加，典型亞音速巡航階段垂尾翼根彎矩顯著的增加，從而使垂尾根部承受較高平均應力，降低垂 尾疲勞壽命。為了提高垂尾疲勞壽命，需要增加結構強度，從而付出結構重量代價。垂尾在典型亞音速巡航階段承受翼根彎矩導致其疲勞壽命降低，成為雙垂尾布局飛機垂尾設計的一個重要問題。

發(fā)明內容
本發(fā)明的目的在于提供一種降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法，該方法能夠在不影響垂尾航向靜穩(wěn)定性及方向舵操縱性，同時盡量小付出跨超音速零升阻力代價前提下，降低飛機典型亞音速巡航狀態(tài)垂尾承受的翼根彎矩，降低垂尾翼根平均應力，提高垂尾疲勞壽命，降低結構強度和重量。本發(fā)明具體提供了一種降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法，其特征在于使雙垂尾布局飛機的垂尾前緣具有外偏的正安裝角；其中，安裝角轉軸定義為過垂尾翼根中點，垂直飛機水平基準面的直線；安裝角正方向定義繞安裝角轉軸，使垂尾前緣外偏，后緣內偏方向為正安裝角。本發(fā)明通過采用垂尾前緣外偏的正安裝角，改變了垂尾當地的局部迎角，使垂尾局部氣流內偏。在典型亞音速巡航階段，垂尾內側處于氣流迎風面，壓力將增加；垂尾外側處于氣流的背風面，壓力將減小。垂尾內外壓差產生附加負側向力及負翼根彎矩，從而抵消垂尾原本承受的部分正側向力和正翼根彎矩。圖2給出了垂尾正安裝角示意圖，圖中S為垂尾正安裝角，點劃線代表飛機左右對稱面，水平方向箭頭代表飛機航向。本發(fā)明所述降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法，其特征在于垂尾前緣外偏的正安裝角的角度小于等于5°。在垂尾正安裝角為5°范圍內，垂尾翼根彎矩和側向力隨正安裝角增加而線性降低。本發(fā)明所述降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法，其特征在于垂尾前緣外偏的正安裝角的最優(yōu)選角度為1°，此時垂尾翼根彎矩和側向力均降低40%左右。在跨超音速范圍，垂尾安裝角產生跨超音速零升阻力，+1°的安裝角在M=L 515時產生0.0005左右的超音速阻力系數增量。本發(fā)明所述方法，其優(yōu)點在于在盡量小付出跨超音速零升阻力代價前提下，大幅降低了雙垂尾布局飛機典型亞音速巡航階段的雙垂尾翼根彎矩，降低垂尾翼根平均應力，延長垂尾疲勞壽命，降低垂尾結構強度，減輕結構重量。


圖I采用雙垂尾布局飛機示意圖；圖2垂尾正安裝角示意圖；圖3典型亞音速巡航階段，垂尾安裝角8與垂尾翼根氣動彎矩系數mx關系圖(飛行高度H=Ilkm,馬赫數M=O. 8，迎角a =4。，側滑角￠=0° )；圖4典型亞音速巡航階段，垂尾安裝角S與垂尾側向力系數Cz關系圖(H=Ilkm， M=O. 8, a =4° , 3 =0° );圖5典型亞音速巡航階段，垂尾安裝角5與垂尾翼根氣動彎矩系數mx關系圖(H=Ilkm, M=O. 6, a =5° , ￠=0° );圖6典型亞音速巡航階段，垂尾安裝角S與垂尾側向力系數Cz關系圖(H=Ilkm，M=O. 6, a =5°，@ =0° );圖7垂尾安裝角S對飛機超音速(M=L 515)零升阻力系數影響(其中縱坐標正方向為阻力增加方向)。
具體實施例方式實施例如圖I所示為采用雙垂尾布局飛機的示意圖，其左垂尾I. I和右垂尾I. 2具有相同的正安裝角S (如圖2所示)，分別采用6=0°、1°、2°、3°、4°、5°的正安裝角，并對其在典型亞音速巡航階段(H=I lkm，M=O. 8、0. 6，a =4° ,￠=0° )，垂尾安裝角對垂尾氣動載荷的影響進行測試，測試結果見圖3-6，垂尾安裝角對飛機超音速(M=L 515)零升阻力系數影響見圖7。
權利要求
1.一種降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法，其特征在于使雙垂尾布局飛機的垂尾前緣具有對稱外偏的正安裝角。
2.按照權利要求I所述降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法，其特征在于垂尾前緣外偏的正安裝角的角度小于等于5°。
3.按照權利要求I所述降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法，其特征在于垂尾前緣外偏的正安裝角的角度為1°。
全文摘要
本發(fā)明的目的在于提供一種降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法，其特征在于使雙垂尾布局飛機的垂尾前緣具有對稱外偏的正安裝角；其中，安裝角轉軸定義為過垂尾翼根中點，垂直飛機水平基準面的直線；安裝角正方向定義繞安裝角轉軸，使垂尾前緣外偏，后緣內偏方向為正安裝角。該方法能夠在不影響垂尾航向靜穩(wěn)定性及方向舵操縱性，同時在盡量小付出跨超音速零升阻力代價前提下，降低飛機典型亞音速巡航狀態(tài)垂尾承受的翼根彎矩，降低垂尾翼根平均應力，提高垂尾疲勞壽命，降低結構強度和重量。
文檔編號B64C5/06GK102951287SQ20121033857
公開日2013年3月6日 申請日期2012年9月13日 優(yōu)先權日2012年9月13日
發(fā)明者黎軍, 戴旭平, 王木國 申請人:中國航空工業(yè)集團公司沈陽飛機設計研究所