專(zhuān)利名稱(chēng)：滑流影響下的輕型飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷確定方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛機(jī)機(jī)翼載荷設(shè)計(jì)領(lǐng)域，特別是涉及飛機(jī)尾翼的設(shè)計(jì)載荷確定方法。
背景技術(shù)：
在飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷確定過(guò)程中，首先使用不帶動(dòng)力的風(fēng)洞吹風(fēng)數(shù)據(jù)，建立 飛機(jī)平衡載荷計(jì)算方法，使用該方法，計(jì)算各種飛行狀態(tài)下全機(jī)平衡狀態(tài)參數(shù)和水平尾翼 載荷。然后從計(jì)算獲得的多種水平尾翼載荷中，篩選出嚴(yán)重載荷，確定水平尾翼計(jì)算最大載 荷。第三步，通過(guò)飛行實(shí)測(cè)確定發(fā)動(dòng)機(jī)滑流對(duì)飛機(jī)水平尾翼載荷影響系數(shù)，將計(jì)算獲得的水 平尾翼計(jì)算最大載荷乘以影響系數(shù)，得到水平尾翼設(shè)計(jì)載荷。由于受飛機(jī)飛行狀態(tài)、飛行實(shí) 測(cè)技術(shù)和成本限制，飛行實(shí)測(cè)獲得的發(fā)動(dòng)機(jī)滑流對(duì)飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷影響數(shù)據(jù)并不準(zhǔn) 確，對(duì)飛行實(shí)測(cè)處理后，確定發(fā)動(dòng)機(jī)滑流對(duì)飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷影響系數(shù)為1. 33，即考慮 發(fā)動(dòng)機(jī)滑流影響后，飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷將提高1. 33倍，這樣確定的水平尾翼設(shè)計(jì)載荷 過(guò)于保守，使得水平尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)重量偏重。在現(xiàn)有確定滑流影響下的輕型飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷的方法中，通過(guò)飛行實(shí)測(cè)確 定發(fā)動(dòng)機(jī)滑流對(duì)飛機(jī)水平尾翼載荷影響系數(shù)，由于受飛機(jī)飛行狀態(tài)、飛行實(shí)測(cè)技術(shù)和成本 限制，飛行實(shí)測(cè)獲得的發(fā)動(dòng)機(jī)滑流對(duì)飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷影響數(shù)據(jù)并不準(zhǔn)確，對(duì)飛行實(shí) 測(cè)處理后，確定發(fā)動(dòng)機(jī)滑流對(duì)飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷影響系數(shù)為1. 33，即考慮發(fā)動(dòng)機(jī)滑流 影響后，飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷將提高1. 33倍，這樣確定的設(shè)計(jì)載荷過(guò)于保守，使得水平 尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)重量偏重。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的要解決的技術(shù)問(wèn)題本發(fā)明以帶動(dòng)力的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，使用分析 計(jì)算的方法代替飛行實(shí)測(cè)的方法，確定發(fā)動(dòng)機(jī)滑流對(duì)飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷影響系數(shù)，降 低水平尾翼設(shè)計(jì)載荷，進(jìn)而降低水平尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)重量，節(jié)省飛行實(shí)測(cè)費(fèi)用。本發(fā)明的技術(shù)方案本發(fā)明包括以下步驟第一步，以帶動(dòng)力的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，計(jì)算飛機(jī)平衡載荷；第二步，使用差值的方法，確定特定飛行狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)滑流對(duì)飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì) 載荷影響系數(shù)；第三步，考慮該系數(shù)的影響，計(jì)算各種飛行狀態(tài)下全機(jī)平衡時(shí)水平尾翼載荷，選擇 其中最大值作為水平尾翼設(shè)計(jì)載荷。下面就飛機(jī)平衡載荷計(jì)算方法、發(fā)動(dòng)機(jī)滑流影響系數(shù)差值計(jì)算內(nèi)容和全機(jī)平衡時(shí) 水平尾翼載荷計(jì)算公式進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明。(1)飛機(jī)平衡載荷計(jì)算方法在飛機(jī)平衡載荷計(jì)算過(guò)程中，使用全機(jī)俯仰力矩系數(shù)建立力矩平衡方程，考慮了 尾翼阻力項(xiàng)引起的力矩及角速度引起的平尾阻尼力和機(jī)翼阻尼力，假定全機(jī)阻尼力矩由平 尾阻尼力和機(jī)翼阻尼力組成。假定平尾阻尼力合力作用點(diǎn)為平尾氣動(dòng)中心、假定機(jī)翼阻尼力合力作用點(diǎn)為機(jī)翼氣動(dòng)中心。假定飛機(jī)來(lái)流攻角等于飛機(jī)俯仰角(飛機(jī)爬升角為零。) 并將平尾載荷分解為升降舵開(kāi)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(kāi)角引起的平尾載荷的作用點(diǎn)相對(duì)攻角變化引起的平尾載荷作用點(diǎn)的后移。在已知全機(jī)氣動(dòng)力系數(shù)Cl，Cd, Cm和無(wú)尾的氣動(dòng)力系數(shù)Cm，Cdnt, Cmnt (參考點(diǎn)位置 XIN, ZIN)的情況下，用下列各式將風(fēng)軸系氣動(dòng)力向機(jī)體坐標(biāo)系進(jìn)行轉(zhuǎn)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(fēng)軸系下全機(jī)升力系數(shù)；Cd 為風(fēng)軸系下全機(jī)阻力系數(shù)；Cm 為風(fēng)軸系下全機(jī)俯仰力矩阻力系數(shù)；Clnt 為風(fēng)軸系下無(wú)尾機(jī)翼機(jī)身升力系數(shù)；Cdnt 為風(fēng)軸系下無(wú)尾機(jī)翼機(jī)身阻力系數(shù)；Cmnt 為風(fēng)軸系下無(wú)尾機(jī)翼機(jī)身俯仰力矩阻力系數(shù)；Cza 為機(jī)體軸系下全機(jī)升力系數(shù)；Cxa 為機(jī)體軸系下全機(jī)阻力系數(shù)；Cma 為機(jī)體軸系下全機(jī)俯仰力矩阻力系數(shù)；Cznt 為機(jī)體軸系下無(wú)尾機(jī)翼機(jī)身升力系數(shù)；Cxnt 為機(jī)體軸系下無(wú)尾機(jī)翼機(jī)身阻力系數(shù)；XCGC 為全機(jī)質(zhì)量中心到機(jī)翼前緣距離相對(duì)機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)的比值；XIN 為機(jī)體軸系下全機(jī)氣動(dòng)中心χ坐標(biāo)；ZCG 為機(jī)體軸系下全機(jī)質(zhì)量中心χ坐標(biāo)；ZIN 為機(jī)體軸系下全機(jī)氣動(dòng)中心χ坐標(biāo)；Zna 為發(fā)動(dòng)機(jī)拉力中心Z坐標(biāo)；S 為機(jī)翼面積；q:為來(lái)流動(dòng)壓；C:為機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)；T 為發(fā)動(dòng)機(jī)拉力，作用點(diǎn)在螺旋槳中心，Z向坐標(biāo)為Zna ；α 為飛機(jī)攻角。根據(jù)全機(jī)俯仰角加速度& = 0，和全機(jī)Z向加速度“ =0的平衡條件，建立全機(jī)法向 力和俯仰力矩平衡方程。設(shè)飛機(jī)載荷系數(shù)為η時(shí)，平衡機(jī)動(dòng)狀態(tài)鄉(xiāng)- 0，々=…_ 1松/Vt (其中Vt為真速，g為 飛機(jī)加速度4為全機(jī)俯仰角速度。
QC機(jī)翼俯仰力矩阻尼載荷為滬Zy/巧*《= ^，作用點(diǎn)在機(jī)翼氣動(dòng)中心，機(jī)
da
翼氣動(dòng)中心到全機(jī)質(zhì)心的χ向距離為L(zhǎng)ff ；
平尾上的俯仰阻尼載荷為:
權(quán)利要求
1.一種滑流影響下的輕型飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷確定方法，其特征是，本方法包括以 下步驟第一步，以帶動(dòng)力的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，計(jì)算飛機(jī)平衡載荷； 第二步，使用差值的方法，確定特定飛行狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)滑流對(duì)飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷 影響系數(shù)；第三步，考慮該系數(shù)的影響，計(jì)算各種飛行狀態(tài)下全機(jī)平衡時(shí)水平尾翼載荷，選擇其中 最大值作為水平尾翼設(shè)計(jì)載荷。
2.如權(quán)利要求1所述的一種滑流影響下的輕型飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷確定方法，其特 征是第一步中所述的計(jì)算飛機(jī)平衡載荷的步驟如下在已知全機(jī)氣動(dòng)力系數(shù)Cl，Cd, Cm和無(wú)尾的氣動(dòng)力系數(shù)Cm，Cdnt，Cmnt (參考點(diǎn)位置XIN， ZIN)的情況下，用下列各式將風(fēng)軸系氣動(dòng)力向機(jī)體坐標(biāo)系進(jìn)行轉(zhuǎn)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(fēng)軸系下全機(jī)升力系數(shù)；CD:為風(fēng)軸系下全機(jī)阻力系數(shù)；Cm 為風(fēng)軸系下全機(jī)俯仰力矩阻力系數(shù)；Clnt 為風(fēng)軸系下無(wú)尾機(jī)翼機(jī)身升力系數(shù)；Cdnt 為風(fēng)軸系下無(wú)尾機(jī)翼機(jī)身阻力系數(shù)；Cmnt 為風(fēng)軸系下無(wú)尾機(jī)翼機(jī)身俯仰力矩阻力系數(shù)；Cza 為機(jī)體軸系下全機(jī)升力系數(shù)；Cxa 為機(jī)體軸系下全機(jī)阻力系數(shù)；Cma 為機(jī)體軸系下全機(jī)俯仰力矩阻力系數(shù)；Cznt 為機(jī)體軸系下無(wú)尾機(jī)翼機(jī)身升力系數(shù)；Cxnt 為機(jī)體軸系下無(wú)尾機(jī)翼機(jī)身阻力系數(shù)；XCGC 為全機(jī)質(zhì)量中心到機(jī)翼前緣距離相對(duì)機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)的比值；XIN 為機(jī)體軸系下全機(jī)氣動(dòng)中心χ坐標(biāo)；ZCG 為機(jī)體軸系下全機(jī)質(zhì)量中心χ坐標(biāo)；ZIN 為機(jī)體軸系下全機(jī)氣動(dòng)中心χ坐標(biāo)；Zna 為發(fā)動(dòng)機(jī)拉力中心Z坐標(biāo)；S 為機(jī)翼面積；q 為來(lái)流動(dòng)壓；C 為機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)；T 為發(fā)動(dòng)機(jī)拉力，作用點(diǎn)在螺旋槳中心，Z向坐標(biāo)為Zna ； α 為飛機(jī)攻角；根據(jù)全機(jī)俯仰角加速度鄉(xiāng)=0，和全機(jī)Z向加速度“ =0的平衡條件，建立全機(jī)法向力和 俯仰力矩平衡方程；設(shè)飛機(jī)載荷系數(shù)為η時(shí)，平衡機(jī)動(dòng)狀態(tài)鄉(xiāng)
3.如權(quán)利要求1所述的一種滑流影響下的輕型飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷確定方法，其特 征是第二步中所述的飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷影響系數(shù)的確定步驟如下a.依據(jù)以飛機(jī)重量、重心、飛行速度和飛行高度為變化參數(shù)的飛機(jī)拉力數(shù)據(jù)，以特定的 飛機(jī)重量、重心、飛行速度和飛行高度參數(shù)為差值條件，使用線(xiàn)性差值的方法，確定在特定 的飛機(jī)重量、重心、飛行速度和飛行高度狀態(tài)下，飛機(jī)拉力；QCb.依據(jù)以襟翼開(kāi)角、飛機(jī)攻角、飛機(jī)拉力和襟翼開(kāi)角狀態(tài)為變化參數(shù)的
4.如權(quán)利要求1所述的一種滑流影響下的輕型飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷確定方法，其特 征是第三步中所述的計(jì)算各種飛行狀態(tài)下全機(jī)平衡時(shí)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(tài)下的參數(shù)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(jī)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(fā)明屬于飛機(jī)機(jī)翼載荷設(shè)計(jì)領(lǐng)域，特別是涉及飛機(jī)尾翼的設(shè)計(jì)載荷確定方法。本發(fā)明包括以下步驟第一步，以帶動(dòng)力的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，計(jì)算飛機(jī)平衡載荷；第二步，使用差值的方法，確定特定飛行狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)滑流對(duì)飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷影響系數(shù)；第三步，考慮該系數(shù)的影響，計(jì)算各種飛行狀態(tài)下全機(jī)平衡時(shí)水平尾翼載荷，選擇其中最大值作為水平尾翼設(shè)計(jì)載荷。應(yīng)用本發(fā)明建立的滑流影響下的輕型飛機(jī)水平尾翼設(shè)計(jì)載荷計(jì)算方法，計(jì)算獲得的水平尾翼設(shè)計(jì)載荷，相對(duì)使用原方法獲得的結(jié)果，水平尾翼設(shè)計(jì)載荷降低30％。
文檔編號(hào)G06F17/50GK102117362SQ20111000083
公開(kāi)日2011年7月6日 申請(qǐng)日期2011年1月5日 優(yōu)先權(quán)日2011年1月5日
發(fā)明者樊建峰, 王剛, 袁勝?gòu)| 申請(qǐng)人:哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司