技术领域
本发明涉及飞机操纵性稳定性设计技术领域，特别是涉及一种平尾固定飞机的平
尾安装角度确定方法。
背景技术：
平尾以及位于平尾后缘的舵面升降舵对飞机的纵向操纵品质具有重要作用。对于
不可动平尾飞机而言，平尾固定一个安装角，纵向配平以及过载机动靠升降舵完成。此时固
定平尾的安装角确定及其重要，它涉及升降舵的用舵范围和驾驶员的操纵感受。
现有技术尚未有一种快速确定安装角的方法。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
技术实现要素：
本发明的目的在于提供一种平尾固定飞机的平尾安装角度确定方法来克服或至
少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
为实现上述目的，本发明提供一种平尾固定飞机的平尾安装角度确定方法。所述
平尾固定飞机的平尾安装角度确定方法包括如下步骤：
步骤1：根据平尾固定飞机的纵向平飞配平能力确定第一设计优化点；
步骤2：获取第一设计优化点下的飞机参数，并通过公式计算该第一设计优化点的
第一平尾安装角度；
步骤3：将该第一平尾安装角度带入整个平尾固定飞机飞行过程中，验证升降舵在
该所述第一平尾安装角度下，所述升降舵的在其自身的偏转角度范围内是否能够保证所述
平尾固定飞机的正常飞行；若是，则进行下一步；若否，则重复所述步骤1至所述步骤2，直至
所述步骤3中的验证结果为是；
步骤4：根据平尾固定飞机的纵向机动能力并通过公式计算第二平尾安装角度；
步骤5：在所述第一平尾安装角度与所述第二平尾安装角度之间通过公式选择一
个作为所述平尾固定飞机的实际平尾安装角度。
优选地，所述步骤2中的飞机参数包括飞机重量重心，飞行高度，飞行速度，发动机
状态，襟翼状态。
优选地，所述步骤2中的公式为：
其中，
δe为升降舵偏角，此公式取O；G为飞机重量，S为机翼面积，cA为机翼平均气动弦长，
P为发动机推力，yP为发动机推力距飞机重心的垂向距离，CL为升力系数，CD为阻力系数，Cm
为纵向俯仰力矩系数，α为迎角，为发动机安装角，Phi为第一平尾安装角度，q为速压。
优选地，所述步骤3中的验证方法具体为，将整个平尾固定飞机飞行分为起飞离地
段，航路爬升段，巡航段，正常下降段以及进场段，其中，起飞离地段采用如下公式进行验
证：
G-qSCL(α,δe,Phi)-Psin(α+φp)=0Pcos(α+φp)-qSCD(α,δe,Phi)=0qScACm(α,δe,Phi)-Pyp=0;]]>航路爬升段，巡航段，正常下降段以及进场段通过如下公式进行验证：
G-qSCL(α,δe,Phi)-Psin(α+φp)-R=0qScACm(α,δe,Phi)-R(x+fyg)-Pyp=0]]>验证上述公式中的δe满足如下条件：
δezmax≤δe≤δefmax；其中，
δe为升降舵偏角；G为飞机重量，S为机翼面积，cA为机翼平均气动弦长，P为发动机
推力，yP为发动机推力距飞机重心的垂向距离，CL为升力系数，CD为阻力系数，Cm为纵向俯仰
力矩系数，α为迎角，为发动机安装角，Phi为第一平尾安装角度，q为速压；，μ为纵向运动
中飞机的相对密度；δezmax为升降舵正偏最大值，δefmax为升降舵负偏最大值。
优选地，所述步骤4具体为:
通过公式δe＝δe1+δe2获得升降舵偏度，δe2通过如下公式获得：
δe2=(N-1)×(-CLpfCmCL=cδe(CmCL+Cmq‾μ));]]>其中，δe1通过公式：获得；
其中，为phi赋值，并在设计速度范围内选取多个速度点，从而获得不同的δe，将各
个δe通过统计学方法进行拟合，从而选取满足预设条件的δe，满足所述预设条件的δe所对应
的phi为第二平尾安装角度；
在上述公式中：δe为升降舵偏角；G为飞机重量，S为机翼面积，cA为机翼平均气动弦
长，P为发动机推力，yP为发动机推力距飞机重心的垂向距离，CL为升力系数，CD为阻力系数，
Cm为纵向俯仰力矩系数，α为迎角，为发动机安装角，Phi为第一平尾安装角度，q为速压；，
μ为纵向运动中飞机的相对密度；δezmax为升降舵正偏最大值，δefmax为升降舵负偏最大值；
-俯仰力矩系数对迎角的导数，为升力线斜率，CLpf为平飞时的升力系
数，为升力系数为常数时的升降舵效率；δe1为平衡舵面偏度；δe2为配平基础上，作机
动时舵面偏度增量。
优选地，所述步骤4中的所述预设条件为：
优选地，所述步骤5中的公式具体为：
Phi＝k1*第一平尾安装角度+k2*第二平尾安装角度；
k1为平飞权重系数，k2为过载权重系数，取值范围为：
0≤k1≤10≤k2≤1k1+k2＝1，其中，K1占比为0-0.8，所述K2占比为0-0.2。
本发明中的平尾固定飞机的平尾安装角度确定方法能够确定出合适的平尾安装
角，从而能够在确保升降舵在全任务剖面满足设计要求的前提下，在设计优化段减轻驾驶
员负担，并改善纵向操纵品质。本方法简洁明了，应用性好，可操作性强。
附图说明
图1是根据本发明一实施例的平尾固定飞机的平尾安装角度确定方法的流程示意
图。
图2是图1所示实施例中预设条件中正偏度曲线值以及负偏度曲线值的趋势图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中
的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类
似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明
一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用
于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人
员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下
面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、
“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所
示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装
置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护
范围的限制。
图1是根据本发明一实施例的平尾固定飞机的平尾安装角度确定方法的流程示意
图。图2是图1所示实施例中预设条件中正偏度曲线值以及负偏度曲线值的趋势图。
如图1所示的平尾固定飞机的平尾安装角度确定方法包括如下步骤：
步骤1：根据平尾固定飞机的纵向平飞配平能力确定第一设计优化点；
步骤2：获取第一设计优化点下的飞机参数，并通过公式计算该第一设计优化点的
第一平尾安装角度；
步骤3：将该第一平尾安装角度带入整个平尾固定飞机飞行过程中，验证升降舵在
该所述第一平尾安装角度下，所述升降舵的在其自身的偏转角度范围内是否能够保证所述
平尾固定飞机的正常飞行；若是，则进行下一步；若否，则重复所述步骤1至所述步骤2，直至
所述步骤3中的验证结果为是；具体地，在第一优化点附近取增量，改变第一优化点，重复步
骤1至步骤2，直至步骤3中的验证结果为是；
步骤4：根据平尾固定飞机的纵向机动能力并通过公式计算第二平尾安装角度；
步骤5：在所述第一平尾安装角度与所述第二平尾安装角度之间通过公式选择一
个作为所述平尾固定飞机的实际平尾安装角度。
在本实施例中，所述步骤2中的飞机参数包括飞机重量重心，飞行高度，飞行速度，
发动机状态，襟翼状态。
在本实施例中，所述步骤2中的公式为：
其中，
δe为升降舵偏角，此公式取O；G为飞机重量，S为机翼面积，cA为机翼平均气动弦长，
P为发动机推力，yP为发动机推力距飞机重心的垂向距离，CL为升力系数，CD为阻力系数，Cm
为纵向俯仰力矩系数，α为迎角，为发动机安装角，Phi为第一平尾安装角度，q为速压。
在本实施例中，
所述步骤3中的验证方法具体为，将整个平尾固定飞机飞行分为起飞离地段，航路
爬升段，巡航段，正常下降段以及进场段，其中，起飞离地段采用如下公式进行验证：
G-qSCL(α,δe,Phi)-Psin(α+φp)=0Pcos(α+φp)-qSCD(α,δe,Phi)=0qScACm(α,δe,Phi)-Pyp=0;]]>航路爬升段，巡航段，正常下降段以及进场段通过如下公式进行验证：
G-qSCL(α,δe,Phi)-Psin(α+φp)-R=0qScACm(α,δe,Phi)-R(x+fyg)-Pyp=0]]>验证上述公式中的δe满足如下条件：
δezmax≤δe≤δefmax；其中，
δe为升降舵偏角；G为飞机重量，S为机翼面积，cA为机翼平均气动弦长，P为发动机
推力，yP为发动机推力距飞机重心的垂向距离，CL为升力系数，CD为阻力系数，Cm为纵向俯仰
力矩系数，α为迎角，为发动机安装角，Phi为第一平尾安装角度，q为速压；，μ为纵向运动
中飞机的相对密度；δezmax为升降舵正偏最大值，δefmax为升降舵负偏最大值。
在本实施中，所述步骤4具体为:
通过公式δe＝δe1+δe2获得升降舵偏度，δe2通过如下公式获得：
δe2=(N-1)×(-CLpfCmCL=cδe(CmCL+Cmq‾μ));]]>其中，δe1通过公式：获得；
其中，为phi赋值，并在设计速度范围内选取多个速度点，从而获得不同的δe，将各
个δe通过统计学方法进行拟合，从而选取满足预设条件的δe，满足所述预设条件的δe所对应
的phi为第二平尾安装角度；
在上述公式中：δe为升降舵偏角；G为飞机重量，S为机翼面积，cA为机翼平均气动弦
长，P为发动机推力，yP为发动机推力距飞机重心的垂向距离，CL为升力系数，CD为阻力系数，
Cm为纵向俯仰力矩系数，α为迎角，为发动机安装角，Phi为第一平尾安装角度，q为速压；，
μ为纵向运动中飞机的相对密度；δezmax为升降舵正偏最大值，δefmax为升降舵负偏最大值；
-俯仰力矩系数对迎角的导数，为升力线斜率，CLpf为平飞时的升力系
数，为升力系数为常数时的升降舵效率；δe1为平衡舵面偏度；δe2为配平基础上，作机
动时舵面偏度增量。
参见图2，所述步骤4中的所述预设条件为：
具体地，式左边如图2所示，式右边为已知值。
当该式两侧不相等时，改变phi所赋的值，从而最终使该式收敛。该取值为第二平
尾安装角度。
在本实施例中，所述步骤5中的公式具体为：
Phi＝k1*第一平尾安装角度+k2*第二平尾安装角度；
k1为平飞权重系数，k2为过载权重系数，取值范围为：
0≤k1≤10≤k2≤1k1+k2＝1，其中，K1占比为0-0.8，所述K2占比为0-0.2。
本发明中的平尾固定飞机的平尾安装角度确定方法能够确定出合适的平尾安装
角，从而能够在确保升降舵在全任务剖面满足设计要求的前提下，在设计优化段减轻驾驶
员负担，并改善纵向操纵品质。本方法简洁明了，应用性好，可操作性强。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽
管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然
可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替
换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精
神和范围。