专利名称：滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法
技术领域：
本发明属于飞机机翼载荷设计领域，特别是涉及飞机尾翼的设计载荷确定方法。
背景技术：
在飞机水平尾翼设计载荷确定过程中，首先使用不带动力的风洞吹风数据，建立 飞机平衡载荷计算方法，使用该方法，计算各种飞行状态下全机平衡状态参数和水平尾翼 载荷。然后从计算获得的多种水平尾翼载荷中，筛选出严重载荷，确定水平尾翼计算最大载 荷。第三步，通过飞行实测确定发动机滑流对飞机水平尾翼载荷影响系数，将计算获得的水 平尾翼计算最大载荷乘以影响系数，得到水平尾翼设计载荷。由于受飞机飞行状态、飞行实 测技术和成本限制，飞行实测获得的发动机滑流对飞机水平尾翼设计载荷影响数据并不准 确，对飞行实测处理后，确定发动机滑流对飞机水平尾翼设计载荷影响系数为1. 33，即考虑 发动机滑流影响后，飞机水平尾翼设计载荷将提高1. 33倍，这样确定的水平尾翼设计载荷 过于保守，使得水平尾翼结构设计重量偏重。在现有确定滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷的方法中，通过飞行实测确 定发动机滑流对飞机水平尾翼载荷影响系数，由于受飞机飞行状态、飞行实测技术和成本 限制，飞行实测获得的发动机滑流对飞机水平尾翼设计载荷影响数据并不准确，对飞行实 测处理后，确定发动机滑流对飞机水平尾翼设计载荷影响系数为1. 33，即考虑发动机滑流 影响后，飞机水平尾翼设计载荷将提高1. 33倍，这样确定的设计载荷过于保守，使得水平 尾翼结构设计重量偏重。
发明内容
本发明的要解决的技术问题本发明以带动力的风洞试验数据为基础，使用分析 计算的方法代替飞行实测的方法，确定发动机滑流对飞机水平尾翼设计载荷影响系数，降 低水平尾翼设计载荷，进而降低水平尾翼结构设计重量，节省飞行实测费用。本发明的技术方案本发明包括以下步骤第一步，以带动力的风洞试验数据为基础，计算飞机平衡载荷；第二步，使用差值的方法，确定特定飞行状态下发动机滑流对飞机水平尾翼设计 载荷影响系数；第三步，考虑该系数的影响，计算各种飞行状态下全机平衡时水平尾翼载荷，选择 其中最大值作为水平尾翼设计载荷。下面就飞机平衡载荷计算方法、发动机滑流影响系数差值计算内容和全机平衡时 水平尾翼载荷计算公式进行详细说明。(1)飞机平衡载荷计算方法在飞机平衡载荷计算过程中，使用全机俯仰力矩系数建立力矩平衡方程，考虑了 尾翼阻力项引起的力矩及角速度引起的平尾阻尼力和机翼阻尼力，假定全机阻尼力矩由平 尾阻尼力和机翼阻尼力组成。假定平尾阻尼力合力作用点为平尾气动中心、假定机翼阻尼力合力作用点为机翼气动中心。假定飞机来流攻角等于飞机俯仰角(飞机爬升角为零。) 并将平尾载荷分解为升降舵开舵引起的平尾载荷和攻角变化引起的平尾载荷两部分，还考 虑了升降舵开角引起的平尾载荷的作用点相对攻角变化引起的平尾载荷作用点的后移。在已知全机气动力系数Cl，Cd, Cm和无尾的气动力系数Cm，Cdnt, Cmnt (参考点位置 XIN, ZIN)的情况下，用下列各式将风轴系气动力向机体坐标系进行转换。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 为风轴系下全机升力系数；Cd 为风轴系下全机阻力系数；Cm 为风轴系下全机俯仰力矩阻力系数；Clnt 为风轴系下无尾机翼机身升力系数；Cdnt 为风轴系下无尾机翼机身阻力系数；Cmnt 为风轴系下无尾机翼机身俯仰力矩阻力系数；Cza 为机体轴系下全机升力系数；Cxa 为机体轴系下全机阻力系数；Cma 为机体轴系下全机俯仰力矩阻力系数；Cznt 为机体轴系下无尾机翼机身升力系数；Cxnt 为机体轴系下无尾机翼机身阻力系数；XCGC 为全机质量中心到机翼前缘距离相对机翼平均气动弦长的比值；XIN 为机体轴系下全机气动中心χ坐标；ZCG 为机体轴系下全机质量中心χ坐标；ZIN 为机体轴系下全机气动中心χ坐标；Zna 为发动机拉力中心Z坐标；S 为机翼面积；q:为来流动压；C:为机翼平均气动弦长；T 为发动机拉力，作用点在螺旋桨中心，Z向坐标为Zna ；α 为飞机攻角。根据全机俯仰角加速度& = 0，和全机Z向加速度“ =0的平衡条件，建立全机法向 力和俯仰力矩平衡方程。设飞机载荷系数为η时，平衡机动状态乡- 0，々=…_ 1松/Vt (其中Vt为真速，g为 飞机加速度4为全机俯仰角速度。
QC机翼俯仰力矩阻尼载荷为沪Zy/巧*《= ^，作用点在机翼气动中心，机
da
翼气动中心到全机质心的χ向距离为Lff ；
平尾上的俯仰阻尼载荷为:
权利要求
1.一种滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法，其特征是，本方法包括以 下步骤第一步，以带动力的风洞试验数据为基础，计算飞机平衡载荷； 第二步，使用差值的方法，确定特定飞行状态下发动机滑流对飞机水平尾翼设计载荷 影响系数；第三步，考虑该系数的影响，计算各种飞行状态下全机平衡时水平尾翼载荷，选择其中 最大值作为水平尾翼设计载荷。
2.如权利要求1所述的一种滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法，其特 征是第一步中所述的计算飞机平衡载荷的步骤如下在已知全机气动力系数Cl，Cd, Cm和无尾的气动力系数Cm，Cdnt，Cmnt (参考点位置XIN， ZIN)的情况下，用下列各式将风轴系气动力向机体坐标系进行转换； 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 为风轴系下全机升力系数；CD:为风轴系下全机阻力系数；Cm 为风轴系下全机俯仰力矩阻力系数；Clnt 为风轴系下无尾机翼机身升力系数；Cdnt 为风轴系下无尾机翼机身阻力系数；Cmnt 为风轴系下无尾机翼机身俯仰力矩阻力系数；Cza 为机体轴系下全机升力系数；Cxa 为机体轴系下全机阻力系数；Cma 为机体轴系下全机俯仰力矩阻力系数；Cznt 为机体轴系下无尾机翼机身升力系数；Cxnt 为机体轴系下无尾机翼机身阻力系数；XCGC 为全机质量中心到机翼前缘距离相对机翼平均气动弦长的比值；XIN 为机体轴系下全机气动中心χ坐标；ZCG 为机体轴系下全机质量中心χ坐标；ZIN 为机体轴系下全机气动中心χ坐标；Zna 为发动机拉力中心Z坐标；S 为机翼面积；q 为来流动压；C 为机翼平均气动弦长；T 为发动机拉力，作用点在螺旋桨中心，Z向坐标为Zna ； α 为飞机攻角；根据全机俯仰角加速度乡=0，和全机Z向加速度“ =0的平衡条件，建立全机法向力和 俯仰力矩平衡方程；设飞机载荷系数为η时，平衡机动状态乡
3.如权利要求1所述的一种滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法，其特 征是第二步中所述的飞机水平尾翼设计载荷影响系数的确定步骤如下a.依据以飞机重量、重心、飞行速度和飞行高度为变化参数的飞机拉力数据，以特定的 飞机重量、重心、飞行速度和飞行高度参数为差值条件，使用线性差值的方法，确定在特定 的飞机重量、重心、飞行速度和飞行高度状态下，飞机拉力；QCb.依据以襟翼开角、飞机攻角、飞机拉力和襟翼开角状态为变化参数的
4.如权利要求1所述的一种滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法，其特 征是第三步中所述的计算各种飞行状态下全机平衡时水平尾翼载荷的步骤如下按照在前两步中确定在特定飞行状态下的参数q、S、CZA、CZNT、Cma』、LH、nH、vt、c…、 δ e、α，使用下述公式确定水平尾翼总载荷，飞机攻角引起的水平尾翼载荷 Fh (a) = q*S*((CZA - Cznt ) + C LH α *θ* Lh * ^/V1)升降舵舵偏引起的水平尾翼载荷
全文摘要
本发明属于飞机机翼载荷设计领域，特别是涉及飞机尾翼的设计载荷确定方法。本发明包括以下步骤第一步，以带动力的风洞试验数据为基础，计算飞机平衡载荷；第二步，使用差值的方法，确定特定飞行状态下发动机滑流对飞机水平尾翼设计载荷影响系数；第三步，考虑该系数的影响，计算各种飞行状态下全机平衡时水平尾翼载荷，选择其中最大值作为水平尾翼设计载荷。应用本发明建立的滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷计算方法，计算获得的水平尾翼设计载荷，相对使用原方法获得的结果，水平尾翼设计载荷降低30％。
文档编号G06F17/50GK102117362SQ20111000083
公开日2011年7月6日 申请日期2011年1月5日 优先权日2011年1月5日
发明者樊建峰, 王刚, 袁胜弢 申请人:哈尔滨飞机工业集团有限责任公司