一种双铰链舵面铰链力矩导数估算方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及飞行器气动特性估算技术，具体而言，涉及一种双铰链舵面铰链力矩 导数估算方法。
【背景技术】
[0002] 现有的飞机舵面铰链力矩估算方法体系有《ESDU》、DATAC0M、《Airplane Design》、 《飞机设计手册》、《航空气动力工程计算手册》等，但是，现有的飞机舵面铰链力矩估算方 法体系仅能估算单铰链舵面铰链力矩。现有的飞机操纵面，尤其是方向舵，大范围采用双铰 链舵面，原有飞机舵面铰链力矩估算方法体系无法满足现有飞机设计使用。
[0003] 所以，基于上述现有的飞机舵面铰链力矩估算方法体系存在的不足，现在亟需解 决的技术问题是如何设计出一种飞机舵面铰链力矩的估算方法，该飞机舵面铰链力矩估算 方法能够实现现有的飞机操纵面的双铰链舵面铰链力矩的估算，适应、满足飞机的设计使 用。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的在于解决上述现有技术中的不足，提供一种简单合理、能够对现有 的飞机操纵面的双铰链力矩进行估算的双铰链舵面铰链力矩导数估算方法。
[0005] 本发明的目的通过如下技术方案实现：一种双铰链舵面铰链力矩导数估算方法， 用于估算双铰链舵面铰链力矩，包括如下步骤：
[0006] SI:用单铰链估算方法单独计算前舵、后舵铰链力矩随侧滑角/迎角的导数以及 铰链力矩随舵偏角导数；
[0007] S2 :利用ESDU Controls 04. 01. 03算法根据后舵面特征剖面参数假定补偿比参 数为〇. 2,计算得出新的铰链轴位置；
[0008] S3 :将新的铰链轴位置后移5%，得到新的补偿比参数
[0009]
其中，Cb为轴前弦长C f为轴后弦长，t h为铰链轴处厚 度，a铰链轴后移量；
[0010] S4 :新的补偿比参数与假定补偿比参数查阅FI⑶RE 2计算头部补偿用图得到后 舵面的头部修正差量Λ 1 ;
[0011] S5:后舵面的法向力随舵偏角导数即为后舵面铰链力矩随舵偏角导数与头部修正 差量及铰链轴后移量与总弦长比值的倒数的乘积，即CN δ ' 2= Ch δ ' Δ 1/0. 05。
[0012] S6 :根据下式计算得出前舵面随舵偏角导数Ch δ i、后舵面随舵偏角导数，Ch δ 2
[0013]
[0014]
[0015] 上述方案中优选的是，SI中在单独计算后舵面偏转时，需要计算得到其法向力随 舵偏角导数，即CNS' 2。
[0016] 上述任一方案中优选的是，根据现有铰链轴处厚度l/2th和操纵面总弦长，设补 偿比参数Λ= 0. 2,计算得到一个新的铰链轴位置，其中，操纵面总弦长为轴前弦长与轴后 弦长之和。
[0017] 上述任一方案中优选的是，Sl中用单铰链估算方法单独计算前舵面铰链力矩随侧 滑角/迎角的导数以及铰链力矩随舵偏角导数时假设后舵面相对前舵面不偏转。
[0018] 本发明所提供的一种双铰链舵面铰链力矩导数估算方法的有益效果在于，通过该 估算方法可对双铰链舵面铰链力矩进行导数估算，推论过程合理、原理清晰、适用于双铰链 舵面铰链力矩导数估算，计算结果合理、快捷、准确。
【附图说明】
[0019] 图1是按照本发明的一种双铰链舵面铰链力矩导数估算方法的一优选实施例的 FI⑶RE 2计算头部查阅用图；
[0020] 图2是按照本发明的一种双铰链舵面铰链力矩导数估算方法的图1所示实施例的 FI⑶RE 2计算头部修正用图；
[0021] 图3是按照本发明的一种双铰链舵面铰链力矩导数估算方法的图1所示实施例图 1后舵面剖面示意图。
【具体实施方式】
[0022] 为了更好地理解按照本发明方案的一种双铰链舵面铰链力矩导数估算方法，下面 结合附图对本发明的一种双铰链舵面铰链力矩导数估算方法的一优选实施例作进一步阐 述说明。
[0023] 如图1-图3所示，本发明提供的一种双铰链舵面铰链力矩导数估算方法，用于估 算双铰链舵面铰链力矩，包括如下步骤：
[0024] SI:用单铰链估算方法单独计算前舵、后舵铰链力矩随侧滑角/迎角的导数以及 铰链力矩随舵偏角导数；
[0025] S2 :利用ESDU Controls 04. 01. 03算法根据后舵面特征剖面参数假定补偿比参 数为〇. 2,计算得出新的铰链轴位置；
[0026] S3 :将新的铰链轴位置后移5%，得到新的补偿比参数
[0027]其中，Cb为轴前弦长C f为轴后弦长，t h为铰链轴处厚 度，a铰链轴后移量；
[0028] S4 :新的补偿比参数与假定补偿比参数查阅FI⑶RE 2计算头部补偿用图得到后 舵面的头部修正差量Λ 1 ;
[0029] S5:后舵面的法向力随舵偏角导数即为后舵面铰链力矩随舵偏角导数与头部修正 差量及铰链轴后移量与总弦长比值的倒数的乘积，即CN δ ' 2= Ch δ ' Δ 1/0. 05。
[0030] S6 :根据下式计算得出前舵面随舵偏角导数Ch δ i、后舵面随舵偏角导数Ch δ :2
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[0032]
[0033] 其中，SI中在单独计算后舵面偏转时，需要计算得到其法向力随舵偏角导数，即 CNS' 2。根据现有铰链轴处厚度l/2th和操纵面总弦长，设补偿比参数Λ=0.2,计算得 到一个新的铰链轴位置，其中，操纵面总弦长为轴前弦长与轴后弦长之和。
[0034] Sl中用单铰链估算方法单独计算前舵面铰链力矩随侧滑角/迎角的导数以及铰 链力矩随舵偏角导数时假设后舵面相对前舵面不偏转。
[0035] 应用本发明提供的双铰链舵面铰链力矩导数估算方法对某型号支线客机双铰链 方向舵的舵面铰链力矩进行估算，取其试验结果如下表：
[0036]
[0037] 前后舵面偏转角、轴后弦长和轴后面积见下表：
[0038]
[0039] Sl :将前后舵面按单铰链方式，由ESDU单铰链舵面铰链力矩估算方法计算得到结 果如下：
[0040]
[0041] S2 :由后舵面剖面参数，求得补偿比为0. 2时的铰链轴位置为20%，见图3所示。
[0042] S3 :将铰链轴后移5 %得到新的铰链轴位置25%，后移量a = 0. 05*592. 3 = 29. 615,前舵面弦长Cb = 116. 5,后舵面弦长Cf = 465. 9,原铰链轴处厚度th = 139. 2,计 算新的补偿比参数：
[0043]
[0044] S4 :查 ESDU Controls 04. 01. 03 图 2 得头部修正参数Λ 1 =0· 164。
[0045] S5 :计算 CN δ =-〇· 00605*0. 164/0. 05 = 0· 0198。
[0046] S6 :计算前舵面、后舵面铰链力矩随舵偏角导数。
[0047] 图3示出的是后舵面的剖视示意图，其中虚线为基准线，基准线的交点位置为方 向舵的铰链轴的位置，铰链轴将方向舵分为轴前、轴后两部分，其中C b为轴前弦长Cf为轴后 弦长，th为铰链轴处厚度。
[0048] 以上结合本发明的一种双铰链舵面铰链力矩导数估算方法具体实施例做了详细 描述，但并非是对本发明的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所做的任何简 单修改均属于本发明的技术范围，还需要说明的是，按照本发明的一种双铰链舵面铰链力 矩导数估算方法技术方案的范畴包括上述各部分之间的任意组合。
【主权项】
1. 一种双铰链舵面铰链力矩导数估算方法，用于估算双铰链舵面铰链力矩，其特征在 于，包括如下步骤： Si:用单铰链估算方法单独计算前舵、后舵铰链力矩随侧滑角/迎角的导数以及铰链 力矩随舵偏角导数； 52 :利用ESDU Controls 04. 01. 03算法根据后舵面特征剖面参数假定补偿比参数为 0. 2,计算得出新的铰链轴位置； 53 :将新的铰链轴位置后移5%，得到新的补偿比参数其中，Cb为铰链轴前弦长C f为铰链轴后弦长，t 铰链轴 处厚度，a铰链轴后移量； 54 :新的补偿比参数与假定补偿比参数查阅FIGURE 2计算头部补偿用图得到后舵面 的头部修正差量A1 ; 55 :后舵面的法向力随舵偏角导数即为后舵面铰链力矩随舵偏角导数与头部修正差量 及铰链轴后移量与总弦长比值的倒数的乘积，即CN S ' 2= Ch S ' 2X A 1/0. 05。 56 :根据下式计算得出前舵面随舵偏角导数Ch S i、后舵面随舵偏角导数Ch S 2:ChS2=ChS 2' X ( 8 j+ 8 2)/ 8 2〇2. 如权利要求1所述的双铰链舵面铰链力矩导数估算方法，其特征在于：S1中在单独 计算后舵面偏转时，需要计算得到其法向力随舵偏角导数，即CN S ' 2。3. 如权利要求2所述的双铰链舵面铰链力矩导数估算方法，其特征在于：根据现有铰 链轴处厚度l/2th和操纵面总弦长，设补偿比参数A= 0. 2,计算得到一个新的铰链轴位 置，其中，操纵面总弦长为轴前弦长与轴后弦长之和。4. 如权利要求1所述的双铰链舵面铰链力矩导数估算方法，其特征在于：S1中用单铰 链估算方法单独计算前舵面铰链力矩随侧滑角/迎角的导数以及铰链力矩随舵偏角导数 时假设后舵面相对前舵面不偏转。
【专利摘要】一种双铰链舵面铰链力矩导数估算方法，涉及飞行器气动特性估算技术，用于估算双铰链舵面铰链力矩，用单铰链估算方法单独计算前舵、后舵铰链力矩随侧滑角/迎角的导数以及铰链力矩随舵偏角导数；根据后舵面特征剖面参数假定补偿比参数，计算得出新的铰链轴位置；将新的铰链轴位置后移，得到新的补偿比参数；得到后舵面的头部修正差量；计算得出前舵面随舵偏角导数、后舵面随舵偏角导数。本发明提供的双铰链舵面铰链力矩导数估算方法可对双铰链舵面铰链力矩进行导数估算，推论过程合理、原理清晰、适用于双铰链舵面铰链力矩导数估算，计算结果合理、快捷、准确。
【IPC分类】G06F19/00
【公开号】CN105138828
【申请号】CN201510496438
【发明人】李继伟, 冯爱庆
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
【公开日】2015年12月9日
【申请日】2015年8月13日