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(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)、氣動(dòng)載荷和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度領(lǐng)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(shù)：
垂尾(垂直尾翼)是飛機(jī)的航向靜穩(wěn)定面，雙垂尾布局飛機(jī)(如圖I所示)在典型亞音速巡航對(duì)稱飛行階段，其垂尾承受較大的指向飛機(jī)對(duì)稱面的側(cè)向力及由此引起的翼根彎矩(即正側(cè)向力合正翼根彎矩)。
目前雙垂尾布局飛機(jī)普遍采用外傾雙垂尾氣動(dòng)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(yīng)力，降低垂尾疲勞壽命。為了提高垂尾疲勞壽命，需要增加結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，從而付出結(jié)構(gòu)重量代價(jià)。垂尾在典型亞音速巡航階段承受翼根彎矩導(dǎo)致其疲勞壽命降低，成為雙垂尾布局飛機(jī)垂尾設(shè)計(jì)的一個(gè)重要問(wèn)題。

發(fā)明內(nèi)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(shí)不付出跨超音速零升阻力代價(jià)前提下，降低飛機(jī)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(yīng)力，提高垂尾疲勞壽命，降低結(jié)構(gòu)強(qiáng)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，其特征在于將垂尾上的左右方向舵對(duì)稱內(nèi)偏，且左右方向舵對(duì)稱內(nèi)偏的角度小于等于5°。在方向舵對(duì)稱內(nèi)偏5°范圍內(nèi)，垂尾翼根彎矩和側(cè)向力隨偏度增加而線性降低。左右方向舵小角度對(duì)稱內(nèi)偏，使垂尾從對(duì)稱翼型變?yōu)橄蛲鈴澋姆菍?duì)稱翼型。方向舵對(duì)稱內(nèi)偏，在典型亞音速巡航階段使垂尾后緣局部氣流內(nèi)偏，垂尾內(nèi)側(cè)壓力增加，外側(cè)壓力降低。垂尾內(nèi)外壓差產(chǎn)生附加負(fù)側(cè)向力及負(fù)翼根彎矩，抵消垂尾原本承受的部分正側(cè)向力和正翼根彎矩。圖2給出了方向舵對(duì)稱內(nèi)偏示意圖。圖中5為方向舵對(duì)稱內(nèi)偏角，點(diǎn)劃線代表飛機(jī)左右對(duì)稱面，水平方向箭頭代表飛機(jī)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，其特征在于考慮到方向舵對(duì)稱內(nèi)偏引起的亞音速阻力增量，左右方向舵對(duì)稱內(nèi)偏的角度最佳為2°，此時(shí)垂尾翼根彎矩和側(cè)向力均降低40%左右。在跨、超音速對(duì)稱飛行狀態(tài)，方向舵可返回中立狀態(tài)，從而避免由于方向舵對(duì)稱內(nèi)偏付出阻力代價(jià)。本發(fā)明提供的降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法，其優(yōu)點(diǎn)在于在不付出跨超音速零升阻力代價(jià)前提下，大幅降低了雙垂尾布局飛機(jī)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(yīng)力，延長(zhǎng)垂尾疲勞壽命，降低垂尾結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，減輕結(jié)構(gòu)重量。


圖I采用雙垂尾布局飛機(jī)示意圖；圖2方向舵對(duì)稱內(nèi)偏示意圖；圖3典型亞音速巡航階段，左右方向舵對(duì)稱內(nèi)偏角度S與垂尾翼根氣動(dòng)彎矩系數(shù)mx關(guān)系圖(飛行高度H=I lkm，馬赫數(shù)M=O. 8，迎角a =4°，側(cè)滑角￠=0° );圖4典型亞音速巡航階段，左右方向舵對(duì)稱內(nèi)偏角度5與垂尾側(cè)向力系數(shù)Cz關(guān)系圖(H=Ilkm, M=O. 8, a =4。，￠=0° )；圖5典型亞音速巡航階段，左右方向舵對(duì)稱內(nèi)偏角度S與垂尾翼根氣動(dòng)彎矩系數(shù)·mx 關(guān)系圖(H=Ilkm, M=O. 6, a =5。，￠=0° )；圖6典型亞音速巡航階段，左右方向舵對(duì)稱內(nèi)偏角度5與垂尾側(cè)向力系數(shù)Cz關(guān)系圖(H=Ilkm, M=O. 6, a =5。，￠=0° )；
具體實(shí)施例方式實(shí)施例I如圖I所示為采用雙垂尾布局飛機(jī)的示意圖，其左垂尾I. I和左方向舵2. I、右垂尾I. 2和右方向舵2. 2間具有對(duì)稱的內(nèi)偏角5 (如圖2所示)，分別采用6=0°、1°、2°、3°、4°、5°的內(nèi)偏角，并對(duì)其在典型亞音速巡航階段(H=llkm，M=O. 8、0. 6，a=4°，3=0° )，左右方向舵對(duì)稱內(nèi)偏角度5對(duì)垂尾氣動(dòng)載荷的影響進(jìn)行測(cè)試，測(cè)試結(jié)果見(jiàn)圖3-6。
權(quán)利要求
1.一種降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法，其特征在于將垂尾上的左右方向舵對(duì)稱內(nèi)偏，且左右方向舵對(duì)稱內(nèi)偏的角度小于等于5°。
2.按照權(quán)利要求I所述降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法，其特征在于所述左右方向舵對(duì)稱內(nèi)偏的角度為2°。
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，其特征在于將垂尾上的左右方向舵對(duì)稱內(nèi)偏，且左右方向舵對(duì)稱內(nèi)偏的角度小于等于5°。在方向舵對(duì)稱內(nèi)偏5°范圍內(nèi)，垂尾翼根彎矩和側(cè)向力隨偏度增加而線性降低。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(shí)不付出跨超音速零升阻力代價(jià)前提下，降低飛機(jī)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(yīng)力，提高垂尾疲勞壽命，降低結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和重量。
文檔編號(hào)B64C5/06GK102951288SQ20121033924
公開(kāi)日2013年3月6日 申請(qǐng)日期2012年9月13日 優(yōu)先權(quán)日2012年9月13日
發(fā)明者黎軍, 戴旭平, 王木國(guó) 申請(qǐng)人:中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所