一种飞机双铰链方向舵效率计算方法技术

本发明专利技术公开了一种飞机双铰链方向舵效率计算方法。所述飞机双铰链方向舵效率计算方法包括：根据所述第一转角δ1、第二转角δ2，并通过ESDU中估算双缝襟翼偏转引起的零升力系数增量的方法计算得到零迎角时，方向舵偏转δ1，δ2产生的侧力系数CY0W；通过所述CY0W以及公式，计算偏转δ1，δ2时引起的侧力系数增量ΔCY；通过所述ΔCY以及公式，求得侧力系数对方向舵偏度的导数CYδr；通过所述CYδr以及公式，求得偏航力矩对方向舵偏度的导数Cnδr以及滚转力矩对方向舵偏度的导数Clδr。本发明专利技术的飞机双铰链方向舵效率计算方法解决了现有飞机无法估算双铰链方向舵效率的缺点，提高了方向舵效率估算数据的使用价值。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及飞机气动特性估算
，特别是涉及一种飞机双铰链方向舵效率 计算方法。
技术介绍
术语解释： ESDU:工程科学数据组织。 现有的飞机方向舵效率估算方法体系有《ESDU》、DATACOM、《AirplaneDesign》、 《飞机设计手册》、《航空气动力工程计算手册》等。但是这些估算方法仅能估算单铰链方向 舵效率，而现有的飞机方向舵，大范围采用双铰链，原有方法无法满足现有飞机设计使用。 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。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供来克服或至少减轻 现有技术的中的至少一个上述缺陷。 为实现上述目的，本专利技术提供，所述飞机包 括方向舵，所述方向舵包括与垂尾铰接的第一部分以及与所述第一部分铰接的第二部分， 所述第一部分能够相对所述垂尾绕所述铰接处转动，其转动角度称为第一转角~ ;所述第 二部分能够相对所述第一部分绕所述铰接处转动，其转动角度称为第二转角S2 ;所述飞机 双铰链方向舵效率计算方法包括:根据所述第一转角第二转角~，并通过ESDU中估算双 缝襟翼偏转引起的零升力系数增量的方法计算得到零迎角时，方向舵偏转δ1，δ 2产生的侧 力系数CYqW;通过所述CYq W以及公式，计算偏转δ1，δ2时引起的侧力系数增量ACY;通过所述 A CY以及公式，求得侧力系数对方向舵偏度的导数CYsr;通过所述C Ysr以及公式，求得偏航力 矩对方向舵偏度的导数C&以及滚转力矩对方向舵偏度的导数C 1Sr。 优选地，通过所述CYQW以及公式，计算偏转δ1，δ2时引起的侧力系数增量ACY具体 的计算公式为： ai为垂尾的升力线斜率;α为攻角弧度；Φ。为外侧部分展长修正因子；i>i为内侧部 分展长修正因子;为垂尾与第一部分连接位置处至第一部分的远离机体端部的一端的 距离;xts为垂尾的机头至机尾方向的尺寸; t2为第一部分与第二部分连接处至第二部分 的远离第一部分的一端的距离;ctl为第一部分的机头至机尾方向的尺寸;c为垂尾至第一部 分远离垂尾的一端的机头至机尾方向的尺寸。优选地，所述通过所述以及公式，求得侧力系数对方向舵偏度的导数cYSr具体 的计算公式为： CYfir = -ACYjBjTafiA c&Sf/(S0)，其中， Jb为机身影响修正因子;Jt为垂尾端板效应修正因子；SF为垂尾面积；△ Φ非全展 长修正因子;Sw为机翼面积;δ为方向舵当量偏转角为控制效率因子。 优选地，通过所述CYsr以及公式，求得偏航力矩对方向舵偏度的导数Cns r以及滚转 力矩对方向舵偏度的导数C15r具体的计算公式为： Cn5r = -CY5r( 1r cos〇+Zr sina)/b； Cisr = CYSr(ZR cosa-lR sina)/b;其中， 1r为平行于机身纵轴力臂;ZR为垂直于机身纵轴力臂;b为机翼展长;a为攻角。 本专利技术的飞机双铰链方向舵效率计算方法解决了现有飞机无法估算双铰链方向 舵效率的缺点，提高了方向舵效率估算数据的使用价值。【附图说明】 图1是根据本专利技术第一实施例的采用飞机双铰链方向舵效率计算方法进行计算的 飞机的垂尾部分的结构示意图。【具体实施方式】 为使本专利技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中 的附图，对本专利技术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专利技术 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 于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。基于本专利技术中的实施例，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，都属于本专利技术保护的范围。下 面结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明。 在本专利技术的描述中，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专利技术和简化描述，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专利技术保护 范围的限制。 飞机包括方向舵，方向舵包括与垂尾铰接的第一部分以及与第一部分铰接的第二 部分，第一部分能够相对垂尾绕铰接处转动，其转动角度称为第一转角~;第二部分能够相 对第一部分绕铰接处转动，其转动角度称为第二转角心。飞机双铰链方向舵效率具体体现为:侧力系数对方向舵偏度的导数CYSr、偏航力矩 对方向舵偏度的导数CnSr以及滚转力矩对方向舵偏度的导数ClSr。本专利技术的飞机双铰链方向舵效率计算方法包括:根据第一转角δ:、第二转角δ2，并 通过ESDU中估算双缝襟翼偏转引起的零升力系数增量的方法计算得到零迎角时，方向舵偏 转δ?，δ2产生的侧力系数CYQW;通过C YQW以及公式，计算偏转δ?，δ2时引起的侧力系数增量Δ CY;通过ACY以及公式，求得侧力系数对方向舵偏度的导数CYs r;通过CYsr以及公式，求得偏航 力矩对方向舵偏度的导数CnSr以及滚转力矩对方向舵偏度的导数ClSr。具体地，在本实施例中，通过Cyqw以及公式，计算偏转δ?，δ2时引起的侧力系数增量 Λ CY具体的计算公式为： ai为垂尾的升力线斜率;α为攻角弧度；Φ。为外侧部分展长修正因子；Φ?为内侧部 分展长修正因子;c'i为垂尾与第一部分连接位置处至第一部分的远离机体端部的一端的 距离;x ts为垂尾的机头至机尾方向的尺寸;t2为第一部分与第二部分连接处至第二部分 的远离第一部分的一端的距离;c tl为第一部分的机头至机尾方向的尺寸;c为垂尾至第一部 分远离垂尾的一端的机头至机尾方向的当前第1页1 2 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞机双铰链方向舵效率计算方法，所述飞机包括方向舵，所述方向舵包括与垂尾铰接的第一部分以及与所述第一部分铰接的第二部分，所述第一部分能够相对所述垂尾绕所述铰接处转动，其转动角度称为第一转角δ1；所述第二部分能够相对所述第一部分绕所述铰接处转动，其转动角度称为第二转角δ2；其特征在于，所述飞机双铰链方向舵效率计算方法包括：根据所述第一转角δ1、第二转角δ2，并通过ESDU中估算双缝襟翼偏转引起的零升力系数增量的方法计算得到零迎角时，方向舵偏转δ1，δ2产生的侧力系数CY0W；通过所述CY0W以及公式，计算偏转δ1，δ2时引起的侧力系数增量ΔCY；通过所述ΔCY以及公式，求得侧力系数对方向舵偏度的导数CYδr；通过所述CYδr以及公式，求得偏航力矩对方向舵偏度的导数Cnδr以及滚转力矩对方向舵偏度的导数Clδr。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：冯爱庆，李继伟，何大全，张守友，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61