【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及飞机气动布局设计、气动载荷和结构强度领域，特别提供了。
技术介绍
垂尾(垂直尾翼)是飞机的航向静稳定面，双垂尾布局飞机(如图I所示)在典型亚音速巡航对称飞行阶段，其垂尾承受较大的指向飞机对称面的侧向力及由此引起的翼根弯矩(即正侧向力合正翼根弯矩)。 目前双垂尾布局飞机普遍采用外倾双垂尾气动布局。随着垂尾外倾角的增加，典型亚音速巡航阶段垂尾翼根弯矩显著的增加，从而使垂尾根部承受较高平均应力，降低垂尾疲劳寿命。为了提高垂尾疲劳寿命，需要增加结构强度，从而付出结构重量代价。垂尾在典型亚音速巡航阶段承受翼根弯矩导致其疲劳寿命降低，成为双垂尾布局飞机垂尾设计的一个重要问题。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供，该方法能够在不影响垂尾航向静稳定性及方向舵操纵性，同时不付出跨超音速零升阻力代价前提下，降低飞机典型亚音速巡航状态垂尾承受的翼根弯矩，降低垂尾翼根平均应力，提高垂尾疲劳寿命，降低结构强度和重量。本专利技术具体提供了，其特征在于将垂尾上的左右方向舵对称内偏，且左右方向舵对称内偏的角度小于等于5°。在方向舵对称内偏5°范围内，垂尾翼根弯矩和侧向力随偏度增加...
【技术保护点】
一种降低双垂尾翼根弯矩的局部迎角控制方法，其特征在于：将垂尾上的左右方向舵对称内偏，且左右方向舵对称内偏的角度小于等于5°。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：黎军，戴旭平，王木国，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：
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