飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数计算方法技术

本发明专利技术属于飞机气动力计算技术，涉及一种飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数计算方法。其特征在于，计算操纵面铰链力矩系数的步骤如下：确定计算条件；计算中弧线(3)的相对弯度；计算零升迎角；计算零升俯仰力矩；计算飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数。本发明专利技术提高了零度迎角、零度侧滑角及零度舵偏角时铰链力矩系数的计算精度，保证了飞机操纵性能和飞行安全。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于飞机气动力计算技术，涉及一种。
技术介绍
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。但是现有的估算方法对铰链力矩计算的结果并不完全，都不包括零度迎角、零度侧滑角及零度舵偏角时的铰链力矩系数，只有铰链力矩随迎角的导数和随舵偏角的导数，这无疑使计算方法的实用价值有所折扣，因为对方向舵和升降舵而言，其零迎角、侧滑角及舵偏角铰链力矩系数基本为零，不影响使用，但对副翼而言该值较大，用零代替零度迎角、零度侧滑角及零度舵偏角时的铰链力矩系数会导致较大的计算误差，将对飞机操纵性能产生影响，造成安全隐患。
技术实现思路
本专利技术的目的是:提出一种，以便提高零度迎角、零度侧滑角及零度舵偏角时铰链力矩系数的计算精度，保证飞机操纵性能和飞行安全。本专利技术的技术方案是:，其特征在于，计算操纵面铰链力矩系数的步骤如下:1、确定计算条件:将安定面I的上表面和下表面的翼型视为对称型面；以机翼或者尾翼上的一个弦向剖面为计算剖面，该计算剖面是过操纵面铰链轴中点B、并垂直于机翼或者尾翼1/4弦线的剖面，计算剖面的前缘点为A，计算剖面的后缘点为C，线段AC为计算剖面弦线5，操纵面弦线4的后端点是计算剖面的后缘点C，操纵面弦线4通过操纵面铰链轴中点B，操纵面2的中弧线为3，中弧线3的后端点是计算剖面的后缘点C，中弧线3的前端点是操纵面弦线4与操纵面2前缘的交点D ;建立计算剖面的二维坐标系，以D点为原点，以直线DC为X轴，右方为正方向，以过D点并垂直于X轴的直线为Y轴，上方为正方向；线段DC的长度为L ；2、计算中弧线3的相对弯度:2.1、计算操纵面2上边缘曲线的特征点坐标:将操纵面2上边缘曲线分为14个上边缘特征点Si, i=l, 2，......，14,第I上边缘特征点S1至第14上边缘特征点S14的横坐标分别是:Six=O, S2x=0.025L, S3x=0.05L, S4x=0.1L, S5x=0.25L, S6x=0.3L, S7x=0.4L, S8x=0.5L,S9x=0.6L，Slox=0.7L，Snx=0.8L，S12x=0.9L，S13x=0.95L，S14x=IL ;根据图纸给出的操纵面 2 上边缘曲线计算得到第I上边缘特征点S1至第14上边缘特征点S14的纵坐标Siy ；2.2、计算操纵面2下边缘曲线的特征点坐标:将操纵面2下边缘曲线分为14个特征点Mi, i=l, 2，……，14，第I下边缘特征点M1至第14下边缘特征点M14的横坐标分别是:Mix=O，M2x=0.025L，M3x=0.05L，M4x=0.1L，M5x=0.25L，M6x=0.3L，M7x=0.4L，M8x=0.5L，M9x=0.6L，Mlox=0.7L，Mnx=0.8L，M12x=0.9L, M13x=0.95L，M14x=IL ;根据图纸给出的操纵面 2 下边缘曲线计算得到第I下边缘特征点M1至第14下边缘特征点M14的纵坐标Miy ；2.3、计算操纵面2中弧线3的相对弯度，将中弧线分为14个中弧线特征点Ni，第I中弧线特征点N1至第14中弧线特征点N14的横坐标分别是:N1X=0，N2x=0.025L, N3x=0.05L,N4x=0.1L, N5x=0.25L, N6x=0.3L, N7x=0.4L, N8x=0.5L, N9x=0.6L, Nlox=0.7L, Nnx=0.8L, N12x=0.9L,N13x=0.95L，N14x=IL ;第I中弧线特征点N1至第14中弧线特征点N14的纵坐标分别是:Niy = 0.5X (SiY+MiY)/L.........................................................[I]3、计算零升迎角:本文档来自技高网...

【技术保护点】
飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数计算方法，其特征在于，计算操纵面铰链力矩系数的步骤如下：1.1、确定计算条件：将安定面(1)的上表面和下表面的翼型视为对称型面；以机翼或者尾翼上的一个弦向剖面为计算剖面，该计算剖面是过操纵面铰链轴中点B、并垂直于机翼或者尾翼1/4弦线的剖面，计算剖面的前缘点为A，计算剖面的后缘点为C，线段AC为计算剖面弦线(5)，操纵面弦线(4)的后端点是计算剖面的后缘点C，操纵面弦线(4)通过操纵面铰链轴中点B，操纵面(2)的中弧线为(3),中弧线(3)的后端点是计算剖面的后缘点C，中弧线(3)的前端点是操纵面弦线(4)与操纵面(2)前缘的交点D；建立计算剖面的二维坐标系，以D点为原点，以直线DC为X轴，右方为正方向，以过D点并垂直于X轴的直线为Y轴，上方为正方向；线段DC的长度为L；1.2、计算中弧线(3)的相对弯度:1.2.1、计算操纵面(2)上边缘曲线的特征点坐标:将操纵面(2)上边缘曲线分为14个上边缘特征点Si，i=1,2,……,14，第1上边缘特征点S1至第14上边缘特征点S14的横坐标分别是：S1X=0，S2X=0.025L，S3X=0.05L，S4X=0.1L，S5X=0.25L，S6X=0.3L，S7X=0.4L，S8X=0.5L，S9X=0.6L，S10X=0.7L，S11X=0.8L，S12X=0.9L，S13X=0.95L，S14X=1L；根据图纸给出的操纵面(2)上边缘曲线计算得到第1上边缘特征点S1至第14上边缘特征点S14的纵坐标Siy；1.2.2、计算操纵面(2)下边缘曲线的特征点坐标:将操纵面(2)下边缘曲线分为14个特征点Mi，i=1,2,……,14，第1下边缘特征点M1至第14下边缘特征点M14的横坐标分别是：M1X=0，M2X=0.025L，M3X=0.05L，M4X=0.1L，M5X=0.25L，M6X=0.3L，M7X=0.4L，M8X=0.5L，M9X=0.6L，M10X=0.7L，M11X=0.8L，M12X=0.9L，M13X=0.95L，M14X=1L；根据图纸给出的操纵面(2)下边缘曲线计算得到第1下边缘特征点M1至第14下边缘特征点M14的纵坐标Miy；1.2.3、计算操纵面(2)中弧线(3)的相对弯度，将中弧线分为14个中弧线特征点Ni，第1中弧线特征点N1至第14中弧线特征点N14的横坐标分别是：N1X=0，N2X=0.025L，N3X=0.05L，N4X=0.1L，N5X=0.25L，N6X=0.3L，N7X=0.4L，N8X=0.5L，N9X=0.6L，N10X=0.7L，N11X=0.8L，N12X=0.9L，N13X=0.95L，N14X=1L；第1中弧线特征点N1至第14中弧线特征点N14的纵坐标分别是：NiY＝0.5×(SiY+MiY)/L………………………………………………[1]1.3、计算零升迎角：α0=-Σ114Ai×NiY···[2]其中，计算参数Ai值分别为：A1=2.9，A2=4.22，A3=3.12，A4=4.82，A5=5.88，A6=5.76，A7=6.26，A8=7.34，A9=9.83，A10=13.44，A11=23.5，A12=43.44，A13=119.7，A14=?329.8；1.4、计算零升俯仰力矩:mz0=Σ114Ki×NiY···[3]其中，计算参数Ki值分别为：K1=0.238，K2=0.312，K3=0.208，K4=0.248，K5=0.148，K6=0.018，K7=?0.09，K8=?0.202，K9=?0.34，K10=?0.564，K11=?0.954，K12=?1.572，K13=?6.052，K14=?9.578；1.5、计算飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数mj0：mj0=(α1-α0)×mjδ+mz0/(1-λ)...[4]其中，λ为铰链轴弦向相对位置，λ=DB/DC，α1为操纵面弦线(4)与计算剖面弦线(5)的夹角，以操纵面弦线前缘上偏为正，为操纵面铰链力矩系数随舵偏角的导数，由图纸给出。FDA0000413168020000024.jpg,FDA0000413168020000025.jpg...

【技术特征摘要】
1.飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数计算方法，其特征在于，计算操纵面铰链力矩系数的步骤如下: 1.1、确定计算条件:将安定面(I)的上表面和下表面的翼型视为对称型面；以机翼或者尾翼上的一个弦向剖面为计算剖面，该计算剖面是过操纵面铰链轴中点B、并垂直于机翼或者尾翼1/4弦线的剖面，计算剖面的前缘点为A，计算剖面的后缘点为C，线段AC为计算剖面弦线(5)，操纵面弦线(4)的后端点是计算剖面的后缘点C，操纵面弦线(4)通过操纵面铰链轴中点B，操纵面(2)的中弧线为(3)，中弧线(3)的后端点是计算剖面的后缘点C，中弧线(3)的前端点是操纵面弦线(4)与操纵面(2)前缘的交点D ;建立计算剖面的二维坐标系，以D点为原点，以直线DC为X轴，右方为正方向，以过D点并垂直于X轴的直线为Y轴，上方为正方向；线段DC的长度为L ; 1.2、计算中弧线(3)的相对弯度: 1.2.1、计算操纵面(2)上边缘曲线的特征点坐标:将操纵面(2)上边缘曲线分为14个上边缘特征点Si, i=l, 2，......，14,第I上边缘特征点S1至第14上边缘特征点S14的横坐标分别是:Six=O, S2x=0.025L, S3x=0.05L, S4x=0.1L, S5x=0.25L, S6x=0.3L, S7x=0.4L, S8x=0.5L,S9x=0.6L，Slox=0.7L，Snx=0.8L，S12x=0.9L，S13x=0.95L，S14x=IL ;根据图纸给出的操纵面(2)上边缘曲线计算得...

【专利技术属性】
技术研发人员：李继伟，
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：