CN102117362A - 滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞机机翼载荷设计领域，特别是涉及飞机尾翼的设计载荷确定方法。本发明包括以下步骤：第一步，以带动力的风洞试验数据为基础，计算飞机平衡载荷；第二步，使用差值的方法，确定特定飞行状态下发动机滑流对飞机水平尾翼设计载荷影响系数；第三步，考虑该系数的影响，计算各种飞行状态下全机平衡时水平尾翼载荷，选择其中最大值作为水平尾翼设计载荷。应用本发明建立的滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷计算方法，计算获得的水平尾翼设计载荷，相对使用原方法获得的结果，水平尾翼设计载荷降低30％。

Description

滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法

技术领域

本发明属于飞机机翼载荷设计领域，特别是涉及飞机尾翼的设计载荷确定方法。

背景技术

在飞机水平尾翼设计载荷确定过程中，首先使用不带动力的风洞吹风数据，建立飞机平衡载荷计算方法，使用该方法，计算各种飞行状态下全机平衡状态参数和水平尾翼载荷。然后从计算获得的多种水平尾翼载荷中，筛选出严重载荷，确定水平尾翼计算最大载荷。第三步，通过飞行实测确定发动机滑流对飞机水平尾翼载荷影响系数，将计算获得的水平尾翼计算最大载荷乘以影响系数，得到水平尾翼设计载荷。由于受飞机飞行状态、飞行实测技术和成本限制，飞行实测获得的发动机滑流对飞机水平尾翼设计载荷影响数据并不准确，对飞行实测处理后，确定发动机滑流对飞机水平尾翼设计载荷影响系数为1.33，即考虑发动机滑流影响后，飞机水平尾翼设计载荷将提高1.33倍，这样确定的水平尾翼设计载荷过于保守，使得水平尾翼结构设计重量偏重。

在现有确定滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷的方法中，通过飞行实测确定发动机滑流对飞机水平尾翼载荷影响系数，由于受飞机飞行状态、飞行实测技术和成本限制，飞行实测获得的发动机滑流对飞机水平尾翼设计载荷影响数据并不准确，对飞行实测处理后，确定发动机滑流对飞机水平尾翼设计载荷影响系数为1.33，即考虑发动机滑流影响后，飞机水平尾翼设计载荷将提高1.33倍，这样确定的设计载荷过于保守，使得水平尾翼结构设计重量偏重。

发明内容

本发明的要解决的技术问题：本发明以带动力的风洞试验数据为基础，使用分析计算的方法代替飞行实测的方法，确定发动机滑流对飞机水平尾翼设计载荷影响系数，降低水平尾翼设计载荷，进而降低水平尾翼结构设计重量，节省飞行实测费用。

本发明的技术方案：本发明包括以下步骤：

第一步，以带动力的风洞试验数据为基础，计算飞机平衡载荷；

第二步，使用差值的方法，确定特定飞行状态下发动机滑流对飞机水平尾翼设计载荷影响系数；

第三步，考虑该系数的影响，计算各种飞行状态下全机平衡时水平尾翼载荷，选择其中最大值作为水平尾翼设计载荷。

下面就飞机平衡载荷计算方法、发动机滑流影响系数差值计算内容和全机平衡时水平尾翼载荷计算公式进行详细说明。

(1)飞机平衡载荷计算方法

在飞机平衡载荷计算过程中，使用全机俯仰力矩系数建立力矩平衡方程，考虑了尾翼阻力项引起的力矩及角速度引起的平尾阻尼力和机翼阻尼力，假定全机阻尼力矩由平尾阻尼力和机翼阻尼力组成。假定平尾阻尼力合力作用点为平尾气动中心、假定机翼阻尼力合力作用点为机翼气动中心。假定飞机来流攻角等于飞机俯仰角(飞机爬升角为零。)并将平尾载荷分解为升降舵开舵引起的平尾载荷和攻角变化引起的平尾载荷两部分，还考虑了升降舵开角引起的平尾载荷的作用点相对攻角变化引起的平尾载荷作用点的后移。

在已知全机气动力系数C_L，C_D，C_M和无尾的气动力系数C_LNT，C_DNT，C_MNT(参考点位置：XIN，ZIN)的情况下，用下列各式将风轴系气动力向机体坐标系进行转换。

C_ZNT＝C_LNT*COSα+C_DNT*SINα

C_XNT＝C_DNT*COSα-C_LNT*SINα

C_ZA＝C_L*COSα+C_D*SINα

C_XA＝C_D*COSα-C_L*SINα

C_MA＝C_M-(XIN-XCGC)*C_ZA*0.01+(ZIN-ZCG)/C*C_XA-T*(Z_NA-ZCG)/q/S/C上式中，

C_L：为风轴系下全机升力系数；

C_D：为风轴系下全机阻力系数；

C_M：为风轴系下全机俯仰力矩阻力系数；

C_LNT：为风轴系下无尾机翼机身升力系数；

C_DNT：为风轴系下无尾机翼机身阻力系数；

C_MNT：为风轴系下无尾机翼机身俯仰力矩阻力系数；

C_ZA：为机体轴系下全机升力系数；

C_XA：为机体轴系下全机阻力系数；

C_MA：为机体轴系下全机俯仰力矩阻力系数；

C_ZNT：为机体轴系下无尾机翼机身升力系数；

C_XNT：为机体轴系下无尾机翼机身阻力系数；

XCGC：为全机质量中心到机翼前缘距离相对机翼平均气动弦长的比值；

XIN：为机体轴系下全机气动中心x坐标；

ZCG：为机体轴系下全机质量中心x坐标；

ZIN：为机体轴系下全机气动中心x坐标；

Z_NA：为发动机拉力中心Z坐标；

S：为机翼面积；

q：为来流动压；

C：为机翼平均气动弦长；

T：为发动机拉力，作用点在螺旋桨中心，Z向坐标为Z_NA；

α：为飞机攻角。

根据全机俯仰角加速度

和全机Z向加速度

的平衡条件，建立全机法向力和俯仰力矩平衡方程。

设飞机载荷系数为n时，平衡机动状态

(其中V_t为真速，g为飞机加速度，

为全机俯仰角速度。

机翼俯仰力矩阻尼载荷为

作用点在机翼气动中心，机翼气动中心到全机质心的x向距离为L_W；

平尾上的俯仰阻尼载荷为：

作用点在平尾气动中心；

升降舵的偏转角为δe，升降舵偏转产生的气动载

C_L δe*δe*η_H*q*S

作用点在升降舵偏角引起的平尾力的气动中心，升降舵气动中心到全机质心的x向距离为L_Hδe；

C_NAIN＝n*M*g/q/S

C_NAIN：为全机法向力系数；

M：为全机质量；

g：为重力加速度。

C_MA为全机不偏舵的俯仰气动力矩系数(相对于质心)；

C_MA＝C_M-(XIN-XCGC)*C_ZA*0.01+(ZIN-ZCG)/C*C_XA-T*(Z_NA-ZCG)/q/S/C法向力平衡方程为：

$C_{\mathrm{ZA}}+C_{\mathrm{LH\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_H*\sqrt{{\mathrm{\η}}_H}/V_t+{\mathrm{\η}}_H*C_{\mathrm{L\δe}}*\mathrm{\δe}-$

$\frac{\∂C_{\mathrm{ZNT}}}{\∂\mathrm{\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_W/V_t=C_{\mathrm{NA}}=n*M*g/q/S$

俯仰力矩平衡方程为：

$C*C_{\mathrm{MA}}-C_{\mathrm{LH\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_H*L_H*\sqrt{{\mathrm{\η}}_H}/V_t-{\mathrm{\η}}_H*C_{\mathrm{L\δe}}*\mathrm{\δe}*L_{\mathrm{H\δe}}-\frac{\∂C_{\mathrm{ZNT}}}{\∂\mathrm{\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_W*L_W/V_t=0$

联立求解上述两个方程，可以获得如下方程：

$C_{\mathrm{NAIN}}+\frac{\∂C_{\mathrm{ZNT}}}{\∂\mathrm{\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_W/V_t*(1+L_W/L_{\mathrm{H\δe}})$

$=C_{\mathrm{ZA}}+(C*C_{\mathrm{MA}}/L_{\mathrm{H\δe}})-C_{\mathrm{LH\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_H*\sqrt{{\mathrm{\η}}_H}/V_t*(L_H/L_{\mathrm{H\δe}}-1)$

方程左边表达式为常数，右边是机身攻角α的函数。建立方程右边表达式随机身攻角α的变化曲线，可插值求出与方程左边表达式值对应的α值。将该α值代入法向力平衡方程，可以求出该状态下的升降舵偏角。

L_W＝(XCGC-25)*C*0.01

L_H＝L_HO-L_W

$\mathrm{\δe}=(C_{\mathrm{ZA}}+C_{\mathrm{LH\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_H*\sqrt{{\mathrm{\η}}_H}/V_t+{\mathrm{\η}}_H*C_{\mathrm{L\δe}}-\frac{\∂C_{\mathrm{ZNT}}}{\∂\mathrm{\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_W/V_t)/{\mathrm{\η}}_H/C_{\mathrm{L\δe}}$

在上述方法中，全机气动力系数C_L，C_D，C_M和无尾的气动力系数C_LNT，C_DNT，C_MNT包括发动机滑流影响因素。

为无尾的全机气动力系数对飞机攻角的导数，包含发动机滑流影响因素；

C_Lδe：为气动力系数对升降舵偏角的导数，包含发动机滑流影响因素；

C_LHα：为平尾气动力系数对对飞机攻角的导数，包含发动机滑流影响因素；

η_H：为平尾速度阻滞系数，包含发动机滑流影响因素；

L_Hδe：为升降舵气动中心到全机质心的x向距离；

L_W：为机翼气动中心到全机质心的x向距离；

L_HO：为平尾25％MAC气动中心到机翼25％MAC的x向距离；

δe：为升降舵偏转角；

为全机俯仰角速度。

(2)发动机滑流影响系数差值计算步骤：

具体步骤如下：

(a)依据以飞机重量、重心、飞行速度和飞行高度为变化参数的飞机拉力数据，以特定的飞机重量、重心、飞行速度和飞行高度参数为差值条件，使用线性差值的方法，确定在特定的飞机重量、重心、飞行速度和飞行高度状态下，飞机拉力。

(b)依据以襟翼开角、飞机攻角、飞机拉力和襟翼开角状态为变化参数的

C_Lδe、C_LHα和η_H数据，以特定的飞机攻角、飞机拉力和襟翼开角状态参数为差值条件，使用线性差值的方法，确定在特定的飞机攻角、飞机拉力和襟翼开角状态下，

C_Lδe、C_LHα和η_H数值。

(3)全机平衡时水平尾翼载荷计算公式

按照在上述两步中确定在特定飞行状态下的参数如：q、S、C_ZA、C_ZNT、C_LHα、

L_H、η_H、V_t、C_Lδe、δe、α，使用下述公式确定水平尾翼总载荷。

飞机攻角引起的水平尾翼载荷：

$F_H\left(\mathrm{\α}\right)=q*S*((C_{\mathrm{ZA}}-C_{\mathrm{ZNT}})+C_{\mathrm{LH\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_H*\sqrt{{\mathrm{\η}}_H}/V_t)$

升降舵舵偏引起的水平尾翼载荷：

F_H(δe)＝η_H*q*S*C_Lδe*δe

水平尾翼总载荷：

F_H＝F_H(α)+F_H(δe)。

本发明的有益效果：

应用本发明建立的滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷计算方法，计算获得的水平尾翼设计载荷，相对使用原方法获得的结果，水平尾翼设计载荷降低30％。

本发明的具体实施方式

下面以Y12F为实施例对本发明作进一步说明，在Y12F轻型飞机设计过程中，使用该发明建立的滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷计算方法，确定了水平尾翼设计载荷。

具体实施步骤如下：

(1)通过风洞试验，获得Y12F轻型飞机带动力气动数据。包括：

(a)以襟翼开角、飞机拉力系数、飞机攻角和方向舵开角为变化参数，吹风获得全机气动力系数C_L，C_D，C_M和无尾的气动力系数C_LNT，C_DNT，C_MNT。

(b)以飞机攻角、飞机拉力和襟翼开角状态为变化参数的

C_Lδe、C_LHα和η_H数据

(2)进行Y12F轻型飞机全机阻力特性计算，获得以襟翼开角、飞机重量、重心、飞行速度和飞行高度为变化参数的飞机拉力数据。

(3)建立发动机滑流影响系数差值确定方法，编制差值计算子程序，使用该程序计算计及发动机滑流影响的参数，包括：全机气动力系数C_L，C_D，C_M和无尾的气动力系数C_LNT，C_DNT，C_MNT；为无尾的全机气动力系数对飞机攻角的导数；C_Lδe为气动力系数对升降舵偏角的导数；C_LHα为平尾气动力系数对对飞机攻角的导数；η_H为平尾速度阻滞系数；

(4)建立飞机平衡载荷计算方法，编制飞机平衡载荷计算程序。使用该程序计算飞机状态参数，具体过程如下：

使用全机力矩系数建立力矩平衡方程，考虑了尾翼阻力项引起的力矩及角速度引起的平尾阻尼力和机翼阻尼力，假定全机阻尼力矩由平尾阻尼力和机翼阻尼力组成。假定平尾阻尼力合力作用点为平尾气动中心、假定机翼阻尼力合力作用点为机翼气动中心。假定飞机来流攻角等于飞机俯仰角(飞机爬升角为零。)并将平尾载荷分解为升降舵开舵引起的平尾载荷和攻角变化引起的平尾载荷两部分，还考虑了升降舵开角引起的平尾载荷的作用点相对攻角变化引起的平尾载荷作用点的后移。

在已知全机气动力系数C_L，C_D，C_M和无尾的气动力系数C_LNT，C_DNT，C_MNT的情况下，用下列各式将风轴系气动力向机体坐标系进行转换。

C_ZNT＝C_LNT*COSα+C_DNT*SINα

C_XNT＝C_DNT*COSα-C_LNT*SINα

C_ZA＝C_L*COSα+C_D*SINα

C_XA＝C_D*COSα-C_L*SINα

C_MA＝C_M-(XIN-XCGC)*C_ZA*0.01+(ZIN-ZCG)/C*C_XA-T*(Z_NA-ZCG)/q/S/C根据和

的平衡条件，建立全机法向力和俯仰力矩平衡方程。设飞机载荷系数为n时，平衡机动状态

(其中V_t为真速，

为俯仰角速度。

为俯仰角加速度)

机翼俯仰力矩阻尼载荷为

作用点在机翼气动中心，机翼气动中心到全机质心的x向距离为L_W；

平尾上的俯仰阻尼载荷为：

作用点在平尾气动中心；

升降舵的偏转角为δe，升降舵偏转产生的气动载荷为C_Lδe*δe*η_H*q*S，作用点在升降舵偏角引起的平尾力的气动中心，升降舵气动中心到全机质心的x向距离为L_Hδe；

C_NAIN＝n*M*g/q/S

发动机拉力T，作用点在螺旋桨中心，Z向坐标为Z_NA；

C_MA为全机不偏舵的俯仰气动力矩系数(相对于质心)。

C_MA＝C_M-(XIN-XCGC)*C_ZA*0.01+(ZIN-ZCG)/C*C_XA-T*(Z_NA-ZCG)/q/S/C

法向力平衡方程为：

$C_{\mathrm{ZA}}+C_{\mathrm{LH\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_H*\sqrt{{\mathrm{\η}}_H}/V_t+{\mathrm{\η}}_H*C_{\mathrm{L\δe}}*\mathrm{\δe}-$

$\frac{\∂C_{\mathrm{ZNT}}}{\∂\mathrm{\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_W/V_t=C_{\mathrm{NA}}=n*M*g/q/S$

俯仰力矩平衡方程为：

联立求解上述两个方程，可以获得如下方程：

$C*C_{\mathrm{MA}}-C_{\mathrm{LH\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_H*L_H*\sqrt{{\mathrm{\η}}_H}/V_t-{\mathrm{\η}}_H*C_{\mathrm{L\δe}}*\mathrm{\δe}*L_{\mathrm{H\δe}}-\frac{\∂C_{\mathrm{ZNT}}}{\∂\mathrm{\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_W*L_W/V_t=0$

联立求解上述两个方程，可以获得如下方程：

$C_{\mathrm{NAIN}}+\frac{\∂C_{\mathrm{ZNT}}}{\∂\mathrm{\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_W/V_t*(1+L_W/L_{\mathrm{H\δe}})$

$=C_{\mathrm{ZA}}+(C*C_{\mathrm{MA}}/L_{\mathrm{H\δe}})-C_{\mathrm{LH\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_H*\sqrt{{\mathrm{\η}}_H}/V_t*(L_H/L_{\mathrm{H\δe}}-1)$

方程左边表达式为常数，右边是机身攻角α的函数。建立方程右边表达式随机身攻角α的变化曲线，可插值求出与方程左边表达式值对应的α值。将该α值代入法向力平衡方程，可以求出该状态下的升降舵舵偏角。

L_W＝(XCGC-25)*C*0.01

L_H＝L_HO-L_W

$\mathrm{\δe}=(C_{\mathrm{ZA}}+C_{\mathrm{LH\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_H*\sqrt{{\mathrm{\η}}_H}/V_t+{\mathrm{\η}}_H*C_{\mathrm{L\δe}}-\frac{\∂C_{\mathrm{ZNT}}}{\∂\mathrm{\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_W/V_t)/{\mathrm{\η}}_H/C_{\mathrm{L\δe}}$

在上述方法中，全机气动力系数C_L，C_D，C_M和无尾的气动力系数C_LNT，C_DNT，C_MNT包括发动机滑流影响因素。

为无尾的全机气动力系数对飞机攻角的导数，包含发动机滑流影响因素。

(5)按照上述方法中确定的在特定飞行状态下的参数如：q、S、C_ZA、C_ZNT、C_LHα、

L_H、η_H、V_t、C_Lδe、δe、α使用下述公式确定水平尾翼总载荷。

飞机攻角引起的水平尾翼载荷

$F_H\left(\mathrm{\α}\right)=q*S*((C_{\mathrm{ZA}}-C_{\mathrm{ZNT}})+C_{\mathrm{LH\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_H*\sqrt{{\mathrm{\η}}_H}/V_t)$

升降舵舵偏引起的水平尾翼载荷

F_H(δe)＝η_H*q*S*C_Lδe*δe

水平尾翼总载荷

F_H＝F_H(α)+F_H(δe)

下表给出计算结果示例。

平衡载荷计算结果(h＝0.0m，M＝8400kg，XCGC＝25％MAC)

1.96	VA	271.54	9.53	-0.0434	0.29	5054	-4320	734	0.0207	0.1248	1.0141
												1.96	VC	387.4	2.98	0.0321	-0.1	-11355	6138	-5217	0.0163	0.0875	1.0584
1.96	VD	461	1.24	0.065	0.04	-23710	15344	-8366	0.0055	0.0735	1.0234
												1	VS	158.36	19.67	-0.5841	-0.25	7487	-6111	1376	0	0	1
1	VAP	200.93	8.4	-0.019	-0.16	1258	-1086	172	0.0361	0	1.0327
												1	VA	271.54	3.2	0.0352	-0.07	-6094	3456	-2639	0.0207	0	1.0723
1	VB1	275.78	3.01	0.0374	-0.06	-6613	3760	-2852	0.0204	0	1.0725
												1	VB2	287.25	2.55	0.0425	-0.06	-7948	4580	-3368	0.0195	0	1.0727
1	VC	387.4	0.08	0.0766	-0.02	-22359	14113	-8246	0.0163	0	1.0757
												1	VD	461	-0.77	0.097	0.1	-34022	22173	-11849	0.0055	0	1.0254
1	VMC	150.3	14.37	-0.1984	-0.47	4201	-5106	-905	0.2824	0	1.0857

表中，TC为单台发动机拉力系数，N为飞机垂直载荷系数，NXA为飞机轴向载荷系数。

(6)对计算结果进行筛选和分析，确定平尾设计载荷。通过与使用原方法获得的结果对比分析表明：应用本发明建立的滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷计算方法，计算获得的水平尾翼设计载荷，相对使用原方法获得的结果，水平尾翼设计载荷降低30％。

Claims (4)

1.一种滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法，其特征是，本方法包括以下步骤：

第一步，以带动力的风洞试验数据为基础，计算飞机平衡载荷；

第二步，使用差值的方法，确定特定飞行状态下发动机滑流对飞机水平尾翼设计载荷影响系数；

第三步，考虑该系数的影响，计算各种飞行状态下全机平衡时水平尾翼载荷，选择其中最大值作为水平尾翼设计载荷。

2.如权利要求1所述的一种滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法，其特征是：第一步中所述的计算飞机平衡载荷的步骤如下：

在已知全机气动力系数C_L，C_D，C_M和无尾的气动力系数C_LNT，C_DNT，C_MNT(参考点位置：XIN，ZIN)的情况下，用下列各式将风轴系气动力向机体坐标系进行转换；

C_ZNT＝C_LNT*COSα+C_DNT*SINα

C_XNT＝C_DNT*COSα-C_LNT*SINα

C_ZA＝CL*COSα+C_D*SINα

C_XA＝C_D*COSα-C_L*SINα

C_MA＝C_M-(XIN-XCGC)*C_ZA*0.01+(ZIN-ZCG)/C*C_XA-T*(Z_NA-ZCG)/q/S/C上式中，

C_L：为风轴系下全机升力系数；

C_D：为风轴系下全机阻力系数；

C_M：为风轴系下全机俯仰力矩阻力系数；

C_LNT：为风轴系下无尾机翼机身升力系数；

C_DNT：为风轴系下无尾机翼机身阻力系数；

C_MNT：为风轴系下无尾机翼机身俯仰力矩阻力系数；

C_ZA：为机体轴系下全机升力系数；

C_XA：为机体轴系下全机阻力系数；

C_MA：为机体轴系下全机俯仰力矩阻力系数；

C_ZNT：为机体轴系下无尾机翼机身升力系数；

C_XNT：为机体轴系下无尾机翼机身阻力系数；

XCGC：为全机质量中心到机翼前缘距离相对机翼平均气动弦长的比值；

XIN：为机体轴系下全机气动中心x坐标；

ZCG：为机体轴系下全机质量中心x坐标；

ZIN：为机体轴系下全机气动中心x坐标；

Z_NA：为发动机拉力中心Z坐标；

S：为机翼面积；

q：为来流动压；

C：为机翼平均气动弦长；

T：为发动机拉力，作用点在螺旋桨中心，Z向坐标为Z_NA；

α：为飞机攻角；

根据全机俯仰角加速度和全机Z向加速度

的平衡条件，建立全机法向力和俯仰力矩平衡方程；

设飞机载荷系数为n时，平衡机动状态

(其中V_t为真速，g为飞机加速度，

为全机俯仰角速度；

机翼俯仰力矩阻尼载荷为

作用点在机翼气动中心，机翼气动中心到全机质心的x向距离为L_W；

平尾上的俯仰阻尼载荷为：

作用点在平尾气动中心；

升降舵的偏转角为δe，升降舵偏转产生的气动载C_Lδe*δe*η_H*q*S

作用点在升降舵偏角引起的平尾力的气动中心，升降舵气动中心到全机质心的x向距离为L_Hδe；

C_NAIN＝n*M*g/q/S

C_NAIN：为全机法向力系数；

M：为全机质量；

g：为重力加速度；

C_MA为全机不偏舵的俯仰气动力矩系数(相对于质心)；

C_MA＝C_M-(XIN-XCGC)*C_ZA*0.01+(ZIN-ZCG)/C*C_XA-T*(Z_NA-ZCG)/q/S/C

法向力平衡方程为：

$C_{\mathrm{ZA}}+C_{\mathrm{LH\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_H*\sqrt{{\mathrm{\η}}_H}/V_t+{\mathrm{\η}}_H*C_{\mathrm{L\δe}}*\mathrm{\δe}-$

$\frac{\∂C_{\mathrm{ZNT}}}{\∂\mathrm{\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_W/V_t=C_{\mathrm{NA}}=n*M*g/q/S$

俯仰力矩平衡方程为：

$C*C_{\mathrm{MA}}-C_{\mathrm{LH\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_H*L_H*\sqrt{{\mathrm{\η}}_H}/V_t-{\mathrm{\η}}_H*C_{\mathrm{L\δe}}*\mathrm{\δe}*L_{\mathrm{H\δe}}-\frac{\∂C_{\mathrm{ZNT}}}{\∂\mathrm{\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_W*L_W/V_t=0$

联立求解上述两个方程，可以获得如下方程：

$C_{\mathrm{NAIN}}+\frac{\∂C_{\mathrm{ZNT}}}{\∂\mathrm{\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_W/V_t*(1+L_W/L_{\mathrm{H\δe}})$

$=C_{\mathrm{ZA}}+(C*C_{\mathrm{MA}}/L_{\mathrm{H\δe}})-C_{\mathrm{LH\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_H*\sqrt{{\mathrm{\η}}_H}/V_t*(L_H/L_{\mathrm{H\δe}}-1)$

方程左边表达式为常数，右边是机身攻角α的函数。建立方程右边表达式随机身攻角α的变化曲线，可插值求出与方程左边表达式值对应的α值，将该α值代入法向力平衡方程，可以求出该状态下的升降舵偏角；

L_W＝(XCGC-25)*C*0.01

L_H＝L_HO-L_W

$\mathrm{\δe}=(C_{\mathrm{ZA}}+C_{\mathrm{LH\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_H*\sqrt{{\mathrm{\η}}_H}/V_t+{\mathrm{\η}}_H*C_{\mathrm{L\δe}}-\frac{\∂C_{\mathrm{ZNT}}}{\∂\mathrm{\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_W/V_t)/{\mathrm{\η}}_H/C_{\mathrm{L\δe}}$

在上述方法中，全机气动力系数C_L，C_D，C_M和无尾的气动力系数C_LNT，C_DNT，C_MNT包括发动机滑流影响因素；

为无尾的全机气动力系数对飞机攻角的导数，包含发动机滑流影响因素；

C_Lδe：为气动力系数对升降舵偏角的导数，包含发动机滑流影响因素；

C_LHα：为平尾气动力系数对对飞机攻角的导数，包含发动机滑流影响因素；

η_H：为平尾速度阻滞系数，包含发动机滑流影响因素。

L_Hδe：为升降舵气动中心到全机质心的x向距离；

L_W：为机翼气动中心到全机质心的x向距离；

L_HO：为平尾25％MAC气动中心到机翼25％MAC的x向距离；

δe：为升降舵偏转角；

为全机俯仰角速度。

3.如权利要求1所述的一种滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法，其特征是：第二步中所述的飞机水平尾翼设计载荷影响系数的确定步骤如下：

a.依据以飞机重量、重心、飞行速度和飞行高度为变化参数的飞机拉力数据，以特定的飞机重量、重心、飞行速度和飞行高度参数为差值条件，使用线性差值的方法，确定在特定的飞机重量、重心、飞行速度和飞行高度状态下，飞机拉力；

b.依据以襟翼开角、飞机攻角、飞机拉力和襟翼开角状态为变化参数的

C_Lδe、C_LHα和η_H数据，以特定的飞机攻角、飞机拉力和襟翼开角状态参数为差值条件，使用线性差值的方法，确定在特定的飞机攻角、飞机拉力和襟翼开角状态下，

C_Lδe、C_LHα和η_H数值。

4.如权利要求1所述的一种滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法，其特征是：第三步中所述的计算各种飞行状态下全机平衡时水平尾翼载荷的步骤如下：

按照在前两步中确定在特定飞行状态下的参数：q、S、C_ZA、C_ZNT、C_LHα、

L_H、η_H、V_t、C_Lδe、δe、α，使用下述公式确定水平尾翼总载荷，飞机攻角引起的水平尾翼载荷：

$F_H\left(\mathrm{\α}\right)=q*S*((C_{\mathrm{ZA}}-C_{\mathrm{ZNT}})+C_{\mathrm{LH\α}}*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}*L_H*\sqrt{{\mathrm{\η}}_H}/V_t)$

升降舵舵偏引起的水平尾翼载荷：

F_H(δe)＝η_H*q*S*C_Lδe*δe

水平尾翼总载荷：

F_H＝F_H(α)+F_H(δe)。