CN102765487A - 一种飞机舵面偏转角度转换方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及飞行器舵面设计技术领域,特别涉及一种飞机舵面偏转角度转换方法。飞机舵面绕转轴偏转时,舵面顺气流的角度与绕转轴的偏转角度不相同,此时应确立顺气流角度与绕转轴的角度的转换关系。本发明的方法主要是在顺气流角度和绕转轴的偏转角度其中一个角度确定时,通过简单的作图步骤直接获得另一角度,而不用测量转轴的后掠角和下反角,也不用计算公式,操作简单,计算精度高,结果直观,符合设计人员的操作习惯。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器舵面设计技术领域,特别是涉及一种飞机舵面偏转角度转换方法。
背景技术
飞机上有各种必须偏转的舵面,如副翼、襟翼、前襟、方向舵、升降舵等,在对飞机气动性能进行计算分析时,要求这些舵面的偏转角度为顺气流角度,也就是顺着飞机航向的角度。
而舵面只能绕转轴偏转,当舵面的转轴与飞机对称面或者水平基准面垂直时,顺气流的偏转角度就等于绕转轴偏转的角度。当转轴是空间斜线,既不垂直对称面,也不垂直水平基准面时,也就是既有后掠角也有下反角时,舵面顺气流的角度与绕转轴的偏转角度不相同,此时必须找到顺气流角度与绕转轴的角度的转换关系。通常这种较换关系是通过如下方法得到:
当绕转轴的角度确定时,此时顺气流的角度为:
(1)
反过来,当顺气的流角度确定时,此时绕转轴的角度为:
φ-转轴后掠角。
ψ-转轴上反角度(ψ值为负表示下反)。
但是上述转换方法必须首先将空间斜线的转轴分解出后掠角和下反角,然后再通过上述公式计算得到结果,整个过程步骤较多,过程较烦琐,并由于测量的误差和取小数点位数等原因,最后结果的精度不高。
发明内容
(1)本发明的目的
为了解决上述问题,本发明提供一种简便的、精度较高的新型飞机舵面偏转角度转换方法。
(2)本发明的技术方案
本发明采取以下技术方案,一种新型飞机舵面偏转角度转换方法,它包括以下步骤:
a) 在舵面转轴(1)的两端分别作两根水平线(2)和(4);
c)由水平线(2)和(4)构成平面(6),由顺气流角度线(3)和(5)构成平面(7);
d) 测量平面(6)、(7)之间的角度,得到绕转轴角度;
a) 在舵面转轴(1)的两端分别作两根水平线(2)和(4),并由水平线(2)和(4)构成平面(6);
c) 作平行于飞机对称面的平面(8),并与平面(6)、平面(7)相交,得到交线(9)和(10);
d) 测量交线(9)、(10)之间的角度,得到顺气流角度。
(3)本发明的有益效果
本发明方法不用测量转轴的后掠角和下反角等角度,也不用代入计算公式,通过简单的作图方法直接得到结果,减少了烦琐的步骤,符合设计人员的操作习惯,操作简单,计算精度高,结果直观。
附图说明
图6 由绕转轴偏转的角度确立顺气流角度步聚b)的示意图。
具体实施方式
飞机舵面只能绕转轴偏转,当舵面的转轴与飞机对称面或者水平基准面垂直时,顺气流的偏转角度就等于绕转轴偏转的角度。当转轴是空间斜线,既不垂直对称面,也不垂直水平基准面时,也就是既有后掠角也有下反角时,舵面顺气流的角度与绕转轴的偏转角度不相同,此时应确立顺气流角度与绕转轴的角度的转换关系。如图1-8所示,一种新型飞机舵面偏转角度转换方法,它包括以下步骤:
a) 在舵面转轴(1)的两端分别作两根水平线(2)和(4);
c)由水平线(2)和(4)构成平面(6),由顺气流角度线(3)和(5)构成平面(7);
a) 在舵面转轴(1)的两端分别作两根水平线(2)和(4),并由水平线(2)和(4)构成平面(6);
c) 作平行于飞机对称面的平面(8),并与平面(6)、平面(7)相交,得到交线(9)和(10);
Claims (1)
1. 一种飞机舵面偏转角度转换方法,其特征是本方法包括以下步骤:
a) 在舵面转轴(1)的两端分别作两根水平线(2)和(4);
c)由水平线(2)和(4)构成平面(6),由顺气流角度线(3)和(5)构成平面(7);
a) 在舵面转轴(1)的两端分别作两根水平线(2)和(4),并由水平线(2)和(4)构成平面(6);
c) 作平行于飞机对称面的平面(8),并与平面(6)、平面(7)相交,得到交线(9)和(10);
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CN201210223626XA CN102765487A (zh) | 2012-07-02 | 2012-07-02 | 一种飞机舵面偏转角度转换方法 |
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Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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CN201210223626XA CN102765487A (zh) | 2012-07-02 | 2012-07-02 | 一种飞机舵面偏转角度转换方法 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
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CN102765487A true CN102765487A (zh) | 2012-11-07 |
Family
ID=47093116
Family Applications (1)
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CN201210223626XA Pending CN102765487A (zh) | 2012-07-02 | 2012-07-02 | 一种飞机舵面偏转角度转换方法 |
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CN (1) | CN102765487A (zh) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104359433A (zh) * | 2014-10-15 | 2015-02-18 | 中航飞机股份有限公司西安飞机分公司 | 一种飞机活动翼装配中立位置的检测方法 |
CN110160731A (zh) * | 2018-08-09 | 2019-08-23 | 北京机电工程研究所 | 用于颤振试验的可调间隙装置 |
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2012
- 2012-07-02 CN CN201210223626XA patent/CN102765487A/zh active Pending
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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CN104359433A (zh) * | 2014-10-15 | 2015-02-18 | 中航飞机股份有限公司西安飞机分公司 | 一种飞机活动翼装配中立位置的检测方法 |
CN110160731A (zh) * | 2018-08-09 | 2019-08-23 | 北京机电工程研究所 | 用于颤振试验的可调间隙装置 |
CN110160731B (zh) * | 2018-08-09 | 2020-11-13 | 北京机电工程研究所 | 用于颤振试验的可调间隙装置 |
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SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
C02 | Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001) | ||
WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20121107 |