CN102951287A - 一种降低双垂尾翼根弯矩的局部迎角控制方法 - Google Patents

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黎军
戴旭平
王木国
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Abstract

本发明的目的在于提供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：使双垂尾布局飞机的垂尾前缘具有对称外偏的正安装角；其中，安装角转轴定义为：过垂尾翼根中点，垂直飞机水平基准面的直线；安装角正方向定义：绕安装角转轴，使垂尾前缘外偏，后缘内偏方向为正安装角。该方法能够在不影响垂尾航向静稳定性及方向舵操纵性，同时在尽量小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。

Description

一种降低双垂尾翼根弯矩的局部迎角控制方法
技术领域
本发明涉及飞机气动布局设计、气动载荷和结构强度领域，特别提供了一种降低双垂尾翼根弯矩的局部迎角控制方法。 
背景技术
垂尾是飞机的航向静稳定面，双垂尾布局飞机（如图1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。 
发明内容
本发明的目的在于提供一种降低双垂尾翼根弯矩的局部迎角控制方法，该方法能够在不影响垂尾航向静稳定性及方向舵操纵性，同时尽量小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。 
本发明具体提供了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：使双垂尾布局飞机的垂尾前缘具有外偏的正安装角；其中，安装角转轴定义为：过垂尾翼根中点，垂直飞机水平基准面的直线；安装角正方向定义：绕安装角转轴，使垂尾前缘外偏，后缘内偏方向为正安装角。 
本发明通过采用垂尾前缘外偏的正安装角，改变了垂尾当地的局部迎角，使垂尾局部气流内偏。在典型亚音速巡航阶段，垂尾内侧处于气流迎风面，压力将增加；垂尾外侧处于气流的背风面，压力将减小。垂尾内外压差产生附加负侧向力及负翼根弯矩，从而抵消垂尾原本承受的部分正侧向力和正翼根弯矩。图2给出了垂尾正安装角示意图，图中δ为垂尾正安装角，点划线代表飞机左右对称面，水平方向箭头代表飞机航向。 
本发明所述降低双垂尾翼根弯矩的局部迎角控制方法，其特征在于：垂尾前缘外偏的正安装角的角度小于等于5°。在垂尾正安装角为5°范围内，垂尾翼根弯矩和侧向力随正安装角增加而线性降低。 
本发明所述降低双垂尾翼根弯矩的局部迎角控制方法，其特征在于：垂尾前缘外偏的正安装角的最优选角度为1°，此时垂尾翼根弯矩和侧向力均降低40%左右。在跨超音速范围，垂尾安装角产生跨超音速零升阻力，+1°的安装角在M=1.515时产生0.0005左右的超音速阻力系数增量。 
本发明所述方法，其优点在于：在尽量小付出跨超音速零升阻力代价前提下，大幅降低了双垂尾布局飞机典型亚音速巡航阶段的双垂尾翼根弯矩，降低垂尾翼根平均应力，延长垂尾疲劳寿命，降低垂尾结构强度，减轻结构重量。 
附图说明
图1采用双垂尾布局飞机示意图； 
图2垂尾正安装角示意图； 
图3典型亚音速巡航阶段，垂尾安装角δ与垂尾翼根气动弯矩系数mx关系图（飞行高度H=11km，马赫数M=0.8，迎角α=4°，侧滑角β=0°）； 
图4典型亚音速巡航阶段，垂尾安装角δ与垂尾侧向力系数Cz关系图（H=11km，M=0.8，α=4°，β=0°）； 
图5典型亚音速巡航阶段，垂尾安装角δ与垂尾翼根气动弯矩系数mx关系图（H=11km，M=0.6，α=5°，β=0°）； 
图6典型亚音速巡航阶段，垂尾安装角δ与垂尾侧向力系数Cz关系图（H=11km，M=0.6，α=5°，β=0°）； 
图7垂尾安装角δ对飞机超音速（M=1.515）零升阻力系数影响（其中纵坐标正方向为阻力增加方向）。 
具体实施方式
实施例 
如图1所示为采用双垂尾布局飞机的示意图，其左垂尾1.1和右垂尾1.2具有相同的正安装角δ（如图2所示），分别采用δ=0°、1°、2°、3°、4°、5°的正安装角，并对其在典型亚音速巡航阶段（H=11km，M=0.8、0.6，α=4°，β=0°），垂尾安装角对垂尾气动载荷的影响进行测试，测试结果见图3-6，垂尾安装角对飞机超音速（M=1.515）零升阻力系数影响见图7。 

Claims (3)

1.一种降低双垂尾翼根弯矩的局部迎角控制方法，其特征在于：使双垂尾布局飞机的垂尾前缘具有对称外偏的正安装角。
2.按照权利要求1所述降低双垂尾翼根弯矩的局部迎角控制方法，其特征在于：垂尾前缘外偏的正安装角的角度小于等于5°。
3.按照权利要求1所述降低双垂尾翼根弯矩的局部迎角控制方法，其特征在于：垂尾前缘外偏的正安装角的角度为1°。
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PB01 Publication
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