CN102951288A - 一种降低双垂尾翼根弯矩的局部迎角控制方法 - Google Patents

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：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而线性降低。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。

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（垂直尾翼）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： 

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而线性降低。 

左右方向舵小角度对称内偏，使垂尾从对称翼型变为向外弯的非对称翼型。方向舵对称内偏，在典型亚音速巡航阶段使垂尾后缘局部气流内偏，垂尾内侧压力增加，外侧压力降低。垂尾内外压差产生附加负侧向力及负翼根弯矩，抵消垂尾原本承受的部分正侧向力和正翼根弯矩。图2给出了方向舵对称内偏示意图。图中δ为方向舵对称内偏角，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：考虑到方向舵对称内偏引起的亚音速阻力增量，左右方向舵对称内偏的角度最佳为2°，此时垂尾翼根弯矩和侧向力均降低40%左右。 

在跨、超音速对称飞行状态，方向舵可返回中立状态，从而避免由于方向舵对称内偏付出阻力代价。 

本发明提供的降低双垂尾翼根弯矩的局部迎角控制方法，其优点在于：在不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方向舵对称内偏示意图； 

图3典型亚音速巡航阶段，左右方向舵对称内偏角度δ与垂尾翼根气动弯矩系数m_x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，左右方向舵对称内偏角度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，左右方向舵对称内偏角度δ与垂尾翼根气动弯矩系数m_x关系图（H=11km，M=0.6，α=5°，β=0°）； 

图6典型亚音速巡航阶段，左右方向舵对称内偏角度δ与垂尾侧向力系数Cz关系图（H=11km，M=0.6，α=5°，β=0°）； 

具体实施方式

实施例1 

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和左方向舵2.1、右垂尾1.2和右方向舵2.2间具有对称的内偏角δ（如图2所示），分别采用δ=0°、1°、2°、3°、4°、5°的内偏角，并对其在典型亚音速巡航阶段（H=11km，M=0.8、0.6，α=4°，β=0°），左右方向舵对称内偏角度δ对垂尾气动载荷的影响进行测试，测试结果见图3-6。 

Claims (2)

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：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°。

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：所述左右方向舵对称内偏的角度为2°。

Images