CN106020211A - 一种飞机起飞升降舵预置偏度计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机起飞升降舵预置偏度计算方法。所述飞机起飞升降舵预置偏度计算方法包括如下步骤：步骤1：确定飞机在起飞阶段的起飞纵向操纵力设计速度点；步骤2：选取一个重量，计算该重量下重心前限在设计速度点的升降舵偏度以及重心后限在设计速度点的升降舵偏度；步骤3：将δ_e前、δ_e后分别除以升降舵传动比k₁求得对应的纵向操纵位移，进而求重心前限对应的纵向操纵力以及中心后限对应的纵向操纵力；步骤4：取F_目标＝(F_e1+F_e2)/2，检查该值的绝对值是否处于规范要求；步骤5：获取不同重心的起飞升降舵预置偏度。本发明中的飞机起飞升降舵预置偏度计算方法根据不同飞行任务的重心变化情况，设定相应的升降舵预置偏度，从而达到飞机起飞时纵向操纵力满足规范要求。

Description

一种飞机起飞升降舵预置偏度计算方法

技术领域

本发明涉及飞机操纵性稳定性设计技术领域，特别是涉及一种飞机起飞升降舵预置偏度计算方法。

背景技术

飞机飞行任务种类众多，导致在执行不同的飞行任务时，飞机的重心变化剧烈，起飞时的纵向操纵力变化较大。国标规定，起飞时所需的纵向操纵力应在230N拉杆力和90N推杆力之间。对某些飞行任务，飞机起飞时纵向操纵力可能会不满足要求，并且不同飞行任务时，由于重心不同，起飞时纵向操纵力变化剧烈，不仅增加了驾驶员的操纵负担，而且带来一定的安全隐患！通过起飞升降舵预置偏度设计，可有效的解决这些问题。

现有技术可通过设置可调水平安定面，通过起飞水平安定面偏度预置来使起飞纵向操纵力达到规范要求，但设置可调水平安定面，不仅增大了飞机结构重量，而且增大了系统设计难度。

且在某些固定水平安定面飞机上，则无法使用上述现有技术。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机起飞升降舵预置偏度计算方法来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本发明提供一种飞机起飞升降舵预置偏度计算方法，所述飞机起飞升降舵预置偏度计算方法包括如下步骤：步骤1：确定飞机在起飞阶段的起飞纵向操纵力设计速度点；步骤2：选取一个重量，该重量能够使飞机的重心能够达到重心前限以及重心后限，分别计算该重量下重心前限在设计速度点的升降舵偏度δ_e前以及重心后限在设计速度点的升降舵偏度δ_e后；步骤3：将所述δ_e前、δ_e后分别除以升降舵传动比k₁求得对应的纵向操纵位移，由纵向操纵位移进而求得重心前限对应的纵向操纵力F_e1以及中心后限对应的纵向操纵力F_e2；步骤4：取F_目标＝(F_e1+F_e2)/2，检查该值是否处于规范要求，若否，则通过调整纵向传动比k₁或纵向操纵力-纵向操纵位移曲线使该值满足规范要求；若是，则进行下一步；步骤5：获取不同重心的起飞升降舵预置偏度。

优选地，所述起飞阶段包括三个典型速度点，分别为起飞抬前轮速度点、离地速度点和0.9倍离地速度点；所述步骤1具体为：步骤10：获取飞机各项参数；步骤11：通过公式计算得到起飞抬前轮速度点状态下的起飞抬前轮速度点所需升降舵偏度δ_e1和支反力R_抬；步骤12：通过公式计算得到离地速度点状态下的离地速度点所需升降舵偏度δ_e2和迎角α_离地；步骤13：通过公式计算得到0.9倍离地速度点状态下的0.9倍离地速度点所需升降舵偏度δ_e3和支反力R_0.9离；步骤14：取δ_e1、δ_e2以及δ_e3中绝对值最大的作为起飞纵向操纵力设计速度点。

优选地，所述飞机参数包括：G-飞机重量，S-机翼面积，c_A—机翼平均气动弦长，P-发动机推力，y_P—发动机推力距飞机重心的垂向距离，δ_e-升降舵偏度，q—速压,C_L—升力系数，C_m—俯仰力矩系数，x—飞机重心至主轮轴的水平距离，y_g—飞机重心至地面的铅垂距离，α—迎角，—发动机安装角。

优选地，所述步骤11中的公式具体为：

所述步骤12中的公式具体为：

所述步骤13中的公式具体为：

其中，上述公式中：

G-飞机重量，S-机翼面积，c_A—机翼平均气动弦长，P-发动机推力，y_P—发动机推力距飞机重心的垂向距离，δ_e-升降舵偏度，q—速压,C_L—升力系数，C_m—俯仰力矩系数，x—飞机重心至主轮轴的水平距离，y_g—飞机重心至地面的铅垂距离，α—迎角，—发动机安装角。

优选地，所述步骤3中的纵向操纵位移求重心前限对应的纵向操纵力F_e1

以及中心后限对应的纵向操纵力F_e2具体为：

通过公式F_e1＝F_启动+k₂W_z求得纵向操纵力F_e1，其中，

F_启动为飞机启动力：

k₂为纵向操纵杆力-纵向操纵杆位移梯度；

W_z为：纵向操纵位移。

优选地，所述步骤5具体为:

通过如下公式获得不同重心的起飞升降舵预置偏度：

δ_e预置＝δ_e-((F_目标-F_启动力)k₁/k₂)；其中，δ_e为给定重心下在起飞设计速度点所需的升降舵偏度；k₁—升降舵的传动比，k₂—纵向操纵杆力-纵向操纵杆位移梯度。

本发明中的飞机起飞升降舵预置偏度计算方法根据不同飞行任务的重心变化情况，设定相应的升降舵预置偏度，从而达到飞机起飞时纵向操纵力满足规范要求，并且不同飞行任务起飞时，纵向操纵力接近以减轻驾驶员负担并消除安全隐患。且通过设置升降舵，取消可调水平安定面，能够使起飞纵向操纵力达到规范要求，且减轻了结构重量和系统设计难度，提升了经济性。

附图说明

图1是根据本发明一实施例的飞机起飞升降舵预置偏度计算方法的流程示意图。

图2是图1所示实施例的升降舵预置偏度计算结果示例图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

为了方便叙述，将下述描述中所能够涉及的字母的含义注释如下：

G-飞机重量，S-机翼面积，c_A—机翼平均气动弦长，P-发动机推力，y_P—发动机推力距飞机重心的垂向距离，δ_e-升降舵偏度，F_e-纵向操纵力，q—速压,C_L—升力系数，C_m—俯仰力矩系数，R—地面对主轮的支反力，x—飞机重心至主轮轴的水平距离，y_g—飞机重心至地面的铅垂距离，α—迎角，—发动机安装角，k₁—升降舵的传动比，k₂—纵向操纵杆力-纵向操纵杆位移梯度(纵向操纵力-纵向操纵位移曲线为已知量，自己根据需要选用),V_抬—抬前轮速度,V_离—离地速度,V_0.9离—0.9倍离地速度。在申请中，各个参数均可通过试验、测量或者下述公式中获得。

图1是根据本发明一实施例的飞机起飞升降舵预置偏度计算方法的流程示意图。图2是图1所示实施例的升降舵预置偏度计算结果示例图。

如图1所示的飞机起飞升降舵预置偏度计算方法包括如下步骤：

步骤1：确定飞机在起飞阶段的起飞纵向操纵力设计速度点；可以理解的是，通常通过下述方法确定飞机在起飞阶段的起飞纵向操纵力设计速度点；具体地，起飞阶段包括三个典型速度点，分别为起飞抬前轮速度点、离地速度点和0.9倍离地速度点；

步骤1具体包括：

步骤10：获取飞机各项参数；

步骤11：通过公式计算得到起飞抬前轮速度点状态下的起飞抬前轮速度点所需升降舵偏度δ_e1和支反力R_抬；

步骤12：通过公式计算得到离地速度点状态下的离地速度点所需升降舵偏度δ_e2和迎角α_离地；

步骤13：通过公式计算得到0.9倍离地速度点状态下的0.9倍离地速度点所需升降舵偏度δ_e3和支反力R_0.9离；

步骤14：取δ_e1、δ_e2以及δ_e3中绝对值最大的作为起飞纵向操纵力设计速度点。

更具体地，飞机参数包括：G-飞机重量，S-机翼面积，c_A—机翼平均气动弦长，P-发动机推力，y_P—发动机推力距飞机重心的垂向距离，δ_e-升降舵偏度，q—速压,C_L—升力系数，C_m—俯仰力矩系数，x—飞机重心至主轮轴的水平距离，y_g—飞机重心至地面的铅垂距离，α—迎角，—发动机安装角。

步骤11中的公式具体为：

步骤12中的公式具体为：

步骤13中的公式具体为：

其中，上述公式中：

G-飞机重量，S-机翼面积，c_A—机翼平均气动弦长，P-发动机推力，y_P—发动机推力距飞机重心的垂向距离，δ_e-升降舵偏度，q—速压,C_L—升力系数，C_m—俯仰力矩系数，x—飞机重心至主轮轴的水平距离，y_g—飞机重心至地面的铅垂距离，α—迎角，—发动机安装角。

步骤2：选取一个重量，该重量能够使飞机的重心能够达到重心前限以及重心后限，分别计算该重量下重心前限在设计速度点的升降舵偏度δ_e前以及重心后限在设计速度点的升降舵偏度δ_e后；可以理解的是，该重量下重心前限在设计速度点的升降舵偏度δ_e前以及重心后限在设计速度点的升降舵偏度δ_e后均能够通过步骤11、步骤12以及步骤13中的公式求得。例如，当设计速度点为起飞前抬轮点，则δ_e前以及δ_e后采用步骤11。

步骤3：将δ_e前、δ_e后分别除以升降舵传动比k₁求得对应的纵向操纵位移，

由纵向操纵位移进而求得重心前限对应的纵向操纵力F_e1以及中心后限对

应的纵向操纵力F_e2。

具体地，步骤3中的纵向操纵位移求重心前限对应的纵向操纵力F_e1以及

中心后限对应的纵向操纵力F_e2具体为：

通过公式F_e1＝F_启动+k₂W_z求得纵向操纵力F_e1，其中，

F_启动为：

k₂为纵向操纵杆力-纵向操纵杆位移梯度；

W_z为：纵向操纵位移。

步骤4：取F_目标＝(F_e1+F_e2)/2，检查该值是否处于规范要求，若否，则通过调整纵向传动比k₁或纵向操纵力-纵向操纵位移曲线使该值满足规范要求；若是，则进行下一步；可以理解的是，规范要求即国标GB中所规定的要求。

步骤5：获取不同重心的起飞升降舵预置偏度。具体地，所述步骤5具体为:

通过如下公式获得不同重心的起飞升降舵预置偏度：

δ_e预置＝δ_e-((F_目标-F_启动力)k₁/k₂)；其中，δ_e为给定重心下在起飞设计速度点所需的升降舵偏度；k₁—升降舵的传动比，k₂—纵向操纵杆力-纵向操纵杆位移梯度。

下面以举例的方式对本申请进行进一步叙述，可以理解的是，该举例并不构成对本申请的任何限制。

以表1所提供的飞机参数为例。

表1：

取F_目标＝(F_e1+F_e2)/2＝-156N，该值的绝对值处于规范要求的230N拉杆力和90N推杆力之间，满足规范要求。如不满足，则通过调整纵向传动比k₁或纵向操纵力-纵向操纵位移曲线使该值满足规范要求。

不同重心的起飞升降舵预置偏度按下式计算：

δ_e预置＝δ_e-((F_目标-F_启动力)k₁/k₂)

其中δ_e为给定重心下在起飞设计速度点所需的升降舵偏度，这样就得到了一系列重心下的升降舵预置偏度δ_e预置,如图2所示。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (6)

1.一种飞机起飞升降舵预置偏度计算方法，其特征在于，所述飞机起飞升降舵预置偏度计算方法包括如下步骤：

步骤1：确定飞机在起飞阶段的起飞纵向操纵力设计速度点；

步骤2：选取一个重量，该重量能够使飞机的重心能够达到重心前限以及重心后限，分别计算该重量下重心前限在设计速度点的升降舵偏度δ_e前以及重心后限在设计速度点的升降舵偏度δ_e后；

步骤3：将所述δ_e前、δ_e后分别除以升降舵传动比k₁求得对应的纵向操纵位移，由纵向操纵位移进而求得重心前限对应的纵向操纵力F_e1以及中心后限对应的纵向操纵力F_e2；

步骤4：取F_目标＝(F_e1+F_e2)/2，检查该值是否处于规范要求，若否，则通过调整纵向传动比k₁或纵向操纵力-纵向操纵位移曲线使该值满足规范要求；若是，则进行下一步；

步骤5：获取不同重心的起飞升降舵预置偏度。

2.如权利要求1所述的飞机起飞升降舵预置偏度计算方法，其特征在于，所述起飞阶段包括三个典型速度点，分别为起飞抬前轮速度点、离地速度点和0.9倍离地速度点；

所述步骤1具体为：

步骤10：获取飞机各项参数；

步骤11：通过公式计算得到起飞抬前轮速度点状态下的起飞抬前轮速度点所需升降舵偏度δ_e1和支反力R_抬；

步骤12：通过公式计算得到离地速度点状态下的离地速度点所需升降舵偏度δ_e2和迎角α_离地；

步骤13：通过公式计算得到0.9倍离地速度点状态下的0.9倍离地速度点所需升降舵偏度δ_e3和支反力R_0.9离；

步骤14：取δ_e1、δ_e2以及δ_e3中绝对值最大的作为起飞纵向操纵力设计速度点。

3.如权利要求2所述的飞机起飞升降舵预置偏度计算方法，其特征在于，所述飞机参数包括：G-飞机重量，S-机翼面积，c_A—机翼平均气动弦长，P-发动机推力，y_P—发动机推力距飞机重心的垂向距离，δ_e-升降舵偏度，q—速压,C_L—升力系数，C_m—俯仰力矩系数，x—飞机重心至主轮轴的水平距离，y_g—飞机重心至地面的铅垂距离，α—迎角，—发动机安装角。

4.如权利要求3所述的飞机起飞升降舵预置偏度计算方法，其特征在于，所述步骤11中的公式具体为：

所述步骤12中的公式具体为：

所述步骤13中的公式具体为：

其中，所述步骤13的公式中的迎角由所述步骤12中的公式求得，上述公式中：

G-飞机重量，S-机翼面积，c_A—机翼平均气动弦长，P-发动机推力，y_P—发动机推力距飞机重心的垂向距离，δ_e-升降舵偏度，q—速压,C_L—升力系数，C_m—俯仰力矩系数，x—飞机重心至主轮轴的水平距离，y_g—飞机重心至地面的铅垂距离，α—迎角，—发动机安装角。

5.如权利要求4所述的飞机起飞升降舵预置偏度计算方法，其特征在于，所述步骤3中的纵向操纵位移求重心前限对应的纵向操纵力F_e1以及中心后限对应的纵向操纵力F_e2具体为：

通过公式F_e1＝F_启动+k₂W_z求得纵向操纵力F_e1，其中，

F_启动为飞机启动力：

k₂为纵向操纵杆力-纵向操纵杆位移梯度；

W_z为：纵向操纵位移。

6.如权利要求5所述的飞机起飞升降舵预置偏度计算方法，其特征在于，所述步骤5具体为:

通过如下公式获得不同重心的起飞升降舵预置偏度：

δ_e预置＝δ_e-((F_目标-F_启动力)k₁/k₂)；其中，δ_e为给定重心下在起飞设计速度点所需的升降舵偏度；k₁—升降舵的传动比，k₂—纵向操纵杆力-纵向操纵杆位移梯度。