CN109533282B - 直升机尾部垂直安定面设计方法 - Google Patents

直升机尾部垂直安定面设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109533282B
CN109533282B CN201811334297.XA CN201811334297A CN109533282B CN 109533282 B CN109533282 B CN 109533282B CN 201811334297 A CN201811334297 A CN 201811334297A CN 109533282 B CN109533282 B CN 109533282B
Authority
CN
China
Prior art keywords
yaw moment
moment coefficient
vertical stabilizer
yaw
requirement
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201811334297.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN109533282A (zh
Inventor
龙海斌
吴裕平
张鹏
韩冲
严军
杨俊�
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Helicopter Research and Development Institute
Original Assignee
China Helicopter Research and Development Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Helicopter Research and Development Institute filed Critical China Helicopter Research and Development Institute
Priority to CN201811334297.XA priority Critical patent/CN109533282B/zh
Publication of CN109533282A publication Critical patent/CN109533282A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109533282B publication Critical patent/CN109533282B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/06—Fins
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本申请提供了一种直升机尾部垂直安定面设计方法，包括：步骤1：根据统计分析法确定初始垂直安定面的面积和位置；步骤2：采用CFD方法计算全机的偏航力矩系数曲线和初始垂直安定面的偏航力矩系数曲线；步骤3：判断全机的偏航力矩系数是否满足要求；步骤4：若全机的偏航力矩系数曲线不满足所述要求，则调整全机的偏航力矩系数：步骤5：再次判断调整后的全机偏航力矩系数是否满足要求，若不满足，则调整步骤4中的系数N，直至满足要求。

Description

直升机尾部垂直安定面设计方法
技术领域
本申请涉及直升机技术领域，具体提供一种直升机尾部垂直安定面设计方法。
背景技术
在直升机前飞时，尾部垂直安定面对增强直升机的航向稳定性非常重要，由于垂直安定面位于直升机尾部，对直升机的重量和重心布置有一定的影响，因此在直升机设计初期需要合理地确定尾部垂直安定面的面积及安装位置(面积与位置呈反比)。
现有技术中，采用统计分析方法或风洞试验的方法来确定尾部垂直安定面的面积及安装位置，其中，根据统计方法设计出的垂直安定面不一定能满足直升机航向稳定性的要求，而风洞试验方法耗费比较长的时间，同时花费的成本也比较大。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种直升机尾部垂直安定面设计方法，包括：
步骤1：根据统计分析法确定初始垂直安定面的面积和位置；
步骤2：采用CFD方法计算全机的偏航力矩系数曲线和所述初始垂直安定面的偏航力矩系数曲线；
步骤3：判断所述全机的偏航力矩系数是否满足要求，其中，所述要求为：偏航力矩系数随侧滑角增大而单调下降；
步骤4：若所述全机的偏航力矩系数曲线不满足所述要求，则通过如下公式调整全机的偏航力矩系数：
Myaw,Q改＝Myaw,Q+Myaw,C*N；
式中，Myaw,Q改表示垂直安定面设计面积调整之后的全机偏航力矩系数值，Myaw,Q表示垂直安定面设计面积调整之前的全机偏航力矩系数值，Myaw,C表示步骤2中计算得到的垂直安定面的偏航力矩系数值，N表示垂直安定面的设计面积调整比例；
步骤5：再次判断调整后的全机偏航力矩系数是否满足要求，若不满足，则调整步骤4中的系数N，直至满足要求。
根据本申请的至少一个实施例，所述设计面积调整比例N每次调整不超过10％。
根据本申请的至少一个实施例，全机偏航力矩系数为单调曲线。
相对于传统的统计设计方法，本申请中的垂直安定面设计方法有更高的准确性，可以避免重复设计，而与风洞试验方法相比，本申请的方法可以缩短80％的设计时间，同时能降低成本。为直升机快速设计和降低成本提供了有效可行的方法。
附图说明
图1是本申请实施例提供的直升机尾部垂直安定面设计方法的流程示意图；
图2是本申请实施例提供的偏航力矩系数曲线示意图；
图3是本申请实施例提供的偏航力矩系数曲线示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
图1是本申请实施例提供的直升机尾部垂直安定设计方法的流程示意图。
如图1所示，直升机尾部垂直安定面设计方法包括以下步骤：
步骤1：根据统计分析法确定初始垂直安定面的面积和位置。
步骤2：采用CFD方法计算全机的偏航力矩系数曲线和初始垂直安定面的偏航力矩系数曲线。
其中，采用CFD方法计算得到全机和尾部垂直安定面的气动特性，得到一定侧滑角范围(例如：-16°～+16°)内的全机和尾部垂直安定面的偏航力矩系数曲线等六力(升力、阻力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩、滚转力矩)素数据，由于垂直安定面的作用是保持前飞时的航向稳定性，因此主要关注偏航力矩系数。
步骤3：判断全机的偏航力矩系数是否满足要求。
其中，要求为：偏航力矩系数随侧滑角增大而单调下降。
步骤4：若全机的偏航力矩系数曲线不满足要求，则通过如下公式调整全机的偏航力矩系数：
Myaw,Q改＝Myaw,Q+Myaw,C*N；
式中，Myaw,Q改表示垂直安定面设计面积调整之后的全机偏航力矩系数值，Myaw,Q表示垂直安定面设计面积调整之前的全机偏航力矩系数值，Myaw,C表示步骤2中计算得到的垂直安定面的偏航力矩系数值，N表示垂直安定面的设计面积调整比例。例如，垂直安定面的面积增大20％，则N＝0.2。
可选地，垂直安定面的设计面积调整比例N每次调整不超过10％。
在一示例中，参见图2，垂直面过小时，偏航里距系数呈波动状，从而使得当垂直面为此范围时，控制飞行需要偏航时，直升机会产生发散的力矩导致航向不稳。
在另一示例中，参见图3，垂直面过大时，偏航力矩系数曲线斜率增大，直升机在偏航控制时，虽然能稳定控制，但增加了结构重量。
步骤5：再次判断调整后的全机偏航力矩系数是否满足要求，若不满足，则调整步骤4中的系数N，直至满足要求。
在一些可选的实施例中，全机偏航力矩系数为单调曲线。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，上述描述的系统、模块和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。应理解，本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本申请的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种直升机尾部垂直安定面设计方法，其特征在于，包括：
步骤1：根据统计分析法确定初始垂直安定面的面积和位置；
步骤2：采用CFD方法计算全机的偏航力矩系数曲线和所述初始垂直安定面的偏航力矩系数曲线；
步骤3：判断所述全机的偏航力矩系数是否满足要求，其中，所述要求为：偏航力矩系数随侧滑角增大而单调下降；
步骤4：若所述全机的偏航力矩系数曲线不满足所述要求，则通过如下公式调整全机的偏航力矩系数：
Myaw,Q改＝Myaw,Q+Myaw,C*N，
式中，Myaw,Q改表示垂直安定面设计面积调整之后的全机偏航力矩系数值，Myaw,Q表示垂直安定面设计面积调整之前的全机偏航力矩系数值，Myaw,C表示步骤2中计算得到的垂直安定面的偏航力矩系数值，N表示垂直安定面的设计面积调整比例；
步骤5：再次判断调整后的全机偏航力矩系数是否满足要求，若不满足，则调整步骤4中的系数N，直至满足要求。
2.根据权利要求1所述的直升机尾部垂直安定面设计方法，其特征在于，所述垂直安定面的设计面积调整比例N每次调整不超过10％。
3.根据权利要求1所述的直升机尾部垂直安定面设计方法，其特征在于，所述全机的偏航力矩系数为单调曲线。
CN201811334297.XA 2018-11-09 2018-11-09 直升机尾部垂直安定面设计方法 Active CN109533282B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811334297.XA CN109533282B (zh) 2018-11-09 2018-11-09 直升机尾部垂直安定面设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811334297.XA CN109533282B (zh) 2018-11-09 2018-11-09 直升机尾部垂直安定面设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109533282A CN109533282A (zh) 2019-03-29
CN109533282B true CN109533282B (zh) 2020-09-25

Family

ID=65846732

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811334297.XA Active CN109533282B (zh) 2018-11-09 2018-11-09 直升机尾部垂直安定面设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109533282B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112651075B (zh) * 2020-10-30 2022-11-04 中国直升机设计研究所 一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6721682B1 (en) * 2002-01-07 2004-04-13 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Aerodynamic prediction using semiempirical prediction techniques and methods therefor
CN104155983A (zh) * 2014-08-08 2014-11-19 北京航天自动控制研究所 飞行器姿态运动通道间气动耦合特性的交联影响评估方法
CN104899365A (zh) * 2015-05-27 2015-09-09 南京航空航天大学 一种可减小气动干扰不利影响的直升机气动布局优化方法
CN105260566A (zh) * 2015-11-04 2016-01-20 中国直升机设计研究所 一种直升机操纵解耦设计方法
CN106054921A (zh) * 2016-06-22 2016-10-26 上海拓攻机器人有限公司 一种无人直升机抗侧风控制方法、系统
CN108090302A (zh) * 2018-01-04 2018-05-29 北京中航智科技有限公司 一种直升机飞行力学模拟方法及系统

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6721682B1 (en) * 2002-01-07 2004-04-13 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Aerodynamic prediction using semiempirical prediction techniques and methods therefor
CN104155983A (zh) * 2014-08-08 2014-11-19 北京航天自动控制研究所 飞行器姿态运动通道间气动耦合特性的交联影响评估方法
CN104899365A (zh) * 2015-05-27 2015-09-09 南京航空航天大学 一种可减小气动干扰不利影响的直升机气动布局优化方法
CN105260566A (zh) * 2015-11-04 2016-01-20 中国直升机设计研究所 一种直升机操纵解耦设计方法
CN106054921A (zh) * 2016-06-22 2016-10-26 上海拓攻机器人有限公司 一种无人直升机抗侧风控制方法、系统
CN108090302A (zh) * 2018-01-04 2018-05-29 北京中航智科技有限公司 一种直升机飞行力学模拟方法及系统

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
亚音速民机垂尾初步设计;王建培;《飞行力学》;19911231(第4期);14-23 *
武装直升机垂直尾翼的初步设计;倪先平;《直升机技术》;19940815(第3期);1-9 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN109533282A (zh) 2019-03-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105584627B (zh) 控制飞行器水平稳定器的方法和装置
ES2677873T3 (es) Compensación de avance de alimentación de ráfaga longitudinal y vertical usando superficies de control laterales
US9199726B2 (en) Wing load alleviation methods and apparatus
EP2224306B1 (en) Automatic pilot pitch angle compensation
US8831799B1 (en) Flight director flare guidance
US11059569B1 (en) Flight control system for aircraft having multi-functional flight control surface
US10336467B2 (en) Aircraft turbulence detection
CN115328191B (zh) 一种掠地巡航靶标巡航控制方法、系统、设备及存储介质
CN112696988B (zh) 一种火箭回收控制方法、装置、电子设备及存储介质
CN109533282B (zh) 直升机尾部垂直安定面设计方法
US9153139B2 (en) Steep approach performance improvements and optimization
CN110320927A (zh) 智能变形飞行器的飞行控制方法及系统
US20090314900A1 (en) Method and device for reducing on an aircraft the effects of a vertical turbulence
CN116974295B (zh) 靶标的飞行控制方法、装置及靶标
CN108803643B (zh) 飞行控制方法、装置、飞行控制器及复合翼飞行器
EP3223100A1 (en) Method and system for gust speed estimation
US8340840B2 (en) Method and device for reducing on an aircraft lateral effects of a turbulence
CN105843232B (zh) 一种飞行器滑翔减速控制方法
US20170008613A1 (en) Autopilot system for an aircraft and related process
CN110414110A (zh) 一种用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法
KR101261240B1 (ko) 추력 벡터 제어(Ｔｈｒｕｓｔ Ｖｅｃｔｏｒ Ｃｏｎｔｒｏ ： ＴＶＣ) 비행체의 피치각 명령을 실시간으로 산출하기 위한 방법 및 이를 이용하는 유도 조정 장치
Ren et al. Gust perturbation alleviation control of small unmanned aerial vehicle based on pressure sensor
RU2609644C1 (ru) Летательный аппарат схемы "флюгерная утка" (краснов-утка)
KR100517758B1 (ko) 일정한 크기의 입체구(球)내에서 초소형 비행체를설계하는 방법
KR102395893B1 (ko) 비행체 조종 명령 생성 방법 및 그 시스템

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant