CN109598025B - 一种v形尾翼倾角与面积优化设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种V形尾翼倾角与面积优化设计方法，同时考虑了飞机纵向、横航向操稳性能与飞行品质多重约束，能够正确设计尾翼的倾角与面积，精确分配尾翼操稳效能，减小尾翼面积，进而达到减小气动阻力与结构重量的设计目标，解决了常规尾翼面积设计方法无法应用于V形尾翼构型设计的问题。

Description

一种V形尾翼倾角与面积优化设计方法

技术领域

本发明涉及飞机的气动布局优化设计技术领域，尤其涉及一种V形尾翼倾角与面积优化设计方法。

背景技术

V形尾翼集平尾与垂尾功能于一身，其构型设计不但要同时考虑纵向、横航向操稳性能与飞行品质多重约束，还要正确设计尾翼的倾角与面积，精确分配尾翼操稳效能，减小尾翼面积，进而达到减小气动阻力与结构重量的设计目标。相对于常规尾翼布局，V形尾翼多出的倾角参数，使得常规尾翼面积设计方法无法应用于V形尾翼构型设计。

发明内容

本发明解决的技术问题：提供一种V形尾翼倾角与面积优化设计方法，用以解决常规尾翼面积设计方法无法应用于V形尾翼构型设计的问题。

本发明的技术方案：

一种V形尾翼倾角与面积优化设计方法，包括以下步骤：

步骤1：建立V形尾翼三轴气动效率修正模型；

步骤2：完成飞机无尾翼构型气动数据计算，并输入优化设计所需的尾翼平面参数、安装位置与尾翼设计约束数据；

步骤3：完成V形尾翼纵向气动效率补偿函数fsz＿v(φ)与航向气动效率补偿函数fsz＿h(φ)的建立；

步骤4：基于步骤2设计约束数据，设计虚拟平尾与垂尾的面积，再计算V形尾翼纵向与航向操稳效能分配因子K_sf；

步骤5：建立V形尾翼倾角解算方程：

式中fsz＿v(φ)是纵向气动效率补偿函数，fsz＿h(φ)是航向气动效率补偿函数，K_sf是纵向与航向操稳效能分配因子；

步骤6：数值求解V形尾翼倾角解算方程，得到尾翼倾角φ；

步骤7：计算V形尾翼面积优化设计值S_v。

步骤1所述的建立V形尾翼三轴气动效率修正模型，还包括以下步骤：

步骤1.1：建立纵向操稳效率损失面积补偿函数；

步骤1.2：建立横航向气动效率损失面积补偿函数；

步骤1.3：尾翼纵向与横航向的面积补偿曲线，完成V形尾翼三轴气动效率修正模型的建立。

步骤4所述的基于步骤2设计约束数据，设计虚拟平尾面积S_ht与垂尾面积S_vt，再计算V形尾翼纵向与航向操稳效能分配因子K_sf，计算式公式为：

式中fsz＿v(φ)是纵向气动效率补偿函数，fsz＿h(φ)是航向气动效率补偿函数。

步骤7所述的计算V形尾翼面积优化设计值S_v，计算公式为

本发明的有益效果：提供一种V形尾翼倾角与面积优化设计方法，同时考虑了飞机纵向、横航向操稳性能与飞行品质多重约束，能够正确设计尾翼的倾角与面积，精确分配尾翼操稳效能，减小尾翼面积，进而达到减小气动阻力与结构重量的设计目标，解决了常规尾翼面积设计方法无法应用于V形尾翼构型设计的问题。

附图说明

图1为本发明设计方法流程图；

图2为本发明V形尾翼与常规尾翼构形关系示意图。

具体实施方式

一种V形尾翼倾角与面积优化设计方法，包括以下步骤：

步骤1：建立V形尾翼三轴气动效率修正模型；

步骤2：完成飞机无尾翼构型气动数据计算，并输入优化设计所需的尾翼平面参数、安装位置与尾翼设计约束数据；

步骤3：完成V形尾翼纵向气动效率补偿函数fsz＿v(φ)与航向气动效率补偿函数fsz＿h(φ)的建立；

步骤4：基于步骤2设计约束数据，设计虚拟平尾与垂尾的面积，再计算V形尾翼纵向与航向操稳效能分配因子K_sf；

步骤5：建立V形尾翼倾角解算方程：

式中fsz＿v(φ)是纵向气动效率补偿函数，fsz＿h(φ)是航向气动效率补偿函数，K_sf是纵向与航向操稳效能分配因子；

步骤6：数值求解V形尾翼倾角解算方程，得到尾翼倾角φ；

步骤7：计算V形尾翼面积优化设计值S_v。

步骤1所述的建立V形尾翼三轴气动效率修正模型，还包括以下步骤：

步骤1.1：建立纵向操稳效率损失面积补偿函数，如图2所示，A翼面为无倾角常规翼面，B翼面A翼面倾转角度φ后的翼面状态，C翼面是A翼面旋转90°后的状态，建立纵向操稳效率损失面积补偿函数包括以下步骤：

步骤1.1.1：计算A翼面α和B翼面的有效攻角α′，计算式如下：

α＝atan(v_z/v_x)

式中v_x、v_z是自然流在图2坐标系X轴和Z轴上的速度分量，v_zx是B翼面产生当地迎角的速度分量；

步骤1.1.2：计算B翼面攻角损失率k_αs计算公式为：

式中k_axz是B翼面当地迎角的修正系数；

步骤1.1.3：计算B翼面有效速度v′_h，计算公式为

式中v是自然流的速度；

步骤1.1.4：计算B翼面的纵向速压损失k_{qs_h}，计算公式为：

式中k_{qxz_h}B翼面的纵向速压修正系数；

步骤1.1.5：计算B、A翼面的下洗梯度比值k_εc，计算公式为：

式中Y_ca为A翼面平均气动弦距机体轴的展向距离，z_tA为A翼面相对机翼的高度，b_w是机翼展长，z_tB为B翼面相对机翼的高度，φ为倾转角度；

步骤1.1.6：计算由下洗梯度变化产生的B翼面气动效率修正系数k_εxz，计算式为：

式中，

为A翼面下洗梯度，k_εc是下洗梯度比值；

步骤1.1.7：计算B翼面的有效升力线斜率C_LayxB：，计算公式为

式中，C′_L是B翼面的升力系数，k_εxz是B下洗梯度变化产生的B翼面气动效率修正系数，k_Nxzh是B翼面的升力L'是其法向力N的余弦分量，C_LayxA是A翼面的有效升力线斜率；

步骤1.1.8：计算B、A翼面有效升力线斜率比值，计算公式为

/>

步骤1.1.9：计算V形尾翼纵向气动效率损失k_{aes_h}，计算式为：

k_{aes_h}＝1-k_{aexz_h}式中k_{aexz_h}V形尾翼纵向气动效率修正系数；

步骤1.1.10计算V形尾翼纵向气动效率损失面积补偿函数

式中k_{sz_h}是V形尾翼纵向气动效率损失面积补偿系数，/>

是V形尾翼纵向气动效率修正系数k_{aexz_h}倒数。

步骤1.2建立横航向气动效率损失面积补偿函数，如图2所示；

步骤1.2.1计算C翼面的有效侧滑角β和B翼面的有效侧滑角β′，计算式如下：

β＝atan(v_y/v_x)

式中v_x、v_y是自然流在图2坐标系X轴和Y轴上的速度分量，v_y，，是B翼面产生当地侧滑角的速度分量；

步骤1.2.2计算B翼面侧滑角损失系数k_βs，计算公式为

k_βs＝1-k_βxz

式中，k_βxz是B翼面侧滑角修正系数；

步骤1.2.3计算计算B翼面的航向速压损失k_{qs_v}，计算公式为：

式中，k_{qxz_v}B翼面的航向速压修正系数；

步骤1.2.4：计算B翼面的有效侧力导数C_CβB，计算公式为：

式中，k_{Nxz_v}法向力方向变化的侧力修正系数，C′_C是B翼面的侧力系数，β为C翼面的侧滑角，C_CβC是C翼面的侧力导数；β′是B翼面的当地侧滑角，k_{qxz_v}是B翼面的航向速压修正值；

步骤1.2.8：计算B、C翼面有效侧力导数比值k_{aexz_v}，计算式为：

步骤1.2.9：计算V形尾翼航向操稳效率损失k_{aes_v}，计算公式为：

k_{aes_v}＝1-k_{aexz_v}式中k_{aexz v}为B翼面的航向修正系数；

步骤1.2.10：计算V尾横航向操稳效率损失面积补偿函数，计算公式为：

步骤1.3：尾翼纵向与横航向的面积补偿曲线，完成V形尾翼三轴气动效率修正模型的建立。

步骤4所述的基于步骤2设计约束数据，设计虚拟平尾面积S_ht与垂尾面积S_vt，再计算V形尾翼纵向与航向操稳效能分配因子K_sf，计算式公式为：

式中fsz＿v(φ)是纵向气动效率补偿函数，fsz＿h(φ)是航向气动效率补偿函数；计算V形尾翼操纵效率分配因子的目的是为建立V形尾翼上反角优化方程提供数据，本发明采用虚拟尾翼设计方法，基于平尾与垂尾的操稳性能约束方程，绘制常规尾翼面积设计的剪刀图，得到虚拟常规尾翼的面积与V形尾翼操纵效率分配因子K_sf，虚拟尾翼设计需要输入的数据为：翼身组合体基本气动数据、V形尾翼翼型配置、平面特征参数、纵向与横航向操稳性能约束、飞机使用约束(如重心范围、高度、速度等)。

步骤7所述的计算V形尾翼面积优化设计值S_v，计算公式为

/>

Claims (2)

1.一种V形尾翼倾角与面积优化设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：建立V形尾翼三轴气动效率修正模型；

步骤2：完成飞机无尾翼构型气动数据计算，并输入优化设计所需的尾翼平面参数、安装位置与尾翼设计约束数据；

步骤3：完成V形尾翼纵向气动效率补偿函数

与航向气动效率补偿函数/>

的建立；其中，/>

k_{sz_v}是V形尾翼航向气动效率损失面积补偿系数，

是V形尾翼航向气动效率修正系数k_{aexz_v}的倒数；/>

k_{sz_h}是V形尾翼纵向气动效率损失面积补偿系数，/>

是V形尾翼纵向气动效率修正系数k_{aexz_h}的倒数；

具体是通过以下步骤计算得到：

步骤3.1计算A翼面α和B翼面的有效攻角α′，其中A翼面为无倾角常规翼面，B翼面A翼面倾转角度φ后的翼面状态；

α＝atan(v_z/v_x)

v_x、v_z是自然流在坐标系X轴和Z轴上的速度分量，v_zx是B翼面产生当地迎角的速度分量；

是尾翼倾角；

步骤3.2计算B翼面攻角损失率k_αs，计算公式为：

k_αs＝1-k_αxz；式中k_axz是B翼面当地迎角的修正系数；

步骤3.3：计算B翼面有效速度v′_h，计算公式为

式中v是自然流的速度；v_x是自然流在坐标系X轴上的速度分量，v_zx是B翼面产生当地迎角的速度分量；

步骤3.4：计算B翼面的纵向速压损失k_{qs_h}，计算公式为：

式中k_{qxz_h}是B翼面的纵向速压修正系数；

步骤3.5：计算B、A翼面的下洗梯度比值k_εc，计算公式为：

式中Y_ca为A翼面平均气动弦距机体轴的展向距离，z_tA为A翼面相对机翼的高度，b_w是机翼展长，z_tB为B翼面相对机翼的高度，φ为倾转角度；

步骤3.6：计算由下洗梯度变化产生的B翼面气动效率修正系数k_εxz，计算式为：

式中，

为A翼面下洗梯度，k_εc是下洗梯度比值；

步骤3.7：计算B翼面的有效升力线斜率C_LayxB，计算公式为

式中，C′_L是B翼面的升力系数，k_εxz是B下洗梯度变化产生的B翼面气动效率修正系数，k_{Nxz h}是B翼面的升力L'是其法向力N的余弦分量，C_LayxA是A翼面的有效升力线斜率；

步骤3.8：计算V形尾翼纵向气动效率修正系数k_{aexz_h}，计算公式为

其中，k_{zexz_h}是V形尾翼纵向气动效率修正系数，C_LayxB是B翼面的有效升力线斜率；

步骤3.9：计算V形尾翼纵向气动效率损失k_{aes_h}，计算式为：

k_{aes_h}＝1-k_{aexz_h}，式中k_{aexz_h}V形尾翼纵向气动效率修正系数；

步骤3.10计算V形尾翼纵向气动效率补偿函数

式中k_{sz_h}是V形尾翼纵向气动效率损失面积补偿系数，/>

是V形尾翼纵向气动效率修正系数k_{aexz_h}倒数；

具体是通过以下步骤计算得到：

步骤3.11计算C翼面的有效侧滑角β和B翼面的有效侧滑角β′，其中C翼面是无倾角常规翼面旋转90°后的状态，计算式如下：

β＝atan(v_y/v_x)

式中v_x、v_y是自然流在坐标系X轴和Y轴上的速度分量，v_y’是B翼面产生当地侧滑角的速度分量；

是尾翼倾角；

步骤3.12计算B翼面侧滑角损失系数k_βs，计算公式为

k_βs＝1-k_βxz

式中，k_βxz是B翼面侧滑角修正系数；

步骤3.13计算B翼面的航向速压损失k_{qs_v}，计算公式为：

k_{qs_v}＝1-k_{qxz_v}

式中，k_{qxz_v}是B翼面的航向速压修正系数；

步骤3.14：计算B翼面的有效侧力导数C_CβB，计算公式为：

式中，k_{Nxz_v}法向力方向变化的侧力修正系数，C′_C是B翼面的侧力系数，β为C翼面的侧滑角，C_CβC是C翼面的侧力导数；β′是B翼面的有效侧滑角，k_{qxz_v}是B翼面的航向速压修正值；

步骤3.15：计算V形尾翼航向气动效率修正系数k_{aexz_v}，计算式为：

步骤3.16：计算V形尾翼航向操稳效率损失k_{aes_v}，计算公式为：

k_{aes_v}＝1-k_{aexz_v}，式中k_{aexz_v}为V形尾翼航向气动效率修正系数；

步骤3.17：计算V形尾翼航向气动效率补偿函数

计算公式为：

步骤4：基于步骤2设计约束数据，设计虚拟平尾与垂尾的面积，再计算V形尾翼纵向与航向操稳效能分配因子K_sf；计算式公式为：

式中/>

是航向气动效率补偿函数，/>

是纵向气动效率补偿函数；S_ht为设计虚拟平尾面积，S_vt为设计虚拟垂尾面积；步骤5：建立V形尾翼倾角解算方程：/>

式中/>

是航向气动效率补偿函数，/>

是纵向气动效率补偿函数，K_sf是纵向与航向操稳效能分配因子；/>

是V形尾翼倾角解算函数；

步骤6：数值求解V形尾翼倾角解算方程，得到尾翼倾角

步骤7：计算V形尾翼面积优化设计值S_v，计算公式为

2.根据权利要求1所述的一种V形尾翼倾角与面积优化设计方法，其特征在于：步骤1所述的建立V形尾翼三轴气动效率修正模型，还包括以下步骤：

步骤1.1：建立纵向操稳效率损失面积补偿函数；

步骤1.2：建立横航向气动效率损失面积补偿函数；

步骤1.3：尾翼纵向与横航向的面积补偿曲线，完成V形尾翼三轴气动效率修正模型的建立。

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