[发明专利]滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法

权利要求书

1.一种滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法，其特征是，本方法包括以下步骤：

第一步，以带动力的风洞试验数据为基础，计算飞机平衡载荷；

第二步，使用差值的方法，确定特定飞行状态下发动机滑流对飞机水平尾翼设计载荷影响系数；

第三步，考虑该系数的影响，计算各种飞行状态下全机平衡时水平尾翼载荷，选择其中最大值作为水平尾翼设计载荷。

2.如权利要求1所述的一种滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法，其特征是：第一步中所述的计算飞机平衡载荷的步骤如下：

在已知全机气动力系数C_L，C_D，C_M和无尾的气动力系数C_LNT，C_DNT，C_MNT(参考点位置：XIN，ZIN)的情况下，用下列各式将风轴系气动力向机体坐标系进行转换；

C_ZNT＝C_LNT*COSα+C_DNT*SINα

C_XNT＝C_DNT*COSα-C_LNT*SINα

C_ZA＝CL*COSα+C_D*SINα

C_XA＝C_D*COSα-C_L*SINα

C_MA＝C_M-(XIN-XCGC)*C_ZA*0.01+(ZIN-ZCG)/C*C_XA-T*(Z_NA-ZCG)/q/S/C上式中，

C_L：为风轴系下全机升力系数；

C_D：为风轴系下全机阻力系数；

C_M：为风轴系下全机俯仰力矩阻力系数；

C_LNT：为风轴系下无尾机翼机身升力系数；

C_DNT：为风轴系下无尾机翼机身阻力系数；

C_MNT：为风轴系下无尾机翼机身俯仰力矩阻力系数；

C_ZA：为机体轴系下全机升力系数；

C_XA：为机体轴系下全机阻力系数；

C_MA：为机体轴系下全机俯仰力矩阻力系数；

C_ZNT：为机体轴系下无尾机翼机身升力系数；

C_XNT：为机体轴系下无尾机翼机身阻力系数；

XCGC：为全机质量中心到机翼前缘距离相对机翼平均气动弦长的比值；

XIN：为机体轴系下全机气动中心x坐标；

ZCG：为机体轴系下全机质量中心x坐标；

ZIN：为机体轴系下全机气动中心x坐标；

Z_NA：为发动机拉力中心Z坐标；

S：为机翼面积；

q：为来流动压；

C：为机翼平均气动弦长；

T：为发动机拉力，作用点在螺旋桨中心，Z向坐标为Z_NA；

α：为飞机攻角；

根据全机俯仰角加速度和全机Z向加速度的平衡条件，建立全机法向力和俯仰力矩平衡方程；

设飞机载荷系数为n时，平衡机动状态(其中V_t为真速，g为飞机加速度，为全机俯仰角速度；

机翼俯仰力矩阻尼载荷为作用点在机翼气动中心，机翼气动中心到全机质心的x向距离为L_W；

平尾上的俯仰阻尼载荷为：作用点在平尾气动中心；

升降舵的偏转角为δe，升降舵偏转产生的气动载C_Lδe*δe*η_H*q*S

作用点在升降舵偏角引起的平尾力的气动中心，升降舵气动中心到全机质心的x向距离为L_Hδe；

C_NAIN＝n*M*g/q/S

C_NAIN：为全机法向力系数；

M：为全机质量；

g：为重力加速度；

C_MA为全机不偏舵的俯仰气动力矩系数(相对于质心)；

C_MA＝C_M-(XIN-XCGC)*C_ZA*0.01+(ZIN-ZCG)/C*C_XA-T*(Z_NA-ZCG)/q/S/C

法向力平衡方程为：

CZA+CLHα*θ·*LH*ηH/Vt+ηH*CLδe*δe-]]>

∂CZNT∂α*θ·*LW/Vt=CNA=n*M*g/q/S]]>

俯仰力矩平衡方程为：

C*CMA-CLHα*θ·*LH*LH*ηH/Vt-ηH*CLδe*δe*LHδe-∂CZNT∂α*θ·*LW*LW/Vt=0]]>

联立求解上述两个方程，可以获得如下方程：

CNAIN+∂CZNT∂α*θ·*LW/Vt*(1+LW/LHδe)]]>

=CZA+(C*CMA/LHδe)-CLHα*θ·*LH*ηH/Vt*(LH/LHδe-1)]]>

方程左边表达式为常数，右边是机身攻角α的函数。建立方程右边表达式随机身攻角α的变化曲线，可插值求出与方程左边表达式值对应的α值，将该α值代入法向力平衡方程，可以求出该状态下的升降舵偏角；

L_W＝(XCGC-25)*C*0.01

L_H＝L_HO-L_W

δe=(CZA+CLHα*θ·*LH*ηH/Vt+ηH*CLδe-∂CZNT∂α*θ·*LW/Vt)/ηH/CLδe]]>

在上述方法中，全机气动力系数C_L，C_D，C_M和无尾的气动力系数C_LNT，C_DNT，C_MNT包括发动机滑流影响因素；

为无尾的全机气动力系数对飞机攻角的导数，包含发动机滑流影响因素；

C_Lδe：为气动力系数对升降舵偏角的导数，包含发动机滑流影响因素；

C_LHα：为平尾气动力系数对对飞机攻角的导数，包含发动机滑流影响因素；

η_H：为平尾速度阻滞系数，包含发动机滑流影响因素。

L_Hδe：为升降舵气动中心到全机质心的x向距离；

L_W：为机翼气动中心到全机质心的x向距离；

L_HO：为平尾25％MAC气动中心到机翼25％MAC的x向距离；

δe：为升降舵偏转角；

为全机俯仰角速度。