[发明专利]一种平尾固定飞机的平尾安装角度确定方法

摘要

本发明公开了一种平尾固定飞机的平尾安装角度确定方法。所述方法包括如下步骤：步骤1：确定第一设计优化点；步骤2：获取第一设计优化点下的飞机参数，并通过公式计算该第一设计优化点的第一平尾安装角度；步骤3：将该第一平尾安装角度带入整个平尾固定飞机飞行过程中，验证升降舵在该所述第一平尾安装角度下，所述升降舵的在其自身的偏转角度范围内是否能够保证所述平尾固定飞机的正常飞行；步骤4：根据平尾固定飞机的纵向机动能力计算第二平尾安装角度；步骤5：在第一平尾安装角度与第二平尾安装角度之间选择一个作为平尾固定飞机的实际平尾安装角度。本发明中的平尾固定飞机的平尾安装角度确定方法能够确定出合适的平尾安装角。

主权项

1.一种平尾固定飞机的平尾安装角度确定方法，其特征在于，所述平尾固定飞机的平尾安装角度确定方法包括如下步骤：步骤1：根据平尾固定飞机的纵向平飞配平能力确定第一设计优化点；步骤2：获取第一设计优化点下的飞机参数，并通过公式计算该第一设计优化点的第一平尾安装角度；所述步骤2中的公式为：其中，δ_e为升降舵偏角，此公式取0；G为飞机重量，S为机翼面积，c_A为机翼平均气动弦长，P为发动机推力，y_P为发动机推力距飞机重心的垂向距离，C_L为升力系数，C_D为阻力系数，Cm为纵向俯仰力矩系数，α为迎角，Ф _p 为发动机安装角，Phi为第一平尾安装角度，q为速压；步骤3：将该第一平尾安装角度带入整个平尾固定飞机飞行过程中，验证升降舵在该所述第一平尾安装角度下，所述升降舵的在其自身的偏转角度范围内是否能够保证所述平尾固定飞机的正常飞行；若是，则进行下一步；若否，则重复所述步骤1至所述步骤2，直至所述步骤3中的验证结果为是；所述步骤3中的验证方法具体为，将整个平尾固定飞机飞行分为起飞离地段，航路爬升段，巡航段，正常下降段以及进场段，其中，起飞离地段采用如下公式进行验证：航路爬升段，巡航段，正常下降段以及进场段通过如下公式进行验证：验证上述公式中的δ_e满足如下条件：δe_zmax≤δ_e≤δe_fmax；其中，δ_e为升降舵偏角；G为飞机重量，S为机翼面积，c_A为机翼平均气动弦长，P为发动机推力，y_P为发动机推力距飞机重心的垂向距离，C_L为升力系数，C_D为阻力系数，Cm为纵向俯仰力矩系数，α为迎角，Ф _p 为发动机安装角，Phi为第一平尾安装角度，q为速压；δe_zmax为升降舵正偏最大值，δe_fmax为升降舵负偏最大值；步骤4：根据平尾固定飞机的纵向机动能力并通过公式计算第二平尾安装角度；所述步骤4具体为:通过公式δ_e＝δ_e1+δ_e2获得升降舵偏度，δ_e2通过如下公式获得：其中，δ_e1通过公式：获得；其中，为phi赋值，并在设计速度范围内选取多个速度点，从而获得不同的δ_e，将各个δ_e通过统计学方法进行拟合，从而选取满足预设条件的δ_e，满足所述预设条件的δ_e所对应的phi为第二平尾安装角度；在上述公式中：δ_e为升降舵偏角；G为飞机重量，S为机翼面积，c_A为机翼平均气动弦长，P为发动机推力，y_P为发动机推力距飞机重心的垂向距离，C_L为升力系数，C_D为阻力系数，Cm为纵向俯仰力矩系数，α为迎角，Ф _p 为发动机安装角，Phi为第一平尾安装角度，q为速压；μ为纵向运动中飞机的相对密度；δe_zmax为升降舵正偏最大值，δe_fmax为升降舵负偏最大值；‑俯仰力矩系数对迎角的导数，为升力线斜率，C_Lpf为平飞时的升力系数，为升力系数为常数时的升降舵效率；δ_e1为平衡舵面偏度；δ_e2为配平基础上，作机动时舵面偏度增量；步骤5：在所述第一平尾安装角度与所述第二平尾安装角度之间通过公式选择一个作为所述平尾固定飞机的实际平尾安装角度；所述步骤5中的公式具体为：Phi＝k1*第一平尾安装角度+k2*第二平尾安装角度；k1为平飞权重系数，k2为过载权重系数，取值范围为：0≤k1≤1 0≤k2≤1 k1+k2＝1，其中，k1 占比为0‑0.8，所述k2 占比为0‑0.2。