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CN109543250B - 一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法 - Google Patents

一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法 Download PDF

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CN109543250B
CN109543250B CN201811306787.9A CN201811306787A CN109543250B CN 109543250 B CN109543250 B CN 109543250B CN 201811306787 A CN201811306787 A CN 201811306787A CN 109543250 B CN109543250 B CN 109543250B
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Abstract

本发明公开了一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法，包括以下步骤：1)建立外倾双垂尾布局的垂尾及平尾操稳气动导数的计算模型；2)基于步骤1中的计算模型计算飞机垂尾的操稳气动导数；3)建立适用于外倾双垂尾布局的垂尾构型设计约束方程；4)将步骤2计算得到的飞机垂尾的操稳气动导数，带入步骤3中的约束方程进行计算，完成垂尾构型设计；5)计算计算垂尾外倾角对飞机纵向静稳定性的影响；6)完成平尾构型修正，解决了常规尾翼设计方法无法应用于外倾双垂尾布局尾翼构型设计的问题，本发明保证了飞机外倾双垂尾布局飞机的纵向和航向的操稳品质。

Description

一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法
技术领域
本发明涉及飞机尾翼气动布局设计技术领域，尤其涉及一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法。
背景技术
现代战斗机常采用外倾双垂尾气动布局，外倾角的存在直接导致无法采用传统的基于性能约束的常规尾翼设计方法应用于垂尾构型设计，此外较大的倾角不但会削弱飞机的横航向操稳特性，还会增大飞机的纵向稳定性，降低飞机操纵的敏捷性。因此采用外倾双垂尾构型的飞机需要一种有效的设计方法以解决垂尾面积优化设计，正确修正飞机纵向与横向的操稳性能。
发明内容
本发明的目的：提出一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法，用以解决常规尾翼设计方法无法应用于外倾双垂尾布局尾翼构型设计的问题。
本发明的技术方案：
一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法，包括以下步骤：
步骤1：建立外倾双垂尾布局的垂尾及平尾操稳气动导数的计算模型；
步骤2：基于步骤1中的计算模型计算飞机垂尾的操稳气动导数；
步骤3：建立适用于外倾双垂尾布局的垂尾构型设计约束方程；
步骤4：将步骤2计算得到的飞机垂尾的操稳气动导数，带入步骤3中的约束方程进行计算，完成垂尾构型设计；
步骤5：计算计算垂尾外倾角对飞机纵向静稳定性的影响；
步骤6：完成平尾构型修正。
步骤1所述的建立外倾双垂尾布局的垂尾及平尾操稳气动导数的计算模型，所述的计算模型包括B翼面的有效侧力导数计算模型
Figure BDA0001852652260000011
B翼面航向静稳定导数Cnβ_B计算模型和B翼面横向静稳定导数Clβ_B计算模型，三个模型的计算公式如下：
B翼面的有效侧力导数计算公式：
Figure BDA0001852652260000021
式中，CCβ_A是外倾角为0°的B翼面构型，α是迎角，β是侧滑角，
Figure BDA0001852652260000029
是B翼面上反角。
B翼面航向静稳定导数Cnβ_B计算公式为：
Figure BDA0001852652260000022
式中，Cnβ_A是A翼面航向静稳定导数；
B翼面横向静稳定导数Clβ_B计算公式为：
Figure BDA0001852652260000023
式中，Clβ_A是A翼面横向静稳定导数。
步骤3所述的建立适用于外倾双垂尾布局的垂尾构型设计约束方程，具体为对荷兰滚模态阻尼约束方程、荷兰滚模态频率约束方程、荷兰滚模态滚摆比约束方程、侧风着陆约束方程、发动机停车的平衡能力约束方程、螺旋模态约束方程、抗尾旋偏离约束方程、横向操纵偏离约束方程进行修正。
步骤5所述的计算垂尾外倾角对飞机纵向静稳定性的影响，计算公式如下：
Figure BDA0001852652260000024
式中，
Figure BDA0001852652260000025
是B翼面外倾角产生的纵向静稳定导数，
Figure BDA0001852652260000026
是C翼面外倾角产生的纵向静稳定导数。
步骤6所述的完成平尾构型修正，修正公式为：
Figure BDA0001852652260000027
式中，Shtxz是平尾修正后的面积，Sht是平尾修正前的面积，
Figure BDA0001852652260000028
为修正前的平尾产生的纵向静稳定导数。
所述的A翼面为外倾角0°的双垂尾构型，所述的B翼面为A翼面外倾γ角的翼面状态，γ角为B翼面上反角
Figure BDA0001852652260000032
的余角。
所述的C翼面为B翼面下反
Figure BDA0001852652260000033
角度后的翼面状态。
本发明的有益效果：提供一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法，解决了常规尾翼设计方法无法应用于外倾双垂尾布局尾翼构型设计的问题，本发明保证了飞机外倾双垂尾布局飞机的纵向和航向的操稳品质。
附图说明
图1为本发明的流程图；
图2为本发明外倾双垂尾不同外倾角时的翼面状态示意图。
具体实施方式
一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法，包括以下步骤：
步骤1：建立外倾双垂尾布局的垂尾及平尾操稳气动导数的计算模型；
步骤2：基于步骤1中的计算模型计算飞机垂尾的操稳气动导数；
步骤3：建立适用于外倾双垂尾布局的垂尾构型设计约束方程；
步骤4：将步骤2计算得到的飞机垂尾的操稳气动导数，带入步骤3中的约束方程进行计算，完成垂尾构型设计；
步骤5：计算计算垂尾外倾角对飞机纵向静稳定性的影响；
步骤6：完成平尾构型修正。
步骤1所述的建立外倾双垂尾布局的垂尾及平尾操稳气动导数的计算模型，所述的计算模型包括B翼面的有效侧力导数计算模型CCβ_B、B翼面航向静稳定导数Cnβ_B计算模型和B翼面横向静稳定导数Clβ_B计算模型，三个模型的计算公式如下：
B翼面的有效侧力导数计算公式：
Figure BDA0001852652260000031
式中，CCβ_A是外倾角为0°的B翼面构型，α是迎角，β是侧滑角，
Figure BDA0001852652260000034
是B翼面上反角。
B翼面航向静稳定导数Cnβ_B计算公式为：
Figure BDA0001852652260000041
式中，Cnβ_A是A翼面航向静稳定导数；
B翼面横向静稳定导数Clβ_B计算公式为：
Figure BDA0001852652260000042
式中，Clβ_A是A翼面横向静稳定导数。
步骤3所述的建立适用于外倾双垂尾布局的垂尾构型设计约束方程，具体为对荷兰滚模态阻尼约束方程、荷兰滚模态频率约束方程、荷兰滚模态滚摆比约束方程、侧风着陆约束方程、发动机停车的平衡能力约束方程、螺旋模态约束方程、抗尾旋偏离约束方程、横向操纵偏离约束方程进行修正。
步骤5所述的计算垂尾外倾角对飞机纵向静稳定性的影响，计算公式如下：
Figure BDA0001852652260000043
式中，
Figure BDA0001852652260000044
是B翼面外倾角产生的纵向静稳定导数，
Figure BDA0001852652260000045
是C翼面外倾角产生的纵向静稳定导数。
步骤6所述的完成平尾构型修正，修正公式为：
Figure BDA0001852652260000046
式中，Shtxz是平尾修正后的面积，Sht是平尾修正前的面积，
Figure BDA0001852652260000047
为修正前的平尾产生的纵向静稳定导数。
所述的A翼面为外倾角0°的双垂尾构型，所述的B翼面为A翼面外倾γ角的翼面状态，γ角为B翼面上反角
Figure BDA0001852652260000048
的余角。
所述的C翼面为B翼面下反
Figure BDA0001852652260000049
角度后的翼面状态。

Claims (3)

1.一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：建立外倾双垂尾布局的垂尾及平尾操稳气动导数的计算模型；计算模型包括B翼面的有效侧力导数计算模型CCβ_B、B翼面航向静稳定导数Cnβ_B计算模型和B翼面横向静稳定导数Clβ_B计算模型，三个模型的计算公式如下：
B翼面的有效侧力导数计算公式：
Figure FDA0003949581520000011
式中，CCβ_A是外倾角为0°的B翼面构型，α是迎角，β是侧滑角，
Figure FDA0003949581520000015
是B翼面上反角；
B翼面航向静稳定导数Cnβ_B计算公式为：
Figure FDA0003949581520000012
式中，Cnβ_A是A翼面航向静稳定导数；
B翼面横向静稳定导数Clβ_B计算公式为：
Figure FDA0003949581520000013
式中，Clβ_A是A翼面横向静稳定导数；步骤2：基于步骤1中的计算模型计算飞机垂尾的操稳气动导数；
步骤3：建立适用于外倾双垂尾布局的垂尾构型设计约束方程，约束方程为对荷兰滚模态阻尼约束方程、荷兰滚模态频率约束方程、荷兰滚模态滚摆比约束方程、侧风着陆约束方程、发动机停车的平衡能力约束方程、螺旋模态约束方程、抗尾旋偏离约束方程、横向操纵偏离约束方程进行修正；
步骤4：将步骤2计算得到的飞机垂尾的操稳气动导数，带入步骤3中的约束方程进行计算，完成垂尾构型设计；
步骤5：计算垂尾外倾角对飞机纵向静稳定性的影响；计算公式如下：
Figure FDA0003949581520000014
式中，
Figure FDA0003949581520000021
是B翼面外倾角产生的纵向静稳定导数，
Figure FDA0003949581520000022
是C翼面外倾角产生的纵向静稳定导数；
步骤6：完成平尾构型修正，修正公式为：
Figure FDA0003949581520000023
式中，Shtxz是平尾修正后的面积，Sht是平尾修正前的面积，
Figure FDA0003949581520000024
为修正前的平尾产生的纵向静稳定导数。
2.根据权利要求1所述的一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法，其特征在于：所述的A翼面为外倾角0°的双垂尾构型，所述的B翼面为A翼面外倾γ角的翼面状态，γ角为B翼面上反角
Figure FDA0003949581520000025
的余角。
3.根据权利要求1所述的一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法，其特征在于：所述的C翼面为B翼面下反
Figure FDA0003949581520000026
角度后的翼面状态。
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