[发明专利]飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数计算方法

说明书

技术领域

本发明属于飞机气动力计算技术，涉及一种飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数计算方法。

背景技术

现有的飞机舵面铰链力矩估算方法体系有《ESDU》、DATACOM、《Airplane Design》、《飞机设计手册》、《航空气动力工程计算手册》等。但是现有的估算方法对铰链力矩计算的结果并不完全，都不包括零度迎角、零度侧滑角及零度舵偏角时的铰链力矩系数，只有铰链力矩随迎角的导数和随舵偏角的导数，这无疑使计算方法的实用价值有所折扣，因为对方向舵和升降舵而言，其零迎角、侧滑角及舵偏角铰链力矩系数基本为零，不影响使用，但对副翼而言该值较大，用零代替零度迎角、零度侧滑角及零度舵偏角时的铰链力矩系数会导致较大的计算误差，将对飞机操纵性能产生影响，造成安全隐患。

发明内容

本发明的目的是：提出一种飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数计算方法，以便提高零度迎角、零度侧滑角及零度舵偏角时铰链力矩系数的计算精度，保证飞机操纵性能和飞行安全。

本发明的技术方案是：飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数计算方法，其特征在于，计算操纵面铰链力矩系数的步骤如下：

1、确定计算条件：将安定面1的上表面和下表面的翼型视为对称型面；以机翼或者尾翼上的一个弦向剖面为计算剖面，该计算剖面是过操纵面铰链轴中点B、并垂直于机翼或者尾翼1/4弦线的剖面，计算剖面的前缘点为A，计算剖面的后缘点为C，线段AC为计算剖面弦线5，操纵面弦线4的后端点是计算剖面的后缘点C，操纵面弦线4通过操纵面铰链轴中点B，操纵面2的中弧线为3,中弧线3的后端点是计算剖面的后缘点C，中弧线3的前端点是操纵面弦线4与操纵面2前缘的交点D；建立计算剖面的二维坐标系，以D点为原点，以直线DC为X轴，右方为正方向，以过D点并垂直于X轴的直线为Y轴，上方为正方向；线段DC的长度为L；

2、计算中弧线3的相对弯度:

2.1、计算操纵面2上边缘曲线的特征点坐标:将操纵面2上边缘曲线分为14个上边缘特征点S_i，i=1,2,……,14，第1上边缘特征点S₁至第14上边缘特征点S₁₄的横坐标分别是：S_1X=0，S_2X=0.025L，S_3X=0.05L，S_4X=0.1L，S_5X=0.25L，S_6X=0.3L，S_7X=0.4L，S_8X=0.5L，S_9X=0.6L，S_10X=0.7L，S_11X=0.8L，S_12X=0.9L，S_13X=0.95L，S_14X=1L；根据图纸给出的操纵面2上边缘曲线计算得到第1上边缘特征点S₁至第14上边缘特征点S₁₄的纵坐标S_iy；

2.2、计算操纵面2下边缘曲线的特征点坐标:将操纵面2下边缘曲线分为14个特征点M_i，i=1,2,……,14，第1下边缘特征点M₁至第14下边缘特征点M₁₄的横坐标分别是：M_1X=0，M_2X=0.025L，M_3X=0.05L，M_4X=0.1L，M_5X=0.25L，M_6X=0.3L，M_7X=0.4L，M_8X=0.5L，M_9X=0.6L，M_10X=0.7L，M_11X=0.8L，M_12X=0.9L，M_13X=0.95L，M_14X=1L；根据图纸给出的操纵面2下边缘曲线计算得到第1下边缘特征点M₁至第14下边缘特征点M₁₄的纵坐标M_iy；