[发明专利]直升机尾部垂直安定面设计方法

说明书

本申请提供了一种直升机尾部垂直安定面设计方法，包括：步骤1：根据统计分析法确定初始垂直安定面的面积和位置；步骤2：采用CFD方法计算全机的偏航力矩系数曲线和初始垂直安定面的偏航力矩系数曲线；步骤3：判断全机的偏航力矩系数是否满足要求；步骤4：若全机的偏航力矩系数曲线不满足所述要求，则调整全机的偏航力矩系数：步骤5：再次判断调整后的全机偏航力矩系数是否满足要求，若不满足，则调整步骤4中的系数N，直至满足要求。

技术领域

本申请涉及直升机技术领域，具体提供一种直升机尾部垂直安定面设计方法。

背景技术

在直升机前飞时，尾部垂直安定面对增强直升机的航向稳定性非常重要，由于垂直安定面位于直升机尾部，对直升机的重量和重心布置有一定的影响，因此在直升机设计初期需要合理地确定尾部垂直安定面的面积及安装位置(面积与位置呈反比)。

现有技术中，采用统计分析方法或风洞试验的方法来确定尾部垂直安定面的面积及安装位置，其中，根据统计方法设计出的垂直安定面不一定能满足直升机航向稳定性的要求，而风洞试验方法耗费比较长的时间，同时花费的成本也比较大。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种直升机尾部垂直安定面设计方法，包括：

步骤1：根据统计分析法确定初始垂直安定面的面积和位置；

步骤2：采用CFD方法计算全机的偏航力矩系数曲线和所述初始垂直安定面的偏航力矩系数曲线；

步骤3：判断所述全机的偏航力矩系数是否满足要求，其中，所述要求为：偏航力矩系数随侧滑角增大而单调下降；

步骤4：若所述全机的偏航力矩系数曲线不满足所述要求，则通过如下公式调整全机的偏航力矩系数：

M_yaw,Q改＝M_yaw,Q+M_yaw,C*N；

式中，M_yaw,Q改表示垂直安定面设计面积调整之后的全机偏航力矩系数值，M_yaw,Q表示垂直安定面设计面积调整之前的全机偏航力矩系数值，M_yaw,C表示步骤2中计算得到的垂直安定面的偏航力矩系数值，N表示垂直安定面的设计面积调整比例；

步骤5：再次判断调整后的全机偏航力矩系数是否满足要求，若不满足，则调整步骤4中的系数N，直至满足要求。

根据本申请的至少一个实施例，所述设计面积调整比例N每次调整不超过10％。

根据本申请的至少一个实施例，全机偏航力矩系数为单调曲线。

相对于传统的统计设计方法，本申请中的垂直安定面设计方法有更高的准确性，可以避免重复设计，而与风洞试验方法相比，本申请的方法可以缩短80％的设计时间，同时能降低成本。为直升机快速设计和降低成本提供了有效可行的方法。

附图说明

图1是本申请实施例提供的直升机尾部垂直安定面设计方法的流程示意图；

图2是本申请实施例提供的偏航力矩系数曲线示意图；

图3是本申请实施例提供的偏航力矩系数曲线示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。