[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

摘要

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。其特征在于，计算操纵面铰链力矩系数的步骤如下：确定计算条件；计算中弧线(3)的相对弯度；计算零升迎角；计算零升俯仰力矩；计算飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数。本发明提高了零度迎角、零度侧滑角及零度舵偏角时铰链力矩系数的计算精度，保证了飞机操纵性能和飞行安全。

主权项

1.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：1.1、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；1.2、计算中弧线(3)的相对弯度:1.2.1、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；1.2.2、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；1.2.3、计算操纵面(2)中弧线(3)的相对弯度，将中弧线分为14个中弧线特征点N_i，第1中弧线特征点N₁至第14中弧线特征点N₁₄的横坐标分别是：N_1X=0，N_2X=0.025L，N_3X=0.05L，N_4X=0.1L，N_5X=0.25L，N_6X=0.3L，N_7X=0.4L，N_8X=0.5L，N_9X=0.6L，N_10X=0.7L，N_11X=0.8L，N_12X=0.9L，N_13X=0.95L，N_14X=1L；第1中弧线特征点N₁至第14中弧线特征点N₁₄的纵坐标分别是：N_iY＝0.5×(S_iY+M_iY)/L………………………………………………[1]1.3、计算零升迎角：α0=-Σ114Ai×NiY···[2]]]>其中，计算参数A_i值分别为：A₁=2.9，A₂=4.22，A₃=3.12，A₄=4.82，A₅=5.88，A₆=5.76，A₇=6.26，A₈=7.34，A₉=9.83，A₁₀=13.44，A₁₁=23.5，A₁₂=43.44，A₁₃=119.7，A₁₄=-329.8；1.4、计算零升俯仰力矩:mz0=Σ114Ki×NiY···[3]]]>其中，计算参数K_i值分别为：K₁=0.238，K₂=0.312，K₃=0.208，K₄=0.248，K₅=0.148，K₆=0.018，K₇=-0.09，K₈=-0.202，K₉=-0.34，K₁₀=-0.564，K₁₁=-0.954，K₁₂=-1.572，K₁₃=-6.052，K₁₄=-9.578；1.5、计算飞机迎角、侧滑角和舵偏角均为零度时操纵面铰链力矩系数m_j0：mj0=(α1-α0)×mjδ+mz0/(1-λ)...[4]]]>其中，λ为铰链轴弦向相对位置，λ=DB/DC，α₁为操纵面弦线(4)与计算剖面弦线(5)的夹角，以操纵面弦线前缘上偏为正，为操纵面铰链力矩系数随舵偏角的导数，由图纸给出。