[发明专利]一种飞机起飞升降舵预置偏度计算方法

摘要

本发明公开了一种飞机起飞升降舵预置偏度计算方法。所述飞机起飞升降舵预置偏度计算方法包括如下步骤：步骤1：确定飞机在起飞阶段的起飞纵向操纵力设计速度点；步骤2：选取一个重量，计算该重量下重心前限在设计速度点的升降舵偏度以及重心后限在设计速度点的升降舵偏度；步骤3：将δ_e前、δ_e后分别除以升降舵传动比k₁求得对应的纵向操纵位移，进而求重心前限对应的纵向操纵力以及中心后限对应的纵向操纵力；步骤4：取F_目标＝(F_e1+F_e2)/2，检查该值的绝对值是否处于规范要求；步骤5：获取不同重心的起飞升降舵预置偏度。本发明中的飞机起飞升降舵预置偏度计算方法根据不同飞行任务的重心变化情况，设定相应的升降舵预置偏度，从而达到飞机起飞时纵向操纵力满足规范要求。

主权项

1.一种飞机起飞升降舵预置偏度计算方法，其特征在于，所述飞机起飞升降舵预置偏度计算方法包括如下步骤：步骤1：确定飞机在起飞阶段的起飞纵向操纵力设计速度点；所述起飞阶段包括三个典型速度点，分别为起飞抬前轮速度点、离地速度点和0.9倍离地速度点；所述步骤1具体为：步骤10：获取飞机各项参数；步骤11：通过起飞抬前轮速度点公式计算得到起飞抬前轮速度点状态下的起飞抬前轮速度点所需升降舵偏度δ_e1和支反力R_抬；步骤12：通过离地速度点公式计算得到离地速度点状态下的离地速度点所需升降舵偏度δ_e2和迎角α_离地；步骤13：通过0.9倍离地速度点公式计算得到0.9倍离地速度点状态下的0.9倍离地速度点所需升降舵偏度δ_e3和支反力R_0.9离；步骤14：取δ_e1、δ_e2以及δ_e3中绝对值最大的作为起飞纵向操纵力设计速度点；步骤2：选取一个重量，该重量能够使飞机的重心能够达到重心前限以及重心后限，分别计算该重量下重心前限在设计速度点的升降舵偏度δ_e前以及重心后限在设计速度点的升降舵偏度δ_e后；步骤3：将所述δ_e前、δ_e后分别除以升降舵传动比k₁求得对应的纵向操纵位移，由纵向操纵位移进而求得重心前限对应的纵向操纵力F_e1以及中心后限对应的纵向操纵力F_e2；具体为：通过公式F_e1＝F_启动+k₂W_z求得纵向操纵力F_e1，其中，F_启动为飞机启动力：k₂为纵向操纵杆力‑纵向操纵杆位移梯度；W_z为：纵向操纵位移；步骤4：取F_目标＝(F_e1+F_e2)/2，检查该值是否处于规范要求，若否，则通过调整升降舵传动比k₁或纵向操纵力‑纵向操纵位移曲线使该值满足规范要求；若是，则进行下一步；步骤5：获取不同重心的起飞升降舵预置偏度,具体为:通过如下公式获得不同重心的起飞升降舵预置偏度：δ_e预置＝δ_e‑((F_目标‑F_启动)k₁/k₂)；其中，δ_e为给定重心下在起飞设计速度点所需的升降舵偏度。