[發明專利]一種降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法

無效

• 申請號: 201210339247.7
• 申請日: 2012-09-13
• 公開（公告）號: CN102951288A
• 公開（公告）日: 2013-03-06
• 發明（設計）人: 黎軍;戴旭平;王木國
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司沈陽飛機設計研究所
• 主分類號: B64C5/06
• 分類號: B64C5/06
• 代理公司: 沈陽晨創科技專利代理有限責任公司 21001
• 代理人: 張晨

技術領域

本發明涉及飛機氣動布局設計、氣動載荷和結構強度領域，特別提供了一種降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法。?

背景技術

垂尾（垂直尾翼）是飛機的航向靜穩定面，雙垂尾布局飛機（如圖1所示）在典型亞音速巡航對稱飛行階段，其垂尾承受較大的指向飛機對稱面的側向力及由此引起的翼根彎矩（即：正側向力合正翼根彎矩）。?

目前雙垂尾布局飛機普遍采用外傾雙垂尾氣動布局。隨著垂尾外傾角的增加，典型亞音速巡航階段垂尾翼根彎矩顯著的增加，從而使垂尾根部承受較高平均應力，降低垂尾疲勞壽命。為了提高垂尾疲勞壽命，需要增加結構強度，從而付出結構重量代價。垂尾在典型亞音速巡航階段承受翼根彎矩導致其疲勞壽命降低，成為雙垂尾布局飛機垂尾設計的一個重要問題。?

發明內容

本發明的目的在于提供一種降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法，該方法能夠在不影響垂尾航向靜穩定性及方向舵操縱性，同時不付出跨超音速零升阻力代價前提下，降低飛機典型亞音速巡航狀態垂尾承受的翼根彎矩，降低垂尾翼根平均應力，提高垂尾疲勞壽命，降低結構強度和重量。?

本發明具體提供了一種降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法，其特征在于：?

將垂尾上的左右方向舵對稱內偏，且左右方向舵對稱內偏的角度小于等于5°。在方向舵對稱內偏5°范圍內，垂尾翼根彎矩和側向力隨偏度增加而線性降低。?

左右方向舵小角度對稱內偏，使垂尾從對稱翼型變為向外彎的非對稱翼型。方向舵對稱內偏，在典型亞音速巡航階段使垂尾后緣局部氣流內偏，垂尾內側壓力增加，外側壓力降低。垂尾內外壓差產生附加負側向力及負翼根彎矩，抵消垂尾原本承受的部分正側向力和正翼根彎矩。圖2給出了方向舵對稱內偏示意圖。圖中δ為方向舵對稱內偏角，點劃線代表飛機左右對稱面，水平方向箭頭代表飛機航向。?

本發明所述降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法，其特征在于：考慮到方向舵對稱內偏引起的亞音速阻力增量，左右方向舵對稱內偏的角度最佳為2°，此時垂尾翼根彎矩和側向力均降低40%左右。?

在跨、超音速對稱飛行狀態，方向舵可返回中立狀態，從而避免由于方向舵對稱內偏付出阻力代價。?

本發明提供的降低雙垂尾翼根彎矩的局部迎角控制方法，其優點在于：在不付出跨超音速零升阻力代價前提下，大幅降低了雙垂尾布局飛機典型亞音速巡航階段的雙垂尾翼根彎矩，降低垂尾翼根平均應力，延長垂尾疲勞壽命，降低垂尾結構強度，減輕結構重量。?

附圖說明

圖1采用雙垂尾布局飛機示意圖；?

圖2方向舵對稱內偏示意圖；?

圖3典型亞音速巡航階段，左右方向舵對稱內偏角度δ與垂尾翼根氣動彎矩系數m_x關系圖（飛行高度H=11km，馬赫數M=0.8，迎角α=4°，側滑角β=0°）；?

圖4典型亞音速巡航階段，左右方向舵對稱內偏角度δ與垂尾側向力系數Cz關系圖（H=11km，M=0.8，α=4°，β=0°）；?

圖5典型亞音速巡航階段，左右方向舵對稱內偏角度δ與垂尾翼根氣動彎矩系數m_x關系圖（H=11km，M=0.6，α=5°，β=0°）；?

圖6典型亞音速巡航階段，左右方向舵對稱內偏角度δ與垂尾側向力系數Cz關系圖（H=11km，M=0.6，α=5°，β=0°）；?

具體實施方式

實施例1?

如圖1所示為采用雙垂尾布局飛機的示意圖，其左垂尾1.1和左方向舵2.1、右垂尾1.2和右方向舵2.2間具有對稱的內偏角δ（如圖2所示），分別采用δ=0°、1°、2°、3°、4°、5°的內偏角，并對其在典型亞音速巡航階段（H=11km，M=0.8、0.6，α=4°，β=0°），左右方向舵對稱內偏角度δ對垂尾氣動載荷的影響進行測試，測試結果見圖3-6。?