[發明專利]直升機尾部垂直安定面設計方法

有效

• 申請號: 201811334297.X
• 申請日: 2018-11-09
• 公開（公告）號: CN109533282B
• 公開（公告）日: 2020-09-25
• 發明（設計）人: 龍海斌;吳裕平;張鵬;韓沖;嚴軍;楊俊
• 申請（專利權）人: 中國直升機設計研究所
• 主分類號: B64C5/06
• 分類號: B64C5/06;B64F5/00;G06F30/15;G06F30/20
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 何嬌

本申請提供了一種直升機尾部垂直安定面設計方法，包括：步驟1：根據統計分析法確定初始垂直安定面的面積和位置；步驟2：采用CFD方法計算全機的偏航力矩系數曲線和初始垂直安定面的偏航力矩系數曲線；步驟3：判斷全機的偏航力矩系數是否滿足要求；步驟4：若全機的偏航力矩系數曲線不滿足所述要求，則調整全機的偏航力矩系數：步驟5：再次判斷調整后的全機偏航力矩系數是否滿足要求，若不滿足，則調整步驟4中的系數N，直至滿足要求。

技術領域

本申請涉及直升機技術領域，具體提供一種直升機尾部垂直安定面設計方法。

背景技術

在直升機前飛時，尾部垂直安定面對增強直升機的航向穩定性非常重要，由于垂直安定面位于直升機尾部，對直升機的重量和重心布置有一定的影響，因此在直升機設計初期需要合理地確定尾部垂直安定面的面積及安裝位置(面積與位置呈反比)。

現有技術中，采用統計分析方法或風洞試驗的方法來確定尾部垂直安定面的面積及安裝位置，其中，根據統計方法設計出的垂直安定面不一定能滿足直升機航向穩定性的要求，而風洞試驗方法耗費比較長的時間，同時花費的成本也比較大。

發明內容

為了解決上述技術問題至少之一，本申請提供了一種直升機尾部垂直安定面設計方法，包括：

步驟1：根據統計分析法確定初始垂直安定面的面積和位置；

步驟2：采用CFD方法計算全機的偏航力矩系數曲線和所述初始垂直安定面的偏航力矩系數曲線；

步驟3：判斷所述全機的偏航力矩系數是否滿足要求，其中，所述要求為：偏航力矩系數隨側滑角增大而單調下降；

步驟4：若所述全機的偏航力矩系數曲線不滿足所述要求，則通過如下公式調整全機的偏航力矩系數：

M_yaw,Q改＝M_yaw,Q+M_yaw,C*N；

式中，M_yaw,Q改表示垂直安定面設計面積調整之后的全機偏航力矩系數值，M_yaw,Q表示垂直安定面設計面積調整之前的全機偏航力矩系數值，M_yaw,C表示步驟2中計算得到的垂直安定面的偏航力矩系數值，N表示垂直安定面的設計面積調整比例；

步驟5：再次判斷調整后的全機偏航力矩系數是否滿足要求，若不滿足，則調整步驟4中的系數N，直至滿足要求。

根據本申請的至少一個實施例，所述設計面積調整比例N每次調整不超過10％。

根據本申請的至少一個實施例，全機偏航力矩系數為單調曲線。

相對于傳統的統計設計方法，本申請中的垂直安定面設計方法有更高的準確性，可以避免重復設計，而與風洞試驗方法相比，本申請的方法可以縮短80％的設計時間，同時能降低成本。為直升機快速設計和降低成本提供了有效可行的方法。

附圖說明

圖1是本申請實施例提供的直升機尾部垂直安定面設計方法的流程示意圖；

圖2是本申請實施例提供的偏航力矩系數曲線示意圖；

圖3是本申請實施例提供的偏航力矩系數曲線示意圖。

具體實施方式

下面結合附圖和實施例對本申請作進一步的詳細說明。可以理解的是，此處所描述的具體實施例僅僅用于解釋相關申請，而非對該申請的限定。另外還需要說明的是，為了便于描述，附圖中僅示出了與本申請相關的部分。

需要說明的是，在不沖突的情況下，本申請中的實施例及實施例中的特征可以相互組合。下面將參考附圖并結合實施例來詳細說明本申請。