[发明专利]一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法

说明书

本发明公开了一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法，包括以下步骤：1)建立外倾双垂尾布局的垂尾及平尾操稳气动导数的计算模型；2)基于步骤1中的计算模型计算飞机垂尾的操稳气动导数；3)建立适用于外倾双垂尾布局的垂尾构型设计约束方程；4)将步骤2计算得到的飞机垂尾的操稳气动导数，带入步骤3中的约束方程进行计算，完成垂尾构型设计；5)计算计算垂尾外倾角对飞机纵向静稳定性的影响；6)完成平尾构型修正，解决了常规尾翼设计方法无法应用于外倾双垂尾布局尾翼构型设计的问题，本发明保证了飞机外倾双垂尾布局飞机的纵向和航向的操稳品质。

技术领域

本发明涉及飞机尾翼气动布局设计技术领域，尤其涉及一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法。

背景技术

现代战斗机常采用外倾双垂尾气动布局，外倾角的存在直接导致无法采用传统的基于性能约束的常规尾翼设计方法应用于垂尾构型设计，此外较大的倾角不但会削弱飞机的横航向操稳特性，还会增大飞机的纵向稳定性，降低飞机操纵的敏捷性。因此采用外倾双垂尾构型的飞机需要一种有效的设计方法以解决垂尾面积优化设计，正确修正飞机纵向与横向的操稳性能。

发明内容

本发明的目的：提出一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法，用以解决常规尾翼设计方法无法应用于外倾双垂尾布局尾翼构型设计的问题。

本发明的技术方案：

一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法，包括以下步骤：

步骤1：建立外倾双垂尾布局的垂尾及平尾操稳气动导数的计算模型；

步骤2：基于步骤1中的计算模型计算飞机垂尾的操稳气动导数；

步骤3：建立适用于外倾双垂尾布局的垂尾构型设计约束方程；

步骤4：将步骤2计算得到的飞机垂尾的操稳气动导数，带入步骤3中的约束方程进行计算，完成垂尾构型设计；

步骤5：计算计算垂尾外倾角对飞机纵向静稳定性的影响；

步骤6：完成平尾构型修正。

步骤1所述的建立外倾双垂尾布局的垂尾及平尾操稳气动导数的计算模型，所述的计算模型包括B翼面的有效侧力导数计算模型B翼面航向静稳定导数C_{nβ_B}计算模型和B翼面横向静稳定导数C_{lβ_B}计算模型，三个模型的计算公式如下：

B翼面的有效侧力导数计算公式：

式中，C_{Cβ_A}是外倾角为0°的B翼面构型，α是迎角，β是侧滑角，是B翼面上反角。

B翼面航向静稳定导数C_{nβ_B}计算公式为：

式中，C_{nβ_A}是A翼面航向静稳定导数；

B翼面横向静稳定导数C_{lβ_B}计算公式为：

式中，C_{lβ_A}是A翼面横向静稳定导数。

步骤3所述的建立适用于外倾双垂尾布局的垂尾构型设计约束方程，具体为对荷兰滚模态阻尼约束方程、荷兰滚模态频率约束方程、荷兰滚模态滚摆比约束方程、侧风着陆约束方程、发动机停车的平衡能力约束方程、螺旋模态约束方程、抗尾旋偏离约束方程、横向操纵偏离约束方程进行修正。

步骤5所述的计算垂尾外倾角对飞机纵向静稳定性的影响，计算公式如下：

式中，是B翼面外倾角产生的纵向静稳定导数，是C翼面外倾角产生的纵向静稳定导数。