差动式阻力方向舵预偏判定方法、装置、设备及存储介质制造方法及图纸

本申请公开了一种差动式阻力方向舵预偏判定方法、装置、设备及存储介质，通过以飞机舵效死区为范围得到可以避开舵效死区且产生的偏航力矩相同的差动式阻力方向舵的多种预偏角度组合，计算目标飞机巡航状态下的巡航升力系数，对比巡航升力系数与不同的预偏角度组合的气动数据曲线，筛选出差动式阻力方向舵的目标预偏角度组合，既避开了舵效死区，也不会产生附加的纵向力矩，不再需要额外的升降舵来配平，也不会导致全机配平阻力增加，确保了巡航状态下的飞机性能更优。状态下的飞机性能更优。状态下的飞机性能更优。

【技术实现步骤摘要】
差动式阻力方向舵预偏判定方法、装置、设备及存储介质


[0001]本申请涉及飞翼布局飞机设计领域，尤其涉及一种差动式阻力方向舵预偏判定方法、装置、设备及存储介质。

技术介绍

[0002]飞翼布局飞机的机翼机身高度融合，因其气动效率高、可探测性低、装载空间大以及结构重量轻等优势已经成为新气动布局形式的理想方案，但由于飞翼布局没有常规飞机的垂尾和垂尾上的方向舵，存在航向稳定性不足的特点，需要利用阻力方向舵差动偏转提供额外阻力产生偏航力矩，达到航向增稳、增阻以及控制效果。差动式阻力方向舵利用机翼后缘的简单舵面，以内侧舵面后缘向下偏转、外侧舵面后缘向上偏转来产生偏航力矩，容易实现控制效果，具有较好的工程应用前景，但这种简单舵面组合的方向舵在某一小偏角范围内，舵面效率很低甚至没有效率，这一角度区间就称为舵效死区，舵效死区对飞机控制率的设计非常不利，需要进行预偏来避开。
[0003]通常情况下技术人员采用机翼内侧舵面向下偏转的角度和外侧舵面向上偏转的角度相同、且左右阻力方向舵同时偏转实现预偏，但这种预偏方式会降低全机性能。

技术实现思路

[0004]本申请的主要目的在于提供一种差动式阻力方向舵预偏判定方法、装置、设备及存储介质，旨在解决现有的差动式阻力方向舵预偏方式会产生附加力矩、降低全机性能的技术问题。
[0005]为实现上述目的，本申请提供一种差动式阻力方向舵预偏判定方法，包括：
[0006]根据目标飞机在当前巡航飞行状态下的第一侧机翼舵面偏转引起的第一气动数据矩阵，获得所述目标飞机第二侧机翼舵面偏转引起的第二气动数据矩阵以及所述目标飞机的差动式阻力方向舵在不同偏转角下的偏航力矩系数；
[0007]基于所述偏航力矩系数随差动式阻力方向舵偏角的变化曲线，获得舵效死区；
[0008]基于所述舵效死区和第一目标条件，获得所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵的多种预偏角度组合；其中，所述第一目标条件为使所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵偏转后产生的偏航力矩系数相同；
[0009]根据所述第一气动数据矩阵、所述第二气动数据矩阵和多种所述预偏角度组合，获得每种所述预偏角度组合下升力系数随阻力系数变化曲线和俯仰力矩系数随升力系数变化曲线；
[0010]根据所述目标飞机当前巡航飞行状态下的飞机重量、飞机速压和机翼面积，获得当前飞行状态下的巡航升力系数；
[0011]基于所述巡航升力系数和第二目标条件，获得所述内侧舵与所述外侧舵的目标预偏角度组合；其中，所述第二目标条件为所述巡航升力系数在所述升力系数随阻力系数变化曲线中对应的阻力系数最小并且在所述俯仰力矩系数随升力系数变化曲线中俯仰力矩
系数最接近零。
[0012]可选地，所述根据目标飞机在当前巡航飞行状态下的第一侧机翼舵面偏转引起的第一气动数据矩阵，获得所述目标飞机第二侧机翼舵面偏转引起的第二气动数据矩阵以及所述目标飞机的差动式阻力方向舵在不同偏转角下的偏航力矩系数的步骤，包括：
[0013]所述第一气动数据矩阵为：
[0014][0015]其中，α
i
为攻角序列，i＝1,2,
…
,n，δ
j
为舵面，j为内侧舵或外侧舵，为舵面j偏转引起的升力系数增量，为舵面j偏转引起的阻力系数增量，为舵面j偏转引起的俯仰力矩系数增量，为舵面j偏转引起的侧力系数增量，为舵面j偏转引起的偏航力矩系数增量，为舵面j偏转引起的滚转力矩系数增量；
[0016]根据气动力及气动力矩对称规则获得所述第二气动数据矩阵：
[0017][0018]根据如下关系式，获得所述偏航力矩系数：
[0019][0020]其中，所述第一侧机翼内侧舵偏转Dδ、外侧舵偏转
‑
Dδ，所述第二侧机翼内侧舵偏转
‑
Dδ、外侧舵偏转Dδ，为偏转角Dδ时的偏航力矩系数，为内侧舵偏转角为Dδ时的偏航力矩系数增量、为外侧舵偏转角为
‑
Dδ时的偏航力矩系数增量。
[0021]可选地，所述基于所述偏航力矩系数随差动式阻力方向舵偏角的变化曲线，获得舵效死区的步骤，包括：
[0022]根据所述全机偏航力矩系数随差动式阻力方向舵偏角Dδ的变化曲线设定斜率阈值，所述斜率阈值对应的偏角区间[0,Dδ
max
]为所述舵效死区。
[0023]可选地，所述基于所述舵效死区和第一目标条件，获得所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵的多种预偏角度组合的步骤，包括：
[0024]使所述第一侧机翼内侧舵偏转Dδ+ΔD、外侧舵偏转
‑
Dδ+ΔD；
[0025]其中，Dδ＝Dδ
max
，ΔD的取值为{
‑
|ΔD|,
‑
(|ΔD|
‑
1),...,
‑
1,0,1,...,|ΔD|
‑
1,|ΔD|}，|ΔD|为小于Dδ
max
的最大整数，所述预偏角度组合共计2*|ΔD|+1种。
[0026]可选地，所述根据所述第一气动数据矩阵、所述第二气动数据矩阵和多种所述预偏角度组合，获得每种所述预偏角度组合下升力系数随阻力系数变化曲线和俯仰力矩系数
随升力系数变化曲线的步骤，包括：
[0027]所述第二侧机翼内侧舵偏转
‑
Dδ+ΔD、外侧舵偏转Dδ+ΔD，其中，Dδ＝
‑
Dδ
max
；
[0028]根据如下关系式，获得每种所述预偏角度组合下升力系数随阻力系数变化曲线和俯仰力矩系数随升力系数变化曲线：
[0029][0030][0031][0032]其中，CL
i
、CD
i
、Cm
i
分别为升力系数、阻力系数及俯仰力矩系数，分别为升力系数、阻力系数及俯仰力矩系数，分别为舵面无偏转时全机的升力系数、阻力系数及俯仰力矩系数，为第一侧机翼内侧舵偏转Dδ+ΔD时引起的升力系数增量、阻力系数增量及俯仰力矩系数增量，为第一侧机翼外侧舵偏转
‑
Dδ+ΔD时引起的升力系数增量、阻力系数增量及俯仰力矩系数增量，为第二侧机翼内侧舵偏转
‑
Dδ+ΔD时引起的升力系数增量、阻力系数增量及俯仰力矩系数增量，阻力系数增量及俯仰力矩系数增量，为第二侧机翼外侧舵偏转Dδ+ΔD时引起的升力系数增量、阻力系数增量以及俯仰力矩系数增量；
[0033]根据所述升力系数、所述阻力系数以及所述俯仰力矩系数得到所述升力系数随阻力系数变化曲线和所述俯仰力矩系数随升力系数变化曲线。
[0034]可选地，所述根据所述目标飞机当前巡航飞行状态下的飞机重量、飞机速压和机翼面积，获得当前飞行状态下的巡航升力系数的步骤，包括：
[0035]根据如下关系式，获得所述巡航升力系数：
[0036][0037][0038][0039]其中，CL
cruise
...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种差动式阻力方向舵预偏判定方法，其特征在于，包括以下步骤：根据目标飞机在当前巡航飞行状态下的第一侧机翼舵面偏转引起的第一气动数据矩阵，获得所述目标飞机第二侧机翼舵面偏转引起的第二气动数据矩阵以及所述目标飞机的差动式阻力方向舵在不同偏转角下的偏航力矩系数；基于所述偏航力矩系数随差动式阻力方向舵偏角的变化曲线，获得舵效死区；基于所述舵效死区和第一目标条件，获得所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵的多种预偏角度组合；其中，所述第一目标条件为使所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵偏转后产生的偏航力矩系数相同；根据所述第一气动数据矩阵、所述第二气动数据矩阵和多种所述预偏角度组合，获得每种所述预偏角度组合下升力系数随阻力系数变化曲线和俯仰力矩系数随升力系数变化曲线；根据所述目标飞机当前巡航飞行状态下的飞机重量、飞机速压和机翼面积，获得当前飞行状态下的巡航升力系数；基于所述巡航升力系数和第二目标条件，获得所述内侧舵与所述外侧舵的目标预偏角度组合；其中，所述第二目标条件为所述巡航升力系数在所述升力系数随阻力系数变化曲线中对应的阻力系数最小并且在所述俯仰力矩系数随升力系数变化曲线中俯仰力矩系数最接近零。2.如权利要求1所述的差动式阻力方向舵预偏判定方法，其特征在于，所述根据目标飞机在当前巡航飞行状态下的第一侧机翼舵面偏转引起的第一气动数据矩阵，获得所述目标飞机第二侧机翼舵面偏转引起的第二气动数据矩阵以及所述目标飞机的差动式阻力方向舵在不同偏转角下的偏航力矩系数的步骤，包括：所述第一气动数据矩阵为：其中，α
i
为攻角序列，i＝1,2,
…
,n，δ
j
为舵面，j为内侧舵或外侧舵，为舵面j偏转引起的升力系数增量，为舵面j偏转引起的阻力系数增量，为舵面j偏转引起的俯仰力矩系数增量，为舵面j偏转引起的侧力系数增量，为舵面j偏转引起的偏航力矩系数增量，为舵面j偏转引起的滚转力矩系数增量；根据气动力及气动力矩对称规则获得所述第二气动数据矩阵：
根据如下关系式，获得所述偏航力矩系数：其中，所述第一侧机翼内侧舵偏转Dδ、外侧舵偏转
‑
Dδ，所述第二侧机翼内侧舵偏转
‑
Dδ、外侧舵偏转Dδ，为偏转角Dδ时的偏航力矩系数，为内侧舵偏转角为Dδ时的偏航力矩系数增量、为外侧舵偏转角为
‑
Dδ时的偏航力矩系数增量。3.如权利要求1所述的差动式阻力方向舵预偏判定方法，其特征在于，所述基于所述偏航力矩系数随差动式阻力方向舵偏角的变化曲线，获得舵效死区的步骤，包括：根据所述全机偏航力矩系数随差动式阻力方向舵偏角Dδ的变化曲线设定斜率阈值，所述斜率阈值对应的偏角区间[0,Dδ
max
]为所述舵效死区。4.如权利要求1所述的差动式阻力方向舵预偏判定方法，其特征在于，所述基于所述舵效死区和第一目标条件，获得所述第一侧机翼的内侧舵与外侧舵的多种预偏角度组合的步骤，包括：使所述第一侧机翼内侧舵偏转Dδ+ΔD、外侧舵偏转
‑
Dδ+ΔD；其中，Dδ＝Dδ
max
，ΔD的取值为{
‑
|ΔD|,
‑
(|ΔD|
‑
1),...,
‑
1,0,1,...,|ΔD|
‑
1,|ΔD|}，|ΔD|为小于Dδ
max
的最大整数，所述预偏角度组合共计2*|ΔD|+1种。5.如权利要求4所述的差动式阻力方向舵预偏判定方法，其特征在于，所述根据所述第一气动数据矩阵、所述第二气动数据矩阵和多种所述预偏角度组合，获得每种所述预偏角度组合下升力系数随阻力系数变化曲线和俯仰力矩系数随升力系数变化曲线的步骤，包括：所述第二侧机翼内侧舵偏转
‑
Dδ+ΔD、外侧舵偏转Dδ+ΔD，其中，Dδ＝
‑
D...

【专利技术属性】
技术研发人员：姚皆可，冯文梁，郭强，陈斌，安玮，胡骁，
申请(专利权)人：成都飞机工业集团有限责任公司，
类型：发明
国别省市：