某型飞机升降舵铰链力矩头部补偿研究.pdf

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1、文章编号：1009—8119(2014)06(2)．0013—02某型飞机升降舵铰链力矩头部补偿研究珠海市珠海56。囊。。。。。。。x岭。。。x。。。。。。。。。。。一——摘要飞机舵面铰链力矩特性是操纵面设计的一个重要方面，本文根据某型水陆两栖飞机升降舵铰链力矩凤洞试验结果，研究了舵面头部厚度以及结构在头部前缘开口对铰链力矩特性的影响，为消除了大偏度时铰链力矩过补偿现象及舵面最终设计方案提供了一种优化结果。关键词水陆两栖飞机，铰链力矩，风洞试验1前言图1。头部开口模型示意图见图2。在飞机气动力设计中，舵面铰链力矩特性是舵面气动3试验结果及分析性能的重要方面，获取较

2、为理想而准确的舵面铰链力矩特头部厚度影响性是设计或选取合适操纵装置的助力器的重要保证。一般根据图3-a)，具有较大的头部厚度时，负迎角、负的来说，进行舵面设计时，铰链力矩特性主要由舵面形状、转大舵偏和正迎角、正的大舵偏时，气流从舵面头部即开始轴位置和缝道间隙所决定。目前，在一些低速飞机、通用分离，头部补偿效果不明显，铰链力矩曲线随舵偏变化线飞机的设计中，由于舵面位于安定面的后缘，并且受到机性度较好；在飞机具有正迎角，舵面上偏15。以后，由于身和机翼的干扰，绕舵面的流动很复杂，受影响的因素很升降舵头部补偿较大，随舵偏增加铰链力矩系数开始减多⋯，因此准确测定铰链力矩特

3、性也面临了较多的困难，目小，将对飞机的人工操纵产生不利影响。因此分析认为：前采用风洞试验的手段来测定铰链力矩特性数据，在工程由于舵面相对弦长较大，同时舵面头部较厚、车甘J补偿较大，上是被大多数的气动设计师所接受，并认为是一种比较可大偏度的时候，舵面头部偏出翼面，头部阻力髫加，升降靠的方法[。舵铰链力矩的补偿量变大，因而大偏度时易出现过补偿现本文基于风洞试验结果，某型水陆两栖飞机的升降象。舵铰链力矩特性进行了研究，同时研究了舵面头部形状对铰链力矩特性的影响，为飞机选出了一种优化方案。表1天平设计参数2试验设备及试验模型估算载荷设计载荷静校准度(N’m)(N。m)(盯

4、％)试验风洞本期试验选用中国航空工业空气动力研究院(627研天平3．89±6O2O究所)FL-8风洞进行。FL-8风洞是一座单回流式闭口参数低速风洞。试验段截面为扁八角形，试验风洞的主要参数如下：试验段截面尺寸：3．5m(宽)x2．5m(高)；试验段长度：5．5m；风洞最大风速：73m／s；图1升降舵头部翼型修形(f=O．4~gf=1)．1)试验天平风洞试验天平采用单分量杆式天平，天平的设计参数见表1。试验模型本期升降舵铰链力矩风洞试验模型使用尾翼+局部机身模型，比例为1：10，舵面头部曲率为0．4和0．1，见下图2升降舵前缘开口模型2014·6(下)军民两用技术

5、与产品l1314＼军民两拜j技术与产品2014‘‘下