尾翼外形初步设计

尾翼外形初步设计 南京航空航天大学 余雄庆 概念设计流程 设计要求、适航条例设计要求、适航条例设计要求、适航条例 全机布局设计全机布局设计 发动机选择发动机选择 机身外形初步设计机身外形初步设计 机翼外形初步设计机翼外形初步设计 分析与评估 重量特性 气动特性 动力特性 性能评估 操稳特性 经济性分析 噪声特性 排放量 可靠性 维修性 机场适应性 …… 方案分析与评估 重量特性 气动特性 动力特性 性能评估 操稳特性 经济性分析 噪声特性 排放量 可靠性 维修性 机场适应性 …… 确定主要参数确定主要参数 尾翼外形初步设计尾翼外形初步设计 总体布置总体布置 形成初步方案形成初步方案 满足要求？ 方案最优？ 设计 满足要求？ 方案最优？ Yes No 分系统分系统 初步方案初步方案初步方案 分析 提 纲 • 尾翼设计的基本要求 • 纵向（俯仰）稳定与操纵（复习） • 平尾容量 • 侧向（方向）稳定与操纵（复习） • 垂尾容量 • 尾翼外形的初步设计 尾翼功用、组成和的设计要求 • 功用： – 保证飞机纵向和侧向的稳定和操纵 – 配平 • 组成： – 平尾：水平安定面，升降舵 – 垂尾：垂直安定面，方向舵 • 设计要求： – 适航条例（民机） – 设计规范（军机） 坐标系定义 纵向静稳定性 • 纵向静稳定性的定义 – The tendency of the airplane to return to its original flight condition without pilot input, when disturbed from steady, unaccelerated flight. • 保证纵向稳定的部件 – 平尾（常规布局） 纵向静稳定性 • 满足纵向静稳定的条件： / 0m LdC dC < • Cm－俯仰力矩系数 • 通常以重心为参考点。 • CL－升力系数 • 重心位置一般用平均 气动弦的百分比示。 升力系数CL 低头 抬头 俯仰力矩 系数 Cm 纵向静稳定性 重心对静稳定性的影响 低头 抬头 俯仰力矩 系数 Cm 升力系数CL . . . ./m L c g a cdC dC X X= − 纵向静稳定性 • 气动中心（焦点、中立点）： – 当力矩参考点（重心）移到某一特定点时，俯仰力矩系数不随 升力系数变化，该参考点就是气动中心。 • 满足纵向静稳定的条件 – 重心应在气动中心之前。 – 任何静稳定的飞机（包括非常规布局）均需满足这一条件，但 常规布局更容易满足这一条件。 • 静稳定裕度（Static Margin） . . . .. . a c c gS M X X= − 纵向静稳定性 飞机部件对静稳定性的影响（风洞数据） 低 头 抬 头 俯仰 力矩 系数 Cm 升力系数CL •单独的机翼稍有一些不稳定 （接近中立稳定）； •机身和短舱起不稳定作用； •尾翼起稳定作用。 飞机模型 （重心在25%MAC） 机翼 机翼＋机身 机翼＋机身＋短舱 机翼＋机身＋短舱＋尾翼 纵向静稳定性 各部件对气动中心的影响（风洞试验结果） 飞机构型 俯仰力矩斜率dCm/dCL 气动中心位置 （％平均气动弦） 对气动中心 位置的影响 机翼 +0.024 22.6% － 机翼＋机身 +0.087 16.3% 前移6.3% 机翼＋机身＋短舱 +0.140 11.0% 前移5.23% 机翼＋机身＋短舱＋尾翼 -0.177 42.7% 后移31.7% 纵向操纵 • 平尾的另一个功能是纵向操纵和配平。 – 例如，飞机从高速飞行状态（CL＝0.5）转到低速状态（ CL＝1.0）， 需通过升降舵来实现。 低头 抬头 俯仰力 矩系数 Cm 升力系数CL 在CL＝1.0飞行条 件下保持 Cm＝0， 需要操纵力矩。 在CL＝1.0飞行条 件下保持 Cm＝0， 需要操纵力矩。 纵向操纵 典型的飞机俯仰力矩图－升降舵的作用 低头 抬头 俯仰力 矩系数 Cm 升力系数CL 通过偏转升降舵，可 在不同速度（不同的 升力系数）下，力矩 平衡。 通过偏转升降舵，可 在不同速度（不同的 升力系数）下，力矩 平衡。 平尾容量 • 在概念设计中通常采用尾容量来确定尾翼面积。 • 平尾容量的定义： 平均气动弦 ¼ c lH ¼的平尾平均气动弦 c H H H S lV S c = × VH : 平尾容量 SH : 平尾面积 S ：机翼面积 lH：尾力臂 c ：平均气动弦长 平尾容量 • 在概念设计阶段，操稳要求体现在：平尾容量要满足 重心在前限和后限处的操稳要求。 • 通常用平尾容量的“剪刀”图来表示。 “剪刀”图 平尾容量 各类飞机的重心变化范围 飞机类型 重心变化范围（％MAC） 轻型飞机 10％ 涡桨支线客机 16％ 公务机 18％ 喷气运输机 32％ 超声速战斗机 20％ 平尾容量 • 平尾容量确定方法 – 通过纵向机身容量参数来确定所需平尾容量。 – 纵向机身容量参数与平尾容量存在统计关系。 2( )( ) /fus fus W WW L S c纵向机身容量参数的定义： Wfus最大机身宽度 Lfus机身长度 SW机翼参考面积 CW 机翼平均气动弦长 平尾容量 例如，若计算得纵向机身容量参数1.25，根据上图查得每单位重心 范围的平尾容量为4.0。若该机型的重心范围为32％，则平尾容量为: 2( )( ) /fus fus W WW L S c 4.0 32% 1.28× = 纵向机身容量参数与平尾容量的关系 每单位重 心范围的 平尾容量 VH / %CW 平尾容量 飞机类型 平尾容量的典型值 轻型飞机 0.48～0.92 涡桨支线客机 0.83～1.47 公务机 0.51～0.99 喷气运输机 0.54～1.48 超声速战斗机 0.20～0.75 注：若重心变化范围小，则平尾容量小；反之，则平尾容量大。 平尾容量的统计值 平尾容量 机型 参数 MD-82 （尾吊） DC-9-30 （尾吊） DC-9-10 （尾吊） 波音 737-200 空客 A300B 平尾容量 1.174 1.175 1.147 1.140 1.058 S平尾/S 26% 27.5% 29.5% 31.9% 26.7% 几种飞机的尾容量比较 航向稳定性 • 航向静稳定性的定义 – The tendency to develop restoring moments without pilot input, when disturbed from its equilibrium sideslip angle. • 保证航向稳定的部件 – 垂尾（常规布局） 航向稳定性 • 满足航向静稳定的条件： / 0ndC dβ > Cn－偏航力矩系数； β－侧滑角，机头向左为＋ 向右 偏航 力矩 系数 Cn 向左 向右 向左 航向稳定性 • 部件的贡献 – 机身是航向不稳定的主要部件； – 垂尾起稳定作用。 向右 偏航 力矩 系数 Cn 向左 向右 向左 航向操纵 • 垂直尾翼通过方向舵实现航向操纵和配平。 • 通过方向舵能在侧滑飞行时，保持全机偏航力矩Cn＝0。 • 对于双发和多发飞机，单发停车时，要靠方向舵保持全 机偏航力矩Cn＝0。 由非对称 推力引起 的偏航力 矩 方向舵全偏 时引起的偏 航力矩 最小可控 速度 • 通常采用垂尾容量来确定垂尾翼面积。 • 垂尾容量的定义： 垂尾容量 V V V W S lV S b = × VV : 垂尾容量 SV : 垂尾面积 S ：机翼面积 lV：垂尾力臂 bW：机翼翼展 lV bW/2 平均气动弦 ¼ c ¼的垂尾平均气动弦 c 垂尾容量 • 垂尾容量确定方法 – 通过航向机身容量参数来确定所需垂尾容量。 – 航向机身容量参数与垂尾容量存在统计关系。 2( )( ) /fus fus W WH L S b航向机身容量参数的定义： Hfus最大机身高度 Lfus机身长度 SW机翼参考面积 bW 机翼展长 垂尾容量 航向机身容量参数与垂尾容量的关系 垂尾容量 航向机身容量参数 垂尾容量 飞机类型 垂尾容量的典型值 轻型飞机 0.024～0.086 涡桨支线客机 0.065～0.0121 公务机 0.061～0.093 喷气运输机 0.038～0.120 超声速战斗机 0.041～0.130 注：若机身相对机翼较小，则垂尾容量小；反之，则垂尾容量大。 垂尾容量的统计值 垂尾容量 机型 MD-82 (尾吊) DC-9- 30 三叉戟 F28 BAC- 111 C5A B737- 100 B727- 100 A300B 垂尾容量 0.0652 0.0723 0.0548 0.0910 0.0482 0.0951 0.1117 0.0905 0.1020 S垂/S 0.1331 0.1609 0.1610 0.203 0.1320 0.1910 0.2680 0.2380 0.2040 注：尾吊短舱式的垂尾容量和相对面积较小，因为飞机单发停 车不是垂尾设计的严重情况。 客机垂尾容量和垂尾相对面积的统计数据 翼吊布局与尾吊布局对垂尾容量的影响 尾翼外形设计 • 展弦比 – 为保证平尾不能比机翼先失速，平尾展弦比与机翼相比较小。 • 后掠角 – 对于高亚声速飞机，平尾和垂尾的后掠角一般比机翼大5度左右。 • 翼型相对厚度 – 比机翼相对厚度要小一些。 • 梯形比 – 垂尾梯形比较大。 • 在初始设计阶段可参考同类飞机的统计数据。 平尾外形数据统计值 飞机类型 展弦比AR 梯形比 λ 升降舵弦长 ce/c 相对厚度 t/c 轻型飞机 3.5～5.0 0.50～1.0 0.35～0.45 0.06 ～0.09 涡桨支线客机 3.5～5.0 0.50～0.80 0.30～0.45 0.06 ～0.09 公务机 3.5～5.0 0.35～0.50 0.30～0.40 0.06 ～0.09 喷气运输机 3.5～5.0 0.25～0.45 0.30～0.35 0.06 ～0.09 战斗机、攻击机 3.0～4.0 0.25～0.40 0.30～1.0 0.03 ～0.04 平尾外形数据统计值 机型 737 727 A300 B 707 MD- 82 DC- 9-30 C5A F28 三叉 戟 雅克- 40 展弦比 4.16 2.40 4.13 3.37 5.14 4.93 4.89 3.83 4.00 4.33 梯形比 0.38 0.40 0.50 0.42 0.33 0.35 0.36 2.10 0.48 0.43 几种喷气运输机的展弦比和梯形比 垂尾外形数据统计值 飞机类型 展弦比AR 梯形比 λ 方向舵弦长 ce/c 相对厚度 t/c 轻型飞机 1.2～1.8 0.30～0.50 0.25～0.45 0.06 ～0.09 涡桨支线客机 1.4～1.8 0.30～0.70 0.25～0.45 0.06 ～0.09 公务机 0.8～1.6 0.30～0.80 0.25～0.35 0.06 ～0.09 喷气运输机 0.8～1.8 0.30～0.80 0.25～0.40 0.08 ～0.10 战斗机、攻击机 1.2～1.6 0.25～0.40 0.20～0.35 0.03 ～0.09 一些喷气客机的统计数据 飞机型号 S升降舵/S平尾 S方向舵/S垂尾 Boeing 727-200 0.25 0.16 Boeing 737-200 0.27 0.24 DC-9-50 0.38 0.41 A310 0.26 0.35 Fokker F-28 0.20 0.16 升降舵和方向舵的面积数据 尾翼外形参数设计的步骤 • 确定平尾容量和垂尾容量 – 计算纵向/航向机身容量参数，查图得平尾容量和垂尾容量。 • 预估尾力臂的长度 – 发动机安装在机翼上时，尾力臂 ≈（50∼55%）L机身。 – 发动机安装在机身后部，尾力臂 ≈（45∼50%）L机身 • 根据尾容量和尾力臂长度，计算平尾和垂尾的面积。 • 确定平尾和垂尾的外形数据 – 参考同类飞机，初步确定展弦比、梯形比、后掠角、相对厚度、 升降舵和方向舵的尺寸。 • 绘制平尾和垂尾的外形草图 平尾外形草图 垂尾外形草图 作业 • 根据尾翼外形参数设计的方法，确定： –平尾外形参数 –垂尾外形参数 尾翼外形初步设计 概念设计流程 提 纲 尾翼功用、组成和的设计要求 坐标系定义 纵向静稳定性 纵向静稳定性 纵向静稳定性 纵向静稳定性 纵向静稳定性 纵向静稳定性 纵向操纵 纵向操纵 平尾容量 平尾容量 平尾容量 平尾容量 平尾容量 平尾容量 平尾容量 航向稳定性 航向稳定性 航向稳定性 航向操纵 垂尾容量 垂尾容量 垂尾容量 垂尾容量 垂尾容量 尾翼外形设计 平尾外形数据统计值 平尾外形数据统计值 垂尾外形数据统计值 一些喷气客机的统计数据 尾翼外形参数设计的步骤 平尾外形草图 垂尾外形草图 作业