一种飞机内重物沿航向移动后升降舵附加偏转角配平方法与流程

1.本技术属于飞机内重物沿航向移动后升降舵附加偏转角配平技术领域，具体涉及一种飞机内重物沿航向移动后升降舵附加偏转角配平方法。


背景技术：

2.飞机执行空投任务时，舱内货物在重力或牵引力作用下沿导轨向飞机后部舱口方向滑动，从飞机后部舱口投出，然而，实际中常常发生舱内货物卡滞在导轨上，不能从飞机后部舱口投出的情形。
3.飞机舱内货物卡滞在导轨上，其航向位置发生了变化，致使飞机的重心发生变化，产生附加俯仰力矩，需以飞机升降舵附加偏转角进行平衡。
4.当前，对于飞机舱内货物卡滞在导轨上，飞机升降舵上产生附加偏转角，主要通过对飞机、货物进行三/六自由度飞行动力学建模，利用非线性方程组进行求解，该种方法虽然可以得到准确的结果，但涉及的参数较多，且需要进行反复的迭代计算，耗时较长，效率较低，在实际中难以适用。
5.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
6.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

7.本技术的目的是提供一种飞机内重物沿航向移动后升降舵附加偏转角配平方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
8.本技术的技术方案是：
9.一种飞机内重物沿航向移动后升降舵附加偏转角配平方法，包括：
[0010][0011][0012]
其中，
[0013]
δδe为飞机内重物沿航向变化升降舵附加偏转角配平量；
[0014]
δδ1为飞机内重物沿航向变化对飞机重心产生附加抬头力矩对飞机升降舵附加偏转角的影响；
[0015]
n为飞机附加迎角对飞机升降舵附加偏转角配平的修正系数；
[0016]
n为飞机附加迎角对飞机升降舵附加偏转角配平的修正次数；
[0017]
m2为飞机内重物的质量；
[0018]
g为重力加速度；
[0019]
δx为飞机内重物沿航向移动的距离；
[0020]
ρ为大气密度；
[0021]
v为飞机飞行速度；
[0022]
s为飞机机翼的面积；
[0023]
c为飞机平均气动弦长；
[0024]cmδe
为飞机升降舵效率。
[0025]
根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机内重物沿航向移动后升降舵附加偏转角配平方法中，
[0026]
其中，
[0027]cmα
为飞机俯仰力矩系数随迎角导数；
[0028]clδe
为飞机升降舵升力系数对舵面的导数；
[0029]clα
为飞机升力系数对迎角导数。
[0030]
根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机内重物沿航向移动后升降舵附加偏转角配平方法中，n＝1。
[0031]
本技术至少存在以下有益技术效果：
[0032]
提供一种飞机内重物沿航向移动后升降舵附加偏转角配平方法，其基于简单易于获取的参数，直接对飞机内重物沿航向变化升降舵附加偏转角配平进行求解，具有较高的效率，在实际中易于适用。
附图说明
[0033]
图1是飞机内重物沿航向发生移动的示意图。
[0034]
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其位置关系仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
[0035]
为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
[0036]
此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存
在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
[0037]
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
[0038]
下面结合附图1，以飞机舱内空投货物在导轨上发生卡滞为例，对本技术飞机内重物沿航向移动后升降舵附加偏转角配平方法做进一步详细说明。
[0039]
将飞机舱内货物处理为对飞机产生附加力矩的对象，在导轨上发生卡滞后，对飞机的作用力臂发生变化，对飞机重心处产生附加俯仰力矩，计算如下：
[0040]
△
m1＝m2g
△
x；
[0041]
其中，
[0042]
δm1为飞机舱内货物在导轨上卡滞，对飞机重心处产生的附加俯仰力矩；
[0043]
m2为飞机舱内货物质量；
[0044]
g为重力加速度；
[0045]
△
x飞机舱内货物卡滞前后航向位置的变化量，向后为正值。
[0046]
飞机舱内货物在导轨上卡滞，对飞机重心处产生的附加俯仰力矩δm1，需要以飞机升降舵偏转产生相应的俯仰力矩进行平衡，其计算如下：
[0047][0048]
可得
[0049]
其中，
[0050]
ρ为大气密度；
[0051]
v为飞机飞行速度；
[0052]
s为飞机机翼的面积；
[0053]
c为飞机平均气动弦长；
[0054]cmδe
为飞机升降舵效率；
[0055]
δδ1为飞机升降舵为平衡舱内货物在导轨上卡滞，对飞机重心处产生的附加俯仰力矩δm1的附加偏转角。
[0056]
飞机升降舵偏转，在产生俯仰力矩的同时，会产生附加升力，使飞机配平迎角发生变化，计算式如下：
[0057][0058]
其中，
[0059]
δα为飞机配平附加迎角；
[0060]clδe
为飞机升降舵升力系数对舵面的导数；
[0061]clα
为飞机升力系数对迎角导数。
[0062]
飞机平衡迎角变化时，由飞机俯仰力矩系数随迎角导数c
mα
产生相应的附加俯仰力矩，以升降舵附加偏转角平衡该俯仰力矩，计算式如下：
[0063]cmα
δα＝c
mδe
δδ2；
[0064]
可得
[0065]
飞机舱内货物在导轨上卡滞后，忽略飞机迎角的再次配平的影响，飞机升降舵附加偏转角配平量，计算式如下：
[0066][0067]
在一个具体的事例中，飞机舱内货物质量为15t，空投时，在导轨上发生卡滞，沿航向的位移变化为15m，飞机的机翼面积为300m2，平均气动弦长6m，飞行速度100m/s，飞行高度1000m对应的大气密度为1.11kg/m3，升降舵效率为-0.02，升降舵升力系数对舵面的导数为0.01，升力系数对迎角导数为0.1，俯仰力矩系数随迎角导数为-0.03。
[0068]
对于上述事例，以本技术上述实施公开的方法，计算得到飞机升降舵附加偏转角配平量δδe＝12.7
°
，以现有方法，对飞机、货物进行飞行动力学建模，利用非线性方程组进行求解得到飞机升降舵附加偏转角配平量δδe＝12.4
°
，计算结果相接近，基于此，可认为本技术上述实施公开的方法具有较高的准确性，且计算效率较高，易于适用。
[0069]
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
[0070]
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。