水平尾翼主要保证飞机的纵向稳定和俯仰操纵性。受升降舵偏转及翼身洗流等影响,飞行中平尾处的流场变得非常复杂,如何准确或者保守地确定平尾上的气动总载荷是一个难点。本文介绍了国军标GJB 67.2A-2008中垂直阵风和对称机动,提出如何协调测力、测压试验,得到几种平尾气动总载荷分配方法。

针对飞行器全动平尾的流固耦合现象,基于CFD/CSD耦合的方法建立了气动力和结构模型,给出了平尾的气动力和结构响应曲线。分别在不同迎角下针对流场的压力分布响应和结构的应力响应进行了详细研究,解释了现象产生的原因。结果表明,考虑弹性后0°迎角下平尾迅速收敛至平衡位置,大迎角时的气动力和结构响应曲线均出现波动,随时间变化逐渐衰减至平衡位置。迎角越大,初始振幅越大,气动力减小越明显,结构应力越大,但随时间衰减得越快。结构变形导致下表面压力分布发生变化,对于平尾前缘、靠近翼根部分上偏压力增大,靠近翼尖部分下偏压力减小。平尾后缘均上偏压力减少,使得平尾整体压力减小、升力系数降低。靠近翼轴处应力较为集中,而翼轴上的应力较小。平尾上存在弯曲/扭转耦合现象,且迎角越大耦合越明显。