一种高速飞行器立尾及立尾优化设计方法技术

本发明专利技术提供了一种高速飞行器立尾及立尾优化设计方法，该高速飞行器立尾包括包括全动舵面、固定舵面和连接转轴，全动舵面通过连接转轴与固定舵面可转动地连接，连接转轴与立尾弦平面的垂直面之间呈夹角设置。应用本发明专利技术的技术方案，能够解决现有技术中立尾绕垂直转轴转动时为了满足低速飞行的机动性能需求导致的立尾质量增加和飞行稳定性降低的技术问题。

An optimization design method of high speed aircraft tail

【技术实现步骤摘要】
一种高速飞行器立尾及立尾优化设计方法
本专利技术涉及高速飞行器
，尤其涉及一种高速飞行器立尾及立尾优化设计方法。
技术介绍
高速飞行器是当前国内外发展的热门飞行器，飞行马赫数范围较大，高度为临近空间大气层内，因其较快的飞行速度和较高的飞行高度，可以使得飞行器机动能力较强，军用和民用价值均比较大。高速飞行器一般采用无平尾设计和立尾设计的翼身融合气动布局，为了使得高速飞行器全飞行剖面内均具有较好的机动性能，在航向满足稳定性设计要求的情况下，通过设计立尾的偏转形式可使得高速飞行器全飞行剖面内均具有较好的机动性。现有技术中，高速飞行器气动布局中立尾一般设计为绕垂直转轴转动的全动立尾，且立尾一般向外倾斜一定角度以满足航向和俯仰方向的配平需求，其立尾舵面绕直转轴的偏转形式使得立尾偏转舵面上气动力呈线性变化，即整个舵面的偏转角度从翼根至翼尖的偏转角度一致。而绕垂直转轴转动的立尾舵面在低速飞行中作为俯仰配平舵面使用时，存在舵面俯视图投影面积较小的问题，为了满足低速飞行时的大机动性能需求，需要加大立尾的面积，这会导致立尾的结构质量增加和全机的质心后移，对于飞行的稳定性极为不利。
技术实现思路
本专利技术提供了一种高速飞行器立尾及立尾优化设计方法，能够解决现有技术中立尾绕垂直转轴转动时为了满足低速飞行的机动性能需求导致的立尾质量增加和飞行稳定性降低的技术问题。根据本专利技术的一方面，提供了一种高速飞行器立尾，该高速飞行器立尾包括全动舵面、固定舵面和连接转轴，全动舵面通过连接转轴与固定舵面可转动地连接，连接转轴与立尾弦平面的垂直面之间呈夹角设置。进一步地，连接转轴与立尾弦平面的垂直面之间的夹角范围为10°至50°。根据本专利技术的另一方面，提供了一种高速飞行器立尾优化设计方法，该高速飞行器立尾优化设计方法用于优化设计如上所述的高速飞行器立尾。进一步地，高速飞行器立尾优化设计方法包括：根据高速飞行器在飞行过程中受到的阻力大小、高速飞行器的立尾失速攻角和机翼失速攻角确定立尾的后掠角；根据立尾的后掠角、高速飞行器的翼型相对厚度、根弦长、翼尖弦长和展弦比确定立尾的平面构型；根据立尾的尾容量、机翼参考面积、机翼平均气动弦长、机翼展长、立尾在水平方向投影的1/4平均气动弦长至机翼1/4平均气动弦长轴向距离和立尾在垂直方向投影的1/4平均气动弦长至机翼1/4平均气动弦长轴向距离确定立尾的参考面积；根据高速飞行器的稳定性要求、机翼参考面积和质心位置确定立尾的外倾角；根据高速飞行器的大机动性能要求确定立尾的连接转轴的位置；根据基于风洞试验数据修正的代理模型确定立尾的连接转轴与立尾弦平面的垂直面之间的夹角和立尾的舵面偏角以完成对高速飞行器立尾的优化设计。进一步地，立尾的参考面积包括立尾在水平方向投影面积和在垂直方向投影面积，立尾在水平方向投影面积根据计算，立尾在垂直方向投影面积根据Av＝KvAb/xv计算，其中，Ah为立尾在水平方向投影面积，Kh为立尾在水平方向投影的尾容量，A为机翼参考面积，为机翼平均气动弦长，xh为立尾在水平方向投影的1/4平均气动弦长至机翼1/4平均气动弦长轴向距离；Av为立尾在垂直方向投影面积，Kv为立尾在垂直方向投影的尾容量，b为机翼展长，xv为立尾在垂直方向投影的1/4平均气动弦长至机翼1/4平均气动弦长轴向距离。进一步地，立尾的后掠角的角度范围为25°至60°。进一步地，立尾的外倾角的角度范围为10°至60°。进一步地，立尾的舵面偏角的角度范围为0°至50°。进一步地，机翼参考面积根据起飞推重比、起飞翼载荷和起飞质量确定。应用本专利技术的技术方案，提供了一种高速飞行器立尾及立尾优化设计方法，该高速飞行器立尾通过与立尾弦平面的垂直面之间呈夹角设置的连接转轴连接全动舵面和固定舵面，该高速飞行器立尾设置能够减轻立尾重量并提高飞行稳定性，从而满足高速飞行器在低速飞行时对大机动性能的要求。与现有技术相比，本申请的高速飞行器立尾及立尾优化设计方法能够解决现有技术中立尾绕垂直转轴转动时为了满足低速飞行的机动性能需求导致的立尾质量增加和飞行稳定性降低的技术问题。附图说明所包括的附图用来提供对本专利技术实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本专利技术的实施例，并与文字描述一起来阐释本专利技术的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1(a)示出了根据本专利技术的具体实施例提供的高速飞行器立尾未转动时的侧视图；图1(b)示出了根据本专利技术的具体实施例提供的高速飞行器立尾未转动时的前视图；图1(c)示出了根据本专利技术的具体实施例提供的高速飞行器立尾全动舵面未转动时的俯视图；图1(d)示出了根据本专利技术的具体实施例提供的高速飞行器立尾全动舵面未转动时的结构示意图；图2(a)示出了根据现有技术中高速飞行器中两个立尾全动舵面同时绕垂直连接转轴向外侧转动45°时的俯视图；图2(b)示出了根据现有技术中高速飞行器中两个立尾全动舵面同时绕垂直连接转轴向外侧转动45°时的侧视图；图3(a)示出了根据本专利技术的具体实施例提供的高速飞行器中两个立尾全动舵面同时绕连接转轴向外侧转动45°时的侧视图；图3(b)示出了根据本专利技术的具体实施例提供的高速飞行器中两个立尾全动舵面同时绕连接转轴向外侧转动45°时的主视图；图3(c)示出了根据本专利技术的具体实施例提供的高速飞行器中两个立尾全动舵面同时绕连接转轴向外侧转动45°时的俯视图；图3(d)示出了根据本专利技术的具体实施例提供的高速飞行器中两个立尾全动舵面同时绕连接转轴向外侧转动45°时的结构示意图；图4(a)示出了根据本专利技术的具体实施例提供的高速飞行器中两个立尾全动舵面同时绕连接转轴向内侧转动45°时的侧视图；图4(b)示出了根据本专利技术的具体实施例提供的高速飞行器中两个立尾全动舵面同时绕连接转轴向内侧转动45°时的主视图；图4(c)示出了根据本专利技术的具体实施例提供的高速飞行器中两个立尾全动舵面同时绕连接转轴向内侧转动45°时的俯视图；图4(d)示出了根据本专利技术的具体实施例提供的高速飞行器中两个立尾全动舵面同时绕连接转轴向内侧转动45°时的结构示意图；图5(a)示出了根据本专利技术的具体实施例提供的高速飞行器中两个立尾全动舵面同时绕连接转轴向一侧转动45°时的侧视图；图5(b)示出了根据本专利技术的具体实施例提供的高速飞行器中两个立尾全动舵面同时绕连接转轴向一侧转动45°时的主视图；图5(c)示出了根据本专利技术的具体实施例提供的高速飞行器中两个立尾全动舵面同时绕连接转轴向一侧转动45°时的俯视图；图5(d)示出了根据本专利技术的具体实施例提供的高速飞行器中两个立尾全动舵面同时绕连接转轴向一侧转动45°时的结构示意图。其中，上述附图包括以下附图标记：10、立尾；11、全动舵面；12、固定舵面；13本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种高速飞行器立尾(10)，其特征在于，所述高速飞行器立尾(10)包括全动舵面(11)、固定舵面(12)和连接转轴(13)，所述全动舵面(11)通过所述连接转轴(13)与所述固定舵面(12)可转动地连接，所述连接转轴(13)与立尾弦平面的垂直面之间呈夹角设置。/n

【技术特征摘要】
1.一种高速飞行器立尾(10)，其特征在于，所述高速飞行器立尾(10)包括全动舵面(11)、固定舵面(12)和连接转轴(13)，所述全动舵面(11)通过所述连接转轴(13)与所述固定舵面(12)可转动地连接，所述连接转轴(13)与立尾弦平面的垂直面之间呈夹角设置。


2.根据权利要求1所述的高速飞行器立尾(10)，其特征在于，所述连接转轴(13)与所述立尾弦平面的垂直面之间的夹角范围为10°至50°。


3.一种高速飞行器立尾优化设计方法，其特征在于，所述高速飞行器立尾优化设计方法用于优化设计如权利要求1或2所述的高速飞行器立尾(10)。


4.根据权利要求3所述的高速飞行器立尾优化设计方法，其特征在于，所述高速飞行器立尾优化设计方法包括：
根据所述高速飞行器在飞行过程中受到的阻力大小、所述高速飞行器的立尾失速攻角和机翼失速攻角确定立尾的后掠角；
根据所述立尾(10)的后掠角、所述高速飞行器的翼型相对厚度、根弦长、翼尖弦长和展弦比确定所述立尾(10)的平面构型；
根据所述立尾(10)的尾容量、机翼参考面积、机翼平均气动弦长、机翼展长、立尾在水平方向投影的1/4平均气动弦长至机翼1/4平均气动弦长轴向距离和立尾在垂直方向投影的1/4平均气动弦长至机翼1/4平均气动弦长轴向距离确定所述立尾(10)的参考面积；
根据所述高速飞行器的稳定性要求、所述机翼参考面积和质心位置确定所述立尾(10)的外倾角；
根据所述高速飞行器的大机动性能要求确定所述立尾(10)的连接转轴(13)的位置；...

【专利技术属性】
技术研发人员：有连兴，王全平，
申请(专利权)人：北京空天技术研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11