一种提升边条翼布局飞机大迎角俯仰力矩特性的设计方法技术

本申请公开了一种提升边条翼布局飞机大迎角俯仰力矩特性的设计方法，包括以下步骤：获取机翼设计参数，以确定机翼平面形状；其中，机翼设计参数包括机翼面积S

【技术实现步骤摘要】
一种提升边条翼布局飞机大迎角俯仰力矩特性的设计方法


[0001]本申请涉及飞机设计
，尤其涉及一种提升边条翼布局飞机大迎角俯仰力矩特性的设计方法。

技术介绍

[0002]飞机进入大迎角时，机翼上翼面会产生大面积分离，使得升力急剧下降。同时机翼的分离流尾迹会导致尾翼分离，使得俯仰力矩急剧上仰，使得飞机纵向变得静不稳定，增加飞行控制的难度。对于高机动类飞机或者具备高原起降能力的飞机，提升飞机大迎角特性必须考虑的问题。
[0003]目前无人机在军事和民用领域得到广泛应用，采用边条翼的无人机在提升大迎角升阻特性的同时使得飞机纵向弱稳定或静不稳定，无人机对纵向静稳定性要求更高，纵向弱稳定或不稳定将大幅增加飞控系统设计难度和成本，因此在增加大迎角升阻特性的同时确保无人机具有良好的俯仰力矩特性是无人机需要解决的关键问题。

技术实现思路

[0004]本申请的主要目的在于提供一种提升边条翼布局飞机大迎角俯仰力矩特性的设计方法，旨在解决现有边条翼布局飞机大迎角纵向静稳定性较弱的技术问题。
[0005]为实现上述目的，本申请提供本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种提升边条翼布局飞机大迎角俯仰力矩特性的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：获取机翼设计参数，以确定机翼平面形状；其中，所述机翼设计参数包括机翼面积S
w
、机翼根弦长C
r
、机翼梢弦长C
t
、机翼半展长b
w
以及机翼前缘后掠角Λ
w
；根据所述机翼根弦长C
r
进行参数优化，以获得机翼与尾翼水平距离d；根据所述机翼半展长b
w
进行参数优化，以获得尾翼半展长b
t
；根据所述机翼前缘后掠角Λ
w
进行参数优化，以获得尾翼前缘后掠角Λ
t
；根据所述机翼面积S
w
，确定尾翼面积S
t
；根据所述尾翼面积S
t
和所述尾翼半展长b
t
，确定尾翼根弦长C
r1
；根据所述尾翼根弦长C
r1
，确定尾翼梢弦长C
t1
。2.如权利要求1所述的一种提升边条翼布局飞机大迎角俯仰力矩特性的设计方法，其特征在于，所述尾翼面积S
t
的表达式为：式中，C
t0
表示尾翼的尾容量，C
A
表示机翼平均气动弦，l
t
表示尾翼的尾力臂。3.如权利要求2所述的一种提升边条翼布局飞机大迎角俯仰力矩特性的设计方法，其特征在于，所述尾翼根弦长C
r1
的表达式为：式中，C
tr
为尾翼梢根比。4.如权利要求3所述的一种提升边条翼布局飞机大迎角俯仰力矩特性的设计方法，其特征在于，所述尾翼梢弦长C
t1
的表达式为：C
t1
＝C
r1
·
C
tr
。5.如权利要求1所述的一种提升边条翼布局飞机大迎角俯仰力矩特性的设计方法，其特征在于，所述根据所述机翼根弦长C

【专利技术属性】
技术研发人员：冯文梁，张斌，姚皆可，赵艳平，陈斌，余涵敏，
申请(专利权)人：成都飞机工业集团有限责任公司，
类型：发明
国别省市：