[发明专利]一种高速飞行器立尾及立尾优化设计方法

说明书

本发明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。

技术领域

本发明涉及高速飞行器技术领域，尤其涉及一种高速飞行器立尾及立尾优化设计方法。

背景技术

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。

发明内容

本发明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。

根据本发明的一方面，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°。

根据本发明的另一方面，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A_v＝K_vAb/x_v计算，其中，A_h为立尾在水平方向投影面积，K_h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，x_h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；A_v为立尾在垂直方向投影面积，K_v为立尾在垂直方向投影的尾容量，b为机翼展长，x_v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°。