CN111114755B - 一种高速飞行器立尾及立尾优化设计方法 - Google Patents

一种高速飞行器立尾及立尾优化设计方法 Download PDF

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Abstract

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。

Description

一种高速飞行器立尾及立尾优化设计方法
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
Figure BDA0002337209020000021
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,
Figure BDA0002337209020000022
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。
应用本发明的技术方案,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发明实施例的进一步的理解,其构成了说明书的一部分,用于例示本发明的实施例,并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地,下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例,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)示出了根据本发明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)示出了根据本发明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)示出了根据本发明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)示出了根据本发明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)示出了根据本发明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)示出了根据本发明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)示出了根据本发明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)示出了根据本发明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)示出了根据本发明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)示出了根据本发明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)示出了根据本发明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)示出了根据本发明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)示出了根据本发明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)示出了根据本发明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)示出了根据本发明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)示出了根据本发明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、连接转轴;20、垂直转轴。
具体实施方式
需要说明的是,在不冲突的情况下,本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图,对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述,显然,所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例,而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的,决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例,本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例,都属于本发明保护的范围。
需要注意的是,这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式,而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的,除非上下文另外明确指出,否则单数形式也意图包括复数形式,此外,还应当理解的是,当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时,其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
除非另外具体说明,否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时,应当明白,为了便于描述,附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论,但在适当情况下,所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中,任何具体值应被解释为仅仅是示例性的,而不是作为限制。因此,示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到:相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项,因此,一旦某一项在一个附图中被定义,则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
如图1(a)至图1(d)所示,根据本发明的具体实施例提供了一种高速飞行器立尾10,该高速飞行器立尾10包括全动舵面11、固定舵面12和连接转轴13,全动舵面11通过连接转轴13与固定舵面12可转动地连接,连接转轴13与立尾弦平面的垂直面之间呈夹角设置。
应用此种配置方式,提供了一种高速飞行器立尾,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。
进一步地,在本发明中,如图1(a)所示,为了进一步提高飞行稳定性,连接转轴13与立尾弦平面的垂直面之间的夹角范围(也可称为“连接转轴的斜置角度”)为10°至50°。作为本发明的一个具体实施例,如图1、图3至图5所示,仅示意出连接转轴13的斜置角度为45°的双立尾10在高速飞行器机身后部的安装示意图。
使用本发明的高速飞行器立尾10,在立尾10面积和平面构型等一致的情况下,立尾10全动舵面11绕倾斜转轴转动时立尾10舵面俯视图的投影面积相比于现有技术中绕垂直转轴20转动时立尾10舵面俯视图的投影面积要大,俯仰方向配平能力较强,可以满足高速飞行器在低速飞行时对大机动性能的需求,同时减小立尾10结构的质量。
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10。
应用此种配置方式,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,由于本发明的高速飞行器立尾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。因此,采用本发明的高速飞行器立尾优化设计方法优化设计如上所述的高速飞行器立尾,能够进一步提高高速飞行器立尾的工作性能。
进一步地,在本发明中,为了实现高速飞行器立尾10的优化设计,首先,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10失速攻角和机翼失速攻角确定立尾10的后掠角。作为本发明的一个具体实施例,在立尾10后掠角确定过程中,需要保证立尾10失速攻角大于机翼的失速攻角。在该实施例中,立尾10的后掠角的角度范围为25°至60°。
此外,在本发明中,确定立尾10后掠角之后,根据立尾10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10的平面构型。作为本发明的一个具体实施例,高速飞行器的翼型相对厚度、根弦长、翼尖弦长和展弦比在设计立尾时均为已知数据。
进一步地,在本发明中,在完成立尾10平面构型的设计之后,根据立尾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立尾10的参考面积。立尾10的参考面积对应满足飞行稳定性需求的最小立尾尾容量。
作为本发明的一个具体实施例,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
Figure BDA0002337209020000081
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,
Figure BDA0002337209020000082
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。在该实施例中,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。在常规高速飞行器统计值的基础上,针对特定的飞行器使用风洞试验结果进行修正得到Kh和Kv
此外,在本发明中,在完成立尾10参考面积的确定之后,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10的外倾角。作为本发明的一个具体实施例,首先为了使得飞行器焦点后移后航向和俯仰方向稳定性满足要求,设定立尾10的外倾角范围为10°~60°。然后根据机翼参考面积和质心位置,以满足飞行稳定性需求的最小立尾10尾容量为优化目标,对立尾10外倾角进行优化设计,最终确定立尾10外倾角。如图1、图3至图5所示,仅示意出外倾角均为30°的双立尾10在高速飞行器机身后部的安装示意图。
进一步地,在本发明中,确定立尾10外倾角之后,根据高速飞行器的大机动性能要求确定立尾10的连接转轴13的位置。作为本发明的一个具体实施例,为了保证高速飞行器低速阶段较好的大机动性能,立尾10的连接转轴13设置在立尾10相对厚度最大位置处。
此外,在本发明中,确定立尾10位置之后,根据基于风洞试验数据修正的代理模型确定立尾10的连接转轴13与立尾弦平面的垂直面之间的夹角和立尾10的舵面偏角以完成对高速飞行器立尾10的优化设计。作为本发明的一个具体实施例,在该优化设计中,连接转轴13的斜置角度和立尾10的舵面偏角均是越小越好,但应以斜置角度和舵面偏角的最优组合为优化目标。在该实施例中,连接转轴13的斜置角度范围为10°至50°,立尾10的舵面偏角的角度范围为0°至50°。
通过上述高速飞行器立尾优化设计方法,在满足高速飞行器航向稳定性和低速大机动性能需求的情况下,本申请中立尾10全动舵面11绕倾斜转轴转动的方案与立尾10全动舵面11绕垂直转轴20转动的方案所达到的性能一致时,立尾10全动舵面11绕倾斜转轴转动的方案对应的立尾10面积比立尾10全动舵面11绕垂直转轴20转动的方案对应的立尾10面积要减小5%~30%。同时,在飞行器着陆时,可调整立尾10全动舵面11绕倾斜转轴转动较大的角度,此时立尾10全动舵面11还可以替代现有技术中的减速板起到减速作用,从而进一步减小飞行器的质量。相比于现有技术中立尾10全动舵面11绕垂直转轴20转动的方案,采用立尾10全动舵面11绕倾斜转轴转动的方案不仅可以满足较高的飞行稳定性需求,同时还可以减小立尾10质量。
如图2(a)和图2(b)所示,现有技术中高速飞行器两个立尾10外倾角为30°且全动舵面11同时绕垂直连接转轴13向外侧转动45°,与图3(a)至图3(d)所示,高速飞行器中两个立尾10全动舵面11同时绕倾斜的连接转轴13向外侧转动45°相比,图中立尾10的面积一致,从图中可明显看出,立尾10全动舵面11绕倾斜转轴转动45°后对应的舵面在俯视图3(c)中的投影面积比立尾10舵面绕垂直转轴20转动45°后对应的俯视图2(a)中的投影面积大约2倍,同时在侧视图3(a)中的投影面积仅比立尾10舵面绕垂直转轴20转动45°后对应侧视图2(b)中的投影面积小约20%。
图3和图4分别示出了高速飞行器中两个立尾10全动舵面11同时绕连接转轴13向外侧和内侧转动45°的示意图,这种偏转方式立尾10舵面迎风面积大,使得立尾10可在着陆滑跑时用作减速板使用。在实际地面滑跑减速的过程中可根据减速和滑行稳定性需求设置立尾10舵面同时向外或向内偏转。
图5示出了高速飞行器中两个立尾10全动舵面11同时绕连接转轴13向一侧转动45°时的示意图。高速飞行器的展弦比较小,导致展长比较小,横向机动能力相比于大展弦比飞行器机动能力较弱,图5所示状态中立尾10舵面同时向一侧偏转可增加横向机动能力。
为了对本发明有进一步地了解,下面结合图1至图5对本发明的高速飞行器立尾10进行详细说明。
如图1和图5所示,根据本发明的具体实施例提供了一种高速飞行器立尾10,该高速飞行器立尾10包括全动舵面11、固定舵面12和连接转轴13,全动舵面11通过连接转轴13与固定舵面12可转动地连接,连接转轴13与立尾弦平面的垂直面之间呈夹角设置。连接转轴13与立尾弦平面的垂直面之间的夹角范围为10°至50°。
综上所述,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。
为了便于描述,在这里可以使用空间相对术语,如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等,用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是,空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如,如果附图中的器件被倒置,则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而,示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位),并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
此外,需要说明的是,使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件,仅仅是为了便于对相应零部件进行区别,如没有另行声明,上述词语并没有特殊含义,因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已,并不用于限制本发明,对于本领域的技术人员来说,本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内,所作的任何修改、等同替换、改进等,均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一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高速飞行器立尾,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,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;
根据基于风洞试验数据修正的代理模型确定所述立尾(10)的连接转轴(13)与立尾弦平面的垂直面之间的夹角和所述立尾(10)的舵面偏角以完成对所述高速飞行器立尾(10)的优化设计。
2.根据权利要求1所述的高速飞行器立尾优化设计方法,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.根据权利要求1所述的高速飞行器立尾优化设计方法,其特征在于,所述立尾(10)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,所述立尾在水平方向投影面积根据
Figure FDA0002873232000000021
计算,所述立尾在垂直方向投影面积根据Av=KvAb/xv计算,其中,Ah为所述立尾在水平方向投影面积,Kh为所述立尾在水平方向投影的尾容量,A为所述机翼参考面积,
Figure FDA0002873232000000022
为所述机翼平均气动弦长,xh为所述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为所述立尾在垂直方向投影面积,Kv为所述立尾在垂直方向投影的尾容量,b为所述机翼展长,xv为所述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。
4.根据权利要求1所述的高速飞行器立尾优化设计方法,其特征在于,所述立尾(10)的后掠角的角度范围为25°至60°。
5.根据权利要求1所述的高速飞行器立尾优化设计方法,其特征在于,所述立尾(10)的外倾角的角度范围为10°至60°。
6.根据权利要求1所述的高速飞行器立尾优化设计方法,其特征在于,所述立尾(10)的舵面偏角的角度范围为0°至50°。
7.根据权利要求1或3所述的高速飞行器立尾优化设计方法,其特征在于,所述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。
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