CN113665838A - 一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法及装置，包括以下步骤：改变平尾相对于机身的纵向位置，改变平尾的展弦比，改变平尾面积；基于最优平尾布局，改变平尾安装角，开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获得第四机身气动特性；根据所述重心位置和所述第四机身气动特性，获得直升机飞行操纵量；本发明通过给定一组重心位置，并根据重心位置确定平尾安装位置、平尾展弦比和平尾面积，然后在获取平尾安装角，最终输出直升机操纵量，在满足直升机纵向稳定性的前提下，进一步拓宽全动平尾直升机重心包线，在提升运输类直升机装载能力的同时增加任务执行的灵活性。

Description

一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法及装置

技术领域

本发明涉及直升机气动布局优化风洞试验技术，具体涉及一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法及装置。

背景技术

直升机一般都带有面积不大的水平尾面且安装角恒定，其主要作用是保证直升机对迎角的静稳定性，从而改善纵向操纵性及稳定性。

但对机体重心变化范围需求较大的运输类直升机而言，需采用面积较大的平尾以提供足够的纵向静稳定性。然而，在悬停和小速度前飞时，受旋翼下洗流影响，大面积的平尾的升力出现较大突变，导致机身俯仰力矩出现突增。同时，面积较大的平尾重量过大，不符合直升机轻质化设计要求。因此，需采用全动平尾，这组尾翼可在直升机飞行过程中根据飞行状态自动调整安装角，以适应悬停或低速前飞等不同情况改善直升机的纵向静稳定性的要求。

然而，对于采用全动平尾布局的直升机而言，由于其重心变化范围较宽、平尾安装角可变，旋翼的影响规律复杂，传统的布局优化方式已无法满足全动平尾布局优化需求。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是传统布局优化方式无法满足全动平尾布局，目的在于提供一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法及装置，解决了全动平尾布局的优化问题。

本发明通过下述技术方案实现：

一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法，包括以下步骤：

选定平尾布局型式。

给定一组重心位置。

改变平尾相对于机身的纵向位置，开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获取第一机身气动特性，将第一机身气动特性转换到给定重心位置，进行第一操稳特性评估定级。

改变平尾的展弦比，开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获得第二机身气动特性，将第二机身气动特性转换到给定重心位置，进行第二操稳特性评估定级。

改变平尾面积，开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获得第三机身气动特性，将第三机身气动特性转换到给定重心位置，进行第三操稳特性评估定级。

获取第一操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾位置为最佳安装位置。获取第二操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾展弦比为最优展弦比。获取第三操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾面积为最优面积。

基于平尾布局型式、最佳安装位置、最优展弦比和最优面积建立最优平尾布局。

基于最优平尾布局，改变平尾安装角，开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获得第四机身气动特性。

根据所述一组重心位置和所述第四机身气动特性，获得直升机飞行操纵量。

其中，所述第一机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾位置的变化规律。

所述第二机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾展弦比的变化规律。

所述第三机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾面积的变化规律。

所述第四机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾安装角的变化规律。

优选地，所述平尾布局型式通过平尾气动环境的数值仿真结果确定。

具体地，改变平尾相对于机身的纵向位置，开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获取第一机身气动特性，将第一机身气动特性转换到给定重心位置，进行第一操稳特性评估定级，具体包括以下步骤：

将平尾位置以步进法的平移方式沿机身纵向平移。

固定平尾位置，并开展旋翼机身组合模型配平前飞试验。

完成第一位置至第二位置所有平尾安装位置的试验，获得第一机身气动特性。

其中，步进值为0.1R，R为旋翼半径。

所述第一位置位于旋翼后方，且距离旋翼中轴为0.8R。

所述第二位置为机身尾部。

具体地，改变平尾的展弦比，开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获得第二机身气动特性，将第二机身气动特性转换到给定重心位置，进行第二操稳特性评估定级，具体包括以下步骤：

设定平尾的原弦长为C，平尾的原展长为L。

改变平尾的弦长为m·C，平尾的展长为n·L，其中，m·n=1。

改变m和n的取值，获得多种平尾展弦比的第二机身气动特性。

具体地，改变平尾面积，开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获得第三机身气动特性，将第三机身气动特性转换到给定重心位置，进行第三操稳特性评估定级，具体包括以下步骤：

设定平尾的原面积为S。

改变平尾的面积为x·S，其中x为正数。

改变x的取值，获得不同面积的第三机身气动特性。

具体地，改变平尾安装角步骤中，平尾安装角的变化范围为-9°至+40°。

一种拓宽重心包线的全动平尾布局优化装置，包括：

第一确定模块，用于输入选定的平尾布局型式。

第一设定模块，用于输入给定的重心位置。

第二设定模块，用于输入设定的平尾相对于机身的纵向位置。

第一获取模块，用于在开展旋翼机身组合模型配平前飞试验中获取第一机身气动特性。

第一评估模块，用于进行第一操稳特性评估定级。

第三设定模块，用于输入设定的平尾展弦比。

第二获取模块，用于在开展旋翼机身组合模型配平前飞试验中获取第二机身气动特性。

第二评估模块，用于进行第二操稳特性评估定级。

第四设定模块，用于输入设定的平尾面积。

第三评估模块，用于进行第三操稳特性评估定级。

确定模块，用于确定最佳安装位置、最优展弦比和最优面积。最佳安装位置为第一操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾位置，最优展弦比为第二操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾展弦比，最优面积为第三操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾面积。

第五设定模块，用于输入设定的平尾安装角。

第三获取模块，用于在开展旋翼机身组合模型配平前飞试验中获取第四机身气动特性。

输出模块，用于根据重心位置和第四机身气动特性，输出直升机飞行操纵量。

其中，所述第一机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾位置的变化规律。所述第二机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾展弦比的变化规律。所述第三机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾面积的变化规律。所述第四机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩、机身阻力随平尾安装角的变化规律。

本发明与现有技术相比，具有如下的优点和有益效果：

本发明通过给定重心位置，并根据重心位置范围确定平尾安装位置、平尾展弦比和平尾面积，然后再获取平尾安装角，最终输出直升机操纵量，在满足直升机纵向稳定性的前提下，进一步拓宽全动平尾直升机重心包线，在提升运输类直升机装载能力的同时增加任务执行的灵活性。

附图说明

附图示出了本发明的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本发明的原理，其中包括了这些附图以提供对本发明的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。

图1是根据本发明所述的一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法中典型平尾布局型式示意图。

图2是根据本发明所述的一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法中的平尾安装位置变化示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本发明的限定。

另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分。

在不冲突的情况下，本发明中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本发明。

平尾作为调整飞行姿态的重要部件，其布局型式、面积、安装位置、安装角对直升机的气动特性、操纵性及稳定性均会产生重要影响。

平尾布局设计参数的初步确定一般通过统计法或经验公式法给出，但通常只能提供参考范围。

要想获得更优的平尾气动布局参数，需开展风洞试验研究。

常规单旋翼带尾桨布局直升机，通常采用固定式平尾，平尾受旋翼影响规律较为固定，因此平尾布局优化方式主要采用：

1）在直升机主要飞行状态情况下，通过风洞试验或数值计算获得单独旋翼的气动性能。

2）在直升机主要飞行状态情况下，通过风洞试验或数值计算获得不同平尾面积和安装角时的单独机身气动性能。

3）将旋翼性能参数与单独机身性能参数同时代入飞行力学模型进行评估，对比获取最佳操稳特性。

4）最佳操稳特性对应的平尾气动布局参数即为直升机平尾布局最终确定的参数（其中，安装角在所有飞行状态是固定不变的）。

然而，对于采用全动平尾布局的直升机而言，由于其重心变化范围较宽、平尾安装角可变，旋翼的影响规律复杂，传统的布局优化方式已无法满足全动平尾布局优化需求。

另外，本发明中提到的部分名词和评定方法为本领域技术人员能够理解并实施的。

即旋翼机身组合模型配平前飞试验为现阶段已有的风洞试验，再此不做进一步说明。飞行力学模型为现阶段已有的技术，本领域技术人员可以根据情况进行直接性使用。操稳特性评估定级为现阶段已有的技术方法，本领域技术人员可以正常实施。

实施例一

本实施例提供一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法，包括以下步骤：

选定优选地平尾布局型式平尾气动环境确定，一般由数值仿真结果确定，基于优选的平尾布局型式（现阶段常用的平尾布局如图1所示的A型、B型和C型），确定一种平尾布局（包括安装位置、展弦比、面积及安装角）作为基准布局（通过统计法或经验公式法获得）。

给定一组重心位置，其用于模拟直升机运输货物时，由于货物质量和安放位置不同造成的直升机重心位置变化。

在基准平尾布局的基础上，如图2所示，改变平尾相对于机身的纵向位置（即平尾前移和平尾后移），开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获取第一机身气动特性，将得到的气动数据转化到给定的一组重心位置，采用飞行力学模型进行第一操稳特性评估定级，选出最佳安装位置，第一操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾位置为最佳安装位置。

具体步骤包括：将平尾位置以步进法的平移方式沿机身纵向平移。

固定平尾位置，并开展旋翼机身组合模型配平前飞试验。

完成第一位置至第二位置所有平尾安装位置的试验，获得第一机身气动特性。

其中，步进值为0.1R，R为旋翼半径。

第一位置位于旋翼后方，且距离旋翼中轴为0.8R。

第二位置为机身尾部。

在基准平尾布局的基础上，改变平尾的展弦比，开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获得第二机身气动特性，将得到的气动数据转化到给定的一组重心位置，采用飞行力学模型进行第二操稳特性评估定级，选出最优展弦比，第二操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾位置为最优展弦比。.

具体步骤包括：设定平尾的原弦长为C，平尾的原展长为L。

改变平尾的弦长为m·C，平尾的展长为n·L，其中，m·n=1。

改变m和n的取值，获得多种平尾展弦比的第二机身气动特性。

在基准平尾布局的基础上，改变平尾面积，开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获得第三机身气动特性，将得到的气动数据转化到给定的一组重心位置，采用飞行力学模型进行第三操稳特性评估定级，选出最优面积，获取第三操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾面积为最优面积。

具体步骤包括：设定平尾的原面积为S。

改变平尾的面积为x·S，其中x为正数，x>1时为扩大平尾面积，x<1时为缩小平尾面积

改变x的取值，获得不同面积的第三机身气动特性。

上述步骤不分先后，可以同步实施，也可以以任意顺序进行实施。

基于平尾布局型式、最佳安装位置、最优展弦比和最优面积建立最优平尾布局，基于最优平尾布局，改变平尾安装角（安装角变化范围为-9°至+40°，且试验状态包含0°安装角），开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获得第四机身气动特性。

根据一组重心位置和第四机身气动特性，获得直升机飞行操纵量，通过第四机身气动特征可以为飞行操纵量设计提供可靠的试验数据，从而可以使得平尾安装角根据不同的重心位置、飞行状态可以实时调整，获得不同状态下最优的操稳特性。

根据所获得的第四机身气动特性，可以进一步得到机身为达到指定飞行状态时的平尾角度操纵量，通过改变平尾安装角以减小机身俯仰力矩，进而改善直升机在各种飞行状态下的机身纵向稳定性。

飞行操纵量是为了使直升机在飞行过程中为达到指定飞行状态所需给定的操纵值（因为变量较多，可以矩阵型式给出），具体的操纵值需要通过试验给出，本实施例中主要指的是对平尾角度的操纵。

将第一机身气动特性、第二机身气动特性、第三机身气动特性和第四机身气动特性转换到相应重心位置，并对所述最优平尾布局进行操纵稳定性评估。

在试验过程中获取的相关气动特性需转换到相应重心位置后，对该气动布局（包括安装位置、展弦比、平尾面积）参数下的气动性能进行操纵稳定性评估，主要评估该气动布局下机身的操纵稳定性是否适用于给定的这组重心位置）。

其中，操纵稳定性评估方式本领域技术人员能够进行，再此不做赘述。

本实施例中第一机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾位置的变化规律。

第二机身气动特性为机身阻力随平尾展弦比的变化规律。

第三机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾面积的变化规律。

第四机身气动特性为机身升力、机身俯仰力矩、机身阻力随平尾安装角的变化规律。

实施例二

在进行风洞试验中，部分操作需要手动进行，但其余部分需要通过软件装置来进行计算以及统计，本实施例提供一种拓宽重心包线的全动平尾布局优化装置，包括：

第一确定模块，用于输入选定的平尾布局型式，试验人员根据数值仿真结果获得选定了优选的平尾布局型式后，将其输入至第一确定模块内，用于对基准布局的确定。

第一设定模块，用于输入给定的重心位置，根据具体的试验情况，给定一组重心位置，用来模拟直升机运输货物时，由于货物质量和安放位置不同造成的直升机重心位置变化。

第二设定模块，用于输入设定的平尾相对于机身的纵向位置，试验人员操作改变平尾的位置后（可以以电动的方式改变，也可以以手动的方式改变），将更改后的安装位置输入至第二设定模块内。

第一获取模块，用于在开展旋翼机身组合模型配平前飞试验中获取第一机身气动特性，在风洞内开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，并通过风洞的相关检测组件对第一机身气动特性进行测量。

第一评估模块，用于进行第一操稳特性评估定级，根据第一机身气动特性，将得到的气动数据转化到给定的一组重心位置，采用飞行力学模型进行第一操稳特性评估定级，可以在评估模块内自动进行，并输出定级情况。

第三设定模块，用于输入设定的平尾展弦比，试验人员操作改变平尾展弦比后，将更改后的展弦比输入至第三设定模块。

第二获取模块，用于在开展旋翼机身组合模型配平前飞试验中获取第二机身气动特性，在风洞内开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，并通过风洞的相关检测组件对第二机身气动特性进行测量。

第二评估模块，用于进行第二操稳特性评估定级，根据第二机身气动特性，将得到的气动数据转化到给定的一组重心位置，采用飞行力学模型进行第二操稳特性评估定级，可以在评估模块内自动进行，并输出定级情况。

第四设定模块，用于输入设定的平尾面积，试验人员操作改变平尾面积后，将更改后的平尾面积输入至第四设定模块。

第三评估模块，用于进行第三操稳特性评估定级，根据第三机身气动特性，将得到的气动数据转化到给定的一组重心位置，采用飞行力学模型进行第三操稳特性评估定级，可以在评估模块内自动进行，并输出定级情况。

确定模块，用于确定最佳安装位置、最优展弦比和最优面积。最佳安装位置为第一操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾位置，最优展弦比为第二操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾展弦比，最优面积为第三操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾面积。根据上述第一评估模块、第二评估模块、第三评估模块的评估结果，确定最佳安装位置、最优展弦比和最优面积。

第五设定模块，用于输入设定的平尾安装角，试验人员操作改变平尾安装角后，将更改后的平尾安装角输入至第五设定模块

第三获取模块，用于在开展旋翼机身组合模型配平前飞试验中获取第四机身气动特性，在风洞内开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，并通过风洞的相关检测组件对第四机身气动特性进行测量。

输出模块，用于根据重心位置和第四机身气动特性，输出直升机飞行操纵量，并通过第一设定模块、第二设定模块、第三设定模块、第四设定模块和第五设定模块的输入值，并根据机身升力、机身俯仰力矩、机身阻力随平尾安装角的变化规律输出直升机的飞行操纵量。

其中，第一机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾位置的变化规律。第二机身气动特性为机身阻力随平尾展弦比的变化规律。第三机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾面积的变化规律。第四机身气动特性为机身升力、机身俯仰力矩、机身阻力随平尾安装角的变化规律。

实施例三

一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化终端，包括存储器、处理器以及存储在存储器中并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，处理器执行计算机程序时实现上述一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法的步骤。

存储器可用于存储软件程序以及模块,处理器通过运行存储在存储器的软件程序以及模块,从而执行终端的各种功能应用以及数据处理。存储器可主要包括存储程序区和存储数据区,其中,存储程序区可存储操作系统、至少一个功能所需的执行程序等。

存储数据区可存储根据终端的使用所创建的数据等。此外,存储器可以包括高速随机存取存储器,还可以包括非易失性存储器,例如至少一个磁盘存储器件,闪存器件、或其他易失性固态存储器件。

实施例四

一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，计算机程序被处理器执行时实现上述一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法的步骤。

不失一般性，计算机可读介质可以包括计算机存储介质和通信介质。计算机存储介质包括以用于存储诸如计算机可读指令数据结构,程序模块或其他数据等信息的任何方法或技术实现的易失性和非易失性、可移动和不可移动介质。计算机存储介质包括RAM、ROM、EPROM、EEPROM、闪存或其他固态存储其技术,CD-ROM、DVD或其他光学存储﹑磁带盒﹑磁带﹑磁盘存储或其他磁性存储设备。当然,本领域技术人员可知计算机存储介质不局限于上述几种。上述的系统存储器和大容量存储设备可以统称为存储器。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例/方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例/方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例/方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例/方式或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本发明，而并非是对本发明的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述发明的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本发明的范围内。

Claims (7)

1.一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法，其特征在于，包括以下步骤：

选定平尾布局型式；

给定一组重心位置；

改变平尾相对于机身的纵向位置，开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获取第一机身气动特性，将第一机身气动特性转换到给定重心位置后，进行第一操稳特性评估定级；

改变平尾的展弦比，开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获得第二机身气动特性，将第二机身气动特性转换到给定重心位置后，进行第二操稳特性评估定级；

改变平尾面积，开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获得第三机身气动特性，将第三机身气动特性转换到给定重心位置后，进行第三操稳特性评估定级；

获取第一操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾位置为最佳安装位置；获取第二操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾展弦比为最优展弦比；获取第三操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾面积为最优面积；

基于平尾布局型式、最佳安装位置、最优展弦比和最优面积建立最优平尾布局；

基于最优平尾布局，改变平尾安装角，开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获得第四机身气动特性；

根据所述一组重心位置和所述第四机身气动特性，获得直升机飞行操纵量；

其中，所述第一机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾位置的变化规律；所述第二机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾展弦比的变化规律；所述第三机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾面积的变化规律；所述第四机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾安装角的变化规律。

2.根据权利要求1所述的一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法，其特征在于，所述平尾布局型式通过平尾气动环境的数值仿真结果确定。

3.根据权利要求1所述的一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法，其特征在于，改变平尾相对于机身的纵向位置，开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获取第一机身气动特性，将第一机身气动特性转换到给定重心位置，进行第一操稳特性评估定级，具体包括以下步骤：

将平尾位置以步进法的平移方式沿机身纵向平移；

固定平尾位置，并开展旋翼机身组合模型配平前飞试验；

完成第一位置至第二位置所有平尾安装位置的试验，获得第一机身气动特性；

其中，步进值为0.1R，R为旋翼半径；

所述第一位置位于旋翼后方，且距离旋翼中轴为0.8R；

所述第二位置为机身尾部。

4.根据权利要求1所述的一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法，其特征在于，改变平尾的展弦比，开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获得第二机身气动特性，将第二机身气动特性转换到给定重心位置，进行第二操稳特性评估定级，具体包括以下步骤：

设定平尾的原弦长为C，平尾的原展长为L；

改变平尾的弦长为m·C，平尾的展长为n·L，其中，m·n=1；

改变m和n的取值，获得多种平尾展弦比的第二机身气动特性。

5.根据权利要求1所述的一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法，其特征在于，改变平尾面积，开展旋翼机身组合模型配平前飞试验，获得第三机身气动特性，将第三机身气动特性转换到给定重心位置，进行第三操稳特性评估定级，具体包括以下步骤：

设定平尾的原面积为S；

改变平尾的面积为x·S，其中x为正数；

改变x的取值，获得不同面积的第三机身气动特性。

6.根据权利要求1所述的一种拓宽直升机重心包线的全动平尾布局优化方法，其特征在于，改变平尾安装角步骤中，平尾安装角的变化范围为-9°至+40°。

7.一种拓宽重心包线的全动平尾布局优化装置，其特征在于：包括：

第一确定模块，用于输入选定的平尾布局型式；

第一设定模块，用于输入给定的重心位置；

第二设定模块，用于输入设定的平尾相对于机身的纵向位置；

第一获取模块，用于在开展旋翼机身组合模型配平前飞试验中获取第一机身气动特性；

第一评估模块，用于进行第一操稳特性评估定级；

第三设定模块，用于输入设定的平尾展弦比；

第二获取模块，用于在开展旋翼机身组合模型配平前飞试验中获取第二机身气动特性；

第二评估模块，用于进行第二操稳特性评估定级；

第四设定模块，用于输入设定的平尾面积；

第三评估模块，用于进行第三操稳特性评估定级；

确定模块，用于确定最佳安装位置、最优展弦比和最优面积；最佳安装位置为第一操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾位置，最优展弦比为第二操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾展弦比，最优面积为第三操稳特性评估定级的最高等级对应的平尾面积；

第五设定模块，用于输入设定的平尾安装角；

第三获取模块，用于在开展旋翼机身组合模型配平前飞试验中获取第四机身气动特性；

输出模块，用于根据重心位置和第四机身气动特性，输出直升机飞行操纵量；

其中，所述第一机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾位置的变化规律；所述第二机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾展弦比的变化规律；所述第三机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩及机身阻力随平尾面积的变化规律；所述第四机身气动特性为平尾升力、机身升力、机身俯仰力矩、机身阻力随平尾安装角的变化规律。

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