专利摘要

本发明公开了一种改善宽域飞行器配平特性的设计方法，将原有基准气动布局机身上的单垂尾设计成间隔设置的分垂尾得到双垂尾气动布局，利用亚声速时双垂尾之间的文丘里效应而产生低压区，使得亚声速时压心后移，产生低头力矩，降低亚声速的配平攻角；而在超声速时分垂尾的前缘会产生激波，激波后为高压区域，在一定程度上抵消双垂尾间文丘里效应产生的低压区域，进而双垂尾对超声速时的配平特性几乎没有影响，从而在保持飞行器升阻特性变化较小的条件下，可以通过不断调节分垂尾之间的间距来灵活地改变飞行器本体的亚声速配平攻角，进而改善宽域配平特性，良好满足设计的需要。

权利要求

1.一种改善宽域飞行器配平特性的设计方法，其特征是：包括以下步骤：

步骤1，设计满足宽域飞行升阻特性和操稳匹配特性要求的宽域飞行器，得到基准气动布局，所述基准气动布局的机身(1)上设计单垂尾(4)，得到单垂尾气动布局；

步骤2，在基准气动布局的机身(1)上设计间隔的分垂尾(6)，分垂尾(6)中心线之间的间距为ds，得到新型气动布局，分垂尾(6)对称设计两个，新型气动布局为双垂尾气动布局；

步骤3，通过CFD求解获得新型气动布局在亚声速配平攻角SubT1和超声速配平攻角SuperT1,求得宽域配平攻角之差：△AOA= SubT1- SuperT1；

步骤4，判断△AOA是否满足飞行器设计要求，若满足则结束，否则重复执行S2和S3，调整S2中ds的数值。

2.根据权利要求1所述的改善宽域飞行器配平特性的设计方法，其特征是：所述宽域飞行器的宽度为W，分垂尾(6)之间的间距ds最大数值不超过W。

3.根据权利要求1所述的改善宽域飞行器配平特性的设计方法，其特征是：所述分垂尾(6)对称设置在机身(1)两侧的机翼(2)上。

4.根据权利要求1所述的改善宽域飞行器配平特性的设计方法，其特征是：步骤1中基准气动布局的机身(1)采用扁平椭圆机身。

5.根据权利要求4所述的改善宽域飞行器配平特性的设计方法，其特征是：步骤1中基准气动布局的机翼(2)采用曲面前缘机翼(2)且插接在机身(1)上，对机翼(2)和机身(1)的结合处采用翼身融合处理，机翼(2)下反设置。

6.根据权利要求1所述的改善宽域飞行器配平特性的设计方法，其特征是：在步骤1中通过CFD求解获得单垂尾气动布局在亚声速配平攻角SubT0和超声速配平攻角SuperT0；在步骤2中将单垂尾(4)拆分成两个分垂尾(6)。

7.根据权利要求6所述的改善宽域飞行器配平特性的设计方法，其特征是：步骤2中两片分垂尾(6)的侧向面积分别为S1和S2，步骤1中单垂尾(4)的侧向面积为S0，S1+S2∈[S0,2S0]。

8.根据权利要求7所述的改善宽域飞行器配平特性的设计方法，其特征是：所述分垂尾(6)的翼根长度小于单垂尾(4)的翼根长度，所述分垂尾(6)的垂尾高度小于单垂尾(4)的垂尾高度。

9.根据权利要求1所述的改善宽域飞行器配平特性的设计方法，其特征是：步骤1中基准气动布局中机身(1)尾部下方的迎风面处设置有腹鳍(3)。

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，更具体地说，它涉及一种改善宽域飞行器配平特性的设计方法。

背景技术

宽域飞行器是近年被广泛提及的研究前沿问题。“宽域”是“宽空域、宽速域、多点优化”的简略说法，指的是飞行器本身除了能够在其任务主要设计工况下有良好飞行性能之外，还能够在较宽的飞行速度、飞行高度范围内，满足其升力、阻力、操纵性与稳定性、以及能量机动飞行要求。一般来说，该类飞行器速度范围为：0~6马赫数，飞行高度范围为0~60km。在如此宽速域宽空域的范围内飞行时，不仅需要满足亚声速/超声速/高超声速的升阻特性要求，还需要操稳特性要求。就操稳特性而言，宽域飞行器在不同速度范围的配平攻角需尽可能接近。

但是与该要求相矛盾的是，飞行器的压心在亚声速至超声速范围内变化显著，飞行器在亚声速时亚心靠前，超声速时压心靠后，所有亚声速时飞行器的抬头力矩大，配平攻角大，而超声速时抬头力矩小，配平攻角小。所以导致在宽域飞行时飞行器的配平攻角变化较大，不得不借助纵向操纵舵面的较大偏转才能满足不同飞行工况配平攻角接近这一要求。但是这样又会导致飞行器会承受由舵面偏转带来的较大的配平阻力，进而使得升阻比降低，性能恶化。

因此，如何以尽可能低的升阻比损失来改善宽域飞行器的配平特性，是该类飞行器气动布局设计面临的一个挑战。

发明内容

针对现有技术存在的不足，本发明的目的在于提供一种改善宽域飞行器配平特性的设计方法，在保持飞行器升阻特性变化较小的条件下，可以灵活地改变飞行器本体的亚声速配平攻角，进而改善宽域配平特性。

为实现上述目的，本发明提供了如下技术方案：

一种改善宽域飞行器配平特性的设计方法，其特征是：包括以下步骤：

步骤1，设计满足宽域飞行升阻特性和操稳匹配特性要求的宽域飞行器，得到基准气动布局；

步骤2，在基准气动布局的机身上设计间隔的分垂尾，分垂尾中心线之间的间距为ds，得到新型气动布局；

步骤3，通过CFD求解获得新型气动布局在亚声速配平攻角SubT1和超声速配平攻角SuperT1,求得宽域配平攻角之差：△AOA= SubT1- SuperT1；

步骤4，判断△AOA是否满足飞行器设计要求，若满足则结束，否则重复执行S2和S3，调整S2中ds的数值。

这样将原有基准气动布局设计成双垂尾气动布局，利用亚声速时双垂尾之间的文丘里效应而产生低压区，使得亚声速时压心后移，产生低头力矩，降低亚声速的配平攻角；而在超声速时分垂尾的前缘会产生激波，激波后为高压区域，在一定程度上抵消双垂尾间文丘里效应产生的低压区域，进而双垂尾对超声速时的配平特性几乎没有影响，从而在保持飞行器升阻特性变化较小的条件下，通过不断调节分垂尾之间的间距，可以灵活地改变飞行器本体的亚声速配平攻角，进而改善宽域配平特性，能够良好的满足设计要求。

本发明进一步设置：步骤2中的分垂尾对称设计两个，新型气动布局为双垂尾气动布局。

采用双垂尾气动布局，在两个分垂尾之间形成良好的文丘里效应，结构简单且相比传统单垂尾气动布局在结构上调整程度小，不易对飞行器的飞行稳定性造成较大影响。

本发明进一步设置：所述宽域飞行器的宽度为W，分垂尾之间的间距ds最大数值不超过W。

本发明进一步设置：所述分垂尾对称设置在机身两侧的机翼上。

由于机身宽度一般较小，导致分垂尾之间的间距较小，通过将其布置在机翼上，这样可以最大程度的提高分垂尾之间间距ds的调节行程，具备更广泛的调节范围，可以在较大范围内控制双垂尾之间的文丘里效应，能显著改变飞行器在亚声速状态的配平攻角，可以更好的满足更多设计需要。

本发明进一步设置：步骤1中基准气动布局的机身采用扁平椭圆机身。

采用扁平椭圆机身可以良好满足装填设备的空间要求，而且在满足任务装填约束下进一步提升升阻比。

本发明进一步设置：步骤1中基准气动布局的机翼采用曲面前缘机翼且插接在机身上，对机翼和机身的结合处采用翼身融合处理，机翼下反设置。

采用翼身融合体布局，机翼为曲面前缘可以获得高升阻比，达到进一步提升升阻比的作用；其中机翼下反设置可以降低飞行器的横向稳定性，这样主要是出于从飞行器横航向耦合动稳定特性的角度考虑，避免横向稳定性过强会在大攻角出现荷兰滚模态不稳定的情况，通过降低横向稳定性来提升飞行品质。

本发明进一步设置：在步骤1中基准气动布局的机身上设计单垂尾，得到单垂尾气动布局，并通过CFD求解获得单垂尾气动布局在亚声速配平攻角SubT0和超声速配平攻角SuperT0；在步骤2中将单垂尾拆分成两个分垂尾。

步骤1中对现有单垂尾气动布局的亚声速配平攻角和超声速配平攻角进行求解计算得出宽域配平攻角之差，该结果可以良好的与后续步骤3中新型气动布局的宽域配平攻角之差进行比对，可以更加良好的得出新型气动布局的设计方法可以灵活地改变飞行器本体的亚声速配平攻角，进而改善宽域配平特性；设计的过程中直接得出单垂尾气动布局的配平攻角结果，省去后期额外对其进行建模计算的环节，效率得到有效提高。

本发明进一步设置：步骤3中两片分垂尾的侧向面积分别为S1和S2，步骤1中单垂尾的侧向面积为S0，S1+S2∈[S0,2S0]。

本发明进一步设置：所述分垂尾的翼根长度小于单垂尾的翼根长度，所述分垂尾的垂尾高度小于单垂尾的垂尾高度。

将原有单垂尾改设计成双垂尾的形式，将分垂尾整体相比单垂尾整体上进行缩小，可以有效避免航向稳定性过强的情况，更有利于飞行器的良好飞行状态。

本发明进一步设置：步骤1中基准气动布局中机身背向单垂尾一侧的迎风面处设置有腹鳍。

在迎风面处设置腹鳍，其与背风面上的垂尾组成安定面，可以有效提升航向稳定性，从而满足飞控专业提出的航向稳定性指标。

综上所述，本发明具有以下有益效果：

通过对宽域飞行器背部垂尾的改型，将单垂尾变为双垂尾，控制双垂尾之间的间距，利用双垂尾间流动的“文丘里效应”产生局部低压区，降低宽域飞行器在亚声速的配平攻角，从而降低宽域内的配平攻角差异。相比于通过偏转舵面调整配平攻角的方法，该方法不带来额外的配平阻力；而且针对基准气动布局采用特有的结构设计，使得能够良好满足飞行稳定性要求，确保良好的飞行质量，设计过程中同步得出单垂尾气动布局的宽域配平攻角之差，对比后可以明确反映本设计达到改善宽域配平特性的有效性。

附图说明

图1为本实施例的设计流程图；

图2为本实施例中单垂尾气动布局的结构图；

图3为本实施例中单垂尾气动布局在亚声速0.3马赫（M0.3）条件下的俯仰力矩系数曲线图；

图4为本实施例中单垂尾气动布局在超声速1.5马赫（M1.5）条件下的俯仰力矩系数曲线图；

图5为本实施例中单垂尾气动布局在亚声速0.3马赫（M0.3）、攻角为6度条件下的背风面压力分布云图；

图6为本实施例中双垂尾气动布局V1的结构图；

图7为本实施例中双垂尾气动布局V1的尾部正视图；

图8为本实施例中双垂尾气动布局V1在亚声速0.3马赫（M0.3）条件下的俯仰力矩系数曲线图；

图9为本实施例中双垂尾气动布局V1在超声速1.5马赫（M1.5）条件下的俯仰力矩系数曲线图；

图10为本实施例中双垂尾气动布局V1在亚声速0.3马赫（M0.3）、攻角为6度条件下的背风面压力分布云图；

图11为本实施例中双垂尾气动布局V2的尾部正视图；

图12为本实施例中双垂尾气动布局V2在亚声速0.3马赫（M0.3）条件下的俯仰力矩系数曲线图；

图13为本实施例中双垂尾气动布局V2在超声速1.5马赫（M1.5）条件下的俯仰力矩系数曲线图；

图14为本实施例中双垂尾气动布局V2在亚声速0.3马赫（M0.3）、攻角为6度条件下的背风面压力分布云图。

附图标记：1、机身；2、机翼；3、腹鳍；4、单垂尾；5、低压区；6、分垂尾；7、深低区。

具体实施方式

以下结合附图对本发明作进一步详细说明。

设计目标：通过双垂尾设计方法，将基准布局的亚声速和超声速攻角之差△AOA控制在3°以内。

一种改善宽域飞行器配平特性的设计方法，如图1所示，首先第一步通过UG三维软件设计一个满足宽域飞行升阻特征和各项操稳匹配特性要求的宽域飞行器（见图2），该飞行器为基准气动布局且采用高升阻比翼身融合体气动布局形式，总长1600mm，宽W=710mm；其中机身1采用扁平椭圆形机身，机身1宽度为191mm，高147mm，在其他实施例中机身1大小可以根据总体提出载荷空间而确定；其中机翼2采用曲面前缘，机翼2插接在机身1两侧且对机身1与机翼2结合处进行翼身融合处理，而且机翼2的翼面下反20°，通过降低横向稳定性来提升飞行品质。

安定面包括迎风面的腹鳍3以及背风面上的单垂尾4，依此来提升航向稳定性，从而满足飞控专业提出的航向稳定性指标。其中单垂尾4以及腹鳍3前缘掠角为55°，后掠角为30度，前缘钝化半径为5mm（即厚度为10mm）。单垂尾4的翼根长为410mm，高度为298mm，侧向投影面积S0=84380mm²；腹鳍3翼根长为413mm，高184mm；其中腹鳍3和单垂尾4位于机身1对称面的尾部位置。

第二步对设计好的基准气动布局模型构建物面和空间流场网格，再导入CFD软件中求解获得相应配平攻角。基准气动布局为单垂尾基准布局，如图3和图4所示，通过CFD求解获得单垂尾基准布局在亚声速0.3马赫（M0.3）和超声速1.5马赫（M1.5）的俯仰力矩系数曲线图，配平攻角即Cmy=0时对应的横坐标/攻角，从图中可见，亚声速配平攻角SubT0=11°,超声速配平攻角SuperT0=3°，计算得出配平攻角差异△AOA=8°。

如图5所示，给出了单垂尾气动布局在亚声速0.3马赫（M0.3）、攻角为6度条件下的背风面压力分布云图，从图中可见，机身1表面的无量纲压力介于0.988-1.002，背部单垂尾4的前缘附近不存在低压区5,靠近垂尾后缘处的低压区5是由机身1机翼2的型面造成的，与单垂尾4无关，该低压区5的无量纲压力介于0.974-0.988。

然后第三步将单垂尾4拆分成两个更小的分垂尾6得到新型气动布局（如图6和图7），在其他实施例当中可以设置多个分垂尾6形成多垂尾气动布局，本实施例中分垂尾6对称设置在机翼2上，两个分垂尾6中心线之间的间距为ds，且ds的数值不大于W，其中分垂尾6保持前缘钝化半径、前缘后掠角不变以及后缘前掠角不变，将翼根长度和垂尾高度都缩小为原来的0.7071倍，两个分垂尾6的侧面积分别为S1和S2，其中S1+S2的面积之和间于S0和2倍S0之间，本实施例中每个分垂尾6侧面积为原来单垂尾4的二分之一，取ds=300mm，得到双垂尾气动布局V1。

如图8和图9所示，第四步将双垂尾气动布局V1通过CFD求解获得其在亚声速0.3马赫（M0.3）和超声速1.5马赫（M1.5）的俯仰力矩系数曲线图，从图中可见SubT1=6°,超声速配平攻角SuperT1=2.4°，计算得到配平攻角差异△AOA=3.6°，由此可见利用分垂尾6之间的文丘里效应，亚声速配平攻角由原来的11°降为6°，降低了5°，而超声速配平攻角仅变化了0.6°，最终配平攻角差异△AOA显著降低。

如图10所示，为双垂尾气动布局V1在亚声速0.3马赫（M0.3）、攻角为6度条件下的背风面压力分布云图，从图中可见，机身1表面无量纲压力介于0.988-1.002，两个分垂尾6之间的中间区域在亚声速出现了明显的低压区5，低压区5的无量纲压力介于0.974-0.988，并且在分垂尾6相向一侧边部形成深低区7，该深低区7的无量纲压力低于0.96，从而可以显著改变亚声速配平攻角。

但是由于这样最终得出△AOA=3.6°>3°，并没有达到设计要求；进而需要对双垂尾气动布局V1进行重新设计，对分垂尾6之间的间距ds进行调节，重新调整ds为350mm，得到双垂尾气动布局V2（如图11所示）。

然后再将双垂尾气动布局V2通过CFD求解获得其在亚声速0.3马赫（M0.3）和超声速1.5马赫（M1.5）的俯仰力矩系数曲线图（如图12和图13所示），从图中可见亚声速配平攻角SubT1=4.8°，超声速配平攻角SuperT1=2.2°，计算得到配平攻角差异△AOA=2.6°<3°，满足最初的设计目标。从中可见利用分垂尾6之间的文丘里效应，亚声速配平攻角由原来的11°降为4.8°，降低了6.2°，而超声速配平攻角仅变化了0.8°，最大使得配平攻角差异△AOA显著降低。

如图14所示，其为双垂尾气动布局V2在亚声速0.3马赫（M0.3）、攻角为6度条件下的背风面压力分布云图，从图中可见，机身1表面无量纲压力介于0.988-1.002，两个分垂尾6之间的中间区域在亚声速出现了明显的低压区5，低压区5的无量纲压力介于0.974-0.988，并且在分垂尾6之间局部形成深低区7，该深低区7的无量纲压力低于0.96，，从而显著改变了亚声速配平攻角。

综上可见，通过对宽域飞行器背部垂尾的改型，将单垂尾4变为2个分垂尾6的双垂尾结构，通过控制分垂尾6之间的间距，利用双垂尾间流动的“文丘里效应”产生局部低压区5，降低宽域飞行器在亚声速的配平攻角，从而降低宽域内的配平攻角差异。相比于通过偏转舵面调整配平攻角的方法，该方法不带来额外的配平阻力。

本具体实施方式的实施例均为本发明的较佳实施例，并非以此限制本发明的保护范围，故：凡依本发明的结构、形状、原理所做的等效变化，均应涵盖于本发明的保护范围之内。

一种改善宽域飞行器配平特性的设计方法专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。