[发明专利]一种用于降低气动干扰影响的直升机平尾设计方法

权利要求书

1.一种用于降低气动干扰影响的直升机平尾设计方法，其特征在于，方法包括：

步骤1：直升机设置上平尾和下平尾，获得原准机平尾面积S、平尾展长L、平尾弦长B、平尾到桨心的水平距离W、平尾到桨心的垂直距离H；

步骤2：上平尾和下平尾的初始面积均为S/2，上平尾和下平尾的初始展长均为L，上平尾和下平尾的初始弦长均为B/2，上平尾和下平尾的初始高度差为B，上平尾和下平尾的1/4弦线连线的中点到桨心水平距离为W，上平尾和下平尾的1/4弦线连线的中点到桨心垂直距离为H；

步骤3：建立直升机的旋翼/平尾干扰计算模型，计算分析设计直升机的旋翼/平尾干扰流场，得到强干扰状态下原准机平尾位置处的旋翼尾迹下洗角γ；上平尾和下平尾的1/4弦点的连线与水平面夹角等于所述旋翼尾迹下洗角γ；

步骤4：确定直升机的上平尾和下平尾的初始安装角；

步骤5：根据上平尾和下平尾的初始面积、初始展长、初始弦长、初始安装角以及上平尾和下平尾的初始高度差，保持上平尾和下平尾的弦长以及1/4弦线的中点位置不变，采用结合动量源模型的CFD(计算流体动力学方法，Computational Fluid Dynamics)方法和基于Kriging模型的优化方法，进行参数优化获得上平尾和下平尾最终安装角、最终展长以及上平尾和下平尾的最终高度差。

2.根据权利要求1所述的直升机平尾设计方法，其特征在于，步骤3包括：

步骤31：建立直升机的旋翼/平尾干扰计算模型，划分网格；

步骤32：建立旋翼的动量源模型；

步骤33：求解N-S方程，获得原准机旋翼与平尾干扰下的平尾载荷随前进比的变化规律；

步骤34：求解N-S方程，获得原准机平尾无旋翼干扰下的平尾载荷随前进比的变化规律；

步骤35：计算原准机平尾的干扰载荷随前进比的变化规律，确定强干扰状态；

步骤36：获得强干扰状态下原准机平尾位置处的旋翼尾迹下洗角γ。

3.根据权利要求1所述的直升机平尾设计方法，其特征在于，步骤4包括：

步骤41：将上平尾的初始安装角设置为0度；

步骤42：下平尾的初始安装角为原准机平尾安装角α的2倍。

4.根据权利要求1所述的直升机平尾设计方法，其特征在于，在步骤5包括：

步骤51：保持上平尾和下平尾的弦长不变，确定优化参数为上平尾展长、下平尾展长、下平尾安装角、上平尾安装角以及上平尾和下平尾的高度差，确定优化目标为强干扰状态的干扰载荷；

步骤52：采用拉丁超立方采样方法对优化变量采样，获得样本空间，采用结合动量源模型的CFD方法获得样本对应的强干扰状态下的双层平尾干扰载荷；

步骤53：采用Kriging模型通过采样点数据建立优化变量与优化目标的近似响应模型；

步骤54：以强干扰状态的上平尾和下平尾干扰载荷最小为优化目标，采用遗传算法对Kriging模型建立的近似模型寻找多个优化方案；

步骤55：在寻找到的优化方案中，综合考虑双层平尾的操纵功效与原准机相近和强干扰状态干扰载荷较小，确定最后优化方案。

5.根据权利要求1所述的直升机平尾设计方法，其特征在于，

平尾安装角范围为-10°至2°；

平尾面积与桨盘面积的比范围：0.002-0.025。

6.根据权利要求1所述的直升机平尾设计方法，其特征在于，

平尾到桨心的距离与旋翼半径的比：0.6-1.4。

7.根据权利要求1所述的直升机平尾设计方法，其特征在于，

上平尾和下平尾的展长范围：0.5L-1.5L。

8.根据权利要求1所述的直升机平尾设计方法，其特征在于，

上平尾和下平尾的高度差范围：0-4B。