本发明涉及飞行器，尤其涉及一种双模态鸭舵及其设计方法、飞行器。
背景技术：
1、本部分的描述仅提供与本发明公开相关的背景信息，而不构成现有技术。
2、宽速域飞行器设计技术是指飞行器如何通过设计实现在亚声速、跨声速、超声速以及高超声速中的两个以上速域范围内优秀气动飞行的能力，其中对于超声速或高超声速飞行器来说，同时具备优异的低速飞行能力是目前的技术难点。在常规超声速或高超声速飞行器设计中，宽速域飞行能力的飞行器设计面临着低速气动特性和高速气动特性的气动设计矛盾，高速气动结构的翼面形状设计和翼型设计无法提供优秀的低速飞行性能，优秀的低速气动结构的翼面形状设计和翼型设计，无法实现高速条件下的优秀飞行性能。
3、实践中，鸭翼作为提升低速飞行性能的机翼是设计的重点目标，为实现高性能的宽速域飞行，采取了包括隐藏式鸭翼，伸缩式鸭翼，优化型鸭翼等方式，一定程度规避了鸭翼高低速气动设计矛盾，但并未实质解决设计矛盾，在高速飞行时不能有效利用鸭翼进行气动增升及降低声爆等优势，同时隐藏式鸭翼、伸缩式鸭翼还增加了额外结构重量等问题，因此如何设计宽速域飞行器的鸭翼是目前主要的问题。
4、应该注意，上面对技术背景的介绍只是为了方便对本发明的技术方案进行清楚、完整的说明，并方便本领域技术人员的理解而阐述的。不能仅仅因为这些方案在本发明的背景技术部分进行了阐述而认为上述技术方案为本领域技术人员所公知。
技术实现思路
1、本发明的目的是提供一种双模态鸭舵及其设计方法、飞行器，实质性解决了飞行器面临的鸭舵设计在低速性能和高速性能设计之间寻找平衡的问题，提升了飞行器高低速气动性能。
2、本发明的上述实施目的主要由以下技术方案来实现：
3、本发明提供一种双模态鸭舵的设计方法，所述设计方法包括：
4、基于双模态鸭舵的翼面形状参数和翼型参数，分别生成低速工况和高速工况下的流体力学网格；
5、根据所述低速工况和所述高速工况下的流体力学网格，获取双模态鸭舵在低速工况的低速气动性能数据和高速工况下的高速气动性能数据；
6、优化所述低速气动性能数据和所述高速气动性能数据，直至所述低速气动性能数据与所述高速气动性能数据符合收敛条件，即获得所述双模态鸭舵。
7、在一具体实施例中，所述低速工况为飞行器的飞行速度不高于0.7ma；所述高速工况为飞行器的飞行速度不少于0.7ma。
8、在一具体实施例中，所述双模态鸭舵的翼面形状参数为翼根弦长、翼梢弦长、前缘掠角、以及后缘掠角；
9、所述双模态鸭舵的翼型参数基于n阶cst参数化模型确定。
10、其中，所述n阶cst参数化模型为：
11、y＝c(x)·s(x)+x·yte
12、其中，x为翼型横坐标，y为翼型纵坐标，yte为翼型尾缘厚度，c(x)为类函数，s(x)为型函数；
13、其中，所述类函数c(x)为：c(x)＝xc1·(1-x)c2
14、其中，c1、c2为翼型几何相关常数，c1取值为0.5，c2取值为1.0；
15、所述型函数s(x)定义为：
16、
17、
18、其中，si(x)为伯恩斯坦多项式；i为伯恩斯坦多项式序号；n为n阶cst参数化模型的阶数；ai为翼型cst设计参数，具有a0，a1，a2，...，an。
19、在一具体实施例中，根据所述流体力学网格，获取双模态鸭舵在低速工况和高速工况下的气动性能数据，包括：
20、根据低速工况的飞行速度、海拔高度，计算出的基于所述流体力学网格的定低速升力系数下的低速鸭舵升阻比；
21、根据高速工况的飞行速度、海拔高度，计算出的基于所述流体力学网格的定高速升力系数下的高速鸭舵升阻比；
22、其中，所述低速气动性能数据即为所述低速鸭舵升阻比；所述高速气动性能数据即为所述高速鸭舵升阻比。
23、在一具体实施例中，优化所述低速气动性能数据和所述高速气动性能数据，直至所述低速气动性能数据和所述高速气动性能数据符合收敛条件，即获得所述双模态鸭舵，包括：
24、分别设定包括所述翼面形状参数和所述翼型参数的多组数据集合；
25、基于多组所述数据集合，生成对应的多组所述双模态鸭舵的流体力学网格；
26、计算每组设计参数集的高速气动性能数据与低速气动性能数据；
27、判断所述高速气动性能数据与所述低速气动性能数据是否收敛；
28、符合收敛条件的翼面形状参数和翼型参数即为所设计的双模态鸭舵。
29、本发明提供了一种双模态鸭舵，其采用了如上所述双模态鸭舵的设计方法，且安装在飞行器上，所述双模态鸭舵包括：
30、鸭翼本体，具有前缘端及后缘端，所述前缘端的钝度大于所述后缘端的钝度；
31、旋转轴，穿设在所述鸭翼内，所述旋转轴能与飞行器相连；
32、其中，在飞行器处于所述低速工况下，所述鸭翼本体的前缘端为迎风端；在飞行器处于所述高速工况下，所述鸭翼本体通过所述旋转轴在所述飞行器上转动至其后缘端为迎风端。
33、在一具体实施例中，所述鸭翼本体具有前缘掠角和后缘掠角；所述前缘掠角为平直角、后掠角或前掠角，所述后缘掠角为前掠角；其中，所述平直角为所述鸭翼本体的翼根垂线与所述前缘端的外缘线重合的角度，所述前掠角为从所述鸭翼本体的翼根垂线到所述前缘端的外缘线，顺时针方向形成的角度，所述前掠角为从所述鸭翼本体的翼根垂线到所述后缘端的外缘线，顺时针方向形成的角度。
34、其中，所述鸭翼本体具有上表面型线和下表面型线，沿所述鸭翼本体的前缘端至其后缘端的连线，所述上表面型线和所述下表面型线呈对称设置。
35、在一具体实施例中，所述鸭翼本体的最大厚度段靠近所述前缘端设置。
36、本发明提供了一种飞行器，包括如上所述的双模态鸭舵，以及飞行器本体，在所述飞行器本体的前端两侧分别可转动地连接有所述双模态鸭舵。
37、与现有技术相比，本发明所述的技术方案具有以下特点和优点：本发明提供的双模态鸭舵及其设计方法、飞行器，能够实质性的解决宽速域飞行器面临的兼顾亚声速气动性能与超声速、高超声速气动性能的难题，通过双模态鸭舵在亚声速状态下切换，能够明显适应不同速域所需的性能要求；优化后的双模态鸭舵改善了亚声速状态下前缘流动分离现象，降低了超声速与高超声速状态下产生的激波强度，使得该状态下的升阻比得到有效提升；同时双模态鸭舵可直接连接飞行器的鸭翼舵机，安装便捷。
1.一种双模态鸭舵的设计方法，其特征在于，所述设计方法包括：
2.根据权利要求1所述的双模态鸭舵的设计方法，其特征在于，所述低速工况为飞行器的飞行速度不高于0.7ma；所述高速工况为飞行器的飞行速度不少于0.7ma。
3.根据权利要求1所述的双模态鸭舵的设计方法，其特征在于，所述双模态鸭舵的翼面形状参数为翼根弦长、翼梢弦长、前缘掠角、以及后缘掠角；
4.根据权利要求3所述的双模态鸭舵的设计方法，其特征在于，所述n阶cst参数化模型为：
5.根据权利要求4所述的双模态鸭舵的设计方法，其特征在于，所述类函数c(x)为：
6.根据权利要求1所述的双模态鸭舵的设计方法，其特征在于，根据所述流体力学网格，获取双模态鸭舵在低速工况和高速工况下的气动性能数据，包括：
7.根据权利要求1所述的双模态鸭舵的设计方法，其特征在于，优化所述低速气动性能数据和所述高速气动性能数据，直至所述低速气动性能数据和所述高速气动性能数据符合收敛条件，即获得所述双模态鸭舵，包括：
8.一种双模态鸭舵，其特征在于，采用了权利要求1至7中任一项所述的双模态鸭舵的设计方法，且安装在飞行器上，所述双模态鸭舵包括：
9.根据权利要求8所述的双模态鸭舵，其特征在于，所述鸭翼本体具有前缘掠角和后缘掠角；所述前缘掠角为平直角、后掠角或前掠角，所述后缘掠角为前掠角；其中，所述平直角为所述鸭翼本体的翼根垂线与所述前缘端的外缘线重合的角度，所述前掠角为从所述鸭翼本体的翼根垂线到所述前缘端的外缘线，顺时针方向形成的角度，所述前掠角为从所述鸭翼本体的翼根垂线到所述后缘端的外缘线，顺时针方向形成的角度。
10.根据权利要求8或9所述的双模态鸭舵，其特征在于，所述鸭翼本体具有上表面型线和下表面型线，沿所述鸭翼本体的前缘端至其后缘端的连线，所述上表面型线和所述下表面型线呈对称设置。
11.根据权利要求8所述的双模态鸭舵，其特征在于，所述鸭翼本体的最大厚度段靠近所述前缘端设置。
12.一种飞行器，其特征在于，包括如权利要求8至11中任一项所述的双模态鸭舵，以及飞行器本体，在所述飞行器本体的前端两侧分别可转动地连接有所述双模态鸭舵。
