一种基于新型襟翼舵面的旋成体飞行器的制作方法

本发明是一种基于新型襟翼舵面的旋成体飞行器，属于高超声速飞行器的气动布局设计领域。

背景技术：

弹道导弹作为国家保持中、远程打击能力的基础，是世界各主要军事强国武器装备研发的重点。近年来随着反导技术的快速发展，传统弹道导弹的惯性再入式飞行已经难以突破当前反导系统的拦截，目前世界各国正在寻求更为机动、突防能力更强的再入武器系统。因此研制新型具备高机动能力的再入飞行器十分迫切。

常规再入飞行器布局多采用球-锥旋成体构型。目前该类飞行器主要通过自身旋转或设置尾翼来实现自身的稳定飞行。由于自身旋转无法使飞行器获得机动能力，因此该类飞行器的机动飞行均通过设置尾翼的方式实现，其尾翼多采用四片“十”字或者“×”字尾翼布局。尾翼后缘布置后缘舵，再入飞行阶段可获得较好的三通道(俯仰、偏航、滚转)有效操纵力矩，从而实现再入飞行器的机动飞行。

但由于尾翼安装于飞行器中后部，高超声速下尾翼与飞行器后体的流动相互干扰非常严重，对飞行器整体的气动性能带来严重影响。在高马赫数环境下，尾翼前缘的气动加热尤为严重，其前缘的热防护问题十分突出。后缘舵面虽然热防护压力较小，但在大攻角下舵轴仍会出现明显的热载荷问题，给舵的安全性和有效性带来不利影响。此外在外包络给定的前提下，旋成体飞行器的四片尾翼会使机身的实际空间大大减小，给内部机构的装填带来困难，同时也减小了装药量，限制了武器的毁伤威力。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术不足，发明一种基于新型襟翼舵面的旋成体飞行器。基于球-锥构型的旋成体飞行器，设计新型襟翼式控制舵面，以代替常规的尾翼布局方案。带有新型襟翼舵面的飞行器气动性能稳定，热防护压力小，可实现飞行器的机动飞行。新型襟翼舵面结构紧凑，能有效提升飞行器的装填能力，且有助于减缓或者消除常规尾翼布局方案存在的气动干扰和气动加热问题，并改进常规尾翼布局方案装填空间不足的局限。

本发明的技术解决方案是：一种基于新型襟翼舵面的旋成体飞行器，包括：锥形旋成体机身、襟翼舵面；襟翼舵面数量大于等于四个，在旋成体机身尾部均匀周向分布，襟翼舵面通过各自舵轴与旋成体机身尾部相连，能够绕各自舵轴转动。

襟翼舵面位于锥形旋成体机身尾部横截面的边缘位置。

襟翼舵面作为飞行器的全动舵面，锥形旋成体机身的头部为球形。

襟翼舵面为四个，分为两组，每组中的两个襟翼舵面的舵轴平行设置，同一组中的两个襟翼舵面的舵轴中心连线与另一组的两个舵面舵轴中心的连线呈90°夹角。

襟翼舵面为扁平长方体，当襟翼舵面与锥形旋成体机身尾部横截面垂直时，定义襟翼舵面的长度方向与飞行器的中心轴平行，定义襟翼舵面的长度为l，定义襟翼舵面的宽度为w，定义襟翼舵面的厚度为d，且d<w。

襟翼舵面的长度l受旋成体飞行器控制能力和底部尺寸的约束。

襟翼舵面的宽度w受旋成体飞行器控制能力和底部尺寸的约束。

襟翼舵面的厚度d尺寸与头部半径r相关。

从飞行器机身尾部向前看，襟翼舵面按照逆时针顺序，自左上角分别编号为襟翼舵面1、襟翼舵面2、襟翼舵面3、襟翼舵面4；当控制俯仰通道δz时，襟翼舵面1、4同方向偏转，襟翼舵面2、3同方向偏转；当控制偏航通道δy时，襟翼舵面1、2同方向偏转，襟翼舵面3、4同方向偏转；当控制滚转通道δx时，襟翼舵面1、4反方向偏转，襟翼舵面2、3反方向偏转。

襟翼舵面能够沿着舵轴向内偏转，使舵面与旋成体机身底面平行，从而实现襟翼舵面的收纳。

本发明与现有技术相比的有益效果为：

(1)本发明中新型襟翼式控制舵安装在旋成体机身底部，高超声速环境下襟翼舵面的流动将不会影响上游旋成体机身的流动，襟翼舵面对飞行器机身气动干扰较小，有效避免了常规旋成体尾翼布局体翼相互干扰的问题。

(2)本发明中新型襟翼式控制舵面无前缘，不存在常规旋成体尾翼布局的前缘防热问题，且襟翼控制舵设计在旋成体机身尾部底面，舵轴等控制机构隐藏在机身底面背风面中，有效规避了常规尾翼布局的热防护问题。

(3)本发明襟翼舵面向内偏转至飞行器底部收纳，结构紧凑，有利于安装火箭助推段。在外包络限定的前提下，新型襟翼舵面的旋成体飞行器能够最大化利用机身内部容积。相比常规尾翼布局，本发明能够增加飞行器内部装填空间，可增加战斗部当量，增大毁伤威力。

(4)本发明新型襟翼式控制舵面热防护压力较小，相较与常规布局飞行器，本发明能够实现更高的巡航马赫数，飞行速度更快，巡航时间更长，可提升飞行器的有效打击距离和打击范围。

(5)本发明新型襟翼舵面代替常规的尾翼布局方案，有助于减缓或消除常规尾翼布局方案存在的气动干扰和气动加热问题，并有效增加了飞行器内部的装填空间。

附图说明

图1为本发明中旋成体飞行器新型襟翼舵面示意图。

图2(a)为本发明中旋成体飞行器新型襟翼舵面舵轴位置示意图，(b)为各襟翼舵面编号示意图。

图3(a)为本发明中旋成体飞行器新型襟翼布局压力云图；(b)为常规尾翼布局压力云图。

图4(a)为本发明中旋成体飞行器新型襟翼布局热流云图，(b)为常规尾翼布局热流云图。

图5(a)为本发明中旋成体飞行器新型襟翼舵面收纳方案示意图，(b)为常规尾翼布局装填空间与器新型襟翼舵面布局装填空间比较示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。

本发明一种基于新型襟翼舵面的旋成体飞行器，是基于球-锥构型的旋成体飞行器。该飞行器带有新型襟翼式控制舵面，通过在旋成体飞行器尾部设计四片×字分布襟翼，并将襟翼作为飞行器的全动舵面，以襟翼偏转的方式使飞行器获得高超声速下的机动飞行能力。新型襟翼舵面代替常规的尾翼布局方案，有助于减缓或消除常规尾翼布局方案存在的气动干扰和气动加热问题，并有效增加了飞行器内部的装填空间。本发明中新型襟翼式控制舵安装在旋成体机身底部，高超声速环境下襟翼舵面的流动将不会影响上游旋成体机身的流动，襟翼舵面对飞行器机身气动干扰较小，有效避免了常规旋成体尾翼布局体翼相互干扰的问题。

基于球-锥构型的旋成体飞行器，设计新型襟翼式控制舵面，本发明发明一种基于新型襟翼舵面的旋成体飞行器。该飞行器操纵效率较高，热防护压力小，装填空间大。该飞行器的特征包括：球-锥形旋成体机身；旋成体机身尾部均匀周向分布襟翼舵面；全动襟翼舵面通过各自舵轴与机身尾部相连，可绕各自舵轴转动，外形示意图如图1所示。

本发明一种基于新型襟翼舵面的旋成体飞行器，包括：锥形旋成体机身、襟翼舵面；襟翼舵面数量大于等于四个，在旋成体机身尾部均匀周向分布，襟翼舵面通过各自舵轴与旋成体机身尾部相连，能够绕各自舵轴转动。优选襟翼舵面位于锥形旋成体机身尾部横截面的边缘位置。襟翼舵面作为飞行器的全动舵面，锥形旋成体机身的头部优选为球形。襟翼舵面优选为四个，分为两组，每组中的两个襟翼舵面的舵轴平行设置，同一组中的两个襟翼舵面的舵轴中心连线与另一组的两个舵面舵轴中心的连线呈90°夹角。

襟翼舵面优选为扁平长方体，当襟翼舵面与锥形旋成体机身尾部横截面垂直时，定义襟翼舵面的长度方向与飞行器的中心轴平行，定义襟翼舵面的长度为l，定义襟翼舵面的宽度为w，定义襟翼舵面的厚度为d，且d<w。

襟翼舵面的长度l受旋成体飞行器控制能力和底部尺寸的约束，优选如下，能够有效提高飞行器控制性能：

其中l旋成体为旋成体长度，l质心为质心距头部顶点的距离，r为旋成体尾部底面半径。

襟翼舵面的宽度w受旋成体飞行器控制能力和底部尺寸的约束，优选如下，能够有效提高飞行器控制能力：

其中n为襟翼舵面个数，n＝4，sref为参考面积，为旋成体尾部底面的面积。

襟翼舵面的厚度d尺寸与头部半径r相关，优选公式d＝k·r，k为系数，取0.2～0.5之间，通过襟翼舵面的厚度d与头部半径r配合，有效提高飞行器的气动性能。

锥形旋成体机身优选为两级球-锥构型，头部半径为r，一级锥长度为l1，锥角为θ1，二级锥长度为l2，锥角为θ2，且θ1>θ2，旋成体母线y(x)公式如下：

旋成体机身长度l旋成体、尾部底面截面半径r与头部半径r、一二级锥角θ1、θ2有如下约束关系：

l旋成体＝r-rsinθ1+l1+l2

r＝rcosθ1+l1tanθ1+l2tanθ2

从机身尾部向前看，襟翼舵面按照逆时针顺序，自左上角分别编号为襟翼舵面1、襟翼舵面2、襟翼舵面3、襟翼舵面4。当控制俯仰通道δz时，襟翼舵面1、4同方向偏转，襟翼舵面2、3同方向偏转。当控制偏航通道δy时，襟翼舵面1、2同方向偏转，襟翼舵面3、4同方向偏转。当控制滚转通道δx时，襟翼舵面1、4反方向偏转，襟翼舵面2、3反方向偏转。

新型襟翼舵面舵偏方向定义为沿舵轴方向向机身外侧偏转为正，向机身内侧偏转为负。俯仰通道舵偏角δz、偏航通道舵偏角δy、滚转通道下舵偏角δx与各舵面偏转角之间的优选映射关系为：

δz＝(-δ1+δ2+δ3-δ4)/4

δy＝(-δ1-δ2+δ3+δ4)/4

δx＝(δ1-δ2+δ3-δ4)/4

其中δ1、δ2、δ3、δ4分别为各襟翼舵面偏转角，下标1、2、3、4为各襟翼舵面编号，如图2(b)所示。

襟翼舵面可沿着舵轴向内偏转，使舵面与旋成体机身底面平行，从而实现襟翼舵面的收纳。

首先锥形旋成体机身优选典型球-锥式旋成体机身外形，为兼顾高超声速下旋成体外形的稳定性和操纵性，设计球-锥外形为两级锥，通过两级锥角及两级锥体长度的调整，保证旋成体稳定性和操纵性的均衡。旋成体机身长度l旋成体，设计头部半径为r，一级锥长度为l1，锥角为θ1，二级锥长度为l2，锥角为θ2，θ1>θ2，因此旋成体母线y(x)优选如下，通过以上的匹配，有效提高飞行器的气动性能：

且旋成体机身长度l旋成体、尾部底面截面半径r与头部半径r、一二级锥角θ1、θ2有如下约束关系：

l旋成体＝r-rsinθ1+l1+l2

r＝rcosθ1+l1tanθ1+l2tanθ2

基于球-锥式旋成体机身外形，优选在其底部设计四片“×”字分布襟翼。单个襟翼舵面设计为扁平长方体，长度为l，宽度为w，厚度为d。襟翼舵面的长度l、宽度w、厚度d的尺寸受到控制能力、底面半径r、头部半径r等尺寸参数的约束。优选约束条件如下：

d＝k·r

其中l旋成体为旋成体长度，l质心为质心距头部顶点的距离，数值为0.6l旋成体，r为旋成体尾部底面半径，n为襟翼舵面个数，n＝4，sref为参考面积，为旋成体尾部底面面积，k为系数，取0.2～0.5之间。

襟翼舵面采用全动舵形式，舵轴位于旋成体机身尾部的底面，如图2(a)。通过襟翼舵面偏转使旋成体飞行器获得高超声速下的机动飞行能力。从机身尾部向前看，襟翼舵面按照逆时针顺序，自左上角分别编号为襟翼舵面1、襟翼舵面2、襟翼舵面3、襟翼舵面4，如图2(b)所示。当控制俯仰通道δz时，襟翼舵面1、4同方向偏转，襟翼舵面2、3同方向偏转。当控制偏航通道δy时，襟翼舵面1、2同方向偏转，襟翼舵面3、4同方向偏转。当控制滚转通道δx时，襟翼舵面1、4反方向偏转，襟翼舵面2、3反方向偏转。

定义襟翼舵面偏转的方向：4个舵的正舵偏方向定义一致，即沿舵轴方向向机身外侧偏转为正，向机身内侧偏转为负。定义旋成体坐标系o-xyz：原点o位于旋成体头部定点，x轴为旋成体中心轴，正方向指向前；y轴位于旋成体纵向对称面内与x轴垂直，正方向指向上；z轴按照右手准则确定。该坐标系下襟翼舵面的俯仰、偏航、滚转三通道舵偏分配如下式：

δz＝(-δ1+δ2+δ3-δ4)/4

δy＝(-δ1-δ2+δ3+δ4)/4

δx＝(δ1-δ2+δ3-δ4)/4

式中δz、δy、δx分别为旋成体飞行器的俯仰、偏航、滚转通道舵偏角，δ1、δ2、δ3、δ4分别为各襟翼舵面偏转角，下标1、2、3、4为各襟翼舵面编号，如图2(b)所示。给定通道舵偏下的各舵面偏转角度如下公式：

δ1＝-δz-δy+δx

δ2＝δz-δy-δx

δ3＝δz+δy+δx

δ4＝-δz+δy-δx

设计4个襟翼舵面可绕自身舵轴向机身内旋转，使襟翼舵面与旋成体机身底面平行，从而实现襟翼舵面的收纳。该设计能够使结构紧凑，有利于火箭助推段的安装，提升火箭助推器头仓的空间利用率。

以旋成体机身长度l旋成体＝1000mm为例，设计旋成体头部半径r＝30mm，第一级锥角θ1＝14.5°，一级锥长度l1＝827.5mm，第二级锥角为θ1＝7.1°，二级锥长度l2＝150mm，底部半径r可根据公式r＝rcosθ1+l1tanθ1+l2tanθ2计算获得r＝261.7mm。襟翼舵面设计为扁平的长方体，其尺寸受到旋成体控制能力、底面半径r、头部半径r等相关约束，设计襟翼舵面尺寸为400mm×400mm×10mm。外形示意图即为图1所示。带有该新型襟翼控制舵的旋成体飞行器的具有低气动干扰、低气动加热和高空间利用率等优势。

采用数值仿真手段对图1外形开展气动力学特性数值模拟，并与相同尺寸的常规布局外形对比，测试本发明的实际效果。图3为本发明中旋成体飞行器新型襟翼布局与常规尾翼布局迎风面压力(p)分布云图。图3(a)显示新型襟翼舵面布局表面光滑，压力分布变化缓慢且较为均匀；而常规尾翼布局由于体与翼相互干扰，压力分布变化剧烈，特别是尾翼翼根附近，如图3(b)，该气动干扰会给飞行器的稳定性和操纵性能带来不利影响。图4为本发明中旋成体飞行器新型襟翼布局与常规尾翼布局热流(q)分布云图。图4(a)显示新型襟翼舵面布局中除头部热流较高外，其余部件热流较低，襟翼舵面热流在1000kw/m²以下；而图4(b)显示常规尾翼布局的尾翼前缘热流较高，超过4000kw/m²，尾翼前缘热防护压力较大。新型襟翼舵面的旋成体飞行器将能够实现更高的巡航马赫数，飞行速度更快，巡航时间更长，有效打击距离更远，有效打击范围更大。图5为本发明中旋成体飞行器新型襟翼舵面收纳方案及与常规尾翼布局装填空间比较。图5(a)显示新型襟翼舵面可向机身内偏转回收至底面，可使得飞行器结构紧凑，有利于助推段的安装。图5(b)显示在外包络相同的前提下，新型襟翼舵面布局的设计相比常规尾翼布局，极大提高了空间的利用率，新型襟翼舵面的旋成体飞行器有效提升了装填空间，相应可适当增加战斗部当量，增大毁伤威力。

本发明中新型襟翼式控制舵安装在旋成体机身底部，高超声速环境下襟翼舵面的流动将不会影响上游旋成体机身的流动，襟翼舵面对飞行器机身气动干扰较小，有效避免了常规旋成体尾翼布局体翼相互干扰的问题。本发明中新型襟翼式控制舵面无前缘，不存在常规旋成体尾翼布局的前缘防热问题，且襟翼控制舵设计在旋成体机身尾部底面，舵轴等控制机构隐藏在机身底面背风面中，有效规避了常规尾翼布局的热防护问题。

本发明襟翼舵面向内偏转至飞行器底部收纳，结构紧凑，有利于安装火箭助推段。在外包络限定的前提下，新型襟翼舵面的旋成体飞行器能够最大化利用机身内部容积。相比常规尾翼布局，本发明能够增加飞行器内部装填空间，可增加战斗部当量，增大毁伤威力。(4)新型襟翼式控制舵面热防护压力较小，相较与常规布局飞行器，本发明能够实现更高的巡航马赫数，飞行速度更快，巡航时间更长，可提升飞行器的有效打击距离和打击范围。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。