本发明应用于高超声速飞行器气动外形设计，属于高超声速飞行器的气动布局设计领域。
背景技术：
高超声速飞行器具备速度快、突防能力强、打击时效性强等特点，成为世界各主要军事强国发展的重点。近年来随着导弹防御技术日益成熟，对高速声速飞行器机动能力、快速避险能力提出了新的要求，各国正积极研制新型高机动高超声速飞行器。
针对球-锥-柱型高超声速再入飞行器，一般通过安装空气舵实现机动飞行。空气舵多采用尾翼舵或襟翼舵方案。襟翼舵具有气动干扰小、热防护压力低、空间利用率高等优势，人们对其研制日益关注。
理论研究表明，轴对称飞行器采用常规对称分布襟翼舵时，由于襟翼舵面法向力均通过飞行器轴线，其对滚转通道的飞行控制存在缺陷，常规对称分布襟翼舵面无法实现对飞行器的滚转控制。
本发明基于球-锥-柱构型轴对称飞行器，设计一种可增强滚控能力的襟翼舵布局，保证舵面可产生足够的滚转力矩，实现飞行器滚转的高效控制，进一步实现飞行器俯仰、偏航和滚转控制效率的有效分配。
技术实现要素：
本发明的技术解决问题是：
高超声速飞行器特别是轴对称构型高超声速飞行器，常采用襟翼式控制舵面，其控制力矩主要由襟翼舵面的法向力产生。但轴向对称分布的襟翼舵面法向力常与飞行器轴线相交或者很近，舵面产生的法向力无法对飞行器轴线产生足够的滚转力矩，造成飞行器滚控能力不足。
为克服现有技术不足，发明一种增强轴对称高超声速飞行器滚控能力的新型襟翼舵布局。通过设置襟翼舵安装角，从而实现有效的滚转控制，解决了轴对称旋飞行器常规襟翼舵面布局滚转控制困难的问题。
本发明的技术解决方案是：
基于常规轴对称襟翼舵布局，对各襟翼舵设置安装角，使舵面法线偏离弹体轴线一定距离。由于舵面产生的气动力由法向力主导，舵面绕舵轴偏转后其法向力将不通过飞行器机体轴线，因此滚转舵偏下可产生有效的滚转控制力矩，实现飞行器的滚转控制。细节与权利要求书一致。
本发明与现有技术相比的增益为：
(1)襟翼舵安装角设计能够使轴对称高超声速飞行器获得滚转控制能力，从而实现飞行器三通道复合姿态控制。
(2)襟翼舵安装角设计使得轴对称高超声速飞行器滚转通道由临界稳定调整到静稳定，改善了飞行器的滚转稳定性，有助于飞行器飞行品质的提升。
(3)襟翼舵安装角的调整能够实现飞行器俯仰、偏航和滚转控制效率的有效分配，可帮助飞行器实现更大的机动能力，提高飞行器避险能力。
附图说明
图1为本发明中球-锥-柱高超声速飞行器襟翼舵整体布局示意图。
图2为本发明中襟翼舵布局示意图。其中图2(a)为襟翼舵无旋转布局(无安装角布局)示意图；图2(b)为襟翼舵旋转布局(安装角σ＝15°)示意图。
图3为本发明中球-锥-柱高超声速飞行器机身及襟翼舵尺寸参数。其中图3(a)为飞行器机身尺寸；图3(b)为襟翼舵尺寸。
图4为本发明中襟翼舵滚转力矩产生原理图。
图5为本发明中高超声速飞行器襟翼舵布局气动性能图线。其中图5(a)为襟翼舵滚转舵偏下2号舵和3号舵压力云图；图5(b)为不同飞行攻角状态襟翼舵滚转控制力矩系数随安装角的变化曲线；图5(c)为不同安装角下襟翼舵布局俯仰、偏航和滚转通道的控制效率关系曲线。
具体实施方式
针对球-锥-柱构型的轴对称高超声速飞行器，发明一种新型襟翼控制舵面布局形状。该布局不仅具有气动干扰小、热防护压力低、空间利用率高等特点，而且能够实现三通道特别是滚转通道的有效控制。该飞行器的特征包括：球-锥-柱形轴对称机身；机身底部平板状襟翼舵；襟翼舵通过舵轴与机身底部连接，襟翼舵两侧缘与机身底部边缘的距离不同，有安装角。外形示意图如图1所示。具体实施方式如下：
首先设计球-锥-柱轴对称机身外形。通过锥段长度和锥角以及柱段长度的调整，兼顾轴对称飞行器在高超声速下稳定性和操纵性。球-锥-柱型机身长度ls，头部半径为r，锥段长度为l1，锥角为θ，柱段长度为l2，因此机身母线y(x)可由下式获得：
其中机身长度ls、柱段截面半径r与头部半径r、锥角θ有如下约束关系：
ls＝r-rsinθ+l1+l2
r＝rcosθ+l1tanθ1
在球-锥-柱轴对称机身基础上，在其底部设计四片襟翼。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。主要约束条件如下：
d＝c3r
其中ls为飞行器机体长度，r为飞行器底面半径，n为襟翼舵个数，sref飞行器底面面积。c1、c2和c3为系数，其中c1常取0.15，c2常取2.0，c3常取0.2～0.5之间。
襟翼舵安装在飞行器机体底部，通过舵轴连接。首先对称周向分布各襟翼舵，其侧缘均与机体底面外缘接触，如图2(a)。随后取各襟翼舵面z方向靠机身外侧的侧缘作为旋转轴，各襟翼舵面绕自身侧缘轴向机身内侧旋转某一角度形成安装角σ，如图2(b)。四片舵旋转后两侧缘与底部边缘的距离不同，其中一侧缘与边缘接触，而另一侧缘稍远离边缘。
旋转后的四片舵仍保持上下对称、左右对称分布。四个舵中相对的两个襟翼舵舵轴平行；相邻的两个襟翼舵的舵轴夹角
襟翼舵旋转后其表面法线方向将偏离弹体轴线，该襟翼舵布局可获得有效的滚转控制力矩。
飞行器通过襟翼舵面偏转获得高超声速下的机动能力。襟翼舵偏转方法定义为：襟翼舵与飞行器体机底部横截面垂直时无偏转，沿舵轴方向向机身外侧偏转为正，向机身内侧偏转为负。当控制俯仰通道δz时，四个襟翼舵后缘向下或向上偏转。当控制偏航通道δy时，四个襟翼舵后缘向左或向右偏转。当控制滚转通道δx时，四个襟翼舵后缘顺时针或逆时针偏转。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映射关系为：
δz＝(-δ1+δ2+δ3-δ4)/4
δy＝(-δ1-δ2+δ3+δ4)/4
δx＝(δ1-δ2+δ3-δ4)/4
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
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。从机身尾部向前看，襟翼舵面按照逆时针顺序，自左上角定义为1号舵、2号舵、3号舵、4号舵，如图2a和图2b所示。
以轴对称机身长度l＝1000mm为例，设计机体头部半径r＝30mm，锥角约θ1＝15.6°，锥段长度l1＝835.1mm，柱段长度l2＝143mm，底部半径r可根据公式r＝rcosθ1+l1tanθ1+l2tanθ2计算获得r＝524mm，如图3(a)。襟翼舵面设计为扁平的长方体，其尺寸受到飞行器控制能力、底面半径r、头部半径r等相关约束，设计襟翼舵面尺寸为140mm×140mm×14mm，如图3(b)。
通过对各舵面绕自身侧缘轴的旋转形成安装角σ，当前设定为旋转角σ＝15°，此时四个舵中相对的两个襟翼舵舵轴仍然平行，但是相邻两个襟翼舵的舵轴夹角
采用计算流体动力学方法对图1布局进行气动性能评估，测试本发明的实际效果。图5(a)为本发明中飞行器襟翼舵在滚转舵偏下的压力分布，计算状态为飞行器再入时的高空高速状态。图5(a)显示左下侧襟翼舵(2号舵)迎风面的压力远大于右下侧(3号舵)，两片舵将产生较为明显的法向力差异，进而形成显著的滚转控制力矩。图5(b)为不同飞行攻角状态襟翼舵滚转控制力矩系数随安装角的变化曲线，显示襟翼舵设置安装角后，各攻角下的滚转舵偏均能产生较为显著的滚转力矩，且攻角越大，滚转力矩数值越大。安装角σ在25°度以内，安装角越大，滚转力矩系数越高，飞行器滚控能力越强。图5(c)为不同安装角襟翼舵布局俯仰、偏航和滚转通道的控制效率关系曲线，显示襟翼舵设置安装角后σ，俯仰、滚转舵效增强，但偏航舵效减小。安装角σ在20°后偏航舵效减半。襟翼舵安装角σ一般取5°～20°度之间能够有效调节俯仰、偏航和滚转控制效率，帮助飞行器实现更大的机动能力。
本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。