1.本发明涉及一种适用于低空高速飞行的气动减阻布局方法，属于飞行器气动布局设计领域。
背景技术：
2.飞行器气动布局和外形选择是总体设计的关键技术之一，是气动先行的重要内涵。随着飞行器型谱的不断的更新换代以及技术层面的向更深层次发展，恶略环境下的飞行器研制需要开展，通常的飞行器的飞行包络飞行速度与飞行高度呈现正相关特性即飞行高度越高飞行速度就越高，低空高速飞行器与高空高速飞行器呈现出不同的流动特点：首先，在高马赫数飞行时底阻通常占比在10％以内，但是在低空高马赫数时，底阻占比在40％左右；其次低空高马赫数气动热环境更加复杂，需要布置专门的减阻降热部件。
3.在低空高速域飞行时动力采用火箭发动机，减阻是飞行器设计需要开展的技术攻关之一，首要任务是提出一种适用于减阻的气动布局形式。
技术实现要素：
4.本发明要解决的技术问题是：适应未来低空高马赫数应用场景，本发明提供了一种适用于低空高速飞行的气动减阻布局方法，实现飞行器低空高速域减阻降热。
5.本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种适用于低空高速飞行的气动减阻布局方法，包括：
6.根据飞行器的速域段和空域段来设计飞行器的基础外形；
7.飞行器外形采用锥柱外形；
8.在飞行器底部前方的飞行器内舱段设置一个通气空腔，通气空腔的横截面形状与飞行器的截面匹配；
9.在飞行器的底部开孔a，孔a的排列方式按照同心圆的形式排列，飞行器底部空腔的高压空气通过此孔流向底部；
10.在飞行器的底部后方连接一个收缩形式的圆弧面，圆弧面的长度不长于底部发动机喷管的长度；
11.根据飞行高度的不同，在飞行器的后端沿周向设置若干开孔，孔与飞行器底面之间存在设定距离，孔的前端设置成凹槽，孔后安装软管，软管与通气空腔相连接。
12.进一步的，所述飞行器的基础外形的动力采用火箭动力。
13.进一步的，所述飞行器的速域段ma≥6，空域段为飞行高度≤1km。
14.进一步的，所述飞行器整体外形长度在4-6米之间，直径在0.6-0.8米之间，锥段外形占据总长的0.1-0.3倍。
15.进一步的，所述飞行器底部通气空腔的长度是飞行器总长的0.01-0.02倍，通气空腔用于容纳通过软管导入的高压来流气体。
16.进一步的，所述飞行器底部的每一孔a的半径是飞行器直径的0.01-0.03倍。
17.进一步的，所述飞行器的底部后方的圆弧面的收缩角度不小于45度，角度的定义是圆弧面母线与整个飞行器的中心线的夹角。
18.进一步的，所述根据飞行高度的不同，在飞行器的后端沿周向设置若干开孔，包括：
19.当飞行高度在0.5km以下时，在飞行器的后端距离飞行器底面0.15-0.25倍弹长的位置按照周向0度、90度、180度、270度位置开孔b，所述孔b的投影直径为飞行器直径的0.02-0.1倍，投影面是垂直于导弹中心线的平面；
20.当飞行高度在0.5km-1km时，在飞行器的后端距离飞行器底面0.15-0.25倍弹长的位置按照周向0、45度、90度、135度、180度、225度、270度、315度位置开孔c，所述孔c的投影直径为飞行器直径的0.02-0.1倍，投影面是垂直于导弹中心线的平面。
21.进一步的，所述飞行器采用叉字舵布局形式实现飞行器三通道稳定，舵面的外形通过数值计算确定样式。
22.进一步的，所述的一种适用于低空高速飞行的气动减阻布局方法，还包括：在所述飞行器头部加装支杆，支杆的形状为大长细比的圆柱，长度为整个飞行器长度的0.1-0.3倍，直径为支杆长度的0.01倍到0.1倍。
23.本发明相比于现有技术具有如下增益效果：
24.(1)本发明的适用范围是低空高速域范畴，低空高速范畴是适应未来飞行器使用的场景，本发明的低空高速减阻气动布局设计，充分利用低空飞行高超声速流场气动特征，即在该飞行特征段，飞行器整个底部的压差阻力占飞行器总阻力的40％左右，设计一种气动布局形式。采用在飞行器后部设计凹槽，直接将来流空气引入底部空气驻室，通过底部安装的多孔板渗入到飞行器底部。增加底部的压力值，降低飞行器总的阻力，满足低空飞行各空域段阻力最优的状态。头部安装支杆，支杆的前端设计成尖锥形状，减少波阻及用于热防护。
25.(2)本发明采用被动控制方式，在机体设计小孔，利用低空高速高动压的优势，使来流通过导气管进入到底部，节省能源以及设计简单。
附图说明
26.图1为本发明实施例基础外形的侧视图；
27.图2为本发明实施例增加支杆外形的侧视图；
28.图3为本发明实施例底部设计空腔的侧视图；
29.图4为本发明实施例底部开孔的后视图；
30.图5为本发明实施例底部设计圆弧面的侧视图；
31.图6为本发明实施例飞行器开孔的侧视图；
32.图7为本发明实施例飞行器开孔及导气管的局部侧视图；
33.图8为本发明实施例飞行器带舵面后视图；
34.图9为本发明实施例飞行器舵面的侧视图。
具体实施方式
35.结合附图和实施例对本发明进行说明。
36.针对低空飞行(飞行高度≤1km)高超声速(ma≥6)飞行器，充分利用低空飞行高超声速流场气动特征，即在该飞行特征段，飞行器整个底部的压差阻力占飞行器总阻力的40％左右，设计一种气动布局形式。采用在飞行器机身后部设计凹槽及开孔，直接将来流空气引入底部空气驻室，通过底部安装的多孔板流入到飞行器底部。增加底部的压力值，降低飞行器总的阻力，满足低空飞行各空域段阻力最优的状态。头部安装支杆，支杆设计成大长细比圆柱形状，减少波阻及用于热防护。
37.本发明通过改变飞行器外形实现低空(高度不大于0.5km)高速域段(马赫数不小于6)减阻形式。
38.一种适用于低空高速飞行的气动减阻布局方法，包括如下步骤：
39.步骤101、设计基础外形，基础外形的设计可以根据飞行器的速域段和空域段来设计，本发明的气动外形的速域段ma≥6，空域段为飞行高度≤0.5km。
40.步骤102、飞行器外形设计主要采用锥柱外形，整体外形长度在4-6米之间，直径在0.6-0.8米之间，锥段外形占据总长的0.1-0.3倍。锥段头部安装支杆，支杆为圆柱形，长度为整个飞行器长度的0.1-0.3倍。直径在支杆长度的0.01倍到0.1倍。
41.步骤103、在飞行器底部前面的飞行器内舱段设计一个通气空腔，空腔的横截面形状与飞行器的截面匹配。空腔的长度是飞行器总长的0.01-0.02倍。空腔的用途是容纳通过软管导入的高压来流气体。
42.步骤104、在飞行器的底部开孔，孔的排列方式按照同心圆的形式排列，每一孔的半径是飞行器直径的0.01-0.03倍。底部空腔的高压空气通过此孔流向底部。
43.步骤105、在飞行器的底部后连接一个收缩形式的圆弧面，圆弧面的长度不长于底部发动机喷管的长度。圆弧面的收缩角度不小于45度。角度的定义是圆弧面横截面两端连接一条直线。此直线与整个飞行器的中心线的夹角。
44.步骤106、当飞行高度在0.5km以下时，在飞行器的后端距离飞行器底面0.15-0.25倍弹长的位置按照周向0、90度、180度、270度四个位置开孔，孔的投影直径为飞行器直径的0.02-0.1倍，投影面是垂直于导弹中心线的平面。孔后面安装软管，软管与通气空腔相连接。
45.步骤107、当飞行高度在5km-10km时，在飞行器的后端距离飞行器底面0.15-0.25倍弹长的位置按照周向0、45度、90度、135度、180度、225度、270度、315度八个位置开孔，孔的投影直径为飞行器直径的0.02-0.1倍，投影面是垂直于导弹中心线的平面。孔后面安装软管，软管与通气空腔相连接。
46.步骤108、采用叉字舵布局形式实现飞行器三通道稳定。
47.实施例：
48.一种通过在弹体上表面设置孔洞及内部安装导气管以及在头部安装支杆满足低空高速飞行的气动布局形式，首先根据装填需求设计基础外形，基础外形的本体为锥柱外形，在飞行器底部前面的飞行器内舱段设计一个通气空腔，空腔的横截面形状与飞行器的截面匹配。在飞行器的底部开孔，孔的排列方式按照同心圆的形式排列，在飞行器的底部后连接一个收缩形式的圆弧面，圆弧面的长度不长于底部发动机喷管的长度，在飞行器底部前布置4片控制舵，采用叉字形布局。
49.具体的，本发明的一种低空高速域减阻气动布局形式，包括如下步骤：
50.(1)首先设定飞行高度0.05km，飞行速度ma＝6；
51.(2)飞行器外形设计采用采用锥柱外形，整体外形长度在5米，直径在0.6米，锥段外形占据总长的0.2倍，即1米。锥段头部安装支杆，支杆为圆柱形，长度为飞行器总长的0.2倍，即1米，直径为0.02倍支杆长度，即0.02米，图1所示为基本外形的侧视图，图2所示为增加支杆外形的侧视图；
52.(3)在飞行器底部前面的飞行器内舱段设计一个通气空腔，空腔的横截面形状与飞行器的截面匹配。空腔的长度是飞行器总长的0.01倍，即0.05米。空腔的用途是容纳通过软管导入的高压来流气体，图3所示为底部设计空腔的侧视图；
53.(4)飞行器的底部开孔，孔的排列方式按照同心圆的形式排列，每一孔的半径是飞行器直径的0.016倍，即0.01米。底部空腔的高压空气通过此孔流向底部。图4所示为底部开孔的后视图；
54.(5)在飞行器的底部后连接一个收缩形式的圆弧面，圆弧面的长度为0.05米。圆弧面的收缩角度45度；图5所示为底部设计圆弧面的侧视图；
55.(6)在飞行器的后端距离飞行器底面0.2倍弹长的位置即1米，按照周向0、90度、180度、270度四个位置开孔，孔的投影直径为飞行器直径的0.05倍即0.03米，投影面是垂直于导弹中心线的平面。孔后面安装软管，软管与通气空腔相连接。图6为飞行器开孔的侧视图，图7为开孔及导气管的局部侧视图；
56.(7)在飞行器的底面前布置叉字舵，根据飞行弹道确定舵面大小，本实施例中舵面底面长度在0.5米，上端面长度为0.3米，前缘直径为0.02米，高度0.25米。图8为底部安装控制舵面的前视图，图9为控制舵面的侧视图。
57.本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。