CN103115532A - 一种超音速导弹减阻翼 - Google Patents

Abstract

一种超音速导弹减阻翼，两组弹翼对称分布在弹体的两侧。每组弹翼均包括上翼片和下翼片。上翼片和下翼片的根弦长均为0.52m，展长均为0.52m。所述的上翼片上反角为负9°，下翼片的上反角为正9°。上翼片和下翼片的前缘后掠角均为63.6°。各上翼片和下翼片分别与驱动机构连接。当超音速巡航导弹的马赫数低于设计点时，弹体两侧上翼片向下偏转，下翼片向上偏转，使得双翼最大厚度处和前缘入口处的面积比为1，来流通过两翼之间，避免了壅塞现象的发生。当马赫数继续增加接近设计马赫数时，弹体两侧上翼片向上偏转，下翼片向下偏转，达到Busemann双翼外形的位置，利用激波减弱和激波膨胀波干涉效应降低激波阻力。

Description

一种超音速导弹减阻翼

技术领域

本发明涉及现代航空航天领域，具体是一种超音速导弹可变双翼减阻构型。

背景技术

对于超音速巡航导弹而言，波阻是构成全部阻力的重要组成部分，并且巡航导弹大部分时间会以设计的马赫数在巡航状态飞行，只有在发射初期和攻击末端会改变飞行速度和飞行迎角。为了提高导弹巡航状态的气动性能，从而增加其射程，减小巡航飞行状态下的波阻具有非常重要的意义。弹翼作为巡航导弹飞行时主要承力部件，其产生的阻力尤其是激波阻力占据总阻力的很大部分，而依靠常规布局显著减弱其上的激波强度来减小波阻非常困难。

早在1935年Adolf Busemann就提出在一个机翼的对面再平行放置一个机翼，利用激波减弱和激波膨胀波干涉效应，使得两个机翼可以相互消除超音速飞行时产生的激波，从而达到降低甚至完全消除波阻的目的。然而这种Busemann双翼在偏离设计马赫数时会出现“壅塞”现象，阻力陡增甚至远大于常规机翼布局（例如菱形翼）。由于在偏离设计点时出现的壅塞流导致的阻力陡增现象没有好的解决办法，半个世纪以来Busemann双翼理论并没有具体应用到实际的超音速飞行器上。

发明内容

为克服Busemann双翼理论中偏离设计点的“壅塞”现象，最终达到减小弹翼激波阻力的目的，本发明提出一种超音速导弹减阻翼。

本发明包括两组弹翼和四个驱动机构。所述的两组弹翼对称分布在弹体的两侧，并位于自弹头方向始的弹体轴长的38%处。每组弹翼均包括上翼片、下翼片、上翼片中轴和下翼片中轴；所述上翼片和下翼片的根弦长和展长均为弹体轴长的14%。所述上翼片和下翼片的几何外形均为三角形。上翼片和下翼片的根弦长均为0.52m，展长均为0.52m。所述的上翼片上反角为负9°，下翼片的上反角为正9°。上翼片和下翼片的前缘后掠角均为63.6°。

所述四个驱动机构分为两组，其中每组驱动机构中包括一个上翼片的驱动机构和一个下翼片的驱动机构。两组驱动机构均位于所述弹翼展向0％一端，所述的两组驱动机构的中轴齿轮和轴套齿轮分别套装在上翼片中轴和下翼片中轴上；两组驱动机构的传动齿轮分别与套装在上翼片中轴或下翼片中轴上的中轴齿轮啮合。

所述上翼片被沿其展向剖分为两半，形成了上翼片前半片和上翼片后半片。将下翼片剖分为下翼片前半片和下翼片后半片。所述上翼片前半片和下翼片前半片均位于弹头一侧，所述上翼片后半片和下翼片后半片均位于弹尾一侧。

所述上翼片前半片位于上翼片展向0～50％处，上翼片后半片位于上翼片展向50～100％处。上翼片前半片与上翼片后半片相邻处的厚度为该上翼片弦长的4.12%。

所述剖分下翼片时，按照剖分上翼片的方法剖分下翼片，使下翼片前半片位于该下翼片展向0～50％处，下翼片后半片位于该下翼片展向50～100％处。下翼片前半片与下翼片后半片相邻处的厚度为该下翼片弦长的5.88%。

所述上翼片前半片套装在上翼片中轴的翼梢一端，所述上翼片后半片套装在上翼片中轴的翼根一端，并使所述上翼片前半片和上翼片后半片能够分别绕上翼片中轴转动。

所述下翼片前半片套装在下翼片中轴的的翼梢一端，所述下翼片后半片套装在下翼片中轴的翼根一端，并使所述下翼片前半片和下翼片后半片分别绕下翼片中轴转动。

所述传动齿轮中两个锥齿轮模数比为2：1；中轴齿轮与轴套齿轮的模数比为2：1。

所述中轴齿轮固定在中轴位于上翼片根部一端的端头处；轴套齿轮位于中轴齿轮与上翼片翼根部端面之间，并固定在上翼片后半片的轴套上。所述电机、减速器和传动齿轮位于弹体内。

工作时，传动齿轮在电机的带动下转动，该传动齿轮中的大直径锥齿轮与中轴齿轮啮合，并通过与该中轴齿轮固连的上翼片中轴带动固定在该上翼片中轴上的上翼片前半片转动。同时，所述传动齿轮中的小直径锥齿轮与轴套齿轮啮合，并通过与该轴套齿轮固连的上翼片后半片轴套带动上翼片后半片转动。

由于所采用的电机为双向电机，通过导弹的控制系统控制电机的双向转动，实现上翼片前半片和上翼片后半片的上下偏转。

下翼片的驱动机构与上翼片的驱动机构相同，并且下翼片的驱动机构与该下翼片的连接配合方式完全与上述上翼片的驱动机构与该上翼片的连接配合方式相同。

本发明用于超音速巡航导弹，在马赫数低于设计点时，弹体两侧上翼片的前后半片均向下偏转，下翼片的前后半片均向上偏转，使得双翼最大厚度处和前缘入口处的面积比为1，此时来流通过两翼之间，由于气体不被压缩，避免了壅塞现象的发生。当马赫数继续增加接近设计马赫数时，弹体两侧上翼片的前后半片同时向上偏转，下翼片前后半片同时向下偏转，达到Busemann双翼外形的位置，根据Busemann双翼理论，利用激波减弱和激波膨胀波干涉效应降低激波阻力。

图9为设计马赫数2.5的超音速导弹可变双翼构型和常规菱形布局单翼阻力系数随马赫数变化的数值计算结果，变形翼在马赫数0.6～1.90的非设计条件下与传统菱形单翼布局的阻力差别不大，在马赫数1.91之后相比菱形单翼布局，阻力系数显著降低，其中在设计马赫数2.5处阻力最小，减小幅度达42%，这主要是因为将双翼偏转至Busemann双翼外形的位置，可以利用其在设计马赫数的减阻特性，从而提高导弹巡航飞行状态的气动性能。

附图说明

图1是导弹整体外形图；

图2是弹翼放大图；

图3是弹翼的结构示意图，其中图3a是弹翼在弹体上的位置示意图，图3b是俯视图，图3c是侧视图，图3d是主视图；

图4是弹翼翼型变形图；

图5a是上翼片前半片；

图5b是下翼片前半片展向剖视图；

图6a是上翼片后半片；

图6b是下翼片后半片展向剖视图；

图7是传动机构的结构示意图；

图8是上翼片前半片弦向剖视图

图9阻力系数随马赫数变化图。其中：

1.弹体；2.上翼片；3.下翼片；4.上翼片前半片；5.上翼片后半片；6.下翼片前半片；7.下翼片后半片；8.上翼片中轴；9.中轴齿轮；10.轴套齿轮；11.电机；12.减速器；13.传动齿轮；14.键；15.下翼片中轴；16.单翼；17.双翼；18.可变形双翼。

具体实施方式

本实施例是一种超音速导弹的减阻翼，包括两组弹翼和四个驱动机构。

本实施例中，弹体1来流方向为弹头。

两组弹翼对称分布在弹体1的两侧，并位于自弹头方向始的弹体轴长的38%处。每组弹翼均包括上翼片2、下翼片3、上翼片中轴8和下翼片中轴15。

所述四个驱动机构分为两组，其中每组驱动机构中包括一个上翼片2的驱动机构和一个下翼片3的驱动机构。两组驱动机构均位于所述弹翼展向0％一端，其中，两组驱动机构的中轴齿轮9和轴套齿轮10分别套装在上翼片中轴8和下翼片中轴15上，两组驱动机构的电机11的输出轴均与减速器12连接，传动齿轮13安装在所述减速器12的输出轴上；两组驱动机构的传动齿轮13分别与套装在上翼片中轴8和下翼片中轴15上的中轴齿轮9啮合。

所述两组弹翼在弹体1的位置位于弹体1自弹头方向始的弹体轴长的38%处。所述的两组弹翼结构相同，本实施例中，以其中一组弹翼为例加以描述。

如图2所示，位于弹体一侧的一组弹翼包括上翼片2和下翼片3。所述上翼片2和下翼片3的几何外形均为三角形。上翼片2和下翼片3的根弦长均为0.52m，展长均为0.52m；所述翼片2和下翼片3的根弦长和展长均为弹体1轴长的14%。上翼片2和下翼片3的前缘后掠角均为63.6°。所述的上翼片2上反角为负9°，下翼片3的上反角为正9°。

所述上翼片2被沿其展向剖分为两半，形成了上翼片前半片4和上翼片后半片5。剖分时，沿所述上翼片中轴线的一侧从展向的0％处始，剖至展向的50％处，沿所述上翼片中轴线的另一侧从展向的50％处始，剖至展向的100％处，在所述上翼片中轴线两侧形成了剖分面为阶梯状的两个半翼片，并且位于上翼片展向0～50％处的半翼片为上翼片前半片4，位于上翼片展向50～100％处的半翼片为上翼片后半片5。在上翼片前半片4和上翼片后半片5展向的相邻处，两者之间有4～8mm的间隙，使所述上翼片前半片4和上翼片后半片5在运动中相互之间无干涉。本实施例中，上翼片前半片4于上翼片后半片5展向的相邻处的间隙为4mm。

在所述上翼片前半片4和上翼片后半片5的剖分面上分别有上翼片中轴8的安装套，将所述上翼片前半片4套装在上翼片中轴8的翼梢一端，将所述上翼片后半片5套装在上翼片中轴8的翼根一端，并使所述上翼片前半片4和上翼片后半片5能够分别绕上翼片中轴8转动。

按照所述剖分上翼片2的方法，将下翼片3剖分为下翼片前半片6和下翼片后半片7。同样，下翼片前半片6位于该下翼片3展向0～50％处，下翼片后半片7位于该下翼片3展向50～100％处。

在所述下翼片前半片6和下翼片后半片7的剖分面上分别有下翼片中轴15的安装套，将所述下翼片前半片6套装在下翼片中轴15的翼梢一端，将所述下翼片后半片7套装在下翼片中轴15的翼根一端，并使所述下翼片前半片6和下翼片后半片7能够分别绕下翼片中轴15转动。

所述上翼片前半片4、上翼片后半片5、下翼片前半片6和下翼片后半片7展向的截面均为三角形。其中上翼片前半片4和上翼片后半片5相邻处的厚度为该上翼片2弦长的4.12%；下翼片前半片6和下翼片后半片7相邻处的厚度为该下翼片3弦长的5.88%。

在将所述上翼片2和下翼片3安装到弹体1上时，须使所述上翼片前半片4和下翼片前半片6均位于弹头一侧，使所述上翼片后半片5和下翼片后半片7均位于弹尾一侧。

上翼片中轴8与所述上翼片前半片4的轴套之间通过键14固连；上翼片中轴8与所述上翼片后半片5之间为间隙配合。所述上翼片中轴8和上翼片前半片的轴套均延伸出上翼片翼根端的端面，用于安装上翼片2的驱动机构。

下翼片中轴15与所述下翼片前半片6的轴套之间通过键14固连；下翼片中轴15与所述下翼片后半片7之间为间隙配合。所述下翼片中轴15和下翼片前半片的轴套均延伸出下翼片翼根端的端面，用于安装下翼片3的驱动机构。

所述上翼片2和下翼片3的驱动机构相同，本实施例以上翼片2的驱动机构为例加以详细描述。

上翼片2的驱动机构包括中轴齿轮9、轴套齿轮10、电机11、减速器12和传动齿轮13。所述传动齿轮13由两个不同直径的锥齿轮组成，并且两个锥齿轮的模数比为2：1。中轴齿轮9和轴套齿轮10均为锥齿轮，并且中轴齿轮9与轴套齿轮10的模数比为2：1。所述中轴齿轮9固定在中轴8位于上翼片根部一端的端头处；轴套齿轮10位于中轴齿轮9与上翼片翼根部端面之间，并固定在上翼片后半片的轴套上。中轴齿轮9内表面与上翼片翼根部端面之间的距离须满足上翼片2驱动机构中传动齿轮13的安装，并使所述传动齿轮13能够与轴套齿轮10啮合。

所述电机11为双向电机。

所述电机11、减速器12和传动齿轮13位于弹体1内。电机11的输出轴通过减速器12与传动齿轮13连接。工作时，传动齿轮13在电机的带动下转动，该传动齿轮13中的大直径锥齿轮与中轴齿轮9啮合，并通过与该中轴齿轮9固连的上翼片中轴8带动固定在该上翼片中轴上的上翼片前半片4转动。同时，所述传动齿轮13中的小直径锥齿轮与轴套齿轮10啮合，并通过与该轴套齿轮10固连的上翼片后半片轴套带动上翼片后半片5转动。

由于所采用的电机为双向电机，通过导弹的控制系统控制电机的双向转动，实现上翼片前半片4和上翼片后半片5的上下偏转。

下翼片3的驱动机构与上翼片2的驱动机构相同，并且下翼片3的驱动机构与该下翼片的连接配合方式完全与上述上翼片2的驱动机构与该上翼片的连接配合方式相同。

本实施例用于超音速巡航导弹，在马赫数低于设计点时，弹体两侧上翼片的前后半片均向下偏转，下翼片的前后半片均向上偏转，使得双翼最大厚度处和前缘入口处的面积比为1，避免了壅塞现象的发生。当马赫数继续增加接近设计马赫数时，弹体两侧上翼片的前后半片同时向上偏转，下翼片前后半片同时向下偏转，达到Busemann双翼外形的位置，利用激波减弱和激波膨胀波干涉效应降低激波阻力。

图9为设计马赫数2.5的超音速导弹可变形双翼18和常规菱形布局单翼16的阻力系数随马赫数变化的数值计算结果。双翼17在不变形时，其阻力系数最大。当所述双翼17产生变形，成为可变形双翼18后，其阻力系数明显降低。可变形双翼18在马赫数0.6～1.90的非设计条件下，其阻力系数与传统菱形单翼布局的阻力差别不大；在马赫数1.91之后，可变形双翼18与菱形单翼布局相比，可变形双翼18的阻力系数显著降低，并且在设计马赫数2.5处阻力最小，减小幅度达42%。

Claims (8)

1.一种超音速导弹减阻翼，其特征在于，包括两组弹翼和四个驱动机构；所述的两组弹翼对称分布在弹体（1）的两侧，并位于自弹头方向始的弹体轴长的38%处；每组弹翼均包括上翼片（2）、下翼片（3）、上翼片中轴（8）和下翼片中轴（15）；所述上翼片（2）和下翼片（3）的根弦长和展长均为弹体（1）轴长的14%；所述上翼片（2）和下翼片（3）的几何外形均为三角形；上翼片（2）和下翼片（3）的根弦长均为0.52m，展长均为0.52m；所述的上翼片（2）上反角为负9°，下翼片（3）的上反角为正9°；上翼片（2）和下翼片（3）的前缘后掠角均为63.6°；所述四个驱动机构分为两组，其中每组驱动机构中包括一个上翼片（2）的驱动机构和一个下翼片（3）的驱动机构；两组驱动机构均位于所述弹翼展向0％一端；各驱动机构包括中轴齿轮（9）、轴套齿轮（10）、电机（11）、减速器（12）和传动齿轮（13）；所述的两组驱动机构的中轴齿轮（9）和轴套齿轮10分别套装在上翼片中轴（8）和下翼片中轴（15）上，两组驱动机构的电机（11）的输出轴均与减速器（12）连接，传动齿轮（13）安装在所述减速器（12）的输出轴上；两组驱动机构的传动齿轮（13）分别与套装在上翼片中轴（8）或下翼片中轴（15）上的中轴齿轮（9）啮合。

2.如权利要求1所述一种超音速导弹减阻翼，其特征在于，所述上翼片（2）被沿其展向剖分为两半，形成了上翼片前半片（4）和上翼片后半片（5）；将下翼片（3）剖分为下翼片前半片（6）和下翼片后半片（7）；所述上翼片前半片（4）和下翼片前半片（6）均位于弹头一侧，所述上翼片后半片（5）和下翼片后半片（7）均位于弹尾一侧。

3.如权利要求2所述一种超音速导弹减阻翼，其特征在于，上翼片前半片（4）位于上翼片展向0～50％处，上翼片后半片（5）位于上翼片展向50～100％处；上翼片前半片（4）与上翼片后半片（5）相邻处的厚度为该上翼片（2）弦长的4.12%。

4.如权利要求2所述一种超音速导弹减阻翼，其特征在于，所述剖分下翼片（3）时，按照剖分上翼片（2）的方法剖分下翼片（3），使下翼片前半片（6）位于该下翼片（3）展向0～50％处，下翼片后半片（7）位于该下翼片（3）展向50～100％处；下翼片前半片（6）与下翼片后半片（7）相邻处的厚度为该下翼片（3）弦长的5.88%。

5.如权利要求2所述一种超音速导弹减阻翼，其特征在于，所述上翼片前半片（4）套装在上翼片中轴（8）的翼梢一端，所述1上翼片后半片（5）套装在上翼片中轴（8）的翼根一端，并使所述上翼片前半片（4）和上翼片后半片（5）能够分别绕上翼片中轴（8）转动。

6.如权利要求2所述一种超音速导弹减阻翼，其特征在于，所述下翼片前半片（6）套装在下翼片中轴（15）的翼梢一端，所述下翼片后半片（7）套装在下翼片中轴（15）的翼根一端，并使所述下翼片前半片（6）和下翼片后半片（7）能够分别绕下翼片中轴（15）转动。

7.如权利要求1所述一种超音速导弹减阻翼，其特征在于，所述传动齿轮（13）中两个锥齿轮的模数比为2：1；中轴齿轮（9）与轴套齿轮（10）的模数比为2：1。

8.如权利要求1所述一种超音速导弹减阻翼，其特征在于，所述电机（11）、减速器（12）和传动齿轮（13）位于弹体（1）内。

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