CN106507755B - 一种用于后掠三角翼飞行器的气动控制布局 - Google Patents

Abstract

一种用于后掠三角翼飞行器的气动控制布局主要由机体、机翼和控制舵组成，机体包括冲压发动机或超燃冲压发动机推进的机体、火箭发动机推进的机体或无动力的机体，机翼为后掠三角翼，具有一定下反角，并具有一定厚度，以容纳舵机，控制舵为机翼翼尖部分，该翼尖控制舵可以完成飞行器的俯仰、偏航及滚转控制。本发明所述的气动控制布局，抛弃了传统的立尾，仅通过带有下反角的后掠三角翼翼尖作为控制舵来完成对飞行器的飞行控制，能够有效降低飞行器阻力；同时将翼尖作为控制舵的方法，能够降低前方机体及机翼绕流对舵面的干扰，提高控制效率。本发明应用对象为超声速、高超声速巡航导弹和高超声速飞机。

Description

一种用于后掠三角翼飞行器的气动控制布局

技术领域

本发明涉及一种飞行器气动控制布局，特别是一种用于后掠三角翼飞行器的气动控制布局，可用于超声速、高超声速巡航导弹和超声速、高超声速飞机的气动布局设计当中。

背景技术

气动控制布局设计是大气层内飞行器设计的基本工作之一，它决定着飞行器在飞行过程中的稳定性以及飞行控制等空气动力学与飞行力学性能，对于飞行器能够完成规定的飞行任务起着决定性的作用，因此气动控制布局直接决定着大气层内飞行器设计效果和优劣。

机体加后掠三角翼形式的飞行器布局具有较高的高升阻比，比较适合于需要进行巡航飞行的超声速和高超声速飞行器。但机体加翼面飞行器的气动控制形式具有一些不可克服的缺点：1、传统的机体加翼面布局需要立尾以改善飞行器航向稳定性和进行偏航控制，但在超声速和高超声速条件下，立尾的存在使飞行器阻力增大较多，同时在大攻角状态下，处于背风区和分离区的立尾效率很低、甚至失效；2、传统机体加翼面布局的水平控制舵面为安装在机翼后缘的后缘舵形式，这种形式使得舵面受到前方翼面绕流干扰较大，舵效率会由于飞行状态的不同而受到不同程度的影响。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有认识的不足，提供一种新型的用于后掠三角翼飞行器的气动控制布局，以满足超声速、高超声速巡航飞行器气动布局设计等领域的需要。

本发明的技术方案是：一种用于后掠三角翼飞行器的气动控制布局，包括机体、机翼和控制舵，其中的控制舵为机翼翼尖部分。

所述的机体可以是以吸气式冲压发动机或超燃冲压发动机为动力的机体，也可以是任何以火箭发动机为动力或无动力的钝体。

所述的机翼为后掠三角翼，并具有一定厚度，以容纳舵机，同时具有0°～90°范围内的下反。

所述的控制舵为机翼的翼尖部分。控制舵通过同步以相同方向偏转完成对飞行器的俯仰控制，通过同步反方向差动偏转完成对飞行器的滚转和偏航控制。

本发明与现有技术相比的优点如下：

(1)本发明不包括飞行器立尾，仅通过下反三角翼的翼尖作为控制舵就能够完成对飞行器的飞行控制，有效降低了飞行器阻力。

(2)本发明中将翼尖作为控制舵的方法，能够降低前方机体及机翼绕流对控制舵面的干扰，以保证舵面具有较高的控制效率。

附图说明

图1(a)为本发明采用超燃冲压发动机为机体的组成结构侧视图。

图1(b)为本发明采用超燃冲压发动机为机体的组成结构前视图。

图1(c)为本发明采用超燃冲压发动机为机体的组成结构俯视图。

图2(a)为本发明采用钝头旋成体为机体的组成结构侧视图。

图2(b)为本发明采用钝头旋成体为机体的组成结构前视图。

图2(c)为本发明采用钝头旋成体为机体的组成结构俯视图。

图3(a)为本发明采用超燃冲压发动机为机体的的三维效果图。

图3(b)为本发明采用钝头旋成体为机体的的三维效果图。

图4(a)为本发明的正升降舵偏控制示意图。

图4(b)为本发明的负升降舵偏控制示意图。

图4(c)为本发明的正副翼舵偏控制示意图。

图4(d)为本发明的负副翼舵偏控制示意图。

图5(a)为验证算例1所采用钝头旋成体为机体的构型侧视图，尺寸单位为毫米，角度单位为度。

图5(b)为验证算例1所采用钝头旋成体为机体的构型前视图，尺寸单位为毫米，角度单位为度。

图5(c)为验证算例1所采用钝头旋成体为机体的构型俯视图，尺寸单位为毫米，角度单位为度。

图6(a)为验证算例2所采用超燃冲压发动机为机体的构型侧视图，尺寸单位为毫米，角度单位为度。

图6(b)为验证算例2所采用超燃冲压发动机为机体的构型前视图，尺寸单位为毫米，角度单位为度。

图6(c)为验证算例2所采用超燃冲压发动机为机体的构型俯视图，尺寸单位为毫米，角度单位为度。

图7(a)为验证算例1计算所得随不同升降舵偏变化的俯仰力矩曲线，角度单位为度。

图7(b)为验证算例1计算所得随不同副翼舵偏变化的滚转力矩曲线，角度单位为度。

图7(c)为验证算例1计算所得随不同副翼舵偏变化的偏航力矩曲线，角度单位为度。

图8(a)为验证算例2计算所得随不同升降舵偏变化的俯仰力矩曲线，角度单位为度。

图8(b)为验证算例2计算所得随不同副翼舵偏变化的滚转力矩曲线，角度单位为度。

图8(c)为验证算例2计算所得随不同副翼舵偏变化的偏航力矩曲线，角度单位为度。

具体实施方式

如图1(a)～图1(c)给出的以超燃冲压发动机为机体的构型示意图和图2(a)～图2(c)给出的以钝头旋成体为机体的构型示意图所示，本发明由机体1、机翼2和控制舵3组成，机体1可以是以吸气式冲压发动机或超燃冲压发动机为动力的机体，也可以是任何以火箭发动机为动力或无动力的钝体，机翼2为后掠三角翼，有0°～90°范围内的下反角，且有一定厚度，以便能够安装控制舵3的舵机，控制舵3为机翼翼尖部分，通过同步以相同方向偏转产生飞行器控制所需的俯仰力矩，同步以反方向差动偏转产生飞行器控制所需的滚转和偏航力矩，从而完成对飞行器的飞行控制。图3(a)和图3(b)给出了两种方案的三维效果图，图4(a)～图4(d)给出了舵面控制方式示意图。

为了验证本发明的效果，特别选用了以钝头旋成体外形为机体以及以简化的超燃冲压发动机为机体的两组方案进行计算分析。计算方法使用高超声速气动力工程计算方法，具体采用达黑姆-巴克方法(Dahlem-buck method)，该方法为牛顿理论和切锥法的组合算法，对于钝头体和大后掠角翼面组合的高超声速飞行器气动力计算具有较高的精度，其计算公式为：

其中

公式中M为来流马赫数，6为气流与物面面元的撞击角。

在本验证计算分析中，来流马赫数为6.0，参考长度为飞行器全长，参考面积为底部面积，质心到机体顶点距离为机体全长的60％，且分布于机体中心。

例1：以钝头旋成体外形为机体的气动控制布局的验证算例，方案构型及具体尺寸见图5(a)～图5(c)。机体全长4000mm，第一锥长度为1369.47mm，，第一锥底部直径为544.6mm，机体尾部底面直径为829.2mm，机翼由第一锥与第二锥交界开始至机体尾部，机翼根部厚度为184.9mm，俯视宽度为2360.11mm，下反角为20度，控制舵俯视宽度为281.59mm，舵面旋转轴位于机翼对称面，且距离机体尾部底面位置为272mm。

例2：以简化的超燃冲压发动机为机体的气动控制布局的验证算例，方案构型及具体尺寸见图6(a)～图6(c)。机体全长为4000mm，机体前体楔角为15度，机体尾部底面宽度为236.36mm，机体尾部底面高度403.57mm，机翼由前体楔面末端开始至机体尾部，机翼根部厚度为173.59mm，俯视宽度为1756.23mm，下反角为21度，控制舵俯视宽度为179.44mm，舵面旋转轴位于机翼对称面，且距离机体尾部底面位置为247.9mm。

图7(a)～图7(c)给出了验证算例1计算所得的不同升降舵偏角下的俯仰力矩系数曲线和不同副翼舵偏角下的滚转力矩系数和偏航力矩系数曲线，图8(a)～图8(b)给出了验证算例2计算所得的不同升降舵偏角下的俯仰力矩系数曲线和不同副翼舵偏角下的滚转力矩系数和偏航力矩系数曲线。由验证计算结果曲线可以看到，本发明所提出的一种用于后掠三角翼飞行器的气动控制布局，采用后掠、下反三角翼的翼尖作为飞行控制舵面的方式，能够为飞行器提供飞行中为抵抗空中乱流干扰所需的稳定力矩和为改变飞行姿态所需要的俯仰、滚转和偏航三个方向的操纵力矩。

综上所述，本发明所提出的一种用于后掠三角翼飞行器的气动控制布局，通过取消立尾来降低飞行器阻力，通过采用下反三角翼的翼尖作为控制舵来完成对飞行器俯仰、滚转和偏航三个方向的控制。同时，以翼尖作为控制舵还能够降低前方机体和机翼绕流对控制舵的干扰，从而提高舵效率。因此，本发明对于超声速及高超声速巡航飞行器气动布局设计等领域具有良好的应用前景。

Claims (2)

1.一种用于后掠三角翼飞行器的气动控制布局，其特征在于包括：机体(1)、机翼(2)、控制舵(3)，机翼(2)具有0°～90°范围内的下反，控制舵(3)为机翼(2)翼尖；所述的机翼(2)为后掠三角翼，并具有一定厚度，以容纳舵机，同时具有0°～90°范围内的下反角。所述的位于机翼(2)两侧的控制舵(3)同步上偏或同步下偏，完成对飞行器的俯仰控制；控制舵(3)向反方向差动偏转，完成对飞行器的滚转和偏航控制。

2.根据权利要求1所述的一种用于后掠三角翼飞行器的气动控制布局，其特征在于：所述的机体(1)可以是以吸气式冲压发动机或超燃冲压发动机为动力的机体，也可以是任何以火箭发动机为动力或无动力的机体。