CN107804473B - 一种改善前缘热环境的变后掠舵或翼的设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种改善前缘热环境的变后掠舵或翼的设计方法，包括飞行器总体提出对飞行器的气动性能要求、根据气动性能要求中对稳定性及舵效的具体要求确定飞行器的等后掠舵或翼的尺寸及后掠角、对等后掠舵或翼前缘进行变后掠设计、根据热环境的需要调节舵或翼前缘变后掠的形状，设计变后掠舵或翼前缘、判断该变后掠是否满足要求，如果不满足，回到步骤三，如果满足，此时的变后掠舵或翼前缘即为所求等五个步骤。本发明能够较大程度地改善舵或翼前缘热环境，对减小阻力有一定的作用，并且对飞行器的稳定性和舵效影响很小。适用于有舵或翼飞行器尤其适用于高超声速飞行器设计的工程应用，具有很高的实用价值。

Description

一种改善前缘热环境的变后掠舵或翼的设计方法
技术领域
本发明属于气动布局设计技术领域，具体涉及一种改善前缘热环境的变后掠舵或翼的设计方法。
背景技术
目前舵或翼一般都是采用固定后掠角来达到减阻和改善热环境的目的，由于各种因素的限制常常采用梢弦薄、根弦厚的方案，这样就使得前缘靠近梢弦部位的热环境较严酷，一般情况下，舵或翼前缘的倒圆半径较小，特别是靠近梢弦部位的倒圆半径更小且易被激波打到前缘造成舵或翼前缘热环境极其恶劣。
随着航天技术的进步，飞行器的最大飞行速度能够达到10马赫以上甚至能够达到20马赫以上，对飞行器的防热提出了更高的要求。因此，亟待解决高超声速飞行器改善舵或翼前缘热环境的设计方法，能使之很好地应用于工程中，不能增加阻力，并且不能对飞行器的稳定性和舵效产生影响。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供了一种改善前缘热环境的变后掠舵或翼的设计方法，包括如下步骤：
步骤一、飞行器总体提出对飞行器的气动性能要求；
步骤二、根据气动性能要求中对稳定性及舵效的具体要求确定飞行器的等后掠舵或翼的尺寸及后掠角；
步骤三、对等后掠舵或翼前缘进行变后掠设计；
步骤四、根据热环境的需要调节舵或翼前缘变后掠的形状，设计变后掠舵或翼前缘；
步骤五、判断该变后掠是否满足要求，如果不满足，回到步骤三，如果满足，此时的变后掠舵或翼前缘即为所求。
具体地，所述的步骤三中对等后掠舵或翼前缘进行变后掠设计，前缘不再是一条直线，而是根据需要设计成多线段变后掠或曲线变后掠或其它任何形式的非直线等后掠。
优选地，所述的步骤三中对等后掠舵或翼前缘进行变后掠设计，设计成圆弧形的等后掠。
本发明提供的一种改善前缘热环境的变后掠翼设计方法，能够较大程度地改善舵或翼前缘热环境，对减小阻力有一定的作用，并且对飞行器的稳定性和舵效影响很小。适用于有舵或翼飞行器尤其适用于高超声速飞行器设计的工程应用，具有很高的实用价值。
附图说明
图1为根弦、梢弦、前缘和后掠角示意图；
图2为等后掠舵或翼示意图；
图3为变后掠舵或翼示意图；
图4为等后掠全弹和变后掠全弹示意图；
图5为本发明的设计方法流程图。
图中尺寸数字的单位为mm.。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，下面结合附图及实施例，对本发明的具体实施方式作进一步说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用于帮助理解本发明，并不构成对本发明的限定。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
如图5所示，为本发明的设计方法流程图。本发明的一种改善前缘热环境的变后掠翼设计方法，包括如下步骤：
步骤一、飞行器总体提出对飞行器的气动性能要求；
步骤二、根据气动性能要求中对稳定性及舵效的具体要求确定飞行器的等后掠舵或翼的尺寸及后掠角；
步骤三、对等后掠舵或翼前缘进行变后掠设计，前缘不再是一条直线，而是根据需要设计成多线段变后掠或曲线变后掠或其它任何形式的非直线等后掠，本实施例中设计成圆弧形的等后掠；
步骤四、根据热环境的需要调节舵或翼前缘变后掠的形状，设计变后掠舵或翼前缘；
步骤五、判断该变后掠是否满足要求，如果不满足，回到步骤三，如果满足，此时的变后掠舵或翼前缘即为所求。
具体以待改进飞行器等后掠舵外形为例，如图1和图2所示。飞行器的舵或翼(有控为舵，无控为翼)为常规梯形舵，为了验证等后掠舵和变后掠舵对气动的影响，气动专业进行研究的舵为等厚度梯形舵。等后掠舵的根弦800，梢弦550，高400，厚度为30，前缘后掠角相等，Φ10＝Φ20＝32°，前缘完全倒圆，倒圆半径相同，均为R15。将等后掠舵进行变后掠设计，如图3所示，将舵前缘用一条半径为R2000的圆弧进行切割，前缘完全倒圆，后掠角Φ1与Φ2不相等，Φ1为前缘最底部处的切线形成的后掠角，Φ1＝32°，Φ2为前缘上某一点处的切线形成的后掠角，本实施例中Φ2＝42°。变后掠舵的面积为等后掠舵面积的96.7％。弹身使用锥+等直段的外形，锥长1000，等直段长4000，直径900，如图4所示。以马赫数1.5、2、3、4、5、7、9，攻角0°为例，等后掠舵改为变后掠舵以后，靠近梢弦部位前缘热环境改变量(热环境降低比例值)如表1所示，可以看出，变后掠舵相对等后掠舵稍弦热环境明显改善，且随着马赫数的变大，效果越加明显。以马赫数1.5、2、3、4，攻角0°、2°、4°为例，等后掠舵改为变后掠舵以后，单个舵轴向力改变量如表2所示，可以看出，变后掠舵的轴向力系数明显比等后掠梢舵的轴向力系数小，且随着马赫数的变大，比例是变大的。以马赫数1.5、2、3、4，攻角0°、2°、4°为例，等后掠舵改为变后掠舵以后，对稳定性的影响如表3所示，可以看出，虽然变后掠舵相比等后掠舵面积有所减小，但是在稳定性方面，二者相差很小，变后掠舵对稳定性的影响可以忽略不计。以-10°俯仰舵偏为例，等后掠舵改为变后掠舵以后，对俯仰舵效的影响如表4所示，可以看出，对俯仰舵效的影响很小。以10°偏航舵偏为例，等后掠舵改为变后掠舵以后，对偏航舵效的影响如表5所示，可以看出，对偏航舵效的影响很小。以-10°滚转舵偏为例，等后掠舵改为变后掠舵以后，对滚转舵效的影响如表6所示，可以看出，对滚转舵效的影响很小。
从上述实例可以看出，等后掠舵改为变后掠舵以后，前缘梢弦的热环境有较为明显的改善，同时起到了一定的减阻效果，并且对稳定性和舵效的影响较小。如果对气动热环境有更高的要求，可以通过改变变后掠曲线来进行调节。
表1 不同马赫数下变后掠舵相对等后掠舵稍弦热环境降低比例值
Figure BDA0001403202460000041
表2 不同马赫数不同攻角下单个变后掠舵相比等后掠舵轴向力对比
Figure BDA0001403202460000042
Figure BDA0001403202460000051
表3 变后掠和等后掠稳定性对比
Figure BDA0001403202460000052
表4 变后掠舵和等后掠舵-10°俯仰舵效对比(力矩参考点相对于头部顶点)
Figure BDA0001403202460000053
Figure BDA0001403202460000061
表5 变后掠舵和等后掠舵10°偏航舵效对比(力矩参考点相对于头部顶点)
Figure BDA0001403202460000062
表6 变后掠和等后掠-10°滚转舵效对比
Figure BDA0001403202460000063
本发明不仅局限于上述具体实施方式，舵或翼前缘为曲线或多段直线或其他方式均可达到变后掠的目的，本领域一般技术人员根据本发明公开的内容，可以采用其它多种具体实施方式实施本发明，因此，凡是采用本发明的设计结构和思路，做一些简单的变化或更改的设计，都落入本发明保护的范围。

Claims (2)

1.一种改善前缘热环境的变后掠舵或翼的设计方法，其特征在于包括如下步骤：
步骤一、飞行器总体提出对飞行器的气动性能要求；
步骤二、根据气动性能要求中对稳定性及舵效的具体要求确定飞行器的等后掠舵或翼的尺寸及后掠角；
步骤三、对等后掠舵或翼前缘进行变后掠设计；
所述的等后掠舵或翼前缘不再是一条直线，而是根据需要设计成多线段变后掠或曲线变后掠或其它任何形式的非直线等后掠；
步骤四、根据热环境的需要调节舵或翼前缘变后掠的形状，设计变后掠舵或翼前缘；
步骤五、判断该变后掠是否满足要求，如果不满足，回到步骤三，如果满足，此时的变后掠舵或翼前缘即为所求。
2.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于所述的步骤三中对等后掠舵或翼前缘进行变后掠设计，设计成圆弧形的等后掠。
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