CN109747860B - 一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局及设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局形式及设计方法，栅格舵翼混合布局方案由两片变弦长水平弧形栅格翼和四片平直栅格舵组成，两片水平弧形栅格翼起到飞行增稳的作用，四片字布局栅格舵用于飞行过程中姿态的控制，在发射起始阶段，折叠状态装于发射箱内，飞行过程中，栅格翼和栅格舵展开，用于飞行器的增稳和控制；进一步的提出了一种以初始箱式发射为几何约束的栅格舵翼设计方法及流程，可提升栅格舵翼混合布局的设计效率；本发明提出的栅格舵翼混合布局形式可提供较大的纵向控制力矩，且在较宽马赫数范围内均有较高的气动效率，有利于飞行控制系统设计，特别适用于高升阻比滑翔类飞行器助推级的控制舵面使用。

Description

一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局及设计方法

技术领域

本发明涉及飞行器气动布局设计技术领域，具体涉及一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合的气动布局形式及其设计方法。

背景技术

栅格翼作为一种新型控制气动稳定面和操纵面，是由外部边框和内部若干呈蜂窝状结构的栅格布置而成的空间多升力面系统，在相比传统的平板翼外形，栅格舵在在气动、结构等方面有其自身优点，如较好的升力特性和大迎角失速特性、可紧贴弹体折叠安装、较好的铰链力矩特性、较高的控制效率、较高的质量强度比等，在各类导弹、火箭、助推器和卫星上得到了广泛的应用。

目前国内外关于栅格翼的气动布局研究多集中在栅格翼几何参数影响、栅格翼减阻研究等方面，而针对栅格舵/翼布局形式的研究开展较少。相比传统的导弹或者助推器采用平板舵的布局形式，栅格舵由于其弦向尺寸较小、厚度方向较大，使得栅格舵/翼在布局形式和气动干扰上较平板舵存在明显差异。

栅格舵在俯仰、偏航方向有较高的控制效率的同时，其滚转方向的控制效率会明显高于平板控制舵面，而一般来说，轴对称类飞行器或小展弦比类飞行器，滚转方向的转动惯量相对较小，从而导致较小的滚转舵偏就会带来较大滚转控制效果，不利于飞行控制系统设计。同时，对于箱式发射的导弹或飞行器来说，在发射初始阶段箱内空间的约束是影响舵面设计的主要因素，尤其对于各类新型高升阻比飞行器，其布局形式多为升力体或乘波体构型，为了满足发射过程中的稳定性和操纵性要求，使得助推级舵面匹配设计难度较大，在箱式发射严苛的几何约束条件下，如采用传统的平板翼，会使得平板翼的弦向长度巨大，从而带来结构、铰链力矩等多方面问题；如采用传统的“X字”或“十字”布局形式的栅格翼，会带来滚转控制过于灵敏、栅格折叠后的几何尺寸限制、单个栅格舵弯矩过大等问题，所以需要在布局形式上开展相应的创新。

发明内容

本发明的目的是针对箱式发射约束条件下的高控制力需求的导弹或助推器，提出一种栅格舵翼混合的气动布局形式和设计方法，在箱式发射几何约束条件下，满足飞行器稳定性和操纵性要求，且有利于控制系统设计，弥补现有技术方案的不足。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局，由两片栅格翼和四片栅格舵组成，所述两片弧形栅格翼对称水平设置在助推器左右两侧，四片栅格舵与水平方向成一定角度中心对称设置在助推器的上下两侧；

所述栅格翼为变弦长弧形，内凹面的直径与助推器的外径一致，外凸面的直径与发射筒直径一致，在折叠状态下内凹面与助推器表面贴合，

栅格翼和栅格舵的最大外轮廓区域在折叠后均位于箱式发射约束外轮廓内。

在发射起始阶段，栅格翼和栅格舵均处于折叠状态，装于发射箱内，飞行过程中，栅格翼和栅格舵展开，用于飞行器的增稳和控制。

在上述技术方案中，所述四片栅格舵的每一片栅格舵与水平方向夹角介于45°～70°之间，栅格舵通过舵机转轴与助推器相连接，可实现正负30°范围的偏转，用于飞行过程中的俯仰、偏航和滚转三通道控制。

在上述技术方案中，所述栅格舵在折叠状态下相互之间不接触，且栅格舵在折叠状态下不与栅格翼相碰。

在上述技术方案中，所述栅格翼采用变弦长设计，栅格舵舵面弦向长度小于弧形栅格翼的弦向长度，栅格翼中心区域的弦长小于边框位置的弦长。

在上述技术方案中，栅格翼的外框尺寸大于栅格舵面的外框尺寸，栅格翼表面的栅格数目大于栅格舵表面的栅格数目。

一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局的设计方法，包括以下步骤：

步骤一：首先根据飞行器总体指标和控制系统设计要求，确定助推级舵面设计的几何约束和稳定度、舵面操纵比需求；

步骤二：根据纵向稳定性指标要求，估算水平栅格翼所需气动力的大小，进而初步确定水平栅格翼的几何尺寸，水平弧形栅格翼的弦向长度b1满足如下关系：b1<D2-D1，其中D1是助推器直径，D2是舵面折叠后的最大外轮廓，b1是变弦长弧形栅格翼中心剖面的弦长；

步骤三：根据纵横向操纵比指标要求，估算出飞行控制使用的栅格舵所需气动力的大小，进而确定栅格舵的外框尺寸和格子数目，其满足如下关系：n1>n2，H1>H2,W1>W2，其中：栅格翼高度H1、栅格翼宽度W1、栅格翼格子数目n1，栅格舵高度H2、栅格舵宽度W2、栅格舵格子数目n2；

步骤四：根据箱式发射约束要求，可通过数学关系式

确定栅格舵的最大弦向长度，其中：D2是舵面折叠后的最大外轮廓，D1是助推器直径，b2是栅格舵栅格弦长，W2是栅格舵宽度；

步骤五：根据栅格舵和栅格翼折叠时的最小间隙要求和栅格舵控制时的纵航向需求，确定栅格舵安装角度范围，角度θ满足

其中b1是栅格翼栅格弦长；

步骤六：在步骤四和步骤五的约束框架内，按照步骤一的总体指标需求，对步骤二中的栅格翼和步骤三中的栅格舵的气动外形和布局方案进行优化，综合考虑气动力、气动热、结构加工、控制效率等多方面因素，迭代优化得到最终的栅格舵和栅格翼外形布局方案。

在上述技术方案中，所述步骤五中，栅格舵折叠时相互间的最小间隙不低于5mm。

在上述技术方案中，栅格舵安装角度θ大小介于45°～70°之间，安装角度越小，栅格舵的纵向控制能力越强，安装角度越大，栅格舵的航向控制能力越强。

在上述技术方案中，所述栅格舵和栅格翼外形优化通过调整栅格舵的弦向尺寸、格子宽度、格片厚度、格片形状和格子数目的参数实现。

在上述技术方案中，所述栅格舵翼布局优化包括栅格舵、栅格翼的安装角度优化、支撑方式优化和安装位置优化。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

1、本发明提出的栅格舵翼混合布局形式可提供较大的控制力矩，且在较宽马赫数范围内均有较高的气动效率，特别适用于高升阻比滑翔类飞行器助推级的控制舵面使用；

2、本发明专利提出的可折叠弧形水平栅格翼和平直栅格舵，可满足箱式发射的严苛几何约束要求，且尽可能多的采用平直的栅格舵构型，具有易加工、工程实用性强的特点；

3、本发明专利提出的平直栅格舵控制方式，可在满足纵向稳定性和操纵性的前提下，滚转通道控制不至于过于灵敏，有利于飞行控制系统设计；

4、本发明专利提出的栅格舵翼混合气动布局设计方法与传统的根据导弹总体气动性能需求开展舵翼设计的思路具有较大差异性，本专利提出的设计方法充分考虑了相关几何约束限制，并给出了明确的几何尺寸数学关系，有利于栅格舵翼混合气动布局的设计效率提升。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是助推级安装弧形栅格翼和平直栅格舵混合布局展开外形图；

图2是箱式发射条件下弧形栅格翼和平直栅格舵折叠外形图；

图3是栅格舵翼混合布局设计流程图；

图4是飞行器助推级安装栅格翼舵前后纵向压心变化对比；

图5是本发明方案滚转控制舵效与传统栅格舵布局滚转控制舵效对比；

其中：1是栅格舵，2是栅格翼，3是助推器，4是箱式发射外轮廓约束范围。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书(包括任何附加权利要求、摘要和附图)中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

本发明提出的适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局形式如图1所示，包含两片水平的弧形栅格翼和四片呈“X”字分布的平直栅格舵，两片弧形栅格翼左右对称水平布置，安装在助推级尾部区域，展开起到后移压心，增强纵向稳定性的作用，四片“X”字布局栅格舵安装位置与弧形栅格翼安装位置一致，四片平直舵面上下、左右对称分布，用于飞行过程中的俯仰、偏航和滚转控制。

在发射箱内，弧形栅格翼和平直栅格舵均处于折叠状态，折叠后的外形如图2所示，外轮廓约束在图中以虚线表示，水平弧形栅格翼的内弧半径与助推器的半径相一致，弧形栅格翼折叠后刚好位于箱式发射约束外轮廓内，平直栅格舵面折叠后最大外轮廓区域位于栅格舵的边缘，要求其也位于箱式发射外轮廓约束要求内。

由于本实施例中的助推级栅格舵翼主要用于升力体类飞行器发射，对舵面的纵向控制能力要求较高，所以两片水平弧形栅格翼的弦长大于平直栅格舵的弦长，水平弧形栅格翼的尺寸和格子数目均较平直栅格舵面大。

栅格翼和栅格舵折叠后，要求其舵面和舵面之间、舵面和翼面之间预留一定的间隙，防止由于振动等因素引起碰撞。

针对本发明提出的栅格舵翼混合气动布局形式，本实施例对某二级升力体飞行器，开展了助推级的栅格舵翼设计，图3给出了详细的设计方法和设计流程：

步骤一：首先根据飞行器总体指标和控制系统设计要求，确定助推级舵面设计的基本指标，主要包括稳定度、操纵比等，为了实现飞行器较好的稳定飞行和控制，在本实施例中，要求飞行器安装栅格舵翼后整个飞行马赫数范围内均有3％以上的静稳定度，栅格舵的俯仰操纵比介于0.5～1.5之间，即1°俯仰舵偏能够拉起0.5°～1.5°攻角范围。

根据箱式发射的总体要求，确定栅格舵翼折叠后的外轮廓几何约束要求，本实施例中，助推器直径为1.4m，箱式发射总体约束要求栅格舵翼折叠后其外轮廓不超过1.7m。

步骤二：根据飞行器纵向稳定度的设计指标要求，估算水平栅格翼的基本尺寸，在尺寸估计时首先需要确定无栅格舵翼状态下飞行器的升力、压心特性，该特性可采用数值模拟方法或风洞试验获得，根据外轮廓约束要求和助推器直径要求，确定栅格翼中心剖面位置最大弦长，在本实施例中，初步确定的水平弧形栅格翼的栅格数目为3×5，栅格翼中心剖面最大弦长不超过150mm。

步骤三：根据飞行器纵横向操纵特性的需求，估算飞行器控制需要的气动力大小，进而估算出“X”字平直栅格舵的外框尺寸和格子数目，平直栅格舵的外框长度和宽度均小于弧形栅格翼，在本实施例中，初步确定的“X”字平直栅格舵的格子数目为3×4。

步骤四：根据箱式发射折叠后最大外轮廓尺寸和助推器直径，确定出水平弧形栅格翼的弦向最大长度150mm，“X”字平直栅格控制舵面的弦向长度由栅格舵的外边框尺寸决定，可通过数学关系式

确定，本实施例中，要求栅格控制舵面在较宽马赫数范围内均有较好的控制效率，先初步假设栅格舵的格弦比为1.5，计算得到的3×4平直栅格控制舵面的弦向最大长度为100mm。

步骤五：防止栅格翼折叠后由于振动等因素造成碰撞，一般设计要求栅格舵翼折叠后的最小间隙大于5mm，最小间隙与栅格舵翼的外框尺寸和栅格舵的安装角度相关，在本实施例中，平直栅格舵和弧形栅格翼折叠后最小间隙为25mm。

根据步骤二和步骤三确定的栅格舵翼弦向长度和最大外框尺寸，对内部格子的宽度进行调节，调节时外框尺寸不超过最大外框尺寸。在本实施例中，变弦长弧形栅格翼的格弦比为1.0～1.15，平直栅格舵的格弦比为1.5。

步骤六：在步骤四和步骤五的约束框架内，根据步骤一的总体性能指标要求，对步骤二中的栅格翼和步骤三中的栅格舵的外形几何尺寸和布局方案进行优化，对优化后的布局通过风洞试验或数值计算进行气动性能评估分析，看其是否满足步骤一的总体性能指标要求，若满足，设计迭代结束，若不满足，需要进行多轮的迭代设计工作。

在步骤六迭代优化过程中，栅格舵和栅格翼的几何尺寸优化主要包括格子数目、格子宽度、格片厚度和格子形状等。

在步骤六栅格舵翼布局方案优化主要是对栅格舵、栅格翼的安装角度、支撑方式和安装位置进行优化。

在步骤六的栅格舵翼优化中，需要充分考虑气动力、气动热、结构加工、控制效率等多方面因素。

以头部为升力体构型的两级飞行器助推器栅格舵翼面设计为例，在初始发射严苛几何约束条件下，利用上述方法，完成了栅格舵、翼的设计。

图4给出了来流攻角4°时不同马赫数下栅格舵翼安装前后飞行器纵向压心的对比，可以看出，无栅格舵翼外形飞行器的压心整体比较靠前，安装栅格翼舵后，飞行器压心后移明显，在较宽的马赫数范围内，栅格舵翼均有较高的气动效率，在亚跨声速阶段，栅格舵翼使得飞行器的压心的移动量达到了30％左右，超声速高马赫数时，飞行器的压心移动量约为20％。

为了对栅格舵翼混合布局的滚转控制效果进行分析，图5给出了相比传统四片较大栅格舵布局方案飞行器滚转控制舵效的对比，图中对比采用的四片栅格舵布局方案尺寸要求与栅格舵翼混合布局方案飞行器纵向方向具有相同的稳定性，可以看出，四片较大栅格舵的滚转控制效率明显高于本专利提出的栅格舵翼混合布局方案的滚转力矩，在马赫数3时，平衡10°侧滑角带来的滚转力矩，本专利提出的舵翼混合布局方案需要的滚转舵偏角约为1.8°，而传统的四片栅格舵布局方案则只需要0.8°，传统栅格舵翼布局方案滚转控制过于灵敏，不利于飞行控制系统。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (10)

1.一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局的设计方法，其特征在于包括以下步骤：

步骤一：首先根据飞行器总体指标和控制系统设计要求，确定助推级栅格舵舵面设计的几何约束和稳定度、舵面操纵比需求；

步骤二：根据纵向稳定性指标要求，估算栅格翼所需气动力的大小，进而初步确定栅格翼的几何尺寸，栅格翼的弦长满足如下关系：b1<D2-D1，其中D1是助推器直径，D2是舵面折叠后的最大外轮廓，b1是栅格翼弦长；

步骤三：根据纵横向操纵比指标要求，估算出飞行控制使用的栅格舵所需气动力的大小，进而确定栅格舵的外框尺寸和格子数目，其满足如下关系：n1>n2，H1>H2,W1>W2，其中：栅格翼高度H1、栅格翼宽度W1、栅格翼格子数目n1，栅格舵高度H2、栅格舵宽度W2、栅格舵格子数目n2；

步骤四：根据箱式发射约束要求，通过数学关系式

确定栅格舵的最大弦向长度，其中：D2是舵面折叠后的最大外轮廓，D1是助推器直径，b2是栅格舵栅格弦长，W2是栅格舵宽度；

步骤五：根据栅格舵和栅格翼折叠时的最小间隙要求和栅格舵控制时的纵航向需求，确定栅格舵安装角度范围，角度θ满足

其中b1是栅格翼弦长；

步骤六：在步骤四和步骤五的约束框架内，按照步骤一的总体指标需求，对步骤二中的栅格翼和步骤三中的栅格舵的气动外形和布局方案进行优化，综合考虑气动力、气动热、结构加工、控制效率的因素，迭代优化得到最终的栅格舵和栅格翼外形布局方案。

2.根据权利要求1所述的一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局的设计方法，其特征在于所述步骤五中，栅格舵折叠时相互间的最小间隙不低于5mm。

3.根据权利要求1所述的一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局的设计方法，其特征在于所述栅格舵安装角度θ大小介于45°～70°之间，安装角度越小，栅格舵的纵向控制能力越强，安装角度越大，栅格舵的航向控制能力越强。

4.据权利要求1所述的一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局的设计方法，其特征在于所述栅格舵和栅格翼外形优化通过调整栅格舵的弦向尺寸、格子宽度、格片厚度、格片形状和格子数目的参数实现。

5.据权利要求1所述的一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局的设计方法，其特征在于所述栅格舵翼混合气动布局优化包括栅格舵、栅格翼的安装角度优化、支撑方式优化和安装位置优化。

6.据权利要求1-5任一所述的一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局的设计方法，采用该方法得到的气动布局结构其特征在于：

由两片栅格翼和四片栅格舵组成，两片栅格翼对称水平设置在助推器左右两侧，四片栅格舵与水平方向成一定角度中心对称设置在助推器的上下两侧；

所述栅格翼为变弦长弧形，内凹面的直径与助推器的外径一致，外凸面的直径与发射筒直径一致，在折叠状态下内凹面与助推器表面贴合，

栅格翼和栅格舵的最大外轮廓区域在折叠后均位于箱式发射约束外轮廓内。

7.据权利要求6所述的一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局的设计方法，其特征在于：所述四片栅格舵的每一片栅格舵与水平方向夹角介于45°～70°之间，栅格舵通过舵机转轴与助推器相连接，可实现正负30°范围的偏转。

8.据权利要求7所述的一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局的设计方法，其特征在于：所述栅格舵在折叠状态下相互之间不接触，且栅格舵在折叠状态下不与栅格翼相碰。

9.据权利要求6所述的一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局的设计方法，其特征在于：所述栅格翼采用变弦长设计，栅格舵舵面弦向长度小于栅格翼的弦向长度，栅格翼中心区域的弦长小于边框位置的弦长。

10.据权利要求9所述的一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局的设计方法，其特征在于：栅格翼的外框尺寸大于栅格舵舵面的外框尺寸，栅格翼表面的栅格数目大于栅格舵表面的栅格数目。

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