CN117308701B - 应用于飞行器的自旋转尾翼装置及飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种应用于飞行器的自旋转尾翼装置及飞行器，属于高速飞行设备技术领域，自旋转尾翼装置包括旋转尾翼及后带喷管的安装筒，旋转尾翼包括筒体及多个尾翼，多个尾翼均布在筒体外部，筒体设于喷管外侧、且通过转动部件与喷管转动配合；飞行器包括弹体及其后端的自旋转尾翼装置，旋转尾翼能够绕飞行弹体的纵轴自由旋转，旋转尾翼上诱导产生的滚转力矩与飞行弹体解耦，达到滚转可控的目的，能够抑制尾翼上的滚动力矩传递飞行弹体上，起到了强化舵面横滚控制的作用。采用本发明的飞行器滚转舵效规律性较好，随舵偏角变化较线性，随迎角增大呈增大趋势。
Description
技术领域
本发明属于高速飞行设备技术领域，尤其涉及一种应用于飞行器的自旋转尾翼装置及飞行器。
背景技术
目前，多数战术导弹以及小型制导火箭弹最常用的气动布局形式为鸭舵布局，尾翼形式为固定翼模式。由于舵面面积小、控制力臂长，因此具有响应快、操控效率高、铰链力矩小等优点。当鸭舵舵面作滚转控制时，其产生的不对称洗流作用于固定尾翼上将诱导出反向滚转力矩，使得舵面产生的滚转控制力矩显著降低。
另外，当采用固定尾翼时，随着舵翼尺寸进一步减小、弹体转动惯量增大或降低滚转舵偏限幅时，弹体滚转控制能力进一步减弱，将会无法按照预设弹道进行姿态飞行。
发明内容
本发明的目的是提供一种应用于飞行器的自旋转尾翼装置及飞行器，旨在解决上述现有技术中导弹及小型制导火箭弹的尾翼采用固定翼模式的尾翼不能有效进行滚转控制，无法按照预设弹道进行姿态飞行的技术问题。
为解决上述技术问题，本发明所采取的技术方案是：
一种应用于飞行器的自旋转尾翼装置，包括旋转尾翼及能够与飞行器尾部相连的安装筒，所述安装筒的后端设有喷管，所述旋转尾翼包括筒体及多个尾翼，多个尾翼均布在筒体外圆上，所述筒体设置于喷管的外侧、且通过转动部件与喷管转动配合，所述筒体的前端与安装筒转动配合。
优选的，所述转动部件包括轴承支撑套和两个轴承，所述轴承支撑套及轴承均设置于喷管的外侧、筒体的内侧，两个轴承的内环套装于轴承支撑套的两端台圆上，所述喷管的外圆上设有用于安装轴承支撑套的台圆，所述筒体的两端内壁上设有用于对轴承的外环定位的台阶，所述轴承设置于轴承支撑套与筒体之间。
优选的，所述轴承为角接触薄壁轴承，所述喷管的前后两端外圆上设有用于安装轴承顶圈的台阶，两个轴承的内环分别通过轴承顶圈与喷管上的台阶根部抵接。
优选的，所述喷管为分体式结构，包括喷管前段和喷管后段，所述喷管前段与喷管后段的交界处设置于轴承支撑套的里侧，所述喷管前段与喷管后段螺纹配合，用于夹紧固定轴承支撑套；所述喷管前段通过连接螺栓与安装筒的后端延伸部相连。
优选的，所述喷管后段的内螺纹根部设有限位台，用于对喷管前段末端限位，所述喷管的内侧设有衬层，所述衬层的外圆上设有与限位台配合的卡槽；所述衬层的内孔为中间小两端大的腰鼓状锥孔，且衬层内孔与安装筒的内孔贯通。
优选的，所述筒体的末端设有整流罩，所述整流罩通过连接螺钉与筒体相连，所述整流罩套装于喷管后段的外部与之转动配合，所述整流罩的外圆后端为逐渐缩小的锥体状。
优选的，所述筒体的外圆上设有加固凸起，所述加固凸起对应设置于连接螺栓的外侧。
本发明还提供一种飞行器，包括飞行弹体和上述应用于飞行器的自旋转尾翼装置，所述自旋转尾翼装置设置于飞行弹体的后端，所述旋转尾翼能够绕飞行弹体的纵轴自由旋转，所述旋转尾翼上诱导产生的滚转力矩与飞行弹体解耦，达到滚转可控的目的，能够抑制尾翼上的滚动力矩传递飞行弹体上，起到了强化舵面横滚控制的作用。
优选的，所述飞行器采用四片X布局鸭舵偏转实现三通道姿态控制，通过旋转尾翼通过鸭舵的滚转控制效率。
优选的，所述飞行器的升阻比为其飞行过程中，在同一迎角的升力系数与阻力系数的比值升阻比计算过程如下：
(1)计算飞行器每一个面元上的轴向力、法向力、侧向力：
轴向力系数：
法向力系数：
侧向力系数：
(2)计算飞行器整体的气动力系数如下：
Cx＝∑iCxi；Cy＝∑iCyi；Cz＝∑iCzi
升力系数：
阻力系数：
式中：Cp为压强系数，Si为面元i的面积，Sref为参考面积，α为迎角，β为侧滑角，φ为滚转角；nx、ny、nz分别为每个面元的外法向矢量；
(3)将升力系数CL和阻力系数CD代入升阻比的公式中得到飞行器的升阻比K。
进一步地，计算飞行器的带舵偏状态滚转力矩Mx：
式中：mxδx为滚转力矩系数导数,δx为滚转力矩系数增量，q为动压，S为参考面积，L为参考长度；根据仿真结果计算出滚转力矩系数导数，判定滚转控制效率。
采用上述技术方案所产生的有益效果在于：与现有技术相比，本发明通过在飞行弹体的后端安装自旋转尾翼装置，利用旋转尾翼的自旋转性能够减小甚至消除鸭舵做副翼偏转进行滚转控制时作用在飞行弹体上的反向诱导滚转力，使鸭舵能对飞行器进行正常的滚转控制。本发明中的旋转尾翼上诱导产生的滚转力矩与飞行弹体解耦，从而达到滚转可控的目的，有效抑制尾翼上的滚动力矩传递飞行弹体上，起到了强化舵面横滚控制的作用。采用本发明的飞行器滚转舵效规律性较好，随舵偏角变化较线性，随迎角增大呈增大趋势。
附图说明
下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
图1是本发明实施例提供的一种应用于飞行器的自旋转尾翼装置的结构示意图；
图2是图1的左视图；
图3是图2中的A-A剖视图；
图4是图3中B处的局部放大图；
图5是本发明实施例提供的一种飞行器的外形图；
图6是图5中飞行器的气动云图；
图7是β＝0°，(G0)M＝2、(G1)M＝3、(G2)M＝4，δx＝0°、δx＝5°、δx＝10°时，飞行器在体轴系下的滚转力矩系数mx随迎角α变化的滚转舵效果图；
图8是β＝0°，(G0)M＝0.4、(G1)M＝0.8、(G2)M＝1、(G3)M＝1.2，δx＝0°、δx＝5°、δx＝10°时，飞行器在体轴系下滚转力矩系数mx随迎角α变化的滚转舵效果图；
图9是β＝0°，(G0)M＝2、(G1)M＝3、(G2)M＝4，δx＝0°、δx＝5°、δx＝10°时飞行器在体轴系下偏航力矩系数my随迎角α变化的滚转舵效果图；
图10是β＝0°，(G0)M＝0.4、(G1)M＝0.8、(G2)M＝1、(G3)M＝1.2，δx＝0°、δx＝5°、δx＝10°时飞行器在体轴系下偏航力矩系数my随迎角α变化的滚转舵效果图；
图11是β＝0°，(G0)M＝2、(G1)M＝3、(G2)M＝4，δx＝0°、δx＝5°、δx＝10°时，飞行器以头部顶点后方40％模型总长度为力矩参考点计算的体轴系偏航力矩系数my2随迎角α变化的滚转舵效果图；
图12是β＝0°，(G0)M＝0.4、(G1)M＝0.8、(G2)M＝1、(G3)M＝1.2，δx＝0°、δx＝5°、δx＝10°时，飞行器以头部顶点后方40％模型总长度为力矩参考点计算的体轴系偏航力矩系数my2随迎角α变化的滚转舵效果图；
图13是β＝0°，(G0)M＝2、(G1)M＝3、(G2)M＝4，δx＝-0°、δx＝5°、δx＝10°时飞行器在体轴系下横向力系数Czt随迎角α变化的滚转舵效果图；
图14是β＝0°，(G0)M＝0.4、(G1)M＝0.8、(G2)M＝1、(G3)M＝1.2，δx＝0°、δx＝5°、δx＝10°时飞行器在体轴系下横向力系数Czt随迎角α变化的滚转舵效果图；
图15是β＝5°，(G0)M＝2、(G1)M＝3、(G2)M＝4，δx＝-10°、δx＝0°、δx＝10°时飞行器在体轴系下的滚转力矩系数mx随迎角α变化的滚转舵效果图；
图16是β＝5°，(G0)M＝0.4、(G1)M＝0.8、(G2)M＝1、(G3)M＝1.2，δx＝-10°、δx＝0°、δx＝10°时飞行器在体轴系下的滚转力矩系数mx随迎角α变化的滚转舵效果图；
图17是β＝5°，(G0)M＝0.4、(G1)M＝0.8、(G2)M＝1、(G3)M＝1.2，δx＝0°、δx＝5°、δx＝10°时，飞行器在体轴系下偏航力矩系数my随迎角α变化的滚转舵效果图；
图18是β＝5°，(G0)M＝2、(G1)M＝3、(G2)M＝4，δx＝-10°、δx＝0°、δx＝10°时飞行器在体轴系下偏航力矩系数my随迎角α变化的滚转舵效果图；
图19是β＝5°，(G0)M＝0.4、(G1)M＝0.8、(G2)M＝1、(G3)M＝1.2，δx＝0°、δx＝5°、δx＝10°时，飞行器以头部顶点后方40％模型总长度为力矩参考点计算的体轴系偏航力矩系数my2随迎角α变化的滚转舵效果图；
图20是β＝5°，(G0)M＝2、(G1)M＝3、(G2)M＝4，δx＝-10°、δx＝0°、δx＝10°时，飞行器以头部顶点后方40％模型总长度为力矩参考点计算的体轴系偏航力矩系数my2随迎角α变化的滚转舵效果图；
图21是β＝5°，(G0)M＝0.4、(G1)M＝0.8、(G2)M＝1、(G3)在M＝1.2，δx＝0°、δx＝5°、δx＝10°时，飞行器在体轴系下横向力系数Czt随迎角α变化的滚转舵效果图；
图22是β＝5°，(G0)M＝2、(G1)M＝3、(G2)M＝4，δx＝-10°、δx＝0°、δx＝10°时飞行器在体轴系下横向力系数Czt随迎角α变化的滚转舵效果图；
图7-图22中，G代表力矩参考中心，M是来流马赫数，G0、G1、G2及G3代表不同来流马赫状态下力矩参考中心；
图中：00-飞行弹体；1-旋转尾翼，11-筒体，12-尾翼；2-安装筒，3-喷管，31-喷管前段，32-喷管后段；4-轴承支撑套，5-轴承，6-轴承顶圈，7-连接螺栓，8-限位台，9-衬层，10-整流罩；13-加固凸起，14-连接螺钉。
具体实施方式
下面结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
鉴于目前多数战术导弹以及小型制导火箭弹采用固定翼及鸭舵布局的气动布局形式，在工程应用上通常被认为不能有效进行滚转控制，因为鸭式布局的主要缺点是当舵面做副翼偏转对导弹进行滚转控制时，在固定尾翼上产生的反向诱导滚转力矩，减小甚至完全抵消了鸭舵的滚转控制力矩，使得舵面难以进行滚转控制。有鉴于此，本发明设计了以下应用于飞行器的自旋转尾翼装置。
请参阅图1、2，本发明实施例提供的一种应用于飞行器的自旋转尾翼装置包括旋转尾翼1及能够与飞行器尾部相连的安装筒2，所述安装筒2的后端设有喷管3，所述旋转尾翼1包括筒体11及多个尾翼12，多个尾翼12均布在筒11体外圆上，所述筒体11设置于喷管3的外侧、且通过转动部件与喷管3转动配合，所述筒体11的前端与安装筒2转动配合。采用该结构的筒体能够在气流作用下绕安装筒的中心轴线自旋转。
作为一种优选结构，如图3、4所示，所述转动部件包括轴承支撑套4和两个轴承5，所述轴承支撑套4及轴承5均设置于喷管3的外侧、筒体11的内侧，两个轴承5的内环套装于轴承支撑套4的两端台圆上，所述喷管3的外圆上设有用于安装轴承支撑套4的台圆，所述筒体11的两端内壁上设有用于对轴承5的外环定位的台阶，所述轴承5设置于轴承支撑套4与筒体11之间。其中，轴承5内的圆珠为陶瓷材质，进一步提高了耐高温性能，延长其使用寿命。采用该结构能够对轴承进行定位并固定，筒体通过轴承相对轴承支撑套自由旋转。
具体设计时，所述轴承5为角接触薄壁轴承，所述喷管3的前后两端外圆上设有用于安装轴承顶圈6的台阶，两个轴承5的内环分别通过轴承顶圈6与喷管3上的台阶根部抵接。采用角接触薄壁轴承能够减小筒体的外径，采用轴承顶圈实现对两个轴承的限位。
在本发明的一个具体实施例中，如图3、4所示，所述喷管3为分体式结构，包括喷管前段31和喷管后段32，所述喷管前段31与喷管后段32的交界处设置于轴承支撑套4的里侧，所述喷管前段31与喷管后段32螺纹配合，用于夹紧固定轴承支撑套4；所述喷管前段31通过连接螺栓7与安装筒2的后端延伸部相连。
为了方便对内衬进行限位，如图4所示，所述喷管后段32的内螺纹根部设有限位台8，用于对喷管前段31末端限位，所述喷管3的内侧设有衬层9，所述衬层9的外圆上设有与限位台8配合的卡槽；所述衬层9的内孔为中间小两端大的腰鼓状锥孔，且衬层9内孔与安装筒2的内孔贯通。
具体制作时，所述筒体11的外圆上设有加固凸起13，所述加固凸起13对应设置于连接螺栓7的外侧；尾翼12为中间厚四周薄的厚度渐变结构。装配时，尾翼12通过螺栓与筒体11外壁上的连接座相连，且尾翼12的前部延伸至安装筒2的外壁上、后部延伸至整流罩10的外壁上。另外安装筒2与飞行弹00后端通过花键轴相连，安装筒2的内孔上设有花键槽。
进一步优化上述技术方案，所述筒体11的末端设有整流罩10，所述整流罩10通过连接螺钉14与筒体11相连，所述整流罩10套装于喷管后段32的外部与之转动配合，所述整流罩10的外圆后端为逐渐缩小的锥体状。
如图5所示，本发明还提供一种飞行器，包括飞行弹体00和上述应用于飞行器的自旋转尾翼装置，所述自旋转尾翼装置设置于飞行弹体00的后端，所述旋转尾翼1能够绕飞行弹体00的纵轴自由旋转，所述旋转尾翼上诱导产生的滚转力矩与飞行弹体解耦，达到滚转可控的目的，能够抑制尾翼上的滚动力矩传递飞行弹体上，起到了强化舵面横滚控制的作用。凡是含有上述自旋转尾翼装置的飞行器均在本发明的保护范围之内。
由于当鸭舵做副翼偏转进行滚转控制时，舵面后缘拖出的漩涡在尾翼处形成不对称的洗流场，诱导出一个与鸭舵滚转力矩方向相反的力矩。该力矩减小甚至能够完全抵消鸭舵的滚转控制力矩，从而使舵面的的滚转控制效率大大降低，甚至产生于舵偏控制效果相反的滚转力矩，使鸭舵完全丧失滚转控制能力。
本发明通过后部的自旋转尾翼装置可以使当鸭舵做副翼偏转进行滚转控制时，在尾翼上产生的反向诱导滚转力矩将使尾翼装置绕弹体纵轴反向滚转，并不传递到前弹体上，前弹体仅在鸭舵的滚转控制力矩作用下滚转，从而消除了鸭舵/尾翼的气动耦合，实现了滚转解耦。
在本发明的一个具体实施例中，所述飞行器采用四片X布局鸭舵偏转实现三通道姿态控制，通过旋转尾翼通过鸭舵的滚转控制效率。其中，采用四片X布局鸭舵偏转实现三通道姿态控制属于现有技术，在此不做赘述。
飞行器的升阻比为其飞行过程中，在同一迎角的升力系数与阻力系数的比值升阻比计算过程如下：
(1)计算飞行器每一个面元上的轴向力、法向力、侧向力：
轴向力系数：
法向力系数：
侧向力系数：
(2)计算飞行器整体的气动力系数如下：
Cx＝ΣiCxi；Cy＝ΣiCyi；Cz＝ΣiCzi
升力系数：
阻力系数：
式中：Cp为压强系数，Si为面元i的面积，Sref为参考面积，α为迎角，β为侧滑角，φ为滚转角；nx、ny、nz分别为每个面元的外法向矢量；
(3)将升力系数CL和阻力系数CD代入升阻比的公式中得到飞行器的升阻比K。
进一步地，计算飞行器的带舵偏状态滚转力矩Mx：
式中：mxδx为滚转力矩系数导数,δx为滚转力矩系数增量，q为动压，S为参考面积，L为参考长度。Mx指的是飞行器舵面带有一定偏转角度状态下的滚转力矩。根据仿真结果计算出滚转力矩系数导数，判定滚转控制效率。滚转力矩系数导数的计算属于现有技术，在此不做赘述。
本发明提供的飞行器的气动云图如图6所示，经实验验证本发明的滚转舵效结果如图7-图22所示，其滚转舵效规律性较好，随舵偏角变化较线性，随迎角增大呈增大趋势。
综上所述，本发明的结构简单紧凑，利用旋转尾翼的自旋转性能够减小甚至消除鸭舵做副翼偏转进行滚转控制时作用在飞行弹体上的反向诱导滚转力，使鸭舵能对飞行器进行正常的滚转控制。通过旋转尾翼上诱导产生的滚转力矩与飞行弹体解耦，从而达到滚转可控的目的，有效抑制尾翼上的滚动力矩传递飞行弹体上，起到了强化舵面横滚控制的作用。本发明提供的飞行器滚转舵效规律性较好，随舵偏角变化较线性，随迎角增大呈增大趋势。
在上面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是本发明还可以采用其他不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似推广，因此本发明不受上面公开的具体实施例的限制。
Claims (3)
1.一种飞行器，其特征在于：包括一种应用于飞行器的自旋转尾翼装置，所述自旋转尾翼装置设置于飞行弹体的后端，所述旋转尾翼能够绕飞行弹体的纵轴自由旋转，所述旋转尾翼上诱导产生的滚转力矩与飞行弹体解耦，达到滚转可控的目的，能够抑制尾翼上的滚动力矩传递飞行弹体上；
所述应用于飞行器的自旋转尾翼装置包括旋转尾翼及能够与飞行器尾部相连的安装筒，所述安装筒的后端设有喷管，所述旋转尾翼包括筒体及多个尾翼，多个尾翼均布在筒体外圆上，所述筒体设置于喷管的外侧、且通过转动部件与喷管转动配合，所述筒体的前端与安装筒转动配合；
所述转动部件包括轴承支撑套和两个轴承，所述轴承支撑套及轴承均设置于喷管的外侧、筒体的内侧，两个轴承的内环套装于轴承支撑套的两端台圆上，所述喷管的外圆上设有用于安装轴承支撑套的台圆，所述筒体的两端内壁上设有用于对轴承的外环定位的台阶，所述轴承设置于轴承支撑套与筒体之间；所述轴承为角接触薄壁轴承，所述喷管的前后两端外圆上设有用于安装轴承顶圈的台阶，两个轴承的内环分别通过轴承顶圈与喷管上的台阶根部抵接；
所述喷管为分体式结构，包括喷管前段和喷管后段，所述喷管前段与喷管后段的交界处设置于轴承支撑套的里侧，所述喷管前段与喷管后段螺纹配合，用于夹紧固定轴承支撑套；所述喷管前段通过连接螺栓与安装筒的后端延伸部相连；所述喷管后段的内螺纹根部设有限位台，用于对喷管前段末端限位，所述喷管的内侧设有衬层，所述衬层的外圆上设有与限位台配合的卡槽；所述衬层的内孔为中间小两端大的腰鼓状锥孔，且衬层内孔与安装筒的内孔贯通；
所述飞行器采用四片X布局鸭舵偏转实现三通道姿态控制，通过旋转尾翼通过鸭舵的滚转控制效率；
所述飞行器的升阻比为其飞行过程中，在同一迎角的升力系数与阻力系数的比值，升阻比计算过程如下：
（1）计算飞行器每一个面元上的轴向力、法向力、侧向力：
轴向力系数：；
法向力系数：；
侧向力系数：；
（2）计算飞行器整体的气动力系数如下：
；
升力系数：
；
阻力系数：
；
式中：Cp为压强系数，Si为面元 i 的面积，Sref为参考面积，α为迎角，β为侧滑角，φ为滚转角；nx、ny、nz分别为每个面元的外法向矢量；
（3）将升力系数CL和阻力系数CD代入升阻比的公式中得到飞行器的升阻比K。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：所述筒体的末端设有整流罩，所述整流罩通过连接螺钉与筒体相连，所述整流罩套装于喷管后段的外部与之转动配合，所述整流罩的外圆后端为逐渐缩小的锥体状。
3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：所述筒体的外圆上设有加固凸起，所述加固凸起对应设置于连接螺栓的外侧。
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