一种基于固定翼鸭舵的双旋稳定弹的气动外形设计方法技术

本发明专利技术公开了一种基于固定翼鸭舵的双旋稳定弹的气动外形设计方法，通过分别计算固定翼鸭舵的舵面积S

Aerodynamic shape design method of double rotor stabilizing bullet based on fixed wing canard rudder

The invention discloses a pneumatic profile design method based on a fixed wing canard rudder, wherein the rudder area of a fixed canard rudder is calculated by S respectively

【技术实现步骤摘要】
一种基于固定翼鸭舵的双旋稳定弹的气动外形设计方法
本专利技术涉及航天领域，尤其涉及一种基于固定翼鸭舵的双旋稳定弹的气动外形设计方法。
技术介绍
迫击炮具有弹道弯曲、射速快、结构简单、便于机动、易于操作等特点，适于城市巷战和山地作战，在世界各国得到了广泛的应用。对迫击炮弹的精确问题，现有技术中，其主要利用十字鸭舵实现炮弹的精确制导，此种方式成本较高，且现有技术中主要围绕十字鸭舵的气动外形参数设计，其并不适用于固定翼鸭舵的气动外形设计。
技术实现思路
针对上述现有技术存在的缺陷，本专利技术提供一种基于固定翼鸭舵的双旋稳定弹的气动外形设计方法，合理利用炮弹外部空气动力，实现了对迫击炮的姿态调整。本专利技术提供的一种基于固定翼鸭舵的双旋稳定弹的气动外形设计方法，其改进之处在于，分别计算固定翼鸭舵的舵面积SC、俯仰舵角设定值δZ和压心到弹体质心的距离XC后，根据其形成的约束条件求取升阻比KL/D的最大值；再根据固定翼鸭舵内部与外部的摩擦力矩、电磁阻矩和气动力矩之间的力矩平衡关系，确定滚转舵角设定值δy和尾翼斜切角；在所述滚转舵角设定值δy和所述尾翼斜切角确定的情况下,调节所述升阻比KL/D，实现迫击炮的姿态调整。优选的，计算所述固定翼鸭舵的舵面积SC的方法包括：计算固定翼鸭舵的展弦比λC：式中，dc为固定翼鸭舵直径；bav为平均翼弦；计算固定翼鸭舵面积SC：式中，df为控制舱直径。较优选的，所述俯仰舵角设定值δZ和压心到弹体质心的距离XC通过复形调优求目标函数的最大值计算方法确定。较优选的，所述根据固定翼鸭舵的舵面积SC、俯仰舵角设定值δZ和压心到弹体质心的距离XC形成的约束条件求取升阻比KL/D的最大值，计算公式如下：其中：ScCNδ*(δz+α)xc≥-SCmαsinα；ScCNδ*(δz+αb)xc≤-SCmαsinαb；0.8≤δz/αb≤1.2；xc(min)<xc<xc(max)；0≤α≤αb；0<δz；式中：αb为平衡攻角；CLα表示气动升力系数；α表示攻角；CD表示气动阻力系数；Cmα表示气动静力矩系数；xc表示固定翼鸭舵压心到弹体质心的距离；Sc表示固定翼鸭舵的特征面积；CNδ表示固定翼鸭舵气动控制力系数；δz表示固定翼鸭舵的俯仰舵角；S表示弹体特征截面积。较优选的，计算所述滚转舵角设定值δy的方法如下：固定翼鸭舵气动滚转力矩系数Cclα：式中：为固定翼鸭舵气动滚转力矩向量；V为炮弹相对大气的速度；ρ为地面空气密度；将所述固定翼鸭舵气动滚转力矩系数Cclα通过气动系数对应表，用插值法计算得出所述滚转舵角设定值δy。较优选的，计算所述尾翼斜切角的方法包括：根据尾翼导转力矩模值大于外部极阻尼力矩模值与电机内部的电磁力矩Me之和的公式，计算尾翼导转系数Crα的对应值：式中：Crα为尾翼导转系数；Clp为极阻尼力矩系数；pA为弹体转速；Me为电磁力矩；将尾翼导转系数Crα的对应值通过气动系数对应表，用插值法计算得出所述尾翼斜切角。本专利技术通过设计固定翼鸭舵和斜切尾翼气动参数，能够合理利用炮弹外部空气动力，利用外部空气动力作为固定翼鸭舵的能量来源，类似于发电机的发电原理。同时由于采用固定舵角的固定翼鸭舵，如果固定舵角的角度较大，则制导迫击炮弹的静稳定性较差，如果固定舵角的角度较小，则固定翼鸭舵的弹道修正能力不足，本专利技术利用全弹升阻比建立相应气动外形参数的约束条件求取气动外形参数的最优值，此专利技术的计算方法即可保证迫击炮的稳定性又可实现迫击炮的姿态调整，对迫击炮的弹道进行了修正，从而提高了迫击炮的落地精准度。附图说明图1为本专利技术实施例的流程图；图2为本专利技术实施例的双旋稳定弹外形设计示意图；图3为本专利技术实施例的固定翼鸭舵的参数示意图。具体实施方式为使本专利技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举出优选实施例，对本专利技术进一步详细说明。然而，需要说明的是，说明书中列出的许多细节仅仅是为了使读者对本专利技术的一个或多个方面有一个透彻的理解，即便没有这些特定的细节也可以实现本专利技术的这些方面。本实施例提供的一种基于固定翼鸭舵的双旋稳定弹的气动外形设计方法，双旋稳定弹外形的示意图如图2所示，其流程图如图1所示，分别计算固定翼鸭舵的舵面积SC、俯仰舵角设定值δZ和压心到弹体质心的距离XC后，根据其形成的约束条件求取升阻比KL/D的最大值；再根据固定翼鸭舵内部与外部的摩擦力矩、电磁阻矩和气动力矩之间的力矩平衡关系，确定滚转舵角设定值δy和尾翼斜切角；当滚转舵角设定值δy和尾翼斜切角确定时，即迫击炮的能量确定时，再通过升阻比和稳定性求取的相应气动外形参数，在保证炮弹静穩定性的基础下使气动升力值最大，从而通过气动升力调整弹体姿态，实现弹道修正。本实施例的各参数的求取方法如下：1.求取头部长度Ln；其中头部长细比λn的求取公式为：式中：d为弹体特征直径。头部长细比对头部波阻影响较大，λn越大阻力越小，但是为了保证双旋弹二维修正控制舱的小型化标准，本实施例选取头部长细比λn为2，进行二维修正控制舱长度的设计。由头部长细比λn公式可得，当弹径d为120mm，头部长度Ln为240mm。2.固定翼鸭舵的示意图如图3所示，计算固定翼鸭舵的舵面积SC的方法包括：计算固定翼鸭舵的展弦比λC，主要由固定翼鸭舵的综合影响参考系数决定，其公式为：式中，dc为固定翼鸭舵直径；bav为平均翼弦；本实施例基于120mm迫击炮弹改装的双旋弹在亚声速下旋转飞行，根据旋转弹翼式展弦比和亚声速飞行器展弦比的范围，选取固定翼鸭舵的展弦比的合理值，从而求取固定翼鸭舵的舵面积Sc。计算固定翼鸭舵面积SC公式为：式中，df为控制舱直径。根据炮弹外形参考设计中提供的旋转弹翼式展弦比λC范围为2～4，亚声速飞行器的展弦比λC为4～6，由于基于120mm迫击炮弹改装的双旋弹在亚声速下旋转飞行，因此选取固定翼鸭舵的展弦比λC为4，本实施例根据迫击炮弹的出膛发射方式，为便于发射，设计翼展dc与弹径d相同，由展弦比公式λC可以得到平均翼弦bav为0.03m。根据120mm迫击炮弹头部控制舱安装螺纹的尺寸和控制舱内部控制机构尺寸，设计控制舱直径df为弹径d的1/2，由翼展dc和平均翼弦bav，设计舵片的形状为矩形可得固定翼鸭舵的固定翼鸭舵面积SC为0.9*10-3m2。3.本实施例俯仰舵角设定值δZ和压心到弹体质心的距离XC可通过复形调优求目标函数的最大值计算方法求取。4.根据固定翼鸭舵的舵面积SC、俯仰舵角设定值δZ和压心到弹体质心的距离XC形成的约束条件求取升阻比KL/D的最大值，计算公式如下：其中，根据约束条件下n维极值的复形调优算法，列写约束条件：最大值：操纵性KL/D约束条件：机动性要求：ScCNδ*(δz+α)xc≥-SCmαsinα静稳定性要求：ScCNδ*(δz+αb)xc≤-SCmαsinαb操稳比：0.8≤δz/αb≤1.2固定翼鸭舵安装位置：xc(min)<xc<xc(max)系数设定：0≤α≤αb；0<δz；式中：αb为平衡攻角；CLα表示气动升力系数；α表示攻角；CD表示气动阻力系数；Cmα表示气动静力矩系数；xc表示固定翼鸭舵压心到弹体质心的距离；Sc表示固定翼鸭舵的特征面积；CNδ表示固定翼鸭舵气动控制力系数；δz表本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于固定翼鸭舵的双旋稳定弹的气动外形设计方法，其特征在于，分别计算固定翼鸭舵的舵面积S

【技术特征摘要】
1.一种基于固定翼鸭舵的双旋稳定弹的气动外形设计方法，其特征在于，分别计算固定翼鸭舵的舵面积SC、俯仰舵角设定值δZ和压心到弹体质心的距离XC后，根据其形成的约束条件求取升阻比KL/D的最大值；再根据固定翼鸭舵内部与外部的摩擦力矩、电磁阻矩和气动力矩之间的力矩平衡关系，确定滚转舵角设定值δy和尾翼斜切角；在所述滚转舵角设定值δy和所述尾翼斜切角确定的情况下,调节所述升阻比KL/D，实现迫击炮的姿态调整。2.如权利要求1所述的气动外形设计方法，其特征在于，计算所述固定翼鸭舵的舵面积SC的方法包括：计算固定翼鸭舵的展弦比λC：式中，dc为固定翼鸭舵直径；bav为平均翼弦；计算固定翼鸭舵面积SC：式中，df为控制舱直径。3.如权利要求2所述的气动外形设计方法，其特征在于，所述俯仰舵角设定值δZ和压心到弹体质心的距离XC通过复形调优求目标函数的最大值计算方法确定。4.如权利要求3所述的气动外形设计方法，其特征在于，所述根据固定翼鸭舵的舵面积SC、俯仰舵角设定值δZ和压心到弹体质心的距离XC形成的约束条件求取升阻比KL/D的最大值，计算公式如下：其中：ScCNδ*(δz+α)xc≥-SCmαs...

【专利技术属性】
技术研发人员：张衍儒，肖练刚，田丰，陈昌，周华，王婧，邱奕，
申请(专利权)人：北京航天自动控制研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11