一种弱化升力体气动耦合效应的气动布局制造技术

本实用新型专利技术一种弱化升力体气动耦合效应的气动布局，包括头锥、翼身、立尾、侧向切削、副翼。翼身采用机翼和机身融合设计，机翼和机身之间平滑过渡，形成一个扁平状的机体，所述机体具有上表面、下表面，位于机体前端的前缘、位于机体后端的后缘和位于机体后端的底部，以及两个位于机体两侧的翼尖；头锥采用球头设计，在翼身前端；垂直尾翼位于翼身后缘上表面；侧向切削位于翼身两侧的翼尖；副翼位于翼身底部。本实用新型专利技术通过小的机翼后掠角和小的机翼上反角实现横航向气动耦合弱化；通过副翼纵向梯形剖面形状实现操纵力矩耦合弱化。飞行器气动耦合的弱化能够显著减小飞行器控制设计难度，提高飞行器稳定性。提高飞行器稳定性。提高飞行器稳定性。

【技术实现步骤摘要】
一种弱化升力体气动耦合效应的气动布局


[0001]本技术涉及一种用于弱化升力体气动耦合效应的气动布局，属于高超声速飞行器气动布局设计


技术介绍

[0002]高超声速飞行器逐渐朝着面对称升力体外形发展，升力体外形具有良好的气动效率，在再入过程中可以有效的提高航程及减小气动力过载和气动热载荷。
[0003]升力体飞行器不同于轴对称飞行器，布局本身的转动惯量集中于体轴，稳定性较弱且存在不可忽视的气动耦合，气动耦合往往诱发飞行器产生振荡，继而与惯性耦合相互作用诱发失稳发散。如Htv
‑
2两次飞行试验都因气动耦合诱发失稳导致飞行器发散失败，早期的X
‑
2飞行器也遭遇了气动耦合诱发的耦合失稳导致机毁人亡。
[0004]目前对气动耦合的研究多由控制专业基于气动布局从解耦方法角度设计稳定性。若从初始气动布局设计阶段即考虑弱化气动耦合的布局形式往往能够减小后期稳定性设计难度。

技术实现思路

[0005]本技术技术解决的问题是：克服现有技术的不足，从气动角度出发，提出一种弱化气动耦合的布局形式，以满足高超声速升力体飞行器气动布局设计中对改善气动耦合性能的需求。
[0006]本技术技术方案是：一种面对称升力体飞行器气动布局，包括头锥、翼身、垂直尾翼、侧向切削、副翼，所述翼身采用机翼和机身融合设计，机翼和机身之间平滑过渡，形成一个扁平状的机体，所述机体具有上表面、下表面，位于机体前端的前缘、位于机体后端的后缘和位于机体后端的底部，以及两个位于机体两侧的翼尖；头锥采用球头设计，在翼身前端；垂直尾翼位于翼身后缘上表面；侧向切削位于翼身两侧的翼尖；副翼位于翼身底部。
[0007]所述头锥半径为机体长度2％，与机身相切融合。
[0008]所述翼身将机翼和机身融合过渡为一个扁平状的机体，所述机体沿一与飞行方向平行的中轴线对称，所述机体展弦比为0.6，机翼后掠角70
°
，机翼上反角为0
°
。
[0009]所述垂直尾翼其平面形状为梯形，其后缘与机体的后缘在同一平面，根梢比3.2，前缘后掠角65
°
。
[0010]所述侧向切削平行于机体对称面，切削长度为机体长度的25％。
[0011]所述副翼侧视轮廓为直角梯形，根梢比为2；俯视轮廓为正方形，长度为机体长度的10％。
[0012]本技术与现有技术相比有益效果为：
[0013](1)本技术布局形式通过改变后掠角和上反角弱化飞行器横航向气动耦合，不添加额外空气舵面；
[0014](2)本技术布局形式通过改变副翼剖面形状弱化飞行器操纵力矩气动耦合，
不影响其他部位布局形式。
附图说明
[0015]图1升力体布局L0(70
°
后掠0
°
上反)；
[0016]图2对比布局L1、L2，其中左图L1：74
°
后；掠0
°
上反；右图L2：78
°
后掠0
°
上反)；
[0017]图3L0、L1和L2横航向气动耦合对比曲线；
[0018]图4升力体布局L0(70
°
后掠0
°
上反)；
[0019]图5对比布局L3、L4，其中左图L3：70
°
后掠4
°
上反；右图L4：70
°
后掠8
°
上反)；
[0020]图6L0、L3和L4横航向气动耦合对比曲线；
[0021]图7升力体布局L0(梯形副翼)；
[0022]图8对比布局L5(矩形副翼)；
[0023]图9L0和L5操纵力矩气动耦合对比曲线；
[0024]图10为本专利技术整体气动布局图。
具体实施方式
[0025]如图10所示，本技术一种弱化气动耦合效应的面对称升力体飞行器气动布局，包括头锥1、机身2、垂直尾翼3、侧向切削4、副翼5。通过大的机翼后掠角、机翼上反角实现横航向气动耦合弱化；通过副翼纵向梯形剖面形状实现操纵力矩耦合弱化。飞行器气动耦合的弱化能够显著减小飞行器控制设计难度，提高飞行器稳定性。
[0026]所述头锥1半径为机体长度的2％，与机身相切融合。
[0027]所述翼身2将机翼和机身融合过渡为一个扁平状的机体，所述机体沿一与飞行方向平行的中轴线，所述机体展弦比为0.6，机翼后掠角70
°
，机翼上反角为0
°
。
[0028]所述垂直尾翼3其平面形状为梯形，其后缘与机体的后缘在同一平面，根梢比3.2，前缘后掠角65
°
。
[0029]所述侧向切削4平行于机体对称面，切削长度为机体长度的25％。
[0030]所述副翼5侧视轮廓为直角梯形，根梢比为2；俯视轮廓为正方形，长度为机体长度的10％。
[0031]为了验证本技术的效果，将上述布局L0与另外五个布局L1～L5对比横航向气动耦合、操纵力矩气动耦合，说明气动耦合弱化的效果。
[0032]采用计算流体力学手段对气动特性进行计算，气动特性数值方法的具体控制方程为雷诺平均N
‑
S方程，数值计算格式采用二阶Roe格式，并采用四步龙格
‑
库塔方法进行显式时间推进。湍流模型采用k
‑
epsilon模型。采用代数方法生成一体结构化网格。计算状态为马赫数Ma＝15、攻角α＝0
°
～40
°
、侧滑角β＝5
°
，飞行高度取H＝20km。
[0033]例1：图1所示布局L0机翼后掠角70
°
，图2所示对比布局L1、L2，机翼后掠角分别为74
°
和78
°
，全长都为3200mm，上反角都为0
°
。
[0034]图3给出了不同后掠角的气动耦合对比曲线，表明大攻角下小后掠角有效的弱化了横航向气动耦合强度。
[0035]例2：图4所示布局L0上反角0
°
，图5所示对比布局L3、L4，翼后掠角分别为4
°
和8
°
，全长都为3200mm，上反角都为0
°
。
[0036]图6给出了不同上反角的气动耦合对比曲线，表明大攻角下小上反角有效的弱化了横航向气动耦合强度。
[0037]例3：图7所示布局L0副翼剖面为直角梯形，图8所示对比布局L5副翼剖面为矩形。两个布局上反角都为0
°
，翼后掠角都为70
°
，全长都为3200mm，副翼间距都为650mm。
[0038]图9给出了变副翼剖面的操纵力矩气动耦合曲线对比，表明梯形剖面副翼有效的弱化了操纵力矩气动耦合强度。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种弱化升力体气动耦合效应的气动布局，其特征在于：包括头锥(1)、翼身(2)、垂直尾翼(3)、侧向切削(4)、副翼(5)，所述翼身(2)采用机翼和机身融合设计，机翼和机身之间平滑过渡，形成一个扁平状的机体，所述机体具有上表面、下表面，位于机体前端的前缘、位于机体后端的后缘和位于机体后端的底部，以及两个位于机体两侧的翼尖；头锥(1)采用球头设计，在翼身(2)前端；垂直尾翼(3)位于翼身(2)后缘上表面；侧向切削(4)位于翼身(2)两侧的翼尖；副翼(5)位于翼身(2)底部。2.根据权利要求1所述的一种弱化升力体气动耦合效应的气动布局，其特征在于：所述头锥(1)半径为机体长度2％，与机身相切融合。3.根据权利要求1所述的一种弱化升力体气动耦合效应的气动布局，其特征在于：所述翼身(2)将机翼和机身融合过渡为一个扁平状的机体，所述机体展弦比为0.6，机翼后掠角70
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【专利技术属性】
技术研发人员：赵力宁，郭少杰，张青青，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：新型
国别省市：