[發明專利]一種滿足高超聲速大攻角橫側向控制的氣動布局設計方法

有效

• 申請號: 201710203097.X
• 申請日: 2017-03-30
• 公開（公告）號: CN107031812B
• 公開（公告）日: 2019-08-09
• 發明（設計）人: 周禹;關鍵;閔昌萬;余平;段毅;楊攀;苗萌;王毓棟;王美利
• 申請（專利權）人: 北京臨近空間飛行器系統工程研究所;中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: B64C1/00
• 分類號: B64C1/00;B64C5/06
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 任林沖

本發明公開了一種滿足高超聲速大攻角橫側向控制的氣動布局設計方法，氣動部件處于迎風面，在高超聲速大攻角狀態可大幅提升飛行器側向穩定性，同時有效降低飛行器自身滾轉穩定性，利于橫側向穩定匹配控制，適應臨近空間高超聲速長距離飛行需求；由于氣動部件為固定部件，無舵軸設計問題，為此有效降低了防隔熱設計難度。

技術領域

本發明涉及一種滿足高超聲速大攻角橫側向控制的氣動布局設計方法，以適應臨近空間高超聲速長距離飛行需求。

背景技術

傳統空間飛行器上能滿足橫側向控制需求的部件主要包括背風面立尾和迎風面控制舵。但傳統橫側控制氣動部件存在如下不足：

對于背風面立尾：在背風面固定側向控制部件，外形如圖1所示。雖然可提高飛行器側向穩定性，但僅在小攻角狀態下作用明顯，在高超聲速大攻角狀態下作用明顯降低，同時采用該部件會使布局外形滾轉穩定性過強，無法匹配合理的側向穩定性，不利于橫側穩定控制。

對于迎風方向舵：迎風面橫側向氣動控制舵面，外形如圖2所示。雖然擺動時橫側向控制效率較高，但偏轉情況下會造成舵軸外露。高超聲速情況下迎風面氣動加熱嚴重時對舵軸防熱設計要求較高，一旦舵軸發生燒蝕斷裂，該部件失效。

綜上，現有的兩種橫側向氣動控制部件在高超聲速狀態下均存在一定不足，不能同時滿足高超聲速大攻角狀態橫側向氣動控制需求。

發明內容

本發明的技術解決問題：為克服現有技術的不足，提供一種滿足高超聲速大攻角橫側向控制的氣動布局設計方法，在高超聲速大攻角狀態下，可滿足橫側向控制需求，降低防隔熱設計難度。

本發明的技術解決方案：

一種滿足高超聲速大攻角橫側向控制的氣動布局設計方法，具體步驟為：

(1)在最大飛行攻角狀態下，確定飛行器飛行剖面內的縱向和橫側向氣動特性，包括縱向壓心、側向穩定性和滾轉穩定性；

(2)設計飛行器氣動部件：設計氣動部件的后掠角θ、長度L、前緣半徑R和外張角θ₁；

(3)將步驟2中所設計的氣動部件置于飛行器底部的迎風子午線處，使氣動部件激波和飛行器頭激波干擾位置位于氣動部件中部靠后部位；

(4)調整飛行器氣動部件尺寸：在不改變飛行器縱向壓心情況下，調整氣動部件的后掠角θ、長度L、前緣半徑R和外張角θ₁，使飛行器側向穩定性至少提高2％，滾轉穩定性降低5×10^-4，迎風面氣動部件激波和飛行器頭激波干擾位置無燒蝕。

后掠角θ值為70°～80°，長度L值為飛行器長度的20％～25％。

前緣半徑R值為5mm～10mm。

外張角θ₁值為5°～10°。

采用閉環橫向控制穩定判據LCDP判斷飛行器側向及滾轉穩定性，具體公式為

其中，C_n^β為側向穩定性，C_l^β為滾轉穩定性，為滾轉誘導偏航力矩，為滾轉舵效，閉環橫向控制穩定情況下LCDP<0。

步驟4中調整氣動部件的后掠角θ、長度L、前緣半徑R和外張角θ₁的方法為：若側向穩定性未提高至2％或滾轉穩定性未降低5×10^-4，則增大L值或減小θ值，直至符合要求；若迎風面氣動部件激波和飛行器頭激波干擾位置發生燒蝕，則增大θ值，直至符合要求。

飛行器氣動部件在垂直至于飛行器左右側方向上為三角形結構，在垂直至于飛行器上下側方向上為楔形結構。

本發明與現有技術相比具有如下有益效果：