一种高超声速飞行器及其设计方法与流程

本发明涉及飞行器的技术领域，尤其是涉及一种高超声速飞行器及其设计方法。

背景技术：

随着航空航天科学技术的发展，高超声速飞行方式正由传统的弹道式飞行和太空返回向在临近空间大气层内做长时间高速高机动飞行的方向发展。近空间高超声速飞行器的出现，无论是作为未来的战略战术武器平台还是载人空天运载平台，对国防安全和国民经济发展都具有重要的战略意义，是二十一世纪航空航天技术新的制高点，具有战略性、前瞻性、标志性和带动性。其中，远程机动高超声速滑翔飞行器以单级或多级火箭为动力，助推到一定高度和马赫数后箭体分离，之后滑翔器在近空间进行高超声速无动力滑翔机动飞行。相比航空飞行器，高超声速滑翔飞行器具有飞行高度高、飞行速度快、覆盖范围广、生存能力强等特点，能够实现快速有效打击；相比空间飞行器，高超声速滑翔飞行器具有机动性好、响应快速、突防能力强、部署方便灵活等特点。由于飞行速度极快且飞行轨迹难以预测，该类飞行器几乎无法被拦截，在军事上具有极其重要的战略价值，已成为各军事强国一个新的研究热点。

目前，多项气动布局关键技术制约着该类飞行器走向最终的应用。首先，升阻比决定着该类飞行器的航程能否达到任务指标，高超声速飞行时摩阻和波阻都很大，升阻比提升十分困难，发展高升阻比气动布局设计方法尤为重要；其次，在传统航空飞行器设计过程中，一般通过在尾部迎风面或背风面布置安定面来改善航向稳定性，例如歼-20，但是远程机动高超声速滑翔飞行器在近空间内的飞行时间长达2000～3000秒。

长时间高超声速飞行过程中的气动热问题突出，机身上凸起的安定面气动烧蚀严重，会面临较大的结构失效风险，且产生的激波会进一步增大波阻，造成较大的升阻比损失，从而大大降低飞行任务成功的可能性。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种高超声速飞行器及其设计方法，其不仅降低尾部产生强激波，缓解防热风险，而且通过尾部修型在产生阻力的同时，还产生升力，从而在提升航向稳定性的同时可以大大降低升阻比损失。

本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：一种不依靠安定面提升航向稳定性的高超声速飞行器，包括翼身，所述翼身包括机身和设置在机身两侧的机翼，所述机身包括机尾段和与机尾段相连的机头段，所述机尾段包括位于机翼一侧的第一机尾段和位于机翼另一侧的第二机尾段，所述第一机尾段远离机头段一端的端面长度小于所述第二机尾段远离机头段一端的端面长度。

通过采用上述技术方案，由于第一机尾段远离机头段一端的端面长度小于所述第二机尾段远离机头段一端的端面长度，因此通过飞行器机身尾部型面的局部扩张修型，能够大大提升飞行器的航向静稳定性，相比传统尾部安定面设计方法，可以大大缓解飞行器的防热压力，降低结构损伤风险；同时能够大大减少升阻比损失，有利于使得飞行器的航程满足任务指标。

本发明的进一步设置为：所述第一机尾段与机头段相连一端的端面长度小于远离第一机尾段远离机头段一端的端面长度；所述第二机尾段与机头段相连一端的端面长度小于远离第二机尾段远离机头段一端的端面长度。

本发明的进一步设置为：一种不依靠安定面提升航向稳定性的高超声速飞行器的设计方法，包括如下步骤：

(1)确定基础翼身：基础翼身包括机身，机身包括圆锥机头段和与圆锥机头段相连的圆柱机尾段，机身两侧设置有机翼；圆柱机尾段包括位于机翼一侧的第一机尾段和位于机翼另一侧的第二机尾段；

(2)确定物面倾角：根据飞行器飞行要求确定航向静导数cnβ，根据航向静导数cnβ确定物面倾角θ；

(3)调整第二机尾段翼面：首先，选取半侧机身，半侧机身的第二机尾段的翼面由第一线段、第二线段、第三线段和第四线段首尾相连形成的弧面；

接着，将第一线段围绕第一线段与第四线段的相交点向第三线段一侧转动物面倾角θ形成第五线段；

然后平移第二线段使第二线段的一端与旋转后的第五线段相连，第二线段的另一端与机翼相连，平行后的第二线段为第六线段；

从而第六线段与机翼相连的一端与第四线段相连形成第七线段，第五线段、第六线段、第七线段和第四线段首尾相连围成调整后的第二机尾段翼面；

(4)补齐底部型面：根据第一线段和第五线段生成三角形平面，并补齐底部型面；

(5)成型：将调整后的半侧机身左右对称，得到整个飞行器。

通过采用上述技术方案，通过飞行器机身的尾部进行修型，增大物面的侧向倾角θ，提升飞行器的航向稳定性，起到与传统的机身上凸起的安定面相同的作用；不仅降低尾部产生强激波，缓解防热风险，而且通过尾部修型在产生阻力的同时，还产生升力，从而在提升航向稳定性的同时可以大大降低升阻比损失。

本发明的进一步设置为：所述步骤(2)中物面倾角θ为0—20°。

通过采用上述技术方案，物面倾角θ在0—20°之间合适；物面倾角θ的角度可以扩大，但不能使第一线段偏转至使第一线段与第三线段相交。

本发明的进一步设置为：所述步骤(3)中第七线段为直线线段。

本发明的进一步设置为：调整后的第二机尾段远离机头段一端的端面与第一机尾段远离机头段一端的端面在同一平面上。

综上所述，本发明的有益技术效果为：

(1)通过飞行器机身尾部型面的局部扩张修型，能够大大提升飞行器的航向静稳定性，相比传统尾部安定面设计方法，可以大大缓解飞行器的防热压力，降低结构损伤风险；同时能够大大减少升阻比损失，有利于使得飞行器的航程满足任务指标；

(2)通过飞行器机身的尾部进行修型，增大物面的侧向倾角θ，提升飞行器的航向稳定性，起到与传统的机身上凸起的安定面相同的作用。

附图说明

图1是物面倾角示意图；

图2是基础翼身的半剖示意图；

图3是图2中第一线段偏转的结构示意图；

图4是图3中第二线段平行的结构示意图；

图5是图4中形成调整后的第二机尾段翼面的结构示意图；

图6是图4补齐底部型面的结构示意图；

图7是本发明的结构示意图；

图8是本发明设计飞行器与现有飞行器的航向静导数随攻角的变化曲线。

具体实施方式

以下结合附图对本发明作进一步详细说明。

如图1所示，高超声速物面压力可通过牛顿公式来计算：

cp＝2sin²θ(1)

式中，cp表示物面压力系数，θ表示物面相对机身轴线方向的倾角。图中β表示侧滑角，v∞表示自由来流速度，lvt表示尾部倾斜物面与飞行器质心的间距(即产生偏航力矩的力臂)，yvt表示侧力。

当飞行器存在侧滑时，即β不为零，图中所示物面的左右两侧气动力不相等，二者相减即为产生的侧力，侧力系数cy的大小为：

最后一步近似：一般而言θ和β较小，则有：cosθ≈1，sinβ≈β，sinθ≈θ，cosβ≈1。

侧力产生的偏航力矩系数nvt为：

则航向静导数cnβ为：

从上式可以看到，在高超声速条件下，物面倾角θ越大，cnβ越大，即航向稳定性越强。

一种不依靠安定面提升航向稳定性的高超声速飞行器的设计方法，包括如下步骤：

(1)确定基础翼身：基础翼身包括机身，机身包括圆锥机头段4和与圆锥机头段4相连的圆柱机尾段，机身两侧设置有机翼1；圆柱机尾段包括位于机翼1一侧的第一机尾段2和位于机翼1另一侧的第二机尾段3；

(2)确定物面倾角：根据飞行器飞行要求确定航向静导数cnβ，根据航向静导数cnβ确定物面倾角θ；

步骤中物面倾角θ为0—20°。

(3)调整第二机尾段翼面：

如图2所示，首先，选取半侧机身，半侧机身的第二机尾段3的翼面由第一线段11、第二线段12、第三线段13和第四线段14首尾相连形成的弧面；

如图3所示，接着，将第一线段11围绕第一线段11与第四线段14的相交点向第三线段13一侧转动物面倾角θ形成第五线段21；

如图4所示，然后平移第二线段12使第二线段12的一端与旋转后的第五线段21相连，第二线段12的另一端与机翼1相连，平行后的第二线段12为第六线段22；

如图5所示，从而第六线段22与机翼1相连的一端与第四线段14相连形成第七线段23，第五线段21、第六线段22、第七线段23和第四线段14首尾相连围成调整后的第二机尾段翼面；

所述步骤(3)中第七线段23为直线线段。

(4)如图6所示，补齐底部型面：根据第一线段11和第五线段21生成三角形平面，并补齐底部型面；

(5)成型：将调整后的半侧机身左右对称，得到整个飞行器。

如图7所示，一种不依靠安定面提升航向稳定性的高超声速飞行器，包括翼身，翼身包括机身和设置在机身两侧的机翼1，机身包括机尾段和与机尾段相连的机头段4，机尾段包括位于机翼1一侧的第一机尾段2和位于机翼1另一侧的第二机尾段3，第一机尾段2远离机头段4一端的端面长度小于所述第二机尾段3远离机头段4一端的端面长度。

第一机尾段2与机头段4相连一端的端面长度小于远离第一机尾段2远离机头段4一端的端面长度；第二机尾段3与机头段4相连一端的端面长度小于远离第二机尾段3远离机头段4一端的端面长度。

调整后的第二机尾段3远离机头段4一端的端面与第一机尾段2远离机头段4一端的端面在同一平面上。

设计说明：

飞行器长为4000mm，宽为2000mm，圆锥机头段4身长为3000mm，圆柱机尾段身长为1000mm，机尾段直径(即机身高度)为600mm，飞行器左右对称、上下对称。

飞行工况：15马赫，40公里高度。沿飞行器轴向的质心选为60％l。

如图8所示，采用本申请的方法，调整θ来改变航向静稳定性，θ越大，cnb越大，航向稳定性越强。当θ＝5°，得到外形如图7所示。

飞行工况：15马赫，40公里高度。沿飞行器轴向的质心选为60％l。如图所示为该飞行器的航向静导数cnb随攻角的变化曲线，都有cnb>0，所以飞行器航向静稳定，满足设计要求，证明了本申请的有效性。

如图8所示，为现有飞行器的航向静导数cnb随攻角的变化曲线，都有cnb<0，所以飞行器航向静不稳定，要求cnb>0未满足航向静稳定的要求。

本具体实施方式的实施例均为本发明的较佳实施例，并非依此限制本发明的保护范围，故：凡依本发明的结构、形状、原理所做的等效变化，均应涵盖于本发明的保护范围之内。

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