CN205593435U - 一种基于当地流动特征剪裁的超声速六边形切角空气舵 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种基于当地流动特征剪裁的超声速六边形切角空气舵，该空气舵舵面为凸六边形，其面积根据导弹操稳性参数确定，前缘后掠角、前缘切角、梢弦切角、后缘切角根据舵面流动特征确定，使得舵面均为超声速流动，舵面最大半展长根据舵面面积和展弦比确定，展弦比最佳取值范围为1.5～3，前缘、后缘切角位置距根弦垂直距离根据当地边界层厚度确定。在同等空气舵面面积情况下，六边形切角空气舵的舵面控制力矩优，而舵面压心系数变化量明显减小，综合性能有显著提升，降低了导弹总体设计难度。

Description

一种基于当地流动特征剪裁的超声速六边形切角空气舵

技术领域

本实用新型属于导弹气动布局与气动设计领域，特别涉及一种战术导弹用超声速六边形空气舵面外形。

背景技术

空气舵是在大气层中飞行的战术导弹常用的运动控制装置。在战术导弹飞行过程中，弹上飞行控制***根据飞行任务要求和实际飞行情况发出控制指令，舵机根据控制指令驱动空气舵进行有规律的偏转。在不同的偏转方式和偏转程度下，空气舵舵面受到的空气动力会发生改变，产生所需求的控制力，对战术导弹的运动轨迹和姿态进行控制。

空气舵的作用是产生控制力，调整全弹气动力矩。空气舵外形设计的主要特征是舵面平面形状和舵面剖面形状，在超声速情况下，后者只对阻力产生影响，是次要设计因素。空气舵面是指空气舵自身对称中面上的投影外轮廓面。空气舵面形状设计的主要目的是提供足够的气动控制力，并使得导弹飞行控制过程中空气舵舵面铰链力矩尽量小。对于气动控制力而言，空气舵的有效平面面积是决定性因素。有效平面面积是指暴露在不受(或少受)导弹弹体壁面干扰的自由流场里的那部分空气舵的平面面积。对于舵面铰链力矩而言，舵面压心和舵轴之间的距离是决定性因素。舵面压心是指舵面所受的气动合力的作用点，它受到舵面形状和舵面受力分布的影响。

常见的超声速战术导弹空气舵面外形包括三角形、梯形、蝶形舵、二元舵、缺口梯形、五边形燕翅舵等等。常规平面外形舵面，例如三角形舵面、梯形舵面、蝶形舵，通过展弦比、后掠角、根梢比等外形设计参数来提高单位舵面的气动控制力，降低舵面铰链力矩；非常规外形舵面，例如二元舵、缺口梯形、五边形燕翅舵等，则是在常规平面外形基础上进行一定的裁减，获得性能上进一步的改善。由于外形剪裁利用了空气动力学的原理，通常非常规外形舵面的综合性能优于常规外形舵面。为追求战术导弹总体性能的提高，空气动力学设计师提出了多种非常规舵面外形。以一定结构设计、生产难度为代价，这些非常规舵面外形在在中小型战术导弹上的运用越来越广泛，例如我国新型空空导弹SD-10就采用了燕翅形尾舵。非常规平面外形舵面需要根据导弹的使用剖面进行适应性设计，具体形状随导弹的特点变化，不具备通用性。

实用新型内容

本实用新型所解决的技术问题是：提供一种六边形的超声速战术导弹空气舵，该空气舵的舵面形状基于当地流动特征，可有效改善空气舵舵面控制力，降低舵面压心变化范围，显著降低舵面铰链力矩，提高空气舵舵面综合性能。

本实用新型的技术解决方案是：一种基于当地流动特征剪裁的超声速六边形切角空气舵，其舵面为凸六边形，所述凸六边形的面积S满足如下关系式：

$\frac{m_z^{\mathrm{\δ}}\left(S\right)}{m_z^{\mathrm{\α}}}=0.8~1.2$

式中，为单位舵面偏转角度下空气舵舵面产生的气动控制力矩，为单位攻角下被控导弹产生的气动干扰力矩；

凸六条边形沿顺时针依次为根弦、前缘切边、前缘、梢弦、后缘、后缘切边；以舵面作为坐标平面，根弦与前缘切边的交点A为坐标原点，与根弦重合的直线为X轴，流向为X轴正方向，过A点与根弦垂直的直线为Y轴，展向为Y轴正方向，前缘与Y轴正方向的夹角，称为前缘后掠角α1，前缘切边与Y轴负方向夹角，称为前缘切角α2，前缘后掠角α1和前缘切角α2为30°～50°；梢弦与X轴正方向夹角，称为梢弦切角α3，后缘切边与Y轴正方向夹角，称为后缘切角α5，梢弦切角α3和后缘切角α5为15°～30°；

前缘切边与前缘交点B点距X轴垂直距离和后缘与后缘切边交点E点距X轴垂直距离相等，称为切角位置d，其值为：

$d=0.37L{\left({\mathrm{Re}}_L\right)}^{-\frac{1}{5}}$

式中，L为空气舵安装处距导弹头部的轴向距离，Re_L为空气舵安装处的当地雷诺数；

前缘与梢弦4交点C距X轴垂直距离，称为外露半展长b，为：

$b=\sqrt{\frac{\mathrm{\λ}S}{2}}$

式中，S为空气舵面面积，λ为展弦比。

所述舵面的后缘前掠角α4为：0°～15°。

所述展弦比取值范围为1.5～3。

所述前缘后掠角α1和前缘切角α2的值为：

${\cos }^{-1}\left(\frac{1}{Ma1}\right)$

其中，Ma1为导弹超声速飞行段速度下限状态对应的空气舵舵面前缘切边和前缘当地流动马赫数。

所述梢弦切角α3和后缘切角α5值为：

${\sin }^{-1}\left(\frac{1}{Ma2}\right)$

其中，Ma2为导弹超声速飞行段特征飞行马赫数下梢弦和后缘切边当地流动马赫数，特征马赫数为超声速飞行段的平均马赫数。

本实用新型与现有技术相比的有益效果是：

(1)本实用新型前缘切角可以减轻弹体边界层对舵面流动的影响，根据实际情况调整根弦前缘切角角度以降低舵面前尖点扰动对根部附近舵面流动的影响，保持根部前缘的流动性质。

(2)本实用新型梢弦切角可以保持梢弦的超声速特性和舵面气流流动的二维性，减轻梢弦气流流动分离趋势。

(3)本实用新型后缘切角可以减轻导弹尾部收缩段或弹体底部气流膨胀等对后缘气流流动的影响，减轻后缘流动分离趋势。

(4)本实用新型舵面切角根据舵面当地流动特征确定，在主要飞行工况内舵面保持为超声速流动区，有效提高舵面控制能力；

(5)本实用新型通过舵面切角改变舵面压力分布，降低舵面压心移动范围，显著降低空气舵铰链力矩。

附图说明

图1为本实用新型六边形空气舵舵面的几何关系图；

图2为本实用新型实施例六边形空气舵三维图；

图2(a)为立体图；

图2(b)为主视图(舵面)；

图2(c)为左视图；

图2(d)为仰视图(舵剖面)；

图3为本实用新型实施例六边形空气舵舵面的具体尺寸图。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型做进一步说明。

图1为本实用新型六边形空气舵舵面的几何关系图，如图所示，该舵面为凸六边形，所述凸六边形的面积S满足如下关系式：

$\frac{m_z^{\mathrm{\δ}}\left(S\right)}{m_z^{\mathrm{\α}}}=0.8~1.2$

式中，为单位舵面偏转角度下空气舵舵面产生的气动控制力矩，是面积S的函数，具体函数形式可按照空气动力学理论公式计算或者通过计算流体力学仿真拟合获得，为单位攻角下被控导弹产生的气动干扰力矩，两者之比为导弹操纵性参数。

凸六条边形沿顺时针依次为根弦1、前缘切边2、前缘3、梢弦4、后缘5、后缘切边6。定义舵面为坐标平面，根弦1与前缘切边2的交点A为坐标原点，与根弦1重合的直线为X轴，流向(从前缘3指向后缘5的方向)为X轴正方向，过A点与根弦1垂直的直线为Y轴，展向(从根弦1指向梢弦4的方向)为Y轴正方向，在该坐标系基础上对本实用新型进行详细介绍：

前缘3与Y轴正方向的夹角，称为前缘后掠角α1，前缘切边与Y轴负方向夹角，称为前缘切角α2，前缘后掠角α1和前缘切角α2为30°～50°，其具体值可以为：

${\cos }^{-1}\left(\frac{1}{Ma1}\right)$

其中，Ma1为导弹超声速飞行段速度下限状态对应的空气舵舵面前缘切边和前缘当地流动马赫数，取值范围为1.2～1.5。严格计算，前缘和前缘切边当地流动马赫数存在差异，α1和α2取值略有差异。

由于前缘和前缘切边在位置较为接近，所以前缘和前缘切边当地流动马赫数差异较小，也可以将前缘后掠角α1和前缘切角α2取相等的值。

所述前缘切角可以减轻弹体边界层对舵面流动的影响，根据实际情况调整根弦前缘切角角度以降低舵面前尖点扰动对根部附近舵面流动的影响，保持根部前缘的流动性质。

梢弦4与X轴正方向夹角，称为梢弦切角α3，后缘切边6与Y轴正方向夹角，称为后缘切角α5，梢弦切角α3和后缘切角α5为15°～30°，其具体值为：

${\sin }^{-1}\left(\frac{1}{Ma2}\right)$

其中，Ma2为导弹超声速飞行段特征飞行马赫数下梢弦和后缘切边当地流动马赫数，特征马赫数为超声速飞行段的平均马赫数，一般取值范围为2～3.5。也可以将梢弦切角α3和后缘切角α5取相等的值。

所述后缘切角可以减轻导弹尾部收缩段或弹体底部气流膨胀等对后缘气流流动的影响，减轻后缘流动分离趋势。

梢弦4与X轴正方向夹角，称为梢弦切角α3，后缘切边6与Y轴正方向夹角，称为后缘切角α5，梢弦切角α3和后缘切角α5为15°～30°。梢弦切角可以保持梢弦的超声速特性和舵面气流流动的二维性，减轻梢弦气流流动分离趋势。

后缘5与Y轴正方向夹角，称为后缘前掠角α4，可取为：0°～15°，根据平面形状协调程度确定。

前缘切边2与前缘3交点B点距X轴垂直距离和后缘5与后缘切边6交点E点距X轴垂直距离相等，称为切角位置d，d可取为空气舵安装位置的当地弹体边界层厚度，可按照普朗特边界层理论计算:

$d=0.37L{\left({\mathrm{Re}}_L\right)}^{-\frac{1}{5}}$

式中，L为空气舵安装处距导弹头部的轴向距离，Re_L为空气舵安装处的当地雷诺数。

切角位置d也可近似取为空气舵安装位置距弹头长度的百分之一.

前缘3与梢弦4交点C距X轴垂直距离，称为外露半展长b，为：

$b=\sqrt{\frac{\mathrm{\λ}S}{2}}$

式中，S为空气舵面面积，λ为展弦比，作为优选方案，展弦比取值范围为1.5～3。

实施例：

图2为本实用新型实施例六边形空气舵三维实体图，其中，图2(a)为立体图，图2(b)为主视图(舵面)，图2(c)为左视图，图2(d)为仰视图(舵剖面)。空气舵面是指空气舵自身对称中面上的投影外轮廓，即最大投影面积外轮廓。

图3为本实用新型实施例六边形空气舵舵面的具体尺寸图。如图所示：

根据导弹操纵性参数约等于1，确定空气舵面面积S为33185.8mm²。

选取设计马赫数一为1.25，即，飞行马赫数在1.25以上舵面前缘均为超声速，对计算值进行圆整，得到前缘后掠角α1和前缘切角α2为36°。

选取设计马赫数二为2.5，即，飞行马赫数在2.5以上舵面侧缘与后缘均为超声速，对计算值进行圆整，得到梢弦切角α3和后缘切角α5为24°。

根据平面形状协调程度，选择后缘前掠角为12°。

选择展弦比为3，对计算值进行圆整，得到最大半展长b为223mm。

空气舵安装在距弹头4000mm处，计算当地雷诺数约为5E+7，对计算值进行圆整，得到切角位置d为40mm。

进一步，由平面面积可得出舵面最大宽度为226.87mm。

梯形是一种使用最为广泛的空气舵舵面形状。梯形舵面形状简单，设计、生产较为容易。对六边形切角空气舵和梯形空气舵进行仿真分析，结果表明，在同等空气舵面面积情况下，六边形切角空气舵的舵面控制力矩优于基准梯形空气舵，而舵面压心系数变化量明显小于基准梯形空气舵，综合性能有显著提升。典型状态对比结果参见表1。

表1六边形空气舵与梯形空气舵性能对比

项目	六边形	梯形
			舵面控制力矩系数	0.16663	0.15886
舵面压心系数变化量	0.0163	0.0255

本实用新型空气舵的舵面形状基于当地流动特征，可有效改善空气舵舵面控制力，降低舵面压心变化范围，显著降低舵面铰链力矩，提高空气舵舵面综合性能。

对本实用新型的长度、角度、面积等尺寸在不改变其功能的情况下，进行的等效变换或替代，也落入本实用新型的保护范围。

本实用新型说明书未公开的技术属本领域公知技术。

Claims (5)

1.一种基于当地流动特征剪裁的超声速六边形切角空气舵，其特征在于：舵面为凸六边形，所述凸六边形的面积S满足如下关系式：

$\frac{m_z^{\mathrm{\δ}}\left(S\right)}{m_z^{\mathrm{\α}}}=0.8~1.2$

式中，为单位舵面偏转角度下空气舵舵面产生的气动控制力矩，为单位攻角下被控导弹产生的气动干扰力矩；

凸六条边形沿顺时针依次为根弦(1)、前缘切边(2)、前缘(3)、梢弦(4)、后缘(5)、后缘切边(6)；以舵面作为坐标平面，根弦(1)与前缘切边(2)的交点A为坐标原点，与根弦(1)重合的直线为X轴，流向为X轴正方向，过A点与根弦(1)垂直的直线为Y轴，展向为Y轴正方向，前缘(3)与Y轴正方向的夹角，称为前缘后掠角α1，前缘切边与Y轴负方向夹角，称为前缘切角α2，前缘后掠角α1和前缘切角α2为30°～50°；梢弦(4)与X轴正方向夹角，称为梢弦切角α3，后缘切边(6)与Y轴正方向夹角，称为后缘切角α5，梢弦切角α3和后缘切角α5为15°～30°；

前缘切边(2)与前缘(3)交点B点距X轴垂直距离和后缘(5)与后缘切边(6)交点E点距X轴垂直距离相等，称为切角位置d，其值为：

$d=0.37L{\left({\mathrm{Re}}_L\right)}^{-\frac{1}{5}}$

式中，L为空气舵安装处距导弹头部的轴向距离，Re_L为空气舵安装处的当地雷诺数；

前缘(3)与梢弦(4)交点C距X轴垂直距离，称为外露半展长b，为：

$b=\sqrt{\frac{\mathrm{\λ}S}{2}}$

式中，S为空气舵面面积，λ为展弦比。

2.根据权利要求1所述的一种基于当地流动特征剪裁的超声速六边形切角空气舵，其特征在于所述舵面的后缘前掠角α4为：0°～15°。

3.根据权利要求1所述的一种基于当地流动特征剪裁的超声速六边形切角空气舵，其特征在于所述展弦比取值范围为1.5～3。

4.根据权利要求1所述的一种基于当地流动特征剪裁的超声速六边形切角空气舵，其特征在于前缘后掠角α1和前缘切角α2的值为：

${\cos }^{-1}\left(\frac{1}{Ma1}\right)$

其中，Ma1为导弹超声速飞行段速度下限状态对应的空气舵舵面前缘切边和前缘当地流动马赫数。

5.根据权利要求1所述的一种基于当地流动特征剪裁的超声速六边形切角空气舵，其特征在于梢弦切角α3和后缘切角α5值为：

${\sin }^{-1}\left(\frac{1}{Ma2}\right)$

其中，Ma2为导弹超声速飞行段特征飞行马赫数下梢弦和后缘切边当地流动马赫数，特征马赫数为超声速飞行段的平均马赫数。