本發(fā)明涉及一種高速飛行器布局的側(cè)向安定面外形參數(shù)設(shè)計(jì)領(lǐng)域，特別是一種適用于高速飛行器的可變形側(cè)向安定面。

背景技術(shù)：

大氣層內(nèi)高速飛行器氣動(dòng)布局的發(fā)展方向之一為面對(duì)稱(chēng)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)，即氣動(dòng)外形僅關(guān)于縱向?qū)ΨQ(chēng)平面呈現(xiàn)對(duì)稱(chēng)特征，其迎風(fēng)面、背風(fēng)面也多呈現(xiàn)非對(duì)稱(chēng)特征。對(duì)于面對(duì)稱(chēng)飛行器，飛行器三通道氣動(dòng)特性呈現(xiàn)明顯差異，為有效協(xié)調(diào)各通道間氣動(dòng)特性，需進(jìn)行橫側(cè)向安定面設(shè)計(jì)。但在高速流動(dòng)條件下，安定面設(shè)計(jì)面臨著氣動(dòng)部件間流動(dòng)干擾明顯、熱防護(hù)問(wèn)題突出等難點(diǎn)，尤其是隨著飛行速度、攻角等參數(shù)的變化，安定面氣動(dòng)特性在飛行剖面內(nèi)會(huì)隨之發(fā)生明顯改變，導(dǎo)致安定面氣動(dòng)特性與飛行器整體性能需求的匹配難度進(jìn)一步增加。

現(xiàn)有高速飛行器外形設(shè)計(jì)中，一般采用迎風(fēng)面無(wú)突起的固定外形安定面形式，盡管可在一定程度上避免熱防護(hù)問(wèn)題，但帶來(lái)飛行剖面狹窄、氣動(dòng)性能難以有效發(fā)揮等難題。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的上述不足，提供一種適用于高速飛行器的可變形側(cè)向安定面，設(shè)計(jì)出適合此類(lèi)飛行器的可變形側(cè)向安定面氣動(dòng)外形參數(shù)，實(shí)現(xiàn)對(duì)三通道氣動(dòng)特性的有效協(xié)調(diào)，并解決寬飛行剖面內(nèi)橫側(cè)向穩(wěn)定性調(diào)節(jié)、部件氣動(dòng)干擾、防熱約束等問(wèn)題。

本發(fā)明的上述目的是通過(guò)如下技術(shù)方案予以實(shí)現(xiàn)的：

一種適用于高速飛行器的可變形側(cè)向安定面，燒蝕部分和非燒蝕部分；所述非燒蝕部分的一側(cè)設(shè)置有燒蝕分界邊；燒蝕部分的一邊與燒蝕分界邊連接；燒蝕部分和非燒蝕部分一體化成型。

在上述的一種適用于高速飛行器的可變形側(cè)向安定面，所述非燒蝕部分包括融合邊、第一前緣、第二前緣和第一底邊；所述燒蝕部分包括第三前緣、第四前緣和第二底邊；其中，融合邊、第一前緣、第二前緣、第一底邊、第二底邊、第四前緣、第三前緣首尾依次連接，圍成安定面的外輪廓。

在上述的一種適用于高速飛行器的可變形側(cè)向安定面，所述融合邊與燒蝕分界邊垂直設(shè)置；第一底邊與第二底邊位于同一水平面。

在上述的一種適用于高速飛行器的可變形側(cè)向安定面，所述垂直非燒蝕部分設(shè)置有舵軸孔；所述舵軸孔的孔心距融合邊的水平距離XO為450～750mm；舵軸孔的孔心距燒蝕分界邊距離YO為150～350mm；舵軸孔半徑R為40～80mm。

在上述的一種適用于高速飛行器的可變形側(cè)向安定面，所述融合邊的邊長(zhǎng)H1為80～120mm；第一前緣的后掠長(zhǎng)度L2為210-420mm，第一前緣的后掠角χ₁為15～40°；第二前緣的后掠角χ₂為-10-20°。

在上述的一種適用于高速飛行器的可變形側(cè)向安定面，所述第三前緣的后掠長(zhǎng)度L1為120-370mm，第三前緣的后掠角χ₂為5～25°；第四前緣的后掠角χ₄為-10～10°。

在上述的一種適用于高速飛行器的可變形側(cè)向安定面，所述第二底邊的燒蝕高度Ha為100～200mm，第二底邊的底部擴(kuò)張角β為0-60°；第一底邊與第二底邊的總高度H2為350～700mm。

在上述的一種適用于高速飛行器的可變形側(cè)向安定面，所述安定面為變厚結(jié)構(gòu)，第二前緣處的初始厚度W1為40-80mm，安定面從融合邊至第一底邊方向的厚度沿?cái)U(kuò)張角θ均勻減少，擴(kuò)張角θ為-10-10°；安定面從第二前緣至第四前緣方向的厚度沿傾角γ均勻減少，傾角γ為-10-10°。

在上述的一種適用于高速飛行器的可變形側(cè)向安定面，所述第一底邊側(cè)面的頂端為圓弧結(jié)構(gòu)，圓弧半徑r1為15-30mm；第二底邊側(cè)面的底端為圓弧結(jié)構(gòu)，圓弧半徑r2為2～8mm。

在上述的一種適用于高速飛行器的可變形側(cè)向安定面，所述燒蝕部分和非燒蝕部分采用不同防熱材料；安定面適用于飛行環(huán)境為飛行高度90～0km；馬赫數(shù)25～2；攻角-10°～+30°。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下優(yōu)點(diǎn)：

(1)本發(fā)明與常見(jiàn)安定面設(shè)計(jì)方案相比，本設(shè)計(jì)方案的可調(diào)外形參數(shù)更為豐富，其部件氣動(dòng)特性更加適合面對(duì)稱(chēng)飛行器的氣動(dòng)特性變化及飛行剖面任務(wù)需求；

(2)本發(fā)明通過(guò)安定面可變形設(shè)計(jì)，可調(diào)節(jié)飛行器在不同來(lái)流參數(shù)下的外形參數(shù)及氣動(dòng)特性，在全飛行剖面內(nèi)實(shí)現(xiàn)了對(duì)三通道氣動(dòng)特性的有效協(xié)調(diào)，并有效解決了防熱約束與氣動(dòng)性能需求之間的矛盾。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明可變形側(cè)向安定面正視圖；

圖2為本發(fā)明可變形側(cè)向安定面俯視圖；

圖3為本發(fā)明可變形側(cè)向安定面右視圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的描述：

本側(cè)向安定面設(shè)計(jì)基于如下飛行剖面需求開(kāi)展：飛行高度90～0km；馬赫數(shù)25～2；攻角-10°～+30°；在上述寬飛行剖面內(nèi)，安定面參數(shù)設(shè)計(jì)需滿(mǎn)足橫側(cè)向靜穩(wěn)定性、部件干擾、防隔熱特性等約束條件，各參數(shù)設(shè)計(jì)均在此約束條件下開(kāi)展。

如圖1所示為可變形側(cè)向安定面正視圖，由圖可知，一種適用于高速飛行器的可變形側(cè)向安定面，其特征在于：燒蝕部分1和非燒蝕部分2；所述非燒蝕部分2的一側(cè)設(shè)置有燒蝕分界邊3；燒蝕部分1的一邊與燒蝕分界邊3連接；燒蝕部分1和非燒蝕部分2一體化成型，所述燒蝕部分和非燒蝕部分采用不同防熱材料；安定面適用于飛行環(huán)境為飛行高度90～0km；馬赫數(shù)25～2；攻角-10°～+30°。

其中，非燒蝕部分2包括融合邊4、第一前緣5、第二前緣6和第一底邊7；所述燒蝕部分1包括第三前緣8、第四前緣9和第二底邊10；其中，融合邊4、第一前緣5、第二前緣6、第一底邊7、第二底邊10、第四前緣9、第三前緣8首尾依次連接，圍成安定面的外輪廓。

其中，融合邊4與燒蝕分界邊3垂直設(shè)置；第一底邊7與第二底邊10位于同一水平面。

此外，在垂直非燒蝕部分2設(shè)置有舵軸孔11；所述舵軸孔11的孔心距融合邊4的水平距離XO為450～750mm；舵軸孔11的孔心距燒蝕分界邊距離YO為150～350mm；舵軸孔11半徑R為40～80mm。

融合邊4的邊長(zhǎng)H1為80～120mm；第一前緣5的后掠長(zhǎng)度L2為210-420mm，第一前緣5的后掠角χ₁為15～40°；第二前緣6的后掠角χ₂為-10-20°；第三前緣8的后掠長(zhǎng)度L1為120-370mm，第三前緣8的后掠角χ₂為5～25°；第四前緣9的后掠角χ₄為-10～10°。

第二底邊10的燒蝕高度Ha為100～200mm，第二底邊10的底部擴(kuò)張角β為0-60°；第一底邊7與第二底邊10的總高度H2為350～700mm。

如圖2所示為可變形側(cè)向安定面俯視圖，由圖可知，安定面為變厚結(jié)構(gòu)，第二前緣6處的初始厚度W1為40-80mm，安定面從融合邊4至第一底邊7方向的厚度沿?cái)U(kuò)張角θ均勻減少，擴(kuò)張角θ為-10-10°；安定面從第二前緣6至第四前緣9方向的厚度沿傾角γ均勻減少，傾角γ為-10-10°。

如圖3所示為可變形側(cè)向安定面右視圖，由圖可知，第一底邊7側(cè)面的頂端為圓弧結(jié)構(gòu)，圓弧半徑r1為15-30mm；第二底邊10側(cè)面的底端為圓弧結(jié)構(gòu)，圓弧半徑r2為2～8mm。

飛行器橫側(cè)向靜穩(wěn)定性協(xié)調(diào)

由于高度、馬赫數(shù)、使用攻角大范圍變化，飛行器本體的橫側(cè)向靜穩(wěn)定性將發(fā)生劇烈變化。從大攻角到小攻角，側(cè)向靜穩(wěn)定度變化量可達(dá)到8％，滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定性可由強(qiáng)穩(wěn)定變化至不穩(wěn)定，由于飛行剖面內(nèi)側(cè)向穩(wěn)定性與滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定性的定性、定量變化劇烈且彼此匹配情況存在多種組合狀態(tài)，導(dǎo)致控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)難度增加，橫側(cè)向控制品質(zhì)難以保證，必須通過(guò)安定面設(shè)計(jì)保證飛行器橫側(cè)向靜穩(wěn)定性的有效協(xié)調(diào)。

側(cè)向安定面的設(shè)計(jì)必須考慮飛行剖面的變化情況，迎風(fēng)面、背風(fēng)面均采取雙后掠設(shè)計(jì)，可有效滿(mǎn)足超聲速狀態(tài)的設(shè)計(jì)需求。實(shí)際操作中，可通過(guò)H1、H2參數(shù)對(duì)偏航靜穩(wěn)定度范圍進(jìn)行粗調(diào)整，滿(mǎn)足偏航通道穩(wěn)定性的基本需求；通過(guò)L1、L2及χ₁、χ₂、χ₃、χ₄參數(shù)聯(lián)合調(diào)節(jié)不同馬赫數(shù)條件下的滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定性及偏航靜穩(wěn)定性，實(shí)現(xiàn)二者的精細(xì)匹配；通過(guò)β參數(shù)可進(jìn)一步保證超聲速飛行的側(cè)向穩(wěn)定性及滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定性。

本發(fā)明說(shuō)明書(shū)中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬本領(lǐng)域技術(shù)人員的公知技術(shù)。