[实用新型]一种基于新型襟翼舵面的旋成体飞行器

说明书

一种基于新型襟翼舵面的旋成体飞行器，是基于球‑锥构型的旋成体飞行器。该飞行器带有新型襟翼式控制舵面，通过在旋成体飞行器尾部设计四片×字分布襟翼，并将襟翼作为飞行器的全动舵面，以襟翼偏转的方式使飞行器获得高超声速下的机动飞行能力。新型襟翼舵面代替常规的尾翼布局方案，有助于减缓或消除常规尾翼布局方案存在的气动干扰和气动加热问题，并有效增加了飞行器内部的装填空间。本实用新型中新型襟翼式控制舵安装在旋成体机身底部，高超声速环境下襟翼舵面的流动将不会影响上游旋成体机身的流动，襟翼舵面对飞行器机身气动干扰较小，有效避免了常规旋成体尾翼布局体翼相互干扰的问题。

技术领域

本实用新型是一种基于新型襟翼舵面的旋成体飞行器，属于高超声速飞行器的气动布局设计领域。

背景技术

弹道导弹作为国家保持中、远程打击能力的基础，是世界各主要军事强国武器装备研发的重点。近年来随着反导技术的快速发展，传统弹道导弹的惯性再入式飞行已经难以突破当前反导系统的拦截，目前世界各国正在寻求更为机动、突防能力更强的再入武器系统。因此研制新型具备高机动能力的再入飞行器十分迫切。

常规再入飞行器布局多采用球-锥旋成体构型。目前该类飞行器主要通过自身旋转或设置尾翼来实现自身的稳定飞行。由于自身旋转无法使飞行器获得机动能力，因此该类飞行器的机动飞行均通过设置尾翼的方式实现，其尾翼多采用四片“十”字或者“×”字尾翼布局。尾翼后缘布置后缘舵，再入飞行阶段可获得较好的三通道(俯仰、偏航、滚转)有效操纵力矩，从而实现再入飞行器的机动飞行。

但由于尾翼安装于飞行器中后部，高超声速下尾翼与飞行器后体的流动相互干扰非常严重，对飞行器整体的气动性能带来严重影响。在高马赫数环境下，尾翼前缘的气动加热尤为严重，其前缘的热防护问题十分突出。后缘舵面虽然热防护压力较小，但在大攻角下舵轴仍会出现明显的热载荷问题，给舵的安全性和有效性带来不利影响。此外在外包络给定的前提下，旋成体飞行器的四片尾翼会使机身的实际空间大大减小，给内部机构的装填带来困难，同时也减小了装药量，限制了武器的毁伤威力。

实用新型内容

本实用新型的技术解决问题是：克服现有技术不足，实用新型一种基于新型襟翼舵面的旋成体飞行器。基于球-锥构型的旋成体飞行器，设计新型襟翼式控制舵面，以代替常规的尾翼布局方案。带有新型襟翼舵面的飞行器气动性能稳定，热防护压力小，可实现飞行器的机动飞行。新型襟翼舵面结构紧凑，能有效提升飞行器的装填能力，且有助于减缓或者消除常规尾翼布局方案存在的气动干扰和气动加热问题，并改进常规尾翼布局方案装填空间不足的局限。

本实用新型的技术解决方案是：一种基于新型襟翼舵面的旋成体飞行器，包括：锥形旋成体机身、襟翼舵面；襟翼舵面数量大于等于四个，在旋成体机身尾部均匀周向分布，襟翼舵面通过各自舵轴与旋成体机身尾部相连，能够绕各自舵轴转动。

襟翼舵面位于锥形旋成体机身尾部横截面的边缘位置。

襟翼舵面作为飞行器的全动舵面，锥形旋成体机身的头部为球形。

襟翼舵面为四个，分为两组，每组中的两个襟翼舵面的舵轴平行设置，同一组中的两个襟翼舵面的舵轴中心连线与另一组的两个舵面舵轴中心的连线呈90°夹角。

襟翼舵面为扁平长方体，当襟翼舵面与锥形旋成体机身尾部横截面垂直时，定义襟翼舵面的长度方向与飞行器的中心轴平行，定义襟翼舵面的长度为L，定义襟翼舵面的宽度为W，定义襟翼舵面的厚度为D，且D<W。

襟翼舵面的长度L受旋成体飞行器控制能力和底部尺寸的约束。

襟翼舵面的宽度W受旋成体飞行器控制能力和底部尺寸的约束。

襟翼舵面的厚度D尺寸与头部半径r相关。