[发明专利]一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局及设计方法

说明书

本发明公开了一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局形式及设计方法，栅格舵翼混合布局方案由两片变弦长水平弧形栅格翼和四片平直栅格舵组成，两片水平弧形栅格翼起到飞行增稳的作用，四片字布局栅格舵用于飞行过程中姿态的控制，在发射起始阶段，折叠状态装于发射箱内，飞行过程中，栅格翼和栅格舵展开，用于飞行器的增稳和控制；进一步的提出了一种以初始箱式发射为几何约束的栅格舵翼设计方法及流程，可提升栅格舵翼混合布局的设计效率；本发明提出的栅格舵翼混合布局形式可提供较大的纵向控制力矩，且在较宽马赫数范围内均有较高的气动效率，有利于飞行控制系统设计，特别适用于高升阻比滑翔类飞行器助推级的控制舵面使用。

技术领域

本发明涉及飞行器气动布局设计技术领域，具体涉及一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合的气动布局形式及其设计方法。

背景技术

栅格翼作为一种新型控制气动稳定面和操纵面，是由外部边框和内部若干呈蜂窝状结构的栅格布置而成的空间多升力面系统，在相比传统的平板翼外形，栅格舵在在气动、结构等方面有其自身优点，如较好的升力特性和大迎角失速特性、可紧贴弹体折叠安装、较好的铰链力矩特性、较高的控制效率、较高的质量强度比等，在各类导弹、火箭、助推器和卫星上得到了广泛的应用。

目前国内外关于栅格翼的气动布局研究多集中在栅格翼几何参数影响、栅格翼减阻研究等方面，而针对栅格舵/翼布局形式的研究开展较少。相比传统的导弹或者助推器采用平板舵的布局形式，栅格舵由于其弦向尺寸较小、厚度方向较大，使得栅格舵/翼在布局形式和气动干扰上较平板舵存在明显差异。

栅格舵在俯仰、偏航方向有较高的控制效率的同时，其滚转方向的控制效率会明显高于平板控制舵面，而一般来说，轴对称类飞行器或小展弦比类飞行器，滚转方向的转动惯量相对较小，从而导致较小的滚转舵偏就会带来较大滚转控制效果，不利于飞行控制系统设计。同时，对于箱式发射的导弹或飞行器来说，在发射初始阶段箱内空间的约束是影响舵面设计的主要因素，尤其对于各类新型高升阻比飞行器，其布局形式多为升力体或乘波体构型，为了满足发射过程中的稳定性和操纵性要求，使得助推级舵面匹配设计难度较大，在箱式发射严苛的几何约束条件下，如采用传统的平板翼，会使得平板翼的弦向长度巨大，从而带来结构、铰链力矩等多方面问题；如采用传统的“X字”或“十字”布局形式的栅格翼，会带来滚转控制过于灵敏、栅格折叠后的几何尺寸限制、单个栅格舵弯矩过大等问题，所以需要在布局形式上开展相应的创新。

发明内容

本发明的目的是针对箱式发射约束条件下的高控制力需求的导弹或助推器，提出一种栅格舵翼混合的气动布局形式和设计方法，在箱式发射几何约束条件下，满足飞行器稳定性和操纵性要求，且有利于控制系统设计，弥补现有技术方案的不足。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种适用于箱式发射的栅格舵翼混合气动布局，由两片栅格翼和四片栅格舵组成，所述两片弧形栅格翼对称水平设置在助推器左右两侧，四片栅格舵与水平方向成一定角度中心对称设置在助推器的上下两侧；

所述栅格翼为变弦长弧形，内凹面的直径与助推器的外径一致，外凸面的直径与发射筒直径一致，在折叠状态下内凹面与助推器表面贴合，

栅格翼和栅格舵的最大外轮廓区域在折叠后均位于箱式发射约束外轮廓内。

在发射起始阶段，栅格翼和栅格舵均处于折叠状态，装于发射箱内，飞行过程中，栅格翼和栅格舵展开，用于飞行器的增稳和控制。

在上述技术方案中，所述四片栅格舵的每一片栅格舵与水平方向夹角介于45°～70°之间，栅格舵通过舵机转轴与助推器相连接，可实现正负30°范围的偏转，用于飞行过程中的俯仰、偏航和滚转三通道控制。

在上述技术方案中，所述栅格舵在折叠状态下相互之间不接触，且栅格舵在折叠状态下不与栅格翼相碰。