偏航气动增稳型升力体飞行器

摘要

本发明公开了一种偏航气动增稳型升力体飞行器，包括机体和侧向切面，所述侧向切面位于机体后部的两侧，所述侧向切面为曲面，且随着向所述机体后部靠近，曲面相对机体中心轴线的斜率逐渐增大，所述侧向切面与飞行器XOZ平面垂直。本发明基于气动原理，仅通过侧向切面来构造后体侧向流动的膨胀-压缩过程，不仅能够有效提高飞行器偏航稳定性，同时避免了安装航向安定面所带来的结构、热防护以及气动弹性/气动热弹性等问题。

说明书

技术领域

本发明涉及一种升力体飞行器，特别涉及一种偏航气动增稳型升力体飞行 器。

背景技术

由于升力体飞行器主要依靠机身来产生飞行所需的升力，使得升力体具有 很高的容积特性；同时由于结构简单、机身钝度较大，极大降低了飞行器热防 护难度和热防护系统附加质量。因此，升力体飞行器逐渐成为航天再入飞行器 布局的重要选择。

就稳定性而言，升力体飞行器偏航通道稳定性相对较弱，而且随马赫数及 攻角的增大，偏航稳定性降低明显，因此保证足够的偏航稳定性是升力体布局 气动设计的重要工作。目前，升力体飞行器一般通过安装航向安定面来提高飞 行器偏航稳定性。如美国X-33飞行器不仅在机体上表面安装了两片立尾，而且 两侧安装了20°偏角的斜置尾翼，以期望在改善俯仰稳定性的同时增强偏航稳 定性。然而，对于主要在高超声速状态飞行的升力体而言，外露气动舵面会带 来一些不可克服的缺点：1、在高超声速飞行状态下，气动舵面产生的波阻会使 阻力迅速增大；2、薄的气动舵面增大了飞行器结构和热防护设计难度；3、气 动舵面在高超声速飞行状态下面临严重的气动弹性/气动热弹性等难以解决的 问题。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，从气动角度出发，提供 一种新型的偏航气动增稳型升力体飞行器，以满足高超声速升力体飞行器气动 布局设计中对改善偏航稳定性的需求。

本发明的技术方案是：一种偏航气动增稳型升力体飞行器包括机体和侧向 切面，所述侧向切面位于所述机体后部的两侧，所述侧向切面为曲面，且越向 所述机体后部靠近，曲面相对所述机体中心轴线的斜率逐渐增大，所述侧向切 面与飞行器XOZ平面垂直。

所述机体为单锥或多锥。

所述机体截面形状为菱形或椭圆形。

所述机体能够带有空气舵面。

本发明与现有技术相比的优点如下：

(1)本发明不需要额外安装升力体飞行器航向安定舵面，能够有效避免安 装航向安定面带来的附加阻力。

(2)本发明基于气动原理，仅通过侧向切面来构造后体侧向流动的膨胀- 压缩过程，不仅能够有效提高飞行器偏航稳定性，同时避免了安装航向安定面 所带来的结构、热防护以及气动弹性/气动热弹性等问题。

附图说明

图1为本发明单锥偏航气动增稳型升力体飞行器的俯视图。

图2为本发明双锥偏航气动增稳型升力体飞行器的俯视图。

图3为本发明菱形截面的偏航气动增稳型升力体飞行器的三维效果图。

图4为本发明椭圆截面的偏航气动增稳型升力体飞行器的三维效果图。

图5为实验例中升力体飞行器原始外形。

图6为实验例中升力体飞行器的底部尺寸图。

图7为实验例中偏航气动增稳外形。

图8为实验例中原始外形和偏航气动增稳外形侧面中心线压力系数对比曲 线。

图9为实验例中原始外形和偏航气动增稳型外形航向压心对比曲线。

图中1、机体；2、侧向切面。

具体实施方式

实施例：

如图1～图4所示，本发明提供的一种偏航气动增稳型升力体飞行器，其包 括机体1和侧向切面2。如图1～图2所示，所述的机体可以是单锥，也可以是 多锥。如图3～图4所示，所述的机体截面形状可以是菱形，也可以是椭圆形。 同时，机体上可带有其它气动舵面。对机体1的两侧部进行切削形成如图1～图 4所示的侧向切面2，以构建气动增稳区域。本发明所述的侧向切面2位于升力 体飞行器的机体1后部的两侧，并与飞行器XOZ平面垂直。如图3所示，OZ代 表飞行器的宽度方向，OX代表飞行器的长度方向，OY代表飞行器的高度方向。 而且，侧向切面2为曲面，且随着向机体1后部靠近，曲面相对机体中心轴线 的斜率逐渐增大。如此构建升力体飞行器后体侧面先膨胀后压缩的流动区域， 以实现偏航气动增稳。

实验例：

为了验证本发明的效果，特别选用了菱形截面单锥升力体飞行器为原始外 形，采用计算流体力学手段进行气动特性计算及对比分析。

例1：升力体模型全长为4000mm，图5给出了原始外形的三维模型，图6 给出了升力体飞行器的尺寸：头部底部半径为50mm、上下部倒圆的半径为 390mm、底部宽度为1900mm和底部侧缘的半径为25mm。采用本发明方法对原始 外形后体两侧面进行曲面切削，构造偏航气动增稳外形。具体切削采用半径 R_S＝5700mm的圆弧，在距头部2050mm处开始进行曲面切削。切削曲面在XOZ平 面上的曲线构型为，取切削开始点在曲线上的切线与中心轴线平行。同时，为 保证后体压缩效应，模型底部被小范围切削，见图7。

气动特性数值方法的具体控制方程为雷诺平均N-S方程，数值计算格式采 用二阶Roe格式，并采用四步龙格-库塔方法进行显式时间推进。湍流模型采用 Spalart-Allmaras(S-A)模型。采用代数方法生成一体结构化网格。计算状态 为马赫数Ma＝6、攻角α＝0°～20°、侧滑角β＝5°，飞行高度取H＝25km。

图8给出在α＝5°，β＝5°状态下，原始外形和气动增稳外形侧面中心线 位置的表面压力分布曲线。纵轴为无量纲化压力系数，横轴为距离头部顶点的 距离，且图中分别给出了两种外形在侧滑迎风面和侧滑背风面的压力系数。由 图可见，本发明所提供的偏航气动增稳型升力体飞行器，能够在升力体飞行器 后体侧面构建显著的流动膨胀-压缩过程，使得增稳区域在侧滑迎风面的压力系 数先减小后增大，由于迎风面与背风面两侧压力差积分即为侧向受力，因此可 以看出本发明将高压区显著后移，从而增大偏航力矩以提高偏航稳定性。图9 通过航向压心曲线给出本发明的偏航气动增稳型升力体飞行器对偏航稳定性增 强效果。其中纵轴为航向压心，即侧向力作用点相对头部顶点距离占飞行器机 体总长的百分比，横轴为攻角。由图可见，采用发明的偏航气动增稳型升力体 飞行器，升力体飞行器航向压心显著后移，偏航稳定性得到有效提高。在攻角 0°～20°范围内，偏航稳定性平均增强7.93％；在攻角α＝10°状态，偏航稳定 性增强程度最大，气动增稳外形较原始外形偏航稳定性增强9.6％。综合而言， 本发明能够对升力体飞行器偏航稳定性起到显著的气动增稳作用。

综上所述，本发明所提出的一种偏航气动增稳型升力体飞行器，通过对升力 体飞行器机体后部侧面进行曲面切削，来构建升力体飞行器后体侧面先膨胀后 压缩的流动区域，以实现升力体侧面高压区后移，达到依靠气动手段实现偏航 稳定性增强的目的。本发明不需要额外安装航向安定舵面，能够有效避免航向 安定舵面带来的附加阻力，同时也避免了气动舵面带来的结构、热防护以及气 动弹性/气动热弹性等问题。

由技术常识可知，本发明可以通过其它的不脱离其精神实质或必要特征的 实施方案来实现。因此，上述公开的实施方案，就各方面而言，都只是举例说 明，并不是仅有的。所有在本发明范围内或在等同于本发明的范围内的改变均 被本发明包含。