一种可重复使用空天飞行器压心后移的设计方法与流程

文档序号:19904135发布日期:2020-02-11 14:15
一种可重复使用空天飞行器压心后移的设计方法与流程

本发明涉及一种可重复使用空天飞行器压心后移的设计方法,特别是一种基于俯仰稳定板的可重复使用空天飞行器俯仰稳定裕度增强设计方法,属于飞行器技术领域。



背景技术:

可重复使用空天飞行器是兼具航空与航天的新型飞行器,它可根据不同的任务需求,在大气层和近地轨道上灵活机动??芍馗词褂每仗旆尚衅鞅却撤苫傻酶?、更快,同时比一般航天器更加灵活且可重复使用,不仅能够满足快速、廉价地进入空间的根本需求,而且能够实现全球范围内的即时抵达。因此,可重复使用空天飞行器已经成为世界各航天大国争夺制天权与空间优势的战略制高点。

除了已退役的部分可重复使用航天飞机外,世界各国关于空天飞机的研制仍处于研究与验证阶段,目前在研项目主要包括美国的空间轨道机动器x-37b、“试验性空天飞机”xs-1,英国的“云霄塔”skylon,印度的“可重复使用运载器技术验证机”rlv-td以及中国的“腾云”工程等。其中,x-37b试验机作为美国空军最新和最先进的再入飞行器,其作用主要是为可重复使用航天器提供低风险的技术,以及研发一些新型的实验方法和非常规的作战概念,已被美国视为维护未来太空霸主地位的关键组成部分。自2011年起,x-37b先后共进行了5次轨道飞行任务(均已经完成,最近一次于2019年10月27日返回,在轨运行长达780天),并计划于2019年11月进行第6次轨道飞行任务。

对于可重复使用空天飞行器,宽空域、宽速域的升阻匹配和操稳匹配等特殊需求给其气动布局设计提出了重要挑战。以美国x-37b为代表的空天飞机在进行大气层再入飞行时,飞行马赫数范围为0.2至25,攻角变化范围为5度至40度,较宽的飞行速度和姿态调整导致空天飞机的压心位置产生较大变化,因此在对其气动布局进行设计时,很难同时兼顾高超声速和亚/跨声速的纵向稳定性。为了保证高马赫数飞行状态的气动性能及防热需求,空天飞机气动外形主要采用典型的带小展弦比后掠机翼及v形尾翼的翼身组合体布局,机翼位于机身中段,并借鉴航天飞机用体襟翼进行俯仰配平控制。有关研究表明,在中低马赫数、中等角飞行条件下,由于该类空天飞行器的压心位置相对较为靠前,即使在原有的气动布局下进行充分优化,也可能存在静稳定裕度不足的问题。



技术实现要素:

本发明的发明目的在于:针对上述存在的问题,提供一种可重复使用空天飞行器压心后移的设计方法,本发明可将空天飞行器压心后移,并实现不同飞行条件下空天飞行器俯仰稳定性的调节。

本发明采用的技术方案如下:

一种可重复使用空天飞行器压心后移的设计方法,在空天飞行器机身尾段两侧对称设置一对俯仰稳定板,俯仰稳定板通过舵轴与机身连接,所述俯仰稳定板能够绕舵轴转动,实现俯仰稳定板开启模式和收起模式的转换。

再上述方案中,俯仰稳定板绕舵轴转动,当俯仰稳定板紧贴机身侧边时为收起模式,可以保持空天飞行器的基本气动布局;当俯仰稳定板绕舵轴向外翻90°,展成类似稳定翼面的活动部件时为开启模式,由于俯仰稳定板与来流垂直,产生的阻力可以全部用来形成低头力矩,以最大限度地后移压心位置,从而提高空天飞行器的俯仰静稳定裕度。

作为优选,所述舵轴的安装方位角根据俯仰稳定板开启模式下的飞行攻角进行选择。

作为优选,所述舵轴的安装方位角为20°-30°。

作为优选,所述空天飞行器再入飞行过程中,飞行马赫数为3-5,飞行攻角为20±5°时,俯仰稳定板为开启模式;其余飞行状态下,俯仰稳定板为收起模式。

通过安装于机身内部的舵机将俯仰稳定板支起,使其处于开启模式,其余飞行状态下,俯仰稳定板处于收起模式。

作为优选,所述俯仰稳定板在收起模式下与空天飞行器的尾端对齐。

作为优选,所述俯仰稳定板为梯形。

作为优选,所述俯仰稳定板为直角五边形。

作为优选,所述空天飞行器基本气动布局采用基于类型函数和形状函数的方法(cst)进行参数化外形生成。

作为优选,所述空天飞行器包括头部、机身、机翼、襟副翼、减速板、尾翼和体襟翼;所述机翼位于机身两侧,襟副翼位于机翼后缘,尾翼位于机身尾部,减速板位于一对尾翼中间,体襟翼位于空天飞行器后部。

作为优选,所述头部采用钝球体设计,机身采用半圆形加倒圆方形截面设计,机翼为细长边条翼与短小三角翼组合而成的双三角翼,襟副翼为全翼展设计。

本发明的一种可重复使用空天飞行器压心后移的设计方法,为解决高速再入过程中的严重气动加热问题,头部采用了钝球体设计,机身采用了半圆形加倒圆方形截面,可使得容积利用率得到充分保证;两侧机翼为细长边条翼与短小三角翼组合而成的双三角翼,具有较好的高超声速升阻特性,机翼后缘设计有全翼展的襟副翼来实施滚转控制;用于末端能量管理和进场着陆阶段阻力控制的减速板位于一对v形尾翼中间,v型尾翼兼具方向舵和升降舵的功能,同时飞行器后面带有体襟翼,主要实现大攻角飞行状态下的俯仰配平。

综上所述,由于采用了上述技术方案,本发明的有益效果是:

1、在俯仰稳定板开启模式下,由于俯仰稳定板在使用时与来流垂直,产生的阻力可以全部用来形成低头力矩,以最大限度地后移压心位置,从而提高空天飞行器的俯仰静稳定裕度。

2、与体襟翼增长、体襟翼拓宽以及加装水平稳定翼等常规俯仰稳定性增强方案相比,俯仰稳定板在不使用时可以收回,此时将不产生任何附加的气动力,也不影响原方案的气动特性及气动数据使用,尤其适用于飞行器特定飞行阶段下的气动性能改善;在达到相同的俯仰稳定性增强效果下,本发明方案的设计规模相对较小。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明,其中:

图1是空天飞行器基于俯仰稳定板压心后移的机构示意图;

图2是俯仰稳定板开启模式示意图;

图3是俯仰稳定板收起模式示意图;

图4是俯仰稳定板结构示意图;

图5是俯仰稳定板另一结构示意图;

图6是带俯仰稳定板的空天飞行器三视图。

图中标记:1-头部、2-机身、3-机翼、4-襟副翼、5-减速板、6-尾翼、7-体襟翼、8-俯仰稳定板、9-俯仰稳定板上与舵轴连接边。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征,或公开的所有方法或过程中的步骤,除了互相排斥的特征和/或步骤以外,均可以以任何方式组合。

本说明书中公开的任一特征,除非特别叙述,均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即,除非特别叙述,每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

实施例1

本实施例的空天飞行器基本气动布局采用基于类型函数和形状函数的方法(cst)进行参数化外形生成,共有50多个设计参数。其中,基本参数选取如下:机身总长度8.9米,机身总宽度4.3米,机身总高度2.9米,头部半径0.3米;机翼翼根长3.5米,宽1.5米;v形尾翼总长1.6米,宽0.8米;体襟翼长0.8米,宽1.3米,厚0.2米。

在空天飞行器机身尾段两侧对称设置一对梯形俯仰稳定板,俯仰稳定板通过舵轴与机身连接,俯仰稳定板与舵轴的连接边为梯形的腰,俯仰稳定板在收起模式下与空天飞行器的尾端对齐。其中,梯形俯仰稳定板的基本参数如下:下底边l0为1.5米,上底边l1为0.3米,高h为1.0米,舵轴的安装方位角θ为30°,有效浸润面积为1.8平方米。

本实施例的可重复使用空天飞行器压心后移的设计方法,在飞行马赫数为4,飞行攻角为25度的条件下,机侧俯仰稳定板由收起模式转变为开启模式时,空天飞行器的压心可后移机身总长的1%。

实施例2

本实施例的空天飞行器基本气动布局采用基于类型函数和形状函数的方法(cst)进行参数化外形生成,共有50多个设计参数。其中,基本参数选取如下:机身总长度8.9米,机身总宽度4.3米,机身总高度2.9米,头部半径0.3米;机翼翼根长3.5米,宽1.5米;v形尾翼总长1.6米,宽0.8米;体襟翼长0.8米,宽1.3米,厚0.2米。

在空天飞行器机身尾段两侧对称设置一对直角五边形俯仰稳定板,俯仰稳定板通过舵轴与机身连接,俯仰稳定板与舵轴的连接边为直角五边形的斜边,俯仰稳定板在收起模式下与空天飞行器的尾端对齐。其中,直角五边形俯仰稳定板的基本参数如下:底边l0为1.5米,舵轴离底边高度h1为0.5米,总高h为1.3米,舵轴的安装方位角θ为30°,有效浸润面积为3.0平方米。

本实施例的可重复使用空天飞行器压心后移的设计方法,在飞行马赫数为4,飞行攻角为25度的条件下,机侧俯仰稳定板由收起模式转变为开启模式时,空天飞行器的压心可后移约机身全长的2%。

综上所述,采用本发明的一种可重复使用空天飞行器压心后移的设计方法,可将空天飞行器压心后移,并实现不同飞行条件下空天飞行器俯仰稳定性的调节。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合,以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

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