一种高超声速飞行器及其弹道设计
阅读：466发布：2020-05-14
专利汇可以提供一种高超声速飞行器及其弹道设计专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种高超声速 飞行器 及其弹道设计。涉及在临近空间下的高超声速飞行器的改进。提出了一种结构精巧、 稳定性 好且可靠性高，既能够容置在长3200mm、直径800mm的头罩中，又能够保持较高的 升阻比 ，还能使得折叠结构保持较高的结构稳定性的高超声速飞行器及其弹道设计。包括锥形前缘、柱形 机舱 、一对机翼和一个垂直尾 舵 ，所述锥形前缘固定连接在柱形机舱的前部，所述垂直尾舵竖直设置、且固定连接在柱形机舱的顶面的后部；所述机翼包括厚度一致的固定翼、折叠翼和 尾翼 。从整体上具有结构精巧、稳定性好且可靠性高的优点。，下面是一种高超声速飞行器及其弹道设计专利的具体信息内容。
1.一种高超声速飞行器，其特征在于，包括锥形前缘、柱形机舱、一对机翼和一个垂直尾舵，所述锥形前缘固定连接在柱形机舱的前部，所述垂直尾舵竖直设置、且固定连接在柱形机舱的顶面的后部；
所述机翼包括厚度一致的固定翼、折叠翼和尾翼，所述固定翼水平设置，一对机翼中的固定翼的前部对称的固定连接在锥形前缘的两侧、且一对机翼中的固定翼的后部对称的固定连接在柱形机舱的前部的两侧；
一对机翼中的折叠翼通过转轴一对称的铰接在柱形机舱的中部的两侧，所述折叠翼展开后呈水平状、且其前部与固定翼的后部对接；
一对机翼中的尾翼通过转轴二对称的铰接在柱形机舱的尾部的两侧，所述尾翼始终平行于折叠翼、且尾翼的前部与折叠翼的后部对接；
所述机翼展开后翼展由0到W线性变化，W为1000-1300mm；
所述飞行器的高度为H，H为375-400mm；
所述飞行器的长度为L，L为2950-3100mm。
2.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器，其特征在于，所述柱形机舱上还固定连接有与机翼厚度一致的一对铰接块一和一对铰接块二，一对铰接块一分别与一对固定翼平行、且分别处于一对折叠机翼的内侧，一对铰接块二分别与一对固定翼平行、且分别处于一对尾翼的内侧；
所述转轴一的一端伸入所述固定翼中、且另一端伸入所述铰接块一中，所述转轴二的中部穿设所述铰接块二。
3.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器，其特征在于，W＝1200mm，H＝375mm，L＝
3000mm。
4.一种权利要求1所述的高超声速飞行器的弹道设计，其特征在于，所述弹道按以下步骤：
1)、舰潜通垂发射方式发射，之后助推级将其助推到指定高度和速度；
2)、第一级助推器分离，第二级助推器开始工作；
3)、头罩打开并分离，高超声速飞行器和第二级助推器级之间分离，并开始主动飞行，进入滑翔阶段；
4)、高超声速飞行器进入俯冲阶段；完毕。
5.根据权利要求4所述的一种高超声速飞行器的弹道设计，其特征在于，所述高超声速飞行器的头罩采用无铰链水平平推分离方式。
一种高超声速飞行器及其弹道设计
技术领域
[0001] 本发明涉及在临近空间下的高超声速飞行器的改进。
背景技术
[0002] 临近空间一般指距地面20-100公里，在临近空间执行特定任务的飞行器，能比卫星提供更多更精确的信息，又能比通常的航空器减少遭地面攻击的机会，所以，临近空间高超声速飞行器是当前航空航天领域的研究热点。目前，在临近空间，高超声速飞行器飞行时遇到的波阻与摩阻较大，而在助推器推力有限的情况下，无法产生相匹配的推力，所以对高超声速飞行器气动外形布局改进，进而提高高超声速飞行器的升阻比，一直是本领域的难点。
[0003] 同时，为将飞行器推送到指定高度并达到指定速度，通常采用一级助推、二级助推、头罩分离，再滑翔的方式，这样，对飞行器的尺寸就提出了极高的要求。因此，如何使得飞行器能够容置在长3200mm、直径800mm的头罩中的同时，又能够保持较高的升阻比(大于3.8)，满足高超声速飞行成为了本领域技术人员亟待解决的技术问题。
[0004] 此外，在高超声速飞行条件下，气流热流密度大，对飞行器表面起到加热的作用，若采用传统折叠结构，飞行器的轴会承受较高的温度；此类传统折叠结构中，飞行器的轴一般与来流直接接触，被热气流侵袭，导致轴会承担更多烧蚀。因此，飞行器的轴热防护也是本领域的研究热点。
发明内容
[0005] 本发明针对以上问题，提出了一种结构精巧、稳定性好且可靠性高，既能够容置在长3200mm、直径800mm的头罩中，又能够保持较高的升阻比，还能使得折叠结构保持较高的结构稳定性的高超声速飞行器及其弹道设计。
[0008] 一对机翼中的折叠翼通过转轴一对称的铰接在柱形机舱的中部的两侧，所述折叠翼展开后呈水平状、且其前部与固定翼的后部对接；
[0009] 一对机翼中的尾翼通过转轴二对称的铰接在柱形机舱的尾部的两侧，所述尾翼始终平行于折叠翼、且尾翼的前部与折叠翼的后部对接；
[0010] 所述机翼展开后翼展由0到W线性变化，W为1000-1300mm；
[0011] 所述飞行器的高度为H，H为375-400mm；
[0012] 所述飞行器的长度为L，L为2950-3100mm。
[0013] 所述柱形机舱上还固定连接有与机翼厚度一致的一对铰接块一和一对铰接块二，一对铰接块一分别与一对固定翼平行、且分别处于一对折叠机翼的内侧，一对铰接块二分别与一对固定翼平行、且分别处于一对尾翼的内侧；
[0014] 所述转轴一的一端伸入所述固定翼中、且另一端伸入所述铰接块一中，所述转轴二的中部穿设所述铰接块二。
[0015] W＝1200mm，H＝375mm，L＝3000mm。
[0016] 所述弹道按以下步骤：
[0017] 1)、舰潜通垂发射方式发射，之后助推级将其助推到指定高度和速度；
[0018] 2)、第一级助推器分离，第二级助推器开始工作；
[0019] 3)、头罩打开并分离，高超声速飞行器和第二级助推器级之间分离，并开始主动飞行，进入滑翔阶段；
[0020] 4)、高超声速飞行器进入俯冲阶段；完毕。
[0021] 所述高超声速飞行器的头罩采用无铰链水平平推分离方式。
[0022] 通过本发明可以提高本发明高超声速飞行器在临近空间下的升阻比，又能够容置在长3200mm、直径800mm的头罩中，还能使得折叠结构保持较高的结构稳定性，有效保护转轴一、转轴二。从整体上具有结构精巧、稳定性好且可靠性高的优点。附图说明
[0023] 图1是本案中机翼展开时的结构示意图，
[0024] 图2是图1的左视图，
[0025] 图3是图1的俯视图，
[0026] 图4是本案中机翼折叠时的结构示意图，
[0027] 图5是图4的左视图，
[0028] 图6是图5的俯视图，
[0029] 图7是本案的使用状态参考图一，
[0030] 图8是本案的使用状态参考图二；
[0031] 图9是A、B、C、D、E、F六种构型的图示，
[0032] 图10是A、B、C、D、E、F六种构型的升阻比分析结果；
[0034] 图12是本案最优实施例的阻力系数随攻角变化的曲线图，
[0035] 图13是本案最优实施例的升阻比随攻角变化的曲线图；
[0036] 图14是二级火箭助推器的示意图，
[0037] 图15是高超声速飞行器的弹道示意图，
[0038] 图16是平推-旋转分离的示意图；
[0039] 图中1是锥形前缘，2是柱形机舱，21是铰接块一，22是铰接块二，3是机翼，31是固定翼，32是折叠翼，320是转轴一，33是垂直翼，330是转轴二，4是垂直尾翼。
具体实施方式
[0040] 本发明如图1-16所示，所述高超声速飞行器的升阻比是在离地高度为40公里、攻角变化范围为0°～15°、马赫数Ma大于等于6等条件下研究的，其中离地高度为40公里可以最大限度的减少被攻击的机会；所述高超声速飞行器包括锥形前缘1、柱形机舱2、一对机翼3和一个垂直尾舵4，所述锥形前缘1固定连接在柱形机舱2的前部，所述垂直尾舵4竖直设置、且固定连接在柱形机舱2的顶面的后部；
[0041] 所述机翼3包括厚度一致的固定翼31、折叠翼32和尾翼33，所述固定翼31水平设置，一对机翼3中的固定翼31的前部对称的固定连接在锥形前缘1的两侧、且一对机翼3中的固定翼31的后部对称的固定连接在柱形机舱2的前部的两侧；
[0042] 一对机翼3中的折叠翼32通过转轴一320对称的铰接在柱形机舱2的中部的两侧，所述折叠翼32展开后呈水平状、且其前部与固定翼31的后部对接；
[0043] 一对机翼3中的尾翼33通过转轴二330对称的铰接在柱形机舱2的尾部的两侧，所述尾翼33始终平行于折叠翼32、且尾翼33的前部与折叠翼32的后部对接；
[0044] 所述机翼3展开后翼展(即一对机翼的边缘的间距)由0到W线性变化，W的取值范围为1000-1300mm；
[0045] 所述飞行器的高度(即垂直尾舵的顶端与柱形机舱的底缘的间距)为H，H的取值范围为375-400mm；
[0046] 所述飞行器的长度(即锥形前缘的前端与柱形机舱的尾端的间距)为L，L的取值范围为2950-3100mm。这样，通过本案的结构使得本案可有效满足给定飞行要求的气动外形布局，具有较高的升阻比(升力系数和阻力系数的比值)的同时，可通过折叠，容置于长3200mm、直径800mm的头罩中，使得飞行器能够容置在头罩中的同时，又能够保持3.8以上的升阻比，从而满足高超声速飞行。从整体上具有结构精巧、稳定性好且可靠性高的优点。
[0047] 具体来说：根据临近空间常见的气动布局的特点，构造了六种典型的气动布局模型，如图9所示。构型A、B、C为无翼扁平升力体构型，能够满足弹径不超过800mm的尺寸约束要求。构型D、E、F为有翼扁平升力体构型，需要折叠才能达到规定的尺寸要求。所有构型的长度均在2.9m～3.2m的规定范围之内，符合设计要求，其具体设计参数表1所示。
[0048] 表1
[0049]
[0050] 本案采用两个典型底部截面曲线形式，其中Ncu、Ncl、Hu和Hl四个参数确定的截面曲线具有如下特征：1)左右对称；2)最大宽度为W；3)上、下部分的高度分别为Hu和Hl。其中下标“u”和“l”分别表示上、下截面曲线参数。文中构型底部曲线都是通过上述方程整体或截取而来。
[0051]
[0052]
[0053] 为了初步比较这6种不同构型的气动特性，选择典型巡航工况对这6种不同的气动布局外形进行统一的计算对比，计算来流马赫数Ma＝6，计算高度H＝40km，飞行器参考面积均取为2.0096m2，参考长度均取3m，壁面采用绝热壁条件。来流具体参数如下表2所示。
[0054] 表2
[0055]
[0057] 三维复杂物体的网格生成是工程应用中需要解决的问题之一。非结构网格对计算域的物理边界几乎没有限制，能灵活离散拓扑上很复杂的解域，适应各种复杂外形，并且易于网格的自适应。非结构网格的生成主要有Delaunay方法、阵面推进方法和八叉树方法。本发明采用Delaunay方法生成非结构网格。通过ANSYS ICEM软件对模型外流场进行网格划分，将三维模型具体划分建立part，对侧边以及尾部进行网格加密。其余各构型的流场网格都以上述方法划分。
[0058] 本发明求解参数的设定。(1)求解器设置：选定耦合隐式解法，采用双精度解算器。在划分网格时对近壁面进行了加密处理，而且在计算过程中需要从边界层网格中提取物理参数信息，因此在此处选取双精度解算器。(2)湍流模型及湍流参数：RNGk-ε湍流模型在摩阻范围内的模拟能力相对于其他湍流模型要好很多。所以本算例湍流模型选定为RNGk-ε。
(3)边界条件：进口(inlet)选定压力远扬边界条件(pressure-far-fields)，来流条件是M∞＝6的理想气体，Re∞＝1.312336×106，T∞＝241.52K，P＝648.13Pa。飞行器表面为固壁，采用无滑移绝热边界条件。(4)通量计算方法：本发明都是在有限体积法的基础上进行数值模拟的，选用AUSM格式进行通量计算。(5)空间离散方法：CFD中经常用到的空间离散格式有：
中心差分格式、迎风格式、保单调守恒格式、总变差递减格式等。本发明采用二阶迎风精度。
(3)边界条件：进口(inlet)选定压力远扬边界条件(pressure-far-fields)，来流条件是M∞＝6的理想气体，Re∞＝1.312336×106，T∞＝241.52K，P＝648.13Pa。飞行器表面为固壁，采用无滑移绝热边界条件。(4)通量计算方法：本发明都是在有限体积法的基础上进行数值模拟的，选用AUSM格式进行通量计算。(5)空间离散方法：CFD中经常用到的空间离散格式有：
中心差分格式、迎风格式、保单调守恒格式、总变差递减格式等。本发明采用二阶迎风精度。
[0059] 为了比较这六种布局类型的升阻比特性，对所研究的所有六个外形的升阻比进行了对比分析。结果如图10所示，如图所示，折叠翼的升阻比普遍较高，但由于舵面的增加，导致阻力系数增大，所以构型D的升阻比低于其他构型。另外，构型尾部高度也是影响升阻比的关键因素，构型越扁平升阻比就越高。构型F因为其外形扁平，尾部面积小，投影面积大的特点，使其升阻比在这六种构型中最大。针对6类布局展开的计算分析与对比表明：折叠翼的升阻比普遍高于非折叠翼,即翼展越大升阻比越高。折叠翼型的舵越多升阻比则越低。尾部面积越大，则尾部投影面积越大，导致升阻比越低。综上所述以及对这六种构型气动特性的计算对比，本案采用构型F进行进一步的优化设计和计算。
[0060] 由上文的介绍可以得到，在同样的飞行条件下，构型F的升阻比最大。本案在构型F的基础上进行优化设计，计算在不同马赫数和不同攻角下的气动特性。计算条件仍为上文中的计算条件。
[0061] 本案在实际应用时还发现，在高超声速飞行条件下，气流热流密度大，会对对飞行器表面起到加热的作用，使得飞行器承受着较高的温度；而传统的铰接形式中，轴，尤其是轴的端头一般与来流直接接触，易被热气流侵袭，使得轴在承受超大的弯扭力矩的同时还面临严重的烧蚀问题；从而使得现有技术中的高超声速飞行器通常不能折叠。因此，如何在可折叠的同时，对铰接关系中起关键作用的轴进行有效保护也成为了本领域的技术难点。对此，本案还提出了以下改进：
[0062] 所述柱形机舱2上还固定连接有与机翼厚度一致的一对铰接块一21和一对铰接块二22，一对铰接块一21分别与一对固定翼31平行、且分别处于一对折叠机翼32的内侧，一对铰接块二22分别与一对固定翼31平行、且分别处于一对尾翼33的内侧；
[0063] 所述转轴一320的一端伸入所述固定翼31中、且另一端伸入所述铰接块一21中，所述转轴二330的中部穿设所述铰接块二22。这样，即可对铰接关系中的关键部件转轴一、转轴二进行良好、有效的防护，避免了转轴一、转轴二，尤其是转轴的前端与来流直接接触，从而导致转轴一发热过快、稳定性过差的问题。使得本案实现了既能够容置在长3200mm、直径800mm的头罩中，又能够保持较高的升阻比的同时，还能使得折叠结构保持较高的结构稳定性，有效保护转轴一、转轴二的目的。
[0064] 通过构型F进行优化，作为本案的最优实施例：W＝1200mm，H＝375mm，L＝3000mm。最后细化设计，将各部件平滑连接，以减少整体外形带来的阻力。图11-13分别为最优实施例的升力系数、阻力系数和升阻比随着攻角变化而变化的曲线图。从图中可以看出，折叠构型的升力系数较非折叠构型有了明显的增幅，而阻力系数并没有增加太多，从而使折叠构型的升阻比得到了一定的提高，最高在6马赫、10°攻角时，其升阻比为4.01。在攻角一定时，马赫数的改变对升阻比的影响不大，随着马赫数增加升阻比有些许降低。比较非折叠构型和折叠构型可以得出结论增大翼展可以有效地增大升阻比。升阻比特性从0°-15°先增大后减小，最大升阻比大约在10°攻角附近。折叠构型的具体气动外形数据如表3所示。
[0065] 表3
[0066]
[0068] 所述弹道按以下步骤：具体弹道示意图如图15所示。
[0069] 1)、舰潜通垂发射方式发射，之后助推级将其助推到指定高度和速度；
[0070] 2)、第一级助推器分离，第二级助推器开始工作；
[0071] 3)、头罩打开并分离，高超声速飞行器和第二级助推器级之间分离，并开始主动飞行，进入滑翔阶段；
[0072] 4)、高超声速飞行器进入俯冲阶段；完毕。
[0073] 所述高超声速飞行器的头罩采用无铰链水平平推分离方式。
[0074] 本案设计了如图14所示的二级火箭助推器，为了满足通垂发射的弹径尺寸要求，以及水下发射时舵面效率等问题，本案设计了可折叠的栅格舵。栅格舵能在同样的体积下拥有更大的受力面积，它既可以作为空中也可以作为水中的升力面和控制面，具有较强的稳定性和可控性。其次尾翼朝前折叠的功能使它们可以利用自然产生的空气动力载荷快速而可靠的打开，无需传统尾翼所需要的复杂折叠装置和庞大的展开系统。第二级最大翼展约束为1280mm(第二级弹翼可折叠，折叠后直径约束为800mm)，气动中心位于二级尾部之前45％。可折叠高超弹头有效容积0.2834m3，根据容积率定义 算得其容积率为0.2397(其中V为飞行器的体积，S为飞行器在俯视平面上的投影面积)。预计滑翔头总质量950KG左右(其中制导系统约50KG，战斗部约为400KG，燃料以及助推系统约300KG，弹体蒙皮约200KG)。
设计二级导弹整体最大起飞总重量约11500KG，其中第一级(起飞)质量8000KG，第二级质量
2500KG。
设计二级导弹整体最大起飞总重量约11500KG，其中第一级(起飞)质量8000KG，第二级质量
2500KG。
[0075] 级间分离部位一般用爆炸螺栓或带环形爆炸索的连接件连接。爆炸索与爆炸螺栓的作用都是把火箭各级之间的连接件炸断。炸断了连接件后，级间分离的方式也有两种，即热分离和冷分离。所谓热分离，是指靠前面一级火箭发动机喷出的高温燃气流把后面一级火箭推开，因此前面一级发动机是在连接件解锁时就已经点火了；而冷分离方式中使前、后两级火箭分开的力量，是装在后面一级火箭上的反推火箭的推力，前面一级火箭的发动机要在前、后两级火箭分开后才点火。
[0076] 本案第一级与第二级之间分离采用的是热分离方式，分离时由控制系统发出一、二级分离和第二级发动机点火指令，级间分离面上的爆炸螺栓同时引爆，使级间连接解除，已点火的第二级发动机推动二级火箭加速向前飞行，而二级发动机喷出的高速燃气流喷射在一级氧化剂箱前底上，增加了第一级箭体飞行的阻力，从而迫使第一级箭体离开火箭。
[0077] 水平平推分离是在初始时刻在横向和纵向导爆索作用下头罩解锁，同时分离冲量装置(如图16所示)平推头罩，使头罩横向分离，气动力完全由头罩自身承载无需传递给飞行器，该分离方式的分离装置结构简单分离装置的可靠性高，多用于小型飞行器头罩设计。其缺点在于需要分离装置提供较大的分离冲量，由于无限位铰链，其分离轨迹将不可控，头罩在分离后期容易出现内外翻滚，存在一定的分离碰撞风险。
[0078] 本发明的飞行器头罩尺寸相对较小，质量轻且头罩端框处空间位置狭小无法安装分离脱钩装置，所以本发明拟采用无铰链水平平推分离方式。
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