一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面制造技术

一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，涉及高速飞行器布局的侧向安定面外形参数设计领域；烧蚀部分和非烧蚀部分；所述非烧蚀部分的一侧设置有烧蚀分界边；烧蚀部分的一边与烧蚀分界边连接；烧蚀部分和非烧蚀部分一体化成型；非烧蚀部分包括融合边、第一前缘、第二前缘和第一底边；所述烧蚀部分包括第三前缘、第四前缘和第二底边；其中，融合边、第一前缘、第二前缘、第一底边、第二底边、第四前缘、第三前缘首尾依次连接，围成安定面的外轮廓。设计出适合此类飞行器的可变形侧向安定面气动外形参数，实现对三通道气动特性的有效协调，并解决宽飞行剖面内横侧向稳定性调节、部件气动干扰、防热约束等问题。

【技术实现步骤摘要】
一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面
本专利技术涉及一种高速飞行器布局的侧向安定面外形参数设计领域，特别是一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面。
技术介绍
大气层内高速飞行器气动布局的发展方向之一为面对称气动外形设计，即气动外形仅关于纵向对称平面呈现对称特征，其迎风面、背风面也多呈现非对称特征。对于面对称飞行器，飞行器三通道气动特性呈现明显差异，为有效协调各通道间气动特性，需进行横侧向安定面设计。但在高速流动条件下，安定面设计面临着气动部件间流动干扰明显、热防护问题突出等难点，尤其是随着飞行速度、攻角等参数的变化，安定面气动特性在飞行剖面内会随之发生明显改变，导致安定面气动特性与飞行器整体性能需求的匹配难度进一步增加。现有高速飞行器外形设计中，一般采用迎风面无突起的固定外形安定面形式，尽管可在一定程度上避免热防护问题，但带来飞行剖面狭窄、气动性能难以有效发挥等难题。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，设计出适合此类飞行器的可变形侧向安定面气动外形参数，实现对三通道气动特性的有效协调，并解决宽飞行剖面内横侧向稳定性调节、部件气动干扰、防热约束等问题。本专利技术的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，烧蚀部分和非烧蚀部分；所述非烧蚀部分的一侧设置有烧蚀分界边；烧蚀部分的一边与烧蚀分界边连接；烧蚀部分和非烧蚀部分一体化成型。在上述的一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，所述非烧蚀部分包括融合边、第一前缘、第二前缘和第一底边；所述烧蚀部分包括第三前缘、第四前缘和第二底边；其中，融合边、第一前缘、第二前缘、第一底边、第二底边、第四前缘、第三前缘首尾依次连接，围成安定面的外轮廓。在上述的一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，所述融合边与烧蚀分界边垂直设置；第一底边与第二底边位于同一水平面。在上述的一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，所述垂直非烧蚀部分设置有舵轴孔；所述舵轴孔的孔心距融合边的水平距离XO为450～750mm；舵轴孔的孔心距烧蚀分界边距离YO为150～350mm；舵轴孔半径R为40～80mm。在上述的一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，所述融合边的边长H1为80～120mm；第一前缘的后掠长度L2为210-420mm，第一前缘的后掠角χ1为15～40°；第二前缘的后掠角χ2为-10-20°。在上述的一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，所述第三前缘的后掠长度L1为120-370mm，第三前缘的后掠角χ2为5～25°；第四前缘的后掠角χ4为-10～10°。在上述的一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，所述第二底边的烧蚀高度Ha为100～200mm，第二底边的底部扩张角β为0-60°；第一底边与第二底边的总高度H2为350～700mm。在上述的一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，所述安定面为变厚结构，第二前缘处的初始厚度W1为40-80mm，安定面从融合边至第一底边方向的厚度沿扩张角θ均匀减少，扩张角θ为-10-10°；安定面从第二前缘至第四前缘方向的厚度沿倾角γ均匀减少，倾角γ为-10-10°。在上述的一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，所述第一底边侧面的顶端为圆弧结构，圆弧半径r1为15-30mm；第二底边侧面的底端为圆弧结构，圆弧半径r2为2～8mm。在上述的一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，所述烧蚀部分和非烧蚀部分采用不同防热材料；安定面适用于飞行环境为飞行高度90～0km；马赫数25～2；攻角-10°～+30°。本专利技术与现有技术相比具有如下优点：(1)本专利技术与常见安定面设计方案相比，本设计方案的可调外形参数更为丰富，其部件气动特性更加适合面对称飞行器的气动特性变化及飞行剖面任务需求；(2)本专利技术通过安定面可变形设计，可调节飞行器在不同来流参数下的外形参数及气动特性，在全飞行剖面内实现了对三通道气动特性的有效协调，并有效解决了防热约束与气动性能需求之间的矛盾。附图说明图1为本专利技术可变形侧向安定面正视图；图2为本专利技术可变形侧向安定面俯视图；图3为本专利技术可变形侧向安定面右视图。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本专利技术作进一步详细的描述：本侧向安定面设计基于如下飞行剖面需求开展：飞行高度90～0km；马赫数25～2；攻角-10°～+30°；在上述宽飞行剖面内，安定面参数设计需满足横侧向静稳定性、部件干扰、防隔热特性等约束条件，各参数设计均在此约束条件下开展。如图1所示为可变形侧向安定面正视图，由图可知，一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，其特征在于：烧蚀部分1和非烧蚀部分2；所述非烧蚀部分2的一侧设置有烧蚀分界边3；烧蚀部分1的一边与烧蚀分界边3连接；烧蚀部分1和非烧蚀部分2一体化成型，所述烧蚀部分和非烧蚀部分采用不同防热材料；安定面适用于飞行环境为飞行高度90～0km；马赫数25～2；攻角-10°～+30°。其中，非烧蚀部分2包括融合边4、第一前缘5、第二前缘6和第一底边7；所述烧蚀部分1包括第三前缘8、第四前缘9和第二底边10；其中，融合边4、第一前缘5、第二前缘6、第一底边7、第二底边10、第四前缘9、第三前缘8首尾依次连接，围成安定面的外轮廓。其中，融合边4与烧蚀分界边3垂直设置；第一底边7与第二底边10位于同一水平面。此外，在垂直非烧蚀部分2设置有舵轴孔11；所述舵轴孔11的孔心距融合边4的水平距离XO为450～750mm；舵轴孔11的孔心距烧蚀分界边距离YO为150～350mm；舵轴孔11半径R为40～80mm。融合边4的边长H1为80～120mm；第一前缘5的后掠长度L2为210-420mm，第一前缘5的后掠角χ1为15～40°；第二前缘6的后掠角χ2为-10-20°；第三前缘8的后掠长度L1为120-370mm，第三前缘8的后掠角χ2为5～25°；第四前缘9的后掠角χ4为-10～10°。第二底边10的烧蚀高度Ha为100～200mm，第二底边10的底部扩张角β为0-60°；第一底边7与第二底边10的总高度H2为350～700mm。如图2所示为可变形侧向安定面俯视图，由图可知，安定面为变厚结构，第二前缘6处的初始厚度W1为40-80mm，安定面从融合边4至第一底边7方向的厚度沿扩张角θ均匀减少，扩张角θ为-10-10°；安定面从第二前缘6至第四前缘9方向的厚度沿倾角γ均匀减少，倾角γ为-10-10°。如图3所示为可变形侧向安定面右视图，由图可知，第一底边7侧面的顶端为圆弧结构，圆弧半径r1为15-30mm；第二底边10侧面的底端为圆弧结构，圆弧半径r2为2～8mm。飞行器横侧向静稳定性协调由于高度、马赫数、使用攻角大范围变化，飞行器本体的横侧向静稳定性将发生剧烈变化。从大攻角到小攻角，侧向静稳定度变化量可达到8％，滚转静稳定性可由强稳定变化至不稳定，由于飞行剖面内侧向稳定性与滚转稳定性的定性、定量变化剧烈且彼此匹配情况存在多种组合状态，导致控制系统设计难度增加，横侧向控制品质难以保证，必须通过安定面设计保证飞行器横侧向静稳定性的有效协调。侧向安定面的设计必须考虑飞行剖面的变化情况，迎风面、背风面均采取双后掠设计，可有效满足超声速状态的设计需求。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，其特征在于：烧蚀部分(1)和非烧蚀部分(2)；所述非烧蚀部分(2)的一侧设置有烧蚀分界边(3)；烧蚀部分(1)的一边与烧蚀分界边(3)连接；烧蚀部分(1)和非烧蚀部分(2)一体化成型。

【技术特征摘要】
1.一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，其特征在于：烧蚀部分(1)和非烧蚀部分(2)；所述非烧蚀部分(2)的一侧设置有烧蚀分界边(3)；烧蚀部分(1)的一边与烧蚀分界边(3)连接；烧蚀部分(1)和非烧蚀部分(2)一体化成型。2.根据权利要求1所述的一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，其特征在于：所述非烧蚀部分(2)包括融合边(4)、第一前缘(5)、第二前缘(6)和第一底边(7)；所述烧蚀部分(1)包括第三前缘(8)、第四前缘(9)和第二底边(10)；其中，融合边(4)、第一前缘(5)、第二前缘(6)、第一底边(7)、第二底边(10)、第四前缘(9)、第三前缘(8)首尾依次连接，围成安定面的外轮廓。3.根据权利要求2所述的一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，其特征在于：所述融合边(4)与烧蚀分界边(3)垂直设置；第一底边(7)与第二底边(10)位于同一水平面。4.根据权利要求3所述的一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，其特征在于：所述垂直非烧蚀部分(2)设置有舵轴孔(11)；所述舵轴孔(11)的孔心距融合边(4)的水平距离XO为450～750mm；舵轴孔(11)的孔心距烧蚀分界边距离YO为150～350mm；舵轴孔(11)半径R为40～80mm。5.根据权利要求4所述的一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面，其特征在于：所述融合边(4)的边长H1为80～120mm；第一前缘(5)的后掠长度L2为210-420mm，第一前缘(5)的后掠角χ1为...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵晓利，刘斌，关键，闵昌万，苗萌，杨攀，段会申，余平，周禹，王美利，刘秀明，
申请(专利权)人：北京临近空间飞行器系统工程研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11