一种适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼

1.本发明涉及高马赫数空天飞行一体化机翼技术领域，具体为一种适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼。


背景技术：

2.高超音速飞行器机翼变形技术是军事领域研究的重点内容，对提升飞行器性能有着至关重要的作用。伸缩机翼技术是机翼变形技术的主要研究方向之一，传统的飞行器以四连杆机构为基本单元，通过变形可以改变翼展、展弦比、浸润面积等几何参数从而影响飞行器的气动参数，使飞行器适应不同的飞行任务。相于传统固定式机翼，旋调式可动翼极大提高了高超音速飞行器的机动性，并有效减小空气波阻力的不利影响。随着高超音速飞行器进一步高速化和功能任务多任务化，对可变形机翼的动、静力学性能、气动性能以及环境适应性都提出了更为严苛的要求。为了适应航天工业的发展，对可变形机翼的发展提出了不同的要求，机翼结构的设计正向着结构简单、轻巧的方向发展，这需要机翼结构在满足一定的运动、强度和刚度要求的同时，还要尽可能的精简、紧凑。国内外科研人员任在不断探寻既简单轻巧又能满足飞行器的各种飞行任务的伸缩机翼结构。
3.伸缩翼意味着机翼沿其展向具有伸展功能，以期通过机翼伸缩改变翼面获得具有高升阻比的气动特性来适应不同的飞行任务需求。作为变体飞行器的一种变形方式，伸缩机翼变形技术得到了国内外学者的关注和重视。由于气动特性随着机翼伸缩发生连续的变化，这一时变的气动力可对飞行动力学及其稳定性产生影响。无论是飞行动物还是人造飞行器，为了执行不同的任务或者为了满足不同的飞行环境，往往需要相应调整其形态，以达到高效能、安全以及任务要求等目的，传统的飞行器只能通过单一的平动或者单一的转动的运动方式来改变机翼的外形结构，但是这种单一的运动方式很难满足现代对高超音速飞行器的要求，不能满足新一代空天飞行器多环境、多任务的设计需求。


技术实现要素：

4.本发明提供一种适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼，解决了现有的飞行器只能通过单一的平动或者单一的转动的运动方式来改变机翼的外形结构，无法满足现代对高超音速飞行器以及新一代空天飞行器多环境、多任务的设计需求的问题。
5.为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼，包括以下步骤：
6.s1、基于机体与载荷的相对位置关系，建立飞行器机体前缘轮廓线坐标模型，其中机体前缘轮廓线为y＝f(x)，采用笛卡尔坐标系，x为流向，y为垂向，z为横向；
7.s2、根据建立的飞行器机体前缘轮廓线坐标模型，给定飞行器机体的前缘线，选取可动翼旋转中心；
8.s3、采用平动和转动结合的旋调式可动翼变动机理，用平动和转动相结合的运动方式得到初始机翼轮廓面积，基于旋转的中心进行干涉区域识别；
9.s4、再以对机体中心轴干涉区域的删除，最终得到机翼有效面积。
10.优选的，所述s2中给定的机体前缘线具体包括以下步骤：
11.1)通过选取a、b两点作为端点组成的曲线表示机体的前缘线ab；
12.2)并在机体前缘线ab上任选一点，将所选的点定为c点，从而由c、b两点在机体的前缘线上确定了曲线cb。
13.优选的，采用的平动的旋调式可动翼变动机理，在机翼的形成过程中涉及到两次平动：
14.1)第一次是曲线cb从c点按向量χ平移到载荷上的d点，此次平移是为了设计变形翼的内轮廓；
15.2)第二次是将机翼初始造型，按向量-χ平移新的位置p-1上，此次平移是为了识别干涉机体中心轴的区域。
16.优选的，采用的转动的旋调式可动翼变动机理，在机翼的形成过程中涉及到两次转动：
17.1)第一次是以载荷上的d点为旋转中心，将曲线db’以逆时针方向按转角θ旋转，形成新的曲线即机翼的内轮廓db”，此次旋转是为了设计变形翼的内轮廓；
18.2)第二次是以c点为旋转中心，将处于p-1位置上的机翼初始造型s1按转角-θ转动，此时机翼初始造型s1又将处于一个新的位置p-2上，此次旋转是为了识别干涉机体中心轴的区域。
19.优选的，确定初始机翼轮廓面积的步骤，包括在机体前缘线ab上选取曲线cb，将曲线cb按向量χ从c点移动到载荷上的d点，将c点移动到d点之后的那个轮廓进行旋转，直到碰到机体中心轴或者载荷上的e点，所有的轮廓与机翼的内轮廓连接在一起组成机翼的初始轮廓形状即机翼初始造型。
20.优选的，所述旋转中心包括c点为机翼初始造型s1的转动中心，d点为曲线db’的转动中心。
21.优选的，基于旋转中心c圆弧pm上游的干涉区域识别，包括机体中心轴干涉区域全部删除，确定初始轮廓型面后，按向量-χ平动、转角-θ转动初始轮廓型面，将旋调后对机体中心轴造成干涉的区域进行删除。
22.优选的，基于机体中心轴的干涉区域识别，包括可动翼旋调后对中心轴干涉区域的删除，删除机体中心轴上方区域pmg部分，再按转角θ转动、向量χ平动初始轮廓型面，将旋调后对机体中心轴造成干涉的区域删除，最终确定变形翼的型面。
23.与现有技术相比，本发明的有益效果：本发明针对高超飞行器长宽比较大的内外尺寸限制，采用“平动+转动”相结合的旋调式可动翼变动机理，突破已有的仅采用平动或转动的变动机理，原创提出一种将平动和主动运动过程相融合的旋调变动机理，能充分利用机体狭长的机体内部空间，主要是延展了流向布置范围，能有效增加机体内部空间的机翼收纳率，使得变动机翼旋调展开后对飞行器升阻比的增益最大化，且收起时与内部装载无干涉。同时可动翼的变形结构简单，可动翼在旋调过程中的升阻比可控。
附图说明
24.附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实
施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。
25.在附图中：
26.图1是本发明的机体与载荷相对位置关系示意图；
27.图2是本发明的机翼初始轮廓旋调路径和方向示意图；示意图中轮廓cb平移的起点为c点，终点为d点，平移的路径为χ，箭头朝向即为平移方向，轮廓db’的旋转中心为d点，旋转的角度为θ，弧形箭头方向即为旋转方向(逆时针方向)；
28.图3是本发明的机翼初始面积轮廓平动和转动的过程示意图；图中(a)是机翼初始有效面积轮廓，图中(b)是机翼平动示意图，(c)为机翼的转动示意图；
29.图4是本发明的机翼最终有效面积轮廓确定过程示意图；图(a)中圆弧pm将初始面积轮廓划分为上游和下游两区域，图(b)为圆弧pm上游区域afm删除示意图，图(c)中将干涉到机体中心轴的区域pmg删除从而得到变形翼最终有效轮廓；
30.图5是本发明的三种不同旋调方式的机翼面积轮廓对比示意图；图(a)所示为本发明设计的以“平动+转动”结合的旋调式可动翼变动，图(b)为以单一的转动运动方式所得的面积轮廓，图(c)为以单一的平动运动方式所得的面积轮廓；
31.图6是本发明的细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼的设计流程图；图左为机翼“平动+转动”的过程，图右是机翼轮廓的形成过程；
32.图7是本发明的不同旋调方式下的变形翼在不同攻角时升阻比的对比图。
具体实施方式
33.以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。
34.实施例：如图6所示，一种适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼，包括以下步骤：
35.s1、基于机体与载荷的相对位置关系，建立飞行器机体前缘轮廓线坐标模型，其中机体前缘轮廓线为y＝f(x)，采用笛卡尔坐标系，x为流向，y为垂向，z为横向；
36.s2、根据建立的飞行器机体前缘轮廓线坐标模型，给定飞行器机体的前缘线，选取可动翼旋转中心，给定的机体前缘线具体包括以下步骤：
37.1)通过选取a、b两点作为端点组成的曲线表示机体的前缘线ab；
38.2)并在机体前缘线ab上任选一点，将所选的点定为c点，从而由c、b两点在机体的前缘线上确定了曲线cb。
39.s3、采用平动和转动结合的旋调式可动翼变动机理，用平动和转动相结合的运动方式得到初始机翼轮廓面积；
40.采用的平动的旋调式可动翼变动机理，在机翼的形成过程中涉及到两次平动：
41.1)第一次是曲线cb从c点按向量χ平移到载荷上的d点，此次平移是为了设计变形翼的内轮廓；
42.2)第二次是将机翼初始造型，按向量-χ平移新的位置p-1上，此次平移是为了识别干涉机体中心轴的区域；
43.采用的转动的旋调式可动翼变动机理，在机翼的形成过程中涉及到两次转动：
44.1)第一次是以载荷上的d点为旋转中心，将曲线db’以逆时针方向按转角θ旋转，形
成新的曲线即机翼的内轮廓db”，此次旋转是为了设计变形翼的内轮廓；
45.2)第二次是以c点为旋转中心，将处于p-1位置上的机翼初始造型s1按转角-θ转动，此时机翼初始造型s1又将处于一个新的位置p-2上，此次旋转是为了识别干涉机体中心轴的区域；
46.确定初始机翼轮廓面积的步骤，包括在机体前缘线ab上选取曲线cb，将曲线cb按向量χ从c点移动到载荷上的d点，将c点移动到d点之后的那个轮廓进行旋转，直到碰到机体中心轴或者载荷上的e点，所有的轮廓与机翼的内轮廓连接在一起组成机翼的初始轮廓形状即机翼初始造型；基于旋转的中心进行干涉区域识别，所述旋转中心包括c点为机翼初始造型s1的转动中心，d点为曲线db’的转动中心；
47.s4、再以对机体中心轴干涉区域的删除，最终得到机翼有效面积；
48.基于旋转中心c圆弧pm上游的干涉区域识别，包括机体中心轴干涉区域全部删除，确定初始轮廓型面后，按向量-χ平动、转角-θ转动初始轮廓型面，将旋调后对机体中心轴造成干涉的区域进行删除；
49.基于机体中心轴的干涉区域识别，包括可动翼旋调后对中心轴干涉区域的删除，删除机体中心轴上方区域pmg部分，再按转角θ转动、向量χ平动初始轮廓型面，将旋调后对机体中心轴造成干涉的区域删除，最终确定变形翼的型面。
[0050][0051]
适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调可动翼，其生成步骤如下：
[0052]
1、已知机体宽w
missile
，内部装填载荷直径d
load
，内部装填载荷长度l
load
，机体前缘轮廓线y＝f(x),采用笛卡尔坐标系，x为流向，y为垂向，z为横向。并已知机体与载荷的相对位置关系，如图1的实线部分，示意图中阴影部分即为载荷。
[0053]
2、在细长体高超音速飞行器中用a、b两点所组成的曲线表示机体的前缘线ab，在机体前缘线上任选一点，将所选的点定为c点，从而由c、b两点在机体的前缘线上确定了曲线cb，将机体载荷上左下一点定为d点，右下一点定为e点，将前缘线上的曲线cb从c点平移到载荷上的d点，形成了新的曲线db’，如图2，前缘线上c点平移到载荷上的d点的平移路径为向量χ。
[0054]
3、以载荷上的d点为旋转中心，将平移后形成的曲线db’绕d点按逆时针方向旋转，旋转结束的条件为曲线db’接触到载荷上的e点或者曲线db’中的b’碰到了机体的中心轴，旋转后可以得到新的曲线db”，如图2，且曲线db’旋转到曲线db”的旋转角为θ，经测量得转角θ为6.8
°
[0055]
4、以载荷上的d点为圆心，db”为半径画圆弧连接b’b”形成圆弧b’b”，连接b、b’两点形成新的曲线bb’，且曲线bb’与曲线cb为相切的位置关系，如图2。
[0056]
5、将载荷左上一点定为o1，右上一点定为o2，此时连接前缘线ab两点，再连接ao1、o1d、db”，由机体前缘线ab、曲线bb’、圆弧b’b”曲线db”、线段o1d和线段ao1共同构成了一个初始机翼造型，如图3(a)，将初始机翼造型定为s1。
[0057]
6、将初始机翼造型s1按向量-χ平移，此时初始机翼造型s1处于一个新的位置上，将此处位置标定为p-1，如图3(b)。再将处于p-1位置上的初始机翼造型s1按转角-θ转动，此时初始机翼造型s1又将处于一个新的位置，再次将此位置标定为p-2，如图3(c)，此时便形成了以点a、f、b、b’、b”、c、g所组成的初始轮廓型面s2，初始机翼造型s1与初始轮廓型面s2为同
一平面且面积相同，两平面所处的位置不同。
[0058]
7、以机体前缘线ab上所选取的一点c为圆心，cf为半径画圆弧，此时圆弧将初始轮廓型面s2分为上游和下游两部分区域，如图4(a)，将初始轮廓型面s2中圆弧上游区域的部分删除，即afp部分。将删除剩余后的圆弧下游区域定为初始轮廓型面(s2)1，如图4(b)，将初始轮廓型面(s2)1中机体中心轴上方的干涉区域删除，即pmg部分。再将干涉机体中心轴的区域删除后的初始轮廓型面(s2)1绕前缘线上的c点从p-2的位置旋转到p-1的位置上，若旋转后的初始轮廓型面(s2)1中仍存在干涉到机体中心轴的区域则将干涉区域全部删除掉，此时又形成了一个新的轮廓型面(s2)2，如图4(c)，轮廓型面(s2)2的面积轮廓即为变形翼的最终有效轮廓型面。
[0059]
在飞行状态下，机体的稳定性能够有一定的保证，且能有效增加内部空间的机翼收纳率，机翼展开时对飞行器的升阻比有大幅度的提升，在飞行过程中机翼通过“平动+转动”结合的旋调来实现升阻比可控，前期对本发明中所述的“平动+转动”旋调式设计思路进行了初步原理验证，选定设计状态为ma15、45km，得到结果如下，如图7：
[0060]
1)在相同的内外尺寸约束下，基于旋调式变动机理的变形翼，相较于单一转动和平动方案，其有效翼展面积显著增大。s
旋调
＝1.1824m2、s
转动
＝0.9690m2、s
平动
＝0.3755m2，可见旋调式可动翼的面积，比单一转动翼方案大22％，比单一平动翼方案大81％；
[0061]
2)由于有效翼展的增大，本专利提出的旋调式变动翼带来的升力增益也更高，在攻角0～12
°
范围内，旋调方案比单一转动方案的升阻比可提升0～4.3％，比单一平动方案的升阻比可提升0～20％。
[0062]
最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼，其特征在于，包括以下步骤：s1、基于机体与载荷的相对位置关系，建立飞行器机体前缘轮廓线坐标模型，其中机体前缘轮廓线为y＝f(x)，采用笛卡尔坐标系，x为流向，y为垂向，z为横向；s2、根据建立的飞行器机体前缘轮廓线坐标模型，给定飞行器机体的前缘线，选取可动翼旋转中心；s3、采用平动和转动结合的旋调式可动翼变动机理，用平动和转动相结合的运动方式得到初始机翼轮廓面积，基于旋转的中心进行干涉区域识别；s4、再以对机体中心轴干涉区域的删除，最终得到机翼有效面积。2.根据权利要求1所述的一种适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼，其特征在于：所述s2中给定的机体前缘线具体包括以下步骤：1)通过选取a、b两点作为端点组成的曲线表示机体的前缘线ab；2)并在机体前缘线ab上任选一点，将所选的点定为c点，从而由c、b两点在机体的前缘线上确定了曲线cb。3.根据权利要求2所述的一种适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼，其特征在于：采用的平动的旋调式可动翼变动机理，在机翼的形成过程中涉及到两次平动：1)第一次是曲线cb从c点按向量χ平移到载荷上的d点，此次平移是为了设计变形翼的内轮廓；2)第二次是将机翼初始造型，按向量-χ平移新的位置p-1上，此次平移是为了识别干涉机体中心轴的区域。4.根据权利要求2所述的一种适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼，其特征在于：采用的转动的旋调式可动翼变动机理，在机翼的形成过程中涉及到两次转动：1)第一次是以载荷上的d点为旋转中心，将曲线db
，
以逆时针方向按转角θ旋转，形成新的曲线即机翼的内轮廓db
，，
，此次旋转是为了设计变形翼的内轮廓；2)第二次是以c点为旋转中心，将处于p-1位置上的机翼初始造型s1按转角-θ转动，此时机翼初始造型s1又将处于一个新的位置p-2上，此次旋转是为了识别干涉机体中心轴的区域。5.根据权利要求4所述的一种适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼，其特征在于：确定初始机翼轮廓面积的步骤，包括在机体前缘线ab上选取曲线cb，将曲线cb按向量χ从c点移动到载荷上的d点，将c点移动到d点之后的那个轮廓进行旋转，直到碰到机体中心轴或者载荷上的e点，所有的轮廓与机翼的内轮廓连接在一起组成机翼的初始轮廓形状即机翼初始造型。6.根据权利要求5所述的一种适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼，其特征在于：所述旋转中心包括c点为机翼初始造型s1的转动中心，d点为曲线db
，
的转动中心。7.根据权利要求6所述的一种适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼，其特征在于：基于旋转中心c圆弧pm上游的干涉区域识别，包括机体中心轴干涉区域全部删除，确定初始轮廓型面后，按向量-χ平动、转角-θ转动初始轮廓型面，将旋调后对机体中心轴造成干涉的区域进行删除。8.根据权利要求7所述的一种适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼，其特征在于：基于机体中心轴的干涉区域识别，包括可动翼旋调后对中心轴干涉区域的删除，删
除机体中心轴上方区域pmg部分，再按转角θ转动、向量χ平动初始轮廓型面，将旋调后对机体中心轴造成干涉的区域删除，最终确定变形翼的型面。

技术总结
本发明公开了一种适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼，包括基于机体与载荷的相对位置关系，建立飞行器机体前缘轮廓线坐标模型，根据建立的飞行器机体前缘轮廓线坐标模型，给定飞行器机体的前缘线，选取可动翼旋转中心；采用平动和转动结合的旋调式可动翼变动机理，用平动和转动相结合的运动方式得到初始机翼轮廓面积，基于旋转的中心进行干涉区域识别，再以对机体中心轴干涉区域的删除，最终得到机翼有效面积，能充分利用机体狭长的机体内部空间，有效增加机体内部空间的机翼收纳率，使得变动机翼旋调展开后对飞行器升阻比的增益最大化，且收起时与内部装载无干涉。同时可动翼的变形结构简单，可动翼在旋调过程中的升阻比可控。升阻比可控。升阻比可控。


技术研发人员：俞宗汉 李伟 隋俊宇 靳梓康 于磊 孟凡硕
受保护的技术使用者：北方工业大学
技术研发日：2023.01.05
技术公布日：2023/5/24