一种基于多段式可伸缩机翼的飞行器气动设计方法

1.本发明专利属于空天飞行器气动外形设计领域，涉及一种基于多段式可伸缩机翼的飞行器气动设计方法。


背景技术：

2.目前，飞行器对机动性、稳定性、飞行效率等提出了越来越高的要求。但是，传统固定外形飞行器的气动性能难以满足不同飞行和作战任务需求。从地面到临近空间，空域跨度越来越大，气压、温度变化巨大，同时飞行马赫数从低速到超声速，甚至到高超声速。不同环境条件对飞行器的外形要求差异巨大，固定外形飞行器难以满足要求。在此背景下，提出了变形翼技术。
3.变形翼技术不但能够改善飞行器的气动特性，增强续航能力、隐身能力、机动性能，还能实现跨越介质、多栖使用。将变形翼技术与飞行控制结合起来，可利用变形翼辅助机动。通过主动变形还可以延长部件疲劳寿命，增强飞行安全性能。综上所述，融合变形翼设计的无人飞行器是空天飞行技术领域的研究热点。
4.为提升飞行器的升力、机动等气动特性，根据可查文献及报告，绝大多数的变形翼技术采用的是变展长、变弦长、变掠角等单一维度上的思路，而本专利将飞行器前缘附近无法装载的空间设置为变形翼的总厚度，进而提出用厚度换取机翼在展向的更大面积的两重维度的新设计思路，可以显著增大变形翼的总面积，进而提高升阻比，提高续航能力和巡航能力且可以降低对发动机的要求。


技术实现要素：

5.本发明的目的：针对机体内装填空间有限的问题，本发明提出一种基于多段式可伸缩机翼的飞行器气动设计方法，采用多段式可伸缩机翼以增大飞行器的翼面积，其核心在于通过几何上的布局，利用装填能力较小的飞行器前缘附近角区，在角区的厚度上布置可伸缩机翼，使之在展开后形成更大的翼面积，从而形成显著的升力增益。
6.技术内容：一种基于多段式可伸缩机翼的飞行器气动设计方法，所述飞行器包括机体、空气舵和变形翼，所述机体包括前部的细长体和后部的机腹，所述细长体内设有载荷i，所述机腹内设有载荷ii，所述空气舵设置在机体的尾部，所述变形翼安装在机体上，所述设计方法包括如下步骤：
7.步骤一、变形翼的基本外形设计：所述变形翼为多段式可伸缩机翼，且多段式可伸缩机翼可全部收入机体内；
8.步骤二、机体上表面设计：确保机体的细长体能装下载荷i，且机体表面的高度不能超过发射平台的半径；
9.步骤三、机体下表面设计：确保细长体能满足布置的机翼最大厚度，机腹能装下载荷ii的前提下，采用二元多斜板压缩构型或乘波构型增升构型；
10.步骤四、空气舵设计：采用可用来调整飞行器的力矩及升力和飞行方向的可转空
气舵。
11.进一步的，所述步骤一中，所述变形翼包括n段机翼，且第n段机翼可收进第n-1段机翼里；所述变形翼的基本外形设计，具体包括如下步骤：
12.步骤(1)确定变形翼的轮廓外形，所述变形翼的各段机翼的外轮廓线与机体外轮廓线形状一致；
13.步骤(2)确定变形翼的旋转中心，将旋转中心设置在飞行器的最前缘；
14.步骤(3)确定变形翼的最大厚度及变形翼的段数：根据最大应力理论可计算出变形翼承载对应气动载荷的最小厚度h，基于飞行器的外形限制，可得到允许布置机翼的最大厚度h，通过计算h/h确定机翼段数n；
15.步骤(4)确定变形翼每段机翼转角的范围：根据机体法向投影面积最大值设计变形翼的全部展开时的最大转角，并根据各段机翼的轮廓形状的确定各段机翼的转角θ。
16.进一步的，所述步骤(1)中变形翼的轮廓外形的设计方法如下：
17.步骤(a)确定机体外部包络面：根据给定的发射平台外部尺寸，确定变形翼全收状态时的机体外部包络面尺寸；飞行器发射平台为圆柱型，发射平台的外部半径为r，发射平台的长度为l，则机体外部包络面的宽度为2r，长度为l；
18.步骤(b)确定机体法向投影面积范围：根据给定的飞行器升阻比变化范围[(l/d)
min
,(l/d)
max
]，以及全程任务剖面的“高度-速度”曲线及其对应的飞行攻角，估算飞行器机体的法向投影面积的范围[s
min
,s
max
]，其中，l/d代表是升阻比，全程任务剖面是指“地面起飞—高空巡航—任务执行”的飞行器工作全程任务剖面；s
min
为变形翼全收状态的机体法向投影面积；s
max
为变形翼全展开后的机体法向投影面积；
[0019]
步骤(c)确定机体外轮廓：根据机体内部载荷i和载荷ii的全局长和宽尺寸，确定机体前部细长体的v1和后部机腹v2的投影尺寸，进而确定机体的外轮廓；
[0020]
步骤(d)依据以上部分确定细长体和机腹的外轮廓线，且保证变形翼全收状态时的机体法向投影面积等于估算的最小值；
[0021]
步骤(e)根据机体外轮廓线选定变形翼中每段机翼的近、远轴轮廓线；所述近、远轴轮廓线与机体外轮廓线一致。
[0022]
进一步的，所述步骤(c)确定机体外轮廓的具体方法如下：
[0023]
①
细长体部分的外轮廓可采用二次函数f(x)＝ax2的形式表示，其中，a是因子，以旋转中心为坐标原点建立坐标系，a可取(0.028,0.034)；x为纵向，f(x)为横向，绘制出的曲线为细长体外轮廓。
[0024]
②
细长体的宽度w1不能小于载荷ii的宽度w
load
，可取w1∈[k1*w
load
,2r],其中系数k1∈(1,1.2)；
[0025]
③
细长体的长度可取l1＝l-l
2-δl，其中，l表示发射平台长度，l2表示机腹长度，δl表示预留长度，为发射平台长度和飞行器长度间预留的误差长度，δl可取10～20mm；
[0026]
④
机腹部分可采用等腰梯形的外轮廓线形式，机腹v2的宽度可取w2＝2r-δw，其中，δw表示预留宽度，δw可取10～20mm；机腹长度l2不能少于载荷ii的长；
[0027]
预留δw、δl用以保证机体可以完全装入发射平台且要保证l1*w1+l2*w2∈[k*s
min
,s
max
],其中系数k可取(1,1.2)。
[0028]
进一步的，步骤(4)中，各段机翼的转角θ需满足以下条件：
[0029]
1)各段机翼展开的角度之和与变形翼全部展开时的最大转角相同；
[0030]
2)各段机翼展开的角度为：各段机翼的转角θ与预留出δθ的角度之和；每段机翼预留出δθ的角度可以保证变形翼展开后的应力满足要求；
[0031]
3)各段机翼转角θ的确定方法为：将第n段机翼的远轴轮廓线绕着旋转中心旋转至与第n-1段机翼的远轴轮廓线重合，此时旋转的角度即为每段机翼的转角θ。
[0032]
进一步的，步骤二中，机体上表面设计的具体设计方法如下：
[0033]
采用流向n个横截面轮廓共同扫掠而成，机体上表面的高度超出载荷i高度的1/3～1/2，机腹的高度与细长体上表面的最大高度保持，并在细长体长度和允许布置的变形翼的最大厚度h的前提下，可将飞行器上表面分成三段设计：
[0034]
1)细长体上表面采用由0逐渐变化到的曲线轮廓；
[0035]
2)机腹上表面采用由逐渐变化到的曲线轮廓；安装空气舵的机腹部分上表面沿用的曲线轮廓设计；
[0036]
上述公式为正态分布曲线，其中a、b均为因数；a的取值范围为(160,230)、b的取值(20000,22000)、c的取值(270,330)、d的取值(33000,36000)，x表示纵向方向，f(x)表示曲线轮廓高度，且保证曲线轮廓高度f(x)不能超过发射平台的半径r。
[0037]
与现有技术相比，本发明的有益效果在于：
[0038]
1)本发明将变形翼设计成多段式可伸缩机翼，可以节省机翼所占用的空间，提高载荷的承载量；
[0039]
2)本发明的变形翼可以分段展开，进而扩大升阻比的变化范围，变形翼展开后可形成更大的翼面积，形成显著的升力增益。
[0040]
3)在飞行过程中，可以通过指定展开机翼的段数，灵活调控飞行器的升阻比以适应不同飞行模态的需要。
附图说明
[0041]
图1为本发明的设计方法的流程图；
[0042]
图2为实施例中多段式可伸缩机翼的飞行器的总体造型示意图；
[0043]
图3为机翼全收状态下的俯视图；
[0044]
图4为适用于本专利的两段式变形翼示意图及剖面图；
[0045]
图5为机体上表面构型图；
[0046]
图6为可应用于下表面设计的二元多斜板压缩构型示意图；
[0047]
图7为可应用于下表面设计的乘波构型示意图；
[0048]
图8为升阻比与变形翼转角的关系图。
[0049]
其中，1、第一段机翼；2、第二段机翼；3、空气舵；4、机体上表面；5、机体下表面。
具体实施方式
[0050]
下面结合附图和具体实施案例对本发明的技术方案展开详细具体的说明。
[0051]
图1为本发明设计方法的流程图，其中，图1中左侧为变形翼的基本外形尺寸设计流程，图右侧为飞行器整体造型设计。如图2所示，所述飞行器在结构上，飞行器包括机体、
变形翼和空气舵v3，所述机体包括前部细长体v1部分和后部的机腹v2部分；所述细长体内设有载荷i，所述机腹内设有载荷ii，所述变形翼安装在机体上，所述空气舵v3设置在机体的尾部，具体的设置在机腹的尾部；
[0052]
如图1所示，一种基于多段式可伸缩机翼的飞行器气动设计方法，包括如下步骤：
[0053]
步骤一、变形翼的基本外形设计：所述变形翼为多段式可伸缩机翼，且多段式可伸缩机翼可全部收入机体内；
[0054]
本发明中所述变形翼包括n段机翼，且第n段机翼可收进第n-1段机翼里，所述变形翼展开时，第n-1段机翼与机体的距离小于第n段机翼与机体的距离；所述变形翼的基本外形设计，具体包括如下步骤：
[0055]
步骤(1)确定变形翼的轮廓外形，所述变形翼的各段机翼的外轮廓线与机体外轮廓线形状一致；
[0056]
所述变形翼的轮廓外形的确定方法如下：
[0057]
步骤(a)确定机体外部包络面；
[0058]
根据给定的发射平台外部尺寸，确定变形翼全收状态时的机体外部包络面尺寸；飞行器发射平台为圆柱型，发射平台的外部半径为r，发射平台的长度为l，则机体外部包络面的宽度为2r，长度为l；
[0059]
步骤(b)确定机体法向投影面积范围；
[0060]
根据给定的飞行器升阻比变化范围[(l/d)
min
,(l/d)
max
]，以及全程任务剖面的“高度-速度”曲线及其对应的飞行攻角，估算飞行器机体的法向投影面积的范围[s
min
,s
max
]；
[0061]
其中，l是升力，d是阻力，l/d是升阻比，升阻比变化范围取[-10,10]；全程任务剖面是指“地面起飞—高空巡航—任务执行”的飞行器工作全程任务剖面；
[0062]smin
为变形翼全收状态(变形翼全部收入机腹内)的机体法向投影面积；smax为变形翼全展开后的机体法向投影面积；
[0063]
步骤(c)确定机体外轮廓：
[0064]
图3为变形翼全收状态下的飞行器俯视图，其中，标注了细长体v1的长l1，细长体v1的宽度w1，细长体v1内的载荷i，机腹v2的长l2与宽w2，机腹v2内的载荷ii，载荷ii的宽度w
load
；
[0065]
根据机体内部载荷i和载荷ii的全局长和宽尺寸，确定机体前部细长体的v1和后部机腹v2的投影尺寸，进而确定机体的外轮廓；
[0066]
机体的外轮廓的具体确定方法如下：
[0067]
①
细长体v1部分的外轮廓可采用二次函数f(x)＝ax2的形式表示，其中，a是因子，以旋转中心为坐标原点建立坐标系，a可取(0.028,0.034)；x为纵向，f(x)为横向，绘制出的曲线为细长体外轮廓；
[0068]
②
细长体v1的宽度w1不能小于载荷ii的宽度w
load
，可取w1∈[k1*w
load
,2r],其中系数k1∈(1,1.2)；
[0069]
③
细长体v1的长度可取l1＝l-l
2-δl，其中，l表示发射平台长度，l2表示机腹长度，δl表示预留长度，为发射平台长度和飞行器长度间预留的误差长度，δl可取10～20mm；
[0070]
④
机腹部分可采用等腰梯形的外轮廓线形式，机腹v2的宽度可取w2＝2r-δw，其
中，δw表示预留宽度，δw可取10～20mm；机腹长度l2不能少于载荷ii的长；
[0071]
预留δw、δl用以保证机体可以完全装入发射平台且要保证l1*w1+l2*w2∈[k*s
min
,s
max
],其中系数k可取(1,1.2)；
[0072]
d)依据以上部分确定细长体v1和机腹v2的外轮廓线，且保证变形翼全收状态时的机体法向投影面积等于估算的最小值；
[0073]
e)根据机体外轮廓线选定变形翼中每段机翼的近、远轴轮廓线；所述近、远轴轮廓线与机体外轮廓线一致；
[0074]
如图2所示，本发明中第一段机翼的近轴轮廓线分别为内轮廓线abc，第一段机翼的远轴轮廓线为外轮廓线ahj；
[0075]
步骤(2)确定变形翼的旋转中心，将旋转中心设置在飞行器的最前缘；
[0076]
根据载荷i与转轴选定旋转中心，将旋转中心设置在顶点，所述顶点为飞行器最前缘，飞行器两侧的变形翼可沿旋转中心对称排布，以使变形翼展开面积最大化，进而提升机体内部容积利用率；如图2所示，所述转轴指的是曲线afg，曲线afg为飞行器自身经过旋转中心的一条对称轴。
[0077]
步骤(3)确定变形翼的最大厚度及变形翼的段数；
[0078]
通过计算得出机翼数量，根据最大应力理论可计算出变形翼承载对应气动载荷的最小厚度h，基于飞行器的外形限制，可得到允许布置机翼的最大厚度h，通过计算h/h确定变形翼的段数n。
[0079]
第n段机翼的宽度要小于第n-1段机翼的宽度，以保证第n段机翼机翼能够伸缩入第n-1段机翼里；每段机翼的宽度均小于机腹的宽度，以保证变形翼可全收进机腹里面。
[0080]
本例采用两段式可伸缩机翼，在保证第一段机翼的内轮廓线(图2中的abc和ade段)的条件下确定第一段机翼的外轮廓线(图2中的ahj段)，选定第二段机翼宽度小于第一段机翼宽度小于机腹的宽度，保证变形翼可全收进机腹且充分利用机体内部空间。两段式可伸缩机翼可呈现三种状态，1)变形翼全收状态；2)变形翼展开第一段机翼；3)变形翼全部展开状态：变形翼在展开第一段的基础上，展开第二段机翼；图4为两段式变形翼示意图及剖面图，其中图4中(a)为变形翼全部展开时的示意图，图4中(b)为机翼位置示意图，图4中(c)为驱动示意图。
[0081]
步骤(4)确定变形翼中每段机翼的转角范围；
[0082]
根据机体法向投影面积最大值设计变形翼全部展开时的最大转角，并根据各段机翼的轮廓形状的确定各段机翼的转角θ：
[0083]
各段机翼的转角θ需满足以下条件：
[0084]
1)各段机翼展开的角度之和与变形翼全部展开时的最大转角相同；
[0085]
2)各段机翼展开的角度为：各段机翼的转角θ与预留出δθ的角度之和；
[0086]
每段机翼预留出δθ的角度可以保证变形翼展开后的应力满足要求；
[0087]
3)各段机翼转角θ的确定方法为：
[0088]
将第n段机翼的远轴轮廓线绕着旋转中心旋转至与第n-1段机翼的远轴轮廓线重合，此时旋转的角度即为每段机翼的转角θ。
[0089]
步骤二、机体上表面设计；
[0090]
确保飞行器的细长体能装下载荷i且飞行器上表面的最大高度不能超过发射平台
的半径；
[0091]
具体设计过程如下：
[0092]
采用流向n个横截面轮廓共同扫掠而成，机体上表面的高度超出载荷i高度的1/3～1/2，机腹的高度与细长体上表面的最大高度保持，并在细长体长度和允许布置的变形翼的最大厚度h的前提下，可将机体上表面分成三段设计：
[0093]
1)细长体上表面采用由0逐渐变化到的曲线轮廓；
[0094]
2)机腹上表面采用由逐渐变化到的曲线轮廓；安装空气舵的机腹上表面沿用的曲线轮廓设计；
[0095]
上述公式三个为正态分布曲线，其中a、b均为因数；a的取值范围为(160,230)、b的取值(20000,22000)、c的取值(270,330)、d的取值(33000,36000)，x表示纵向方向，f(x)表示曲线轮廓高度，且保证曲线轮廓高度f(x)不能超过发射平台的半径r。
[0096]
机体上表面构型图如图5所示，图5中标出了细长体部分的轮廓截面p1、机腹部分的轮廓截面q1、轮廓截面m1(m1为安装空气舵的机腹部分)的轮廓线方程。
[0097]
步骤三、机体下表面设计：
[0098]
在保证前部(细长体)能满足布置的机翼最大厚度h，后部(机腹)能装下载荷的前提下，可采用二元多斜板压缩构型或乘波构型等增升构型，二元多斜板压缩构型或乘波构型的设计均采用传统的设计方法设计，不是本专利创新的内容，在此不做赘述。
[0099]
图6为可应用于下表面设计的二元多斜板压缩构型示意图，其中，图6a为二元多斜板压缩构型的平面图，图6b为二元多斜板压缩构型的三维示意图，二元多斜板压缩构型可参见《空天技术,2022(3):42-61.》上陈立立,郭正,侯中喜,等人发表的《高超声速飞行器气动布局研究综述》一文；
[0100]
图7为可应用于下表面设计的乘波构型示意图，图7a为乘波构型平面图，图7b为三维乘波体结构图。乘波构型可参见《战术导弹技术,2021(4):1-15.》上戴今钊,汤继斌,陈海昕发表的《高超声速飞行器中的乘波设计综述》一文；
[0101]
步骤四、空气舵设计
[0102]
在飞行器尾部设置可用来调整飞行器的力矩及升力和飞行方向的可转空气舵，可采用三角轮廓、梯形轮廓等。当飞行攻角每变化1度时，需要用对应的水平/垂直舵去补偿攻角变化产生的力矩影响，维持操纵配平比(总力矩平衡的舵角/飞行攻角)在1～2之间。
[0103]
通过升阻比评估一下升阻比的提升效果，如升阻比达到设计需求，后续即可投入生产，完成飞行器的整体造型完成。
[0104]
根据设计的外形轮廓，估算变形翼逐段展开后可以达到的升阻比，其中，δl1是变形翼展开第一段机翼的升力变化，δd1是阻力变化；δl2是展开第二段机翼的升力变化，δd2是阻力变化；l是升力，d是阻力，l/d是升阻比；本实施例中选定设计状态为马赫数为7，高度为20km，计算不同机翼状态下的升阻比变化。其中升阻比与转角的关系图如图8所示，通过图8可知，本发明将变形翼设计成多段式可伸缩机翼，可以节省变形翼所占用的空间，提高载荷的承载量；多段式可伸缩机翼可以构造更大的机翼面积，可以提高升阻比的变化范围，最高可以提高40％左右，可以充分利用高升阻比的气动性能和大容积率的特点。

技术特征：
1.一种基于多段式可伸缩机翼的飞行器气动设计方法，所述飞行器包括机体、空气舵和变形翼，所述机体包括前部的细长体和后部的机腹，所述细长体内设有载荷i，所述机腹内设有载荷ii，所述空气舵设置在机体的尾部，所述变形翼安装在机体上，其特征在于，所述设计方法包括如下步骤：步骤一、变形翼的基本外形设计：所述变形翼为多段式可伸缩机翼，且多段式可伸缩机翼可全部收入机体内；步骤二、机体上表面设计：确保机体的细长体能装下载荷i，且机体表面的高度不能超过发射平台的半径；步骤三、机体下表面设计：确保细长体能满足布置的机翼最大厚度，机腹能装下载荷ii的前提下，采用二元多斜板压缩构型或乘波构型增升构型；步骤四、空气舵设计：采用可用来调整飞行器的力矩及升力和飞行方向的可转空气舵。2.根据权利要求1所述的基于多段式可伸缩机翼的飞行器气动设计方法，其特征在于，所述步骤一中，所述变形翼包括n段机翼，且第n段机翼可收进第n-1段机翼里；所述变形翼的基本外形设计，具体包括如下步骤：步骤(1)确定变形翼的轮廓外形，所述变形翼的各段机翼的外轮廓线与机体外轮廓线形状一致；步骤(2)确定变形翼的旋转中心，将旋转中心设置在飞行器的最前缘；步骤(3)确定变形翼的最大厚度及变形翼的段数：根据最大应力理论可计算出变形翼承载对应气动载荷的最小厚度h，基于飞行器的外形限制，可得到允许布置机翼的最大厚度h，通过计算h/h确定机翼段数n；步骤(4)确定变形翼每段机翼转角的范围：根据机体法向投影面积最大值设计变形翼的全部展开时的最大转角，并根据各段机翼的轮廓形状的确定各段机翼的转角θ。3.根据权利要求2所述的基于多段式可伸缩机翼的飞行器气动设计方法，其特征在于，所述步骤(1)中变形翼的轮廓外形的设计方法如下：步骤(a)确定机体外部包络面：根据给定的发射平台外部尺寸，确定变形翼全收状态时的机体外部包络面尺寸；飞行器发射平台为圆柱型，发射平台的外部半径为r，发射平台的长度为l，则机体外部包络面的宽度为2r，长度为l；步骤(b)确定机体法向投影面积范围：根据给定的飞行器升阻比变化范围[(l/d)
min
,(l/d)
max
]，以及全程任务剖面的“高度-速度”曲线及其对应的飞行攻角，估算飞行器机体的法向投影面积的范围[s
min
,s
max
]，其中，l/d代表是升阻比，全程任务剖面是指“地面起飞—高空巡航—任务执行”的飞行器工作全程任务剖面；s
min
为变形翼全收状态的机体法向投影面积；s
max
为变形翼全展开后的机体法向投影面积；步骤(c)确定机体外轮廓：根据机体内部载荷i和载荷ii的全局长和宽尺寸，确定机体前部细长体的v1和后部机腹
v2的投影尺寸，进而确定机体的外轮廓；步骤(d)依据以上部分确定细长体和机腹的外轮廓线，且保证变形翼全收状态时的机体法向投影面积等于估算的最小值；步骤(e)根据机体外轮廓线选定变形翼中每段机翼的近、远轴轮廓线；所述近、远轴轮廓线与机体外轮廓线一致。4.根据权利要求3所述的基于多段式可伸缩机翼的飞行器气动设计方法，其特征在于，所述步骤(c)确定机体外轮廓的具体方法如下：
①
细长体部分的外轮廓可采用二次函数f(x)＝ax2的形式表示，其中，a是因子，以旋转中心为坐标原点建立坐标系，a可取(0.028,0.034)；x为纵向，f(x)为横向，绘制出的曲线为细长体外轮廓。
②
细长体的宽度w1不能小于载荷ii的宽度w
load
，可取w1∈[k1*w
load
,2r],其中系数k1∈(1,1.2)；
③
细长体的长度可取l1＝l-l
2-δl，其中，l表示发射平台长度，l2表示机腹长度，δl表示预留长度，为发射平台长度和飞行器长度间预留的误差长度，δl可取10～20mm；
④
机腹部分可采用等腰梯形的外轮廓线形式，机腹v2的宽度可取w2＝2r-δw，其中，δw表示预留宽度，δw可取10～20mm；机腹长度l2不能少于载荷ii的长；预留δw、δl用以保证机体可以完全装入发射平台且要保证l1*w1+l2*w2∈[k*s
min
,s
max
],其中系数k可取(1,1.2)。5.根据权利要求4所述的基于多段式可伸缩机翼的飞行器气动设计方法，其特征在于，步骤(4)中，各段机翼的转角θ需满足以下条件：1)各段机翼展开的角度之和与变形翼全部展开时的最大转角相同；2)各段机翼展开的角度为：各段机翼的转角θ与预留出δθ的角度之和；每段机翼预留出δθ的角度可以保证变形翼展开后的应力满足要求；3)各段机翼转角θ的确定方法为：将第n段机翼的远轴轮廓线绕着旋转中心旋转至与第n-1段机翼的远轴轮廓线重合，此时旋转的角度即为每段机翼的转角θ。6.根据权利要求5所述的基于多段式可伸缩机翼的飞行器气动设计方法，其特征在于，步骤二中，机体上表面设计的具体设计方法如下：采用流向n个横截面轮廓共同扫掠而成，机体上表面的高度超出载荷i高度的1/3～1/2，机腹的高度与细长体上表面的最大高度保持，并在细长体长度和允许布置的变形翼的最大厚度h的前提下，可将飞行器上表面分成三段设计：1)细长体上表面采用由0逐渐变化到的曲线轮廓；2)机腹上表面采用由逐渐变化到的曲线轮廓；安装空气舵的机腹部分上表面沿用的曲线轮廓设计；上述公式为正态分布曲线，其中a、b均为因数；a的取值范围为(160,230)、b的取值(20000,22000)、c的取值(270,330)、d的取值(33000,36000)，x表示纵向方向，f(x)表示曲线轮廓高度，且保证曲线轮廓高度f(x)不能超过发射平台的半径r。

技术总结
本发明公开了一种基于多段式可伸缩机翼的飞行器气动设计方法，本发明专利属于空天飞行器气动外形设计领域，所述飞行器包括机体、空气舵和变形翼，所述机体包括前部的细长体和后部的机腹，所述飞行器设计方法包括如下步骤：步骤一、变形翼的基本外形设计：所述变形翼为多段式可伸缩机翼，且多段式可伸缩机翼可全部收入机体内；步骤二、机体上表面设计：确保机体的细长体能装下载荷I，且机体表面的高度不能超过发射平台的半径；步骤三、机体下表面设计；步骤四、空气舵设计。本发明的变形翼可以分段展开，进而扩大升阻比的变化范围，变形翼展开后可形成更大的翼面积，形成显著的升力增益。益。益。


技术研发人员：俞宗汉 于磊 靳梓康 李伟 孟凡硕 孙海亮 张伟
受保护的技术使用者：北方工业大学
技术研发日：2023.02.08
技术公布日：2023/4/17