一种飞行器压心调节装置及其调节方法和设计方法与流程

1.本技术涉及气动布局设计领域，特别涉及一种飞行器压心调节装置及其调节方法和设计方法。


背景技术：

2.目前飞行器在飞行中受到气动力的作用，其中法向力和轴向力均会引起对飞行器的俯仰力矩；对于常规外形飞行器，轴向力一般较法向力小一个量级或者更多，而且轴向力对质心的力臂要比法向力对质心的力臂小得多，从而轴向力对俯仰力矩的贡献是次要的，所以对于常规布局飞行器，利用常规计算公式可以近似得到飞行器压力中心的位置。并且在攻角不大的情况下，常近似地把总升力在纵轴上的作用点作为飞行器的压力中心。
3.在一些现有技术中，绝大部分飞行器均采用固定气动外形，当飞行器飞行速域和姿态跨度较大时，其压心变化范围也很大，一般满足了飞行器稳定性的需求，其操纵性能就会降低。
4.以往针对该问题提出了变质心的解决方法，由于传统飞行器质心系数为一个确定的数值，轴向质心配平设计时，一般在轴向尽量靠前处设计一处质心调整块安装接口，通过质心调整块质量的变化，实现验证器质心系数的调整；但变质心在实际实施过程中，会对飞行器内部空间大幅占用，有效装填空间明显降低。


技术实现要素：

5.本技术实施例提供一种飞行器压心调节装置及其调节方法和设计方法，以解决相关技术中变质心解决压心变化的方式在实际实施过程中，会对飞行器内部空间大幅占用，有效装填空间明显降低的问题。
6.第一方面，提供了一种飞行器压心调节装置的设计方法，其包括以下步骤：
7.获取飞行器的尾部舱段内部空间的长度和最小截面尺寸；
8.基于所述长度和最小截面尺寸，确定初始伸缩段的初始长度和初始截面尺寸；
9.根据飞行器的尾部舱段内部空间的内部机构，在所述初始伸缩段上设置与内部机构对应的避让空间，以得到初始伸缩段的截面形状；结合所述截面形状、初始长度和初始截面尺寸形成初始参数；
10.基于所述初始参数，对所述初始伸缩段的气动性能进行验证分析，以获得满足设计要求的目标参数；
11.按照所述目标参数制造出伸缩段。
12.一些实施例中，在获得满足设计要求的初始参数之后还包括以下的步骤：
13.基于所述飞行器的尾部舱段的内部空间、满足设计要求的初始参数和内部机构，获得驱动机构的安装空间；
14.基于所述安装空间，确定驱动机构的结构尺寸，并进行制造。
15.一些实施例中，对所述初始伸缩段的气动性能进行验证分析，包括以下步骤：
16.基于所述初始参数，进行cfd仿真计算，以得到计算结果；
17.将所述计算结果与设定标准进行比较；
18.若计算结果大于设定值，则将该初始参数作为目标参数；
19.否则，调整所述初始参数，并重复基于所述初始参数，进行cfd仿真计算，以得到计算结果的步骤。
20.一些实施例中，所述气动性能进行验证分析包括初始伸缩段收缩状态的气动性能验证分析；
21.初始伸缩段收缩状态的气动性能验证分析对应的设定值为静稳定度。
22.一些实施例中，所述气动性能进行验证分析包括初始伸缩段伸出状态的气动性能验证分析；
23.初始伸缩段伸出状态的气动性能验证分析对应的设定值为飞行器静稳定度。
24.一些实施例中，所述飞行器为等直旋成体飞行器或带锥角主体飞行器。
25.第二方面，提供了一种飞行器压心调节装置，其包括：
26.按照飞行器压心调节装置的设计方法制造出的伸缩段。
27.一些实施例中，还包括用于驱动所述伸缩段的驱动机构。
28.第三方面，提供了一种飞行器压心调节装置的调节方法，其包括以下步骤：
29.将飞行器压心调节装置安装在飞行器的尾部舱段内部空间中；
30.获取飞行器对于稳定性和操纵性的需求，并根据需求进行相应调节。
31.一些实施例中，飞行器压心调节装置还包括用于驱动所述伸缩段的驱动机构；当需求为提高稳定性时，利用所述驱动机构带动所述伸缩段从飞行器尾部往外伸出，以使飞行器压力中心及气动焦点后移；
32.当需求为提高操纵性时，利用所述驱动机构带动所述伸缩段从飞行器尾部往内收缩，以使飞行器压力中心及气动焦点前移。
33.本技术提供的技术方案带来的有益效果包括：
34.本技术实施例提供了一种飞行器压心调节装置及其调节方法和设计方法，由于根据飞行器的尾部舱段内部空间的长度和最小截面尺寸，确定初始伸缩段的初始长度和初始截面尺寸；然后在所述初始伸缩段上设置与内部机构对应的避让空间，以得到初始伸缩段的截面形状，从而得到初始参数；根据初始参数进行气动性能进行验证分析，从而得出满足设计要求的目标参数，以得到最终的伸缩段的尺寸。使得伸缩段从飞行器尾部往外伸出时，飞行器压力中心及气动焦点后移，满足稳定性需求；使得伸缩段从飞行器尾部往内收缩时，飞行器压力中心及气动焦点前移，满足操纵性需求；在完成上述的需求时，对飞行器的尾部舱段内部空间进行有效利用，以解决变质心解决压心变化的方式所带来的问题。
附图说明
35.为了更清楚地说明本技术实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
36.图1为本技术实施例提供的等直旋成体飞行器的示意图；
37.图2为本技术实施例提供的伸缩段从等直旋成体飞行器伸出时的示意图；
38.图3为本技术实施例提供的带锥角主体飞行器的示意图；
39.图4为本技术实施例提供的伸缩段从带锥角主体飞行器伸出时的示意图；
40.图5为本技术实施例提供的鸭式气动布局的等直飞行器的示意图；
41.图6为本技术实施例提供的伸缩段从鸭式气动布局的等直飞行器伸出时的示意图；
42.图7为本技术实施例提供的飞行器压心调节装置的设计方法流程示意图。
43.图中：1、飞行器；2、初始伸缩段。
具体实施方式
44.为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
45.本技术实施例提供一种飞行器压心调节装置及其调节方法和设计方法，以解决相关技术中变质心解决压心变化的方式在实际实施过程中，会对飞行器内部空间大幅占用，有效装填空间明显降低的问题。
46.请参阅图1-图7，一种飞行器压心调节装置的设计方法，其包括以下步骤：
47.s01、获取飞行器1的尾部舱段内部空间的长度和最小截面尺寸；
48.s02、基于所述长度和最小截面尺寸，确定初始伸缩段2的初始长度和初始截面尺寸；
49.s03、获取飞行器1的尾部舱段内部空间的内部机构，在所述初始伸缩段2上设置与内部机构对应的避让空间，以得到初始伸缩段2的截面形状；结合所述截面形状、初始长度和初始截面尺寸形成初始参数；
50.s04
‑‑
s05、基于所述初始参数，对所述初始伸缩段2的气动性能进行验证分析，以获得满足设计要求的目标参数；
51.s06、按照所述目标参数制造出伸缩段。
52.通过以上的步骤制造出的伸缩段可以使得伸缩段从飞行器1尾部往外伸出时，飞行器1压力中心及气动焦点后移，满足稳定性需求，稳定性变好；使得伸缩段从飞行器1尾部往内收缩时，飞行器1压力中心及气动焦点前移，满足操纵性需求，操纵性变好；在完成上述的需求时，对飞行器1的尾部舱段内部空间进行有效利用，以解决变质心处理压心变化的方式所带来的问题。
53.从而满足不同飞行马赫数或攻角对于飞行器1操纵性或稳定性的需求；最终伸缩段适用于多种布局下的超声速、高超声速飞行器1。
54.在一些有优选的实施例中，在获得满足设计要求的初始参数之后还包括以下的步骤：
55.基于所述飞行器1的尾部舱段的内部空间、满足设计要求的初始参数和内部机构，获得驱动机构的安装空间；基于所述安装空间，确定驱动机构的结构尺寸，并进行制造。
56.伸缩段采用导轨约束，驱动机构利用齿轮传动或者伸缩电机传动带动内腔往复运
动，结构较容易实现。以上的方式在确定伸缩段后，可进行驱动机构的详细结构设计。伸缩段自身结构以及驱动机构外，不会过多占用飞行器内部空间。
57.在一些有优选的实施例中，步骤s04
‑‑
s05的具体为，对所述初始伸缩段2的气动性能进行验证分析，包括以下步骤：
58.基于所述初始参数，进行cfd仿真计算，以得到计算结果；
59.将所述计算结果与设定标准进行比较；
60.若计算结果大于设定值，则将该初始参数作为目标参数；
61.否则，调整所述初始参数，并重复基于所述初始参数，进行cfd仿真计算，以得到计算结果的步骤。
62.其中，所述气动性能进行验证分析包括初始伸缩段2收缩状态的气动性能验证分析；初始伸缩段2收缩状态的气动性能验证分析对应的设定值为静稳定度。所述气动性能进行验证分析包括初始伸缩段2伸出状态的气动性能验证分析；初始伸缩段2伸出状态的气动性能验证分析对应的设定值为飞行器静稳定度。
63.在一些优选的实施例中，所述飞行器1为等直旋成体飞行器或带锥角主体飞行器，下面给出了具体的实施方式：
64.实施例一，参考图1和图2。
65.以采用尾舵控制的常规等直旋成体飞行器为例，如图1所示。首先初始伸缩段2上采用凹腔避开四个舵机的区域；初始伸缩段2的初始长度初步确定为1/4全长；由于飞行器主体为等直段结构，因此初始伸缩段2的初始截面尺寸和截面形状在避开舵机以及考虑飞行器表面结构厚度后，其形状如图2所示；然后通过cfd仿真计算出初始伸缩段2收缩状态及完全伸出状态下的气动性能，两者对比见表1；从计算对比可以看出，当内腔完全伸出后，飞行器静稳定度能提高4.5％～8.3％，调节效果很明显。
66.如果采用原始气动外形，为保证7马赫小攻角的静稳定性，飞行器质心需要设计在0.45甚至更靠前，这样当飞行器在马赫5以下飞行时，由于其大攻角压心靠后，静稳定度达到8％，因此很难拉起到较大的攻角飞行，操纵特性和机动性能明显较差；若采用本发明提供的伸缩段设计方法，在7马赫飞行时可以将尾部8行器在5马赫以下飞行时，将伸缩内腔收回，飞行器则可以拉起到更大的攻角，静稳定度只有0～3％，其操纵性能、机动性能得到明显改善。
[0067][0068]
表1实例一伸缩段收缩与伸出状态下的压心位置比较
[0069]
实施例二，参考图3和图4。
[0070]
若飞行器1不是采用等直段主体，而是如图3所示的带锥角主体飞行器，同样可以采用本方法进行伸缩段设计。步骤与实例一相同，区别在于伸缩内腔的截面尺寸会根据锥度有所缩小，以内部空间的最小截面尺寸作为初始截面尺寸，得到图4所示的伸缩段外形。cfd仿真计算的伸缩段收缩状态及完全伸出状态下的气动性能对比见表2。可以看出，对于带锥角飞行器，采用伸缩段对压心的调节效果为1.2％～5.3％，没有等直段飞行器效果明显，但仍可以一定程度上改善飞行器的稳定性。
[0071][0072]
表2实例二伸缩段收缩与伸出状态下的压心位置比较
[0073]
应用举例：对于某鸭式气动布局的等直飞行器，尾部只有安定面而无操纵机构，因此伸缩段截面直接采用飞行器自身截面除去结构厚度即可，如图5和图6所示，采用伸缩段设计后，其内部空间损失较小。
[0074]
本技术还提出了一种飞行器压心调节装置，其包括：
[0075]
按照上述的飞行器压心调节装置的设计方法制造出的伸缩段。还包括用于驱动伸缩段的驱动机构。
[0076]
本技术还提出了一种飞行器压心调节装置的调节方法，其包括以下步骤：
[0077]
将以上说明的飞行器压心调节装置安装在飞行器1的尾部舱段内部空间中；获取飞行器1对于稳定性和操纵性的需求，并根据需求进行相应调节。
[0078]
其中，当需求为提高稳定性时，利用驱动机构带动伸缩段从飞行器1尾部往外伸出，以使飞行器1压力中心及气动焦点后移；
[0079]
当需求为提高操纵性时，利用驱动机构带动伸缩段从飞行器1尾部往内收缩，以使飞行器1压力中心及气动焦点前移。
[0080]
在本技术的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
[0081]
需要说明的是，在本技术中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作
之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
[0082]
以上所述仅是本技术的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本技术。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本技术的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本技术将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

技术特征：
1.一种飞行器压心调节装置的设计方法，其特征在于，其包括以下步骤：获取飞行器(1)的尾部舱段内部空间的长度和最小截面尺寸；基于所述长度和最小截面尺寸，确定初始伸缩段(2)的初始长度和初始截面尺寸；根据飞行器(1)的尾部舱段内部空间的内部机构，在所述初始伸缩段(2)上设置与内部机构对应的避让空间，以得到初始伸缩段(2)的截面形状；结合所述截面形状、初始长度和初始截面尺寸形成初始参数；基于所述初始参数，对所述初始伸缩段(2)的气动性能进行验证分析，以获得满足设计要求的目标参数；按照所述目标参数制造出伸缩段。2.如权利要求1所述的飞行器压心调节装置的设计方法，其特征在于，在获得满足设计要求的初始参数之后还包括以下的步骤：基于所述飞行器(1)的尾部舱段的内部空间、满足设计要求的初始参数和内部机构，获得驱动机构的安装空间；基于所述安装空间，确定驱动机构的结构尺寸，并进行制造。3.如权利要求1所述的飞行器压心调节装置的设计方法，其特征在于，对所述初始伸缩段(2)的气动性能进行验证分析，包括以下步骤：基于所述初始参数，进行cfd仿真计算，以得到计算结果；将所述计算结果与设定标准进行比较；若计算结果大于设定值，则将该初始参数作为目标参数；否则，调整所述初始参数，并重复基于所述初始参数，进行cfd仿真计算，以得到计算结果的步骤。4.如权利要求3所述的飞行器压心调节装置的设计方法，其特征在于：所述气动性能进行验证分析包括初始伸缩段(2)收缩状态的气动性能验证分析；初始伸缩段(2)收缩状态的气动性能验证分析对应的设定值为静稳定度。5.如权利要求3所述的飞行器压心调节装置的设计方法，其特征在于：所述气动性能进行验证分析包括初始伸缩段(2)伸出状态的气动性能验证分析；初始伸缩段(2)伸出状态的气动性能验证分析对应的设定值为飞行器静稳定度。6.如权利要求1所述的飞行器压心调节装置的设计方法，其特征在于：所述飞行器(1)为等直旋成体飞行器或带锥角主体飞行器。7.一种飞行器压心调节装置，其特征在于，其包括：按照如权利要求1所述的飞行器压心调节装置的设计方法制造出的伸缩段。8.如权利要求7所述的飞行器压心调节装置，其特征在于：还包括用于驱动所述伸缩段的驱动机构。9.一种飞行器压心调节装置的调节方法，其特征在于，其包括以下步骤：将如权利要求7所述的飞行器压心调节装置安装在飞行器(1)的尾部舱段内部空间中；获取飞行器(1)对于稳定性和操纵性的需求，并根据需求进行相应调节。10.如权利要求9所述的飞行器压心调节装置的调节方法，其特征在于：飞行器压心调节装置还包括用于驱动所述伸缩段的驱动机构；当需求为提高稳定性时，利用所述驱动机构带动所述伸缩段从飞行器(1)尾部往外伸
出，以使飞行器(1)压力中心及气动焦点后移；当需求为提高操纵性时，利用所述驱动机构带动所述伸缩段从飞行器(1)尾部往内收缩，以使飞行器(1)压力中心及气动焦点前移。

技术总结
本申请涉及一种飞行器压心调节装置及其调节方法和设计方法，其包括获取飞行器的尾部舱段内部空间的长度和最小截面尺寸；基于长度和最小截面尺寸，确定初始伸缩段的初始长度和初始截面尺寸；根据飞行器的尾部舱段内部空间的内部机构，在初始伸缩段上设置与内部机构对应的避让空间，得到初始伸缩段的截面形状，并结合初始长度和初始截面尺寸形成初始参数；基于初始参数，对初始伸缩段的气动性能进行验证分析，获得满足要求的伸缩段。为提升稳定性，伸缩段从飞行器尾部往外伸出，飞行器压力中心及气动焦点后移；为提升操纵性，伸缩段从飞行器尾部往内收缩，飞行器压力中心及气动焦点前移，以解决变质心处理压心变化的方式所带来的问题。问题。问题。


技术研发人员：袁蒙 何乾坤 涂正光 周铮 李广磊 陈科文 明承东 孙鹏飞 曾长 廖家震
受保护的技术使用者：湖北航天技术研究院总体设计所
技术研发日：2022.12.24
技术公布日：2023/3/30