申请/专利权人：西安现代控制技术研究所

申请日：2023-10-27

公开（公告）日：2024-02-20

公开（公告）号：CN117172077B

主分类号：G06F30/23

分类号：G06F30/23;G06F30/28;G06F113/08;G06F119/14

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.02.20#授权;2023.12.22#实质审查的生效;2023.12.05#公开

摘要：本发明提供了一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构及其设计方法，主要解决传统设计方法中，以结构设计为主，气动设计为辅，转轴机构优先满足结构强度要求而导致气动性能较差的问题；本发明采用的方案是针对转轴机构与尾舵面的融合醒设计，兼顾了尾舵结构外形、气动性能和气动热环境三者的综合性能，气动性能在兼顾结构强度的情况下达到最优，同时考虑了折叠舵在高超声速情况下气动热设计，进一步降低了防热成本。

主权项：1.一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构设计方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：根据总体指标要求，由气动设计负责总体指标分解；分解的指标为：全弹升阻特性、最小静稳定度、最大升阻比、操纵效率和全弹最大过载；气动设计对横向折叠尾舵结构尺寸要求进行分解，分解后的结果与总体和结构进行确认；步骤2：以步骤1总体指标分解为输入得到横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数；步骤2.1：以步骤1总体指标分解的全弹最大过载为输入，由结构设计横向折叠尾舵转轴机构初始尺寸参数；步骤2.2：根据横向折叠尾舵转轴机构初始尺寸参数和总体指标分解，设计横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数和全弹初始气动外形参数，横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数和全弹初始气动外形参数包括：全弹气动布局形式，弹身长细比fB，弹头部长细比fn，尾舵与弹身缝隙X0，尾舵纵向位置XT，尾舵周向位置，尾舵翼型，单片尾舵初始展长LT0，尾舵根弦长bA1，尾舵梢弦长bA2，尾舵根弦相对厚度尾舵梢弦相对厚度尾舵前缘后掠角λT；步骤3：根据步骤2横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数及总体指标要求作为输入，设计横向折叠尾舵气动外形尺寸参数；步骤3.1：根据步骤1总体指标分解确定发射筒内腔半径R0和弹身半径R1的值，计算H1，H2，H3，X0的初值，其中H1是尾舵根弦最大厚度，H2是尾舵梢弦最大厚度，H3是尾舵转轴处当地翼型剖面最大厚度，X0是尾舵与弹身缝隙；H1，H2，H3，X0的初始值计算方法为： 其中，计算中间值Rx和Lx分别为： 步骤3.2：计算横向折叠转轴机构在横向折叠尾舵展向方向的位置，即横向折叠转轴机构距横向折叠尾舵根弦底部距离L1，L1取值为： 从而保证尾舵转轴在发射筒内腔半径与横向折叠尾舵根弦底部尺寸边界范围内；步骤3.3：计算单片尾舵展长L0，保证尾舵横向折叠后安装进发射筒中： 其中ΔL为单片尾舵展长间隙值，设则值为步骤3.4：根据L1,L0的取值，结合全弹气动布局形式、弹身长细比fB、弹头部长细比fn、尾舵与弹身缝隙X0、尾舵纵向位置XT、尾舵周向位置、尾舵翼型、尾舵根弦长bA1、尾舵梢弦长bA2、尾舵根弦相对厚度尾舵梢弦相对厚度尾舵前缘后掠角λT为输入，设计得到横向折叠尾舵气动外形及全弹气动外形参数；步骤3.5：根据3.4横向折叠尾舵气动外形及全弹气动外形参数，采用CAD软件建立三维模型，使用CFD软件完成气动力计算，得到全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数，全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数包括风轴系下的升力系数、阻力系数、侧力系数以及体轴系下的法向力系数、轴向力系数、横向力系数、俯仰力矩系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数；步骤3.6：以步骤3.5的全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数作为输入条件，进行弹道仿真，获得随弹道曲线变化的横向折叠尾舵法向集中气动载荷以及弹道特征点参数，弹道特征点参数包括马赫数、攻角、侧滑角、俯仰舵偏角、滚转舵偏角、偏航舵偏角，飞行海拔高度，飞行动压及飞行过载；以弹道特征点参数作为输入，进行气动热环境计算，获得随弹道曲线变化的气动热环境数据，包括热流数据、壁面温度数据；选择步弹道曲线中横向折叠尾舵法向集中气动载荷绝对值最大时刻所对应的弹道特征点参数作为输入，完成横向折叠尾舵分布气动载荷计算，获得随弹道曲线变化的尾舵分布气动载荷数据；步骤3.7：根据横向折叠尾舵气动外形，计算尾舵转轴半径R2，R2的范围为： 使得转轴机构有效融合到翼型当中，不凸出当地翼型表面；其中ΔR为尾舵转轴半径下边界容差值；设则的初始值为步骤3.8：再由步骤3.6的热流数据、壁面温度数据以及横向折叠尾舵分布气动载荷计算作为输入条件，采用有限元分析软件计算气动加热条件下的横向折叠尾舵结构热响应及刚强度是否满足结构设计要求，如果满足总体指标要求及结构设计要求则可进入步骤3.9做下一步设计；如果不满足总体指标要求及结构设计要求，则重新计算的值： 其中n2为步骤3.7～步骤3.8内循环次数，Δx2为增加量，Δx2＝1mm，以重新计算的为R2，跳转至步骤3.7；如果步骤3.7中R2的值超过最大边界值仍不能满足总体指标要求及结构设计要求，则重新计算H1，H2，H3，计算方法为：H1＝0.06+n3Δx3bA1，H2＝0.06+n3Δx3bA2， RX1和LX1为计算中间值，计算如下： 其中X0取值为3mm，n3为步骤3.1～步骤3.8循环的次数，Δx3为增加量，Δx3＝0.005；以新计算的H1，H2，H3值，跳转至步骤3.1进行计算，直至满足总体指标要求及结构设计要求后进入步骤3.9；步骤3.9根据步骤3.5的全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数，计算全弹最大升阻比，判断最大升阻比是否满足总体指标要求，如果满足总体指标要求，进入步骤3.10，如最大升阻比不满足时，则按照参数更新集合A变更参数,以更新后的参数更新集合A中的参数跳转至步骤3.1；步骤3.10根据步骤3.6的全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数计算最小静稳定度，判断最小静稳定度是否满足总体指标要求，如果满足总体指标要求，进入步骤3.11，当最小静稳定度不满足总体指标要求时按照参数更新集合B变更参数，以更新后的参数更新集合B中的参数跳转至步骤3.1；步骤3.11根据步骤3.6的全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数计算操纵效率，判断操纵效率是否满足总体指标要求，如果满足总体设计指标要求及结构设计要求，则获得全弹及横向折叠尾舵气动外形，设计结束；当操纵效率不满足时按照参数更新集合C变更参数，以更新后参数更新集合C中的参数跳转至步骤3.1；进行迭代循环设计直至横向折叠尾舵外形同时满足结构要求及总体指标要求为止。

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