一种适用于扁平融合体布局飞行器的腹部襟翼设计方法与流程

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1.本发明涉及飞行器气动设计技术领域，更具体地说，它涉及一种适用于扁平融合体布局飞行器的腹部襟翼设计方法。

背景技术：

2.扁平融合体布局飞行器具有外形隐身性能好、阻力小、高升阻比、结构效率高等优点，是未来飞行器的理想形式。然而，扁平融合体布局飞行器由于没有尾翼，导致了操纵力矩较短，因此，若是扁平融合体布局飞行器想要获得与常规布局飞行器取得相同的配平效果，需要付出更大的升力损失。这一问题在需要大迎角飞行的起飞和降落阶段尤其严重。大迎角飞行时，飞行器低头力矩更大，相应地，升力配平损失也更大。因此，飞行器起飞和降落阶段升力降低的问题比较严重，一般需要较大的进场速度。这样势必增加飞行器起飞和降落阶段的危险性。因此，飞行器起飞和降落阶段增升很有必要。
3.对于扁平融合体布局飞行器来说，腹部襟翼是一种比较有效的增升装置。腹部襟翼增升原理是通过减小其前方的气流速度增加压力，从而增加飞行器的升力。然而，腹部襟翼后方将出现较大的气流分离区域，这一方面将削弱增升效果，另一方面也会导致飞行器俯仰力矩的较大变化。此外，腹部襟翼造成的气流分离区域也将导致扁平融合体布局飞行器机翼后缘操纵面效率降低。这些问题若是不解决，将导致飞行器气动性能极大地下降。

技术实现要素：

4.本发明的目的是为了解决上述问题，提供一种适用于扁平融合体布局飞行器的腹部襟翼设计方法，本发明的方法能够方便且准确的研究腹部襟翼参数与扁平融合体布局飞行器气动特性之间的关系，从而能够设计出增升效果好，且对力矩特性影响较小的适用于扁平融合布局飞行器的腹部襟翼。
5.本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：一种适用于扁平融合体布局飞行器的腹部襟翼设计方法，包括以下步骤：s1、设定腹部襟翼的初始参数；s2、建立气动力评估方法；s3、设定腹部襟翼的安装位置、宽度、高度和偏转角约束范围；s4、进行腹部襟翼宽度及高度参数化选型；s5、进行腹部襟翼弦向安装位置参数化选型；s6、进行腹部襟翼偏转角度参数化选型；s7、设计加工风洞模型，并进行风洞试验，确认腹部襟翼方案。
6.进一步地，步骤s1中所述的设定腹部襟翼的初始参数包括：将腹部襟翼的初始弦向安装位置设定为重心所在位置；将腹部襟翼的初始宽度设定为所述扁平融合体布局飞行器机身的宽度；将腹部襟翼的初始高度设定为10%平均气动弦长；
将腹部襟翼的初始偏转角度设定为75
°
。
7.进一步地，步骤s2中所述的建立气动力评估方法包括：设定典型的飞行状态，飞行速度为0.2倍音速，飞行高度为0km。
8.进一步地，步骤s3具体包括：设定所述腹部襟翼的弦向安装位置前限不超过重心，所述腹部襟翼的弦向安装位置后限由腹部襟翼舵机与喷管的位置确定；设定所述腹部襟翼的宽度的上限小于等于机身宽度，且腹部襟翼打开时不与起落架干涉，不影响升降舵舵效；设定所述腹部襟翼的高度上限小于等于主轮与机尾的连线距离；设定所述腹部襟翼的偏转角度上限小于等于75
°
，且腹部襟翼偏转角度为0
°
时，腹部襟翼与扁平融合体布局飞行器贴合。
9.进一步地，所述腹部襟翼宽度及高度参数化选型、腹部襟翼弦向安装位置参数化选型、腹部襟翼偏转角度参数化选型包括：采用cfd方法分析参数选择与扁平融合体布局飞行器气动特性变化的规律确定。
10.进一步地，步骤s7具体包括：设计加工风洞模型，进行风洞试验，验证cfd计算的正确性，根据参数化研究规律，选取增升效果优，对力矩特性破坏小的腹部襟翼方案。
11.综上所述，本发明具有以下有益效果：本发明的腹部襟翼设计方法适用于扁平融合体布局飞行器，通过本发明的方法，能够较方便、准确的研究腹部襟翼参数与扁平融合体布局飞行器气动特性之间的关系，从而能够设计出增升效果好，且对力矩特性影响较小的适用于扁平融合布局飞行器的腹部襟翼。
附图说明
12.图1为本发明实施例中的方法流程图；图2为本发明实施例中腹部襟翼偏角为75
°
时，不同弦向安装位置示意图；图3为本发明实施例中腹部襟翼选定一个弦向安装位置，不同偏角示意图；图4为本发明实施例中腹部襟翼增升效果计算值和实验值对比图。
具体实施方式
13.为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明的实施例及附图，对本发明的技术方案进行进一步详细地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。
14.需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合实施例来详细说明本发明。
15.实施例：如图1所示，一种适用于扁平融合体布局飞行器的腹部襟翼设计方法，包括以下步骤：s1、设定腹部襟翼的初始参数；s2、建立气动力评估方法；
s3、设定腹部襟翼安装位置、宽度、高度、偏转角约束范围；s4、腹部襟翼宽度及高度参数化选型；s5、腹部襟翼弦向安装位置参数化选型；s6、腹部襟翼偏转角度参数化选型；s7、设计加工风洞模型，进行风洞试验，确认腹部襟翼方案。
16.其中，给定腹部襟翼的初始参数，包括：腹部襟翼的初始弦向安装位置为重心所在位置；腹部襟翼的初始宽度为扁平融合体布局飞行器机身的宽度；腹部襟翼的初始高度为10%平均气动弦长；腹部襟翼的初始偏转角度为75
°
。
17.其中，建立气动力评估方法具体包括：设定典型的飞行状态，飞行速度0.2倍音速，飞行高度0km。
18.其中，设定腹部襟翼安装位置、宽度、高度、偏转角约束范围，包括：腹部襟翼弦向安装位置前限不超过重心，后限由腹部襟翼舵机与喷管的位置确定；腹部襟翼宽度最大不超过机身宽度，并且腹部襟翼打开时不与起落架干涉，不影响升降舵舵效；腹部襟翼高度最大不超过主轮与机尾的连线；腹部襟翼最大偏转角度不超过75
°
，并且腹部襟翼偏转角度为0
°
时，腹部襟翼与扁平融合体布局飞行器贴合。
19.此外，基于cfd方法对腹部襟翼宽度及高度参数化选型、弦向安装位置参数化选型、偏转角度参数化选型，研究参数选择与扁平融合体布局飞行器气动特性变化的规律。为进一步说明腹部襟翼弦向安装位置与偏转角度的参数化选型过程，给出了腹部襟翼张角为75
°
时，不同弦向安装位置示意图以及腹部襟翼选定一个弦向安装位置，不同偏角示意图，如图2和图3所示。
20.在此基础上，设计加工风洞模型，进行风洞试验，验证cfd计算的正确性，结果如图4所示。图4中，cfd计算结果与风洞试验结果的变化趋势基本一致，量值大小也基本接近，表明cfd计算的正确性较好。
21.并且，根据参数化研究规律，选取增升效果尽量好，对力矩特性破坏尽量小的腹部襟翼方案。
22.通过本发明的上述实施例，本发明的腹部襟翼设计方法适用于扁平融合体布局飞行器，并且，利用本发明的方法，能够较方便、准确的研究腹部襟翼参数与扁平融合体布局飞行器气动特性之间的关系，从而能够设计出增升效果好，且对力矩特性影响较小的适用于扁平融合布局飞行器的腹部襟翼。
23.本具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。

技术特征：

1.一种适用于扁平融合体布局飞行器的腹部襟翼设计方法，其特征是：包括以下步骤：s1、设定腹部襟翼的初始参数；s2、建立气动力评估方法；s3、设定腹部襟翼的安装位置、宽度、高度和偏转角约束范围；s4、进行腹部襟翼宽度及高度参数化选型；s5、进行腹部襟翼弦向安装位置参数化选型；s6、进行腹部襟翼偏转角度参数化选型；s7、设计加工风洞模型，并进行风洞试验，确认腹部襟翼方案。2.根据权利要求1所述的一种适用于扁平融合体布局飞行器的腹部襟翼设计方法，其特征是：步骤s1中所述的设定腹部襟翼的初始参数包括：将腹部襟翼的初始弦向安装位置设定为重心所在位置；将腹部襟翼的初始宽度设定为所述扁平融合体布局飞行器机身的宽度；将腹部襟翼的初始高度设定为10%平均气动弦长；将腹部襟翼的初始偏转角度设定为75
°
。3.根据权利要求1所述的一种适用于扁平融合体布局飞行器的腹部襟翼设计方法，其特征是：步骤s2中所述的建立气动力评估方法包括：设定典型的飞行状态，飞行速度为0.2倍音速，飞行高度为0km。4.根据权利要求1所述的一种适用于扁平融合体布局飞行器的腹部襟翼设计方法，其特征是：步骤s3具体包括：设定所述腹部襟翼的弦向安装位置前限不超过重心，所述腹部襟翼的弦向安装位置后限由腹部襟翼舵机与喷管的位置确定；设定所述腹部襟翼的宽度的上限小于等于机身宽度，且腹部襟翼打开时不与起落架干涉，不影响升降舵舵效；设定所述腹部襟翼的高度上限小于等于主轮与机尾的连线距离；设定所述腹部襟翼的偏转角度上限小于等于75
°
，且腹部襟翼偏转角度为0
°
时，腹部襟翼与扁平融合体布局飞行器贴合。5.根据权利要求1所述的一种适用于扁平融合体布局飞行器的腹部襟翼设计方法，其特征是：所述腹部襟翼宽度及高度参数化选型、腹部襟翼弦向安装位置参数化选型、腹部襟翼偏转角度参数化选型包括：采用cfd方法分析参数选择与扁平融合体布局飞行器气动特性变化的规律确定。6.根据权利要求1所述的一种适用于扁平融合体布局飞行器的腹部襟翼设计方法，其特征是：步骤s7具体包括：设计加工风洞模型，进行风洞试验，验证cfd计算的正确性，根据参数化研究规律，选取增升效果优，对力矩特性破坏小的腹部襟翼方案。

技术总结

本发明公开了一种适用于扁平融合体布局飞行器的腹部襟翼设计方法，涉及飞行器气动设计技术领域，其技术要点为：包括以下步骤：S1、设定腹部襟翼的初始参数；S2、建立气动力评估方法；S3、设定腹部襟翼的安装位置、宽度、高度和偏转角约束范围；S4、进行腹部襟翼宽度及高度参数化选型；S5、进行腹部襟翼弦向安装位置参数化选型；S6、进行腹部襟翼偏转角度参数化选型；S7、设计加工风洞模型，并进行风洞试验，确认腹部襟翼方案。本发明的方法能够方便且准确的研究腹部襟翼参数与扁平融合体布局飞行器气动特性之间的关系，从而能够设计出增升效果好，且对力矩特性影响较小的适用于扁平融合布局飞行器的腹部襟翼。布局飞行器的腹部襟翼。布局飞行器的腹部襟翼。