新型空天飛行器氣動特性研究

丁鍇 張銀 劉偉

摘 ?要：本文模擬分析了尾裙可變新型空天飛行器氣動特性，非別計算研究了尾裙角度為10°、0°、-10°情況下導彈氣動力特性的變化，分析了新型空天飛行器在高空飛行作業時尾裙變化對氣動力特性的影響。

關鍵詞：新型空天飛行器、尾裙可變導彈、數值模擬

引言

在高超聲速飛行過程中，空天飛行器在不同大氣層飛行，飛行高度增加，大氣密度降低，氣體分子自由程與飛行器流動尺度之間的差距逐漸減小，將出現稀薄氣體效應，飛行器可用過載小，與大過載機動指標相矛盾，因此需要開展可變外形空天防御飛行器氣動布局設計。

研究內容

對不同尾裙擴張角的空天飛行器氣動外形進行計算，分析了不同擴張角下空天飛行器的氣動力特性，為空天飛行器變尾裙設計提供了基礎。空天飛行器氣動外形三維圖如下所示：

對以上外形進行計算可以得到以下結果：

靜穩定特性

尾段設計為可變角度的裙，飛行器氣動特性會隨裙角度的不同而變化，在相同馬赫數下，收縮角10°壓心最靠前，其次為無擴張角時，兩者差異較小，在0.58附近，擴張角為10°時壓心最靠后，達到0.642;當擴張角為10°時，導彈壓心從0.64逐漸變為到0.58，此狀態下 Ma=3時靜穩定度為5%，滿足發射初始階段靜穩定要求;收縮角為10°時，壓心的變化范圍為0.52到0.485，在Ma=10時，壓心最靠前，靜不穩定度達到6.5%，使得空天飛行器的穩定度在合適的范圍內變化。

可變尾裙方案能大幅減小導彈的零升阻力系數，改善導彈的速度特性，阻力特性明顯優于有翼式方案。

法向力特性

采用無翼式+可變尾裙形式布局的方案，由于裙的角度不同，法向力系數有略微的差異，裙的法向力與裙的面積變化率呈正相關，飛行器法向力隨著攻角增大而增大，裙角度不同對法向力有一定影響，裙擴張10°時比收縮10°時的法向力系數大5%左右;在Ma=7，H=30Km的設計特征點處付出10g的過載攻角需要30°左右，擴張角為10°時所需的平衡攻角相對較小。

操縱特性分析

在Ma=7，H=30Km的狀態下，10°裙擴張角的平衡攻角在25°，此時對應的平衡舵偏角為-24.5°，而操縱比也較小，僅為0.7，說明舵面偏轉引起的攻角變化的難度較大，而平衡狀態下對應的過載為6.7g。而當裙為10°收縮角時，飛行器的平衡能力較強，最大平衡攻角能達到35°，與之相對應的平衡舵偏角為-18.1°，操縱比達到1.1，過載為11.2g。裙處于正常狀態下的操縱特性與收縮角為10°時的相同。

結論

根據計算，不同裙角下空天飛行器氣動力特性相差較大，不同的裙角可以滿足不同的使用工況，因此通過改變裙角來改變空天飛行器飛行狀態的方法可行。