新型空天飞行器气动特性研究

丁锴 张银 刘伟

摘  要：本文模拟分析了尾裙可变新型空天飞行器气动特性，非别计算研究了尾裙角度为10°、0°、-10°情况下导弹气动力特性的变化，分析了新型空天飞行器在高空飞行作业时尾裙变化对气动力特性的影响。

关键词：新型空天飞行器、尾裙可变导弹、数值模拟

引言

在高超声速飞行过程中，空天飞行器在不同大气层飞行，飞行高度增加，大气密度降低，气体分子自由程与飞行器流动尺度之间的差距逐渐减小，将出现稀薄气体效应，飞行器可用过载小，与大过载机动指标相矛盾，因此需要开展可变外形空天防御飞行器气动布局设计。

研究内容

对不同尾裙扩张角的空天飞行器气动外形进行计算，分析了不同扩张角下空天飞行器的气动力特性，为空天飞行器变尾裙设计提供了基础。空天飛行器气动外形三维图如下所示：

对以上外形进行计算可以得到以下结果：

静稳定特性

尾段设计为可变角度的裙，飞行器气动特性会随裙角度的不同而变化，在相同马赫数下，收缩角10°压心最靠前，其次为无扩张角时，两者差异较小，在0.58附近，扩张角为10°时压心最靠后，达到0.642;当扩张角为10°时，导弹压心从0.64逐渐变为到0.58，此状态下 Ma=3时静稳定度为5%，满足发射初始阶段静稳定要求;收缩角为10°时，压心的变化范围为0.52到0.485，在Ma=10时，压心最靠前，静不稳定度达到6.5%，使得空天飞行器的稳定度在合适的范围内变化。

可变尾裙方案能大幅减小导弹的零升阻力系数，改善导弹的速度特性，阻力特性明显优于有翼式方案。

法向力特性

采用无翼式+可变尾裙形式布局的方案，由于裙的角度不同，法向力系数有略微的差异，裙的法向力与裙的面积变化率呈正相关，飞行器法向力随着攻角增大而增大，裙角度不同对法向力有一定影响，裙扩张10°时比收缩10°时的法向力系数大5%左右;在Ma=7，H=30Km的设计特征点处付出10g的过载攻角需要30°左右，扩张角为10°时所需的平衡攻角相对较小。

操纵特性分析

在Ma=7，H=30Km的状态下，10°裙扩张角的平衡攻角在25°，此时对应的平衡舵偏角为-24.5°，而操纵比也较小，仅为0.7，说明舵面偏转引起的攻角变化的难度较大，而平衡状态下对应的过载为6.7g。而当裙为10°收缩角时，飞行器的平衡能力较强，最大平衡攻角能达到35°，与之相对应的平衡舵偏角为-18.1°，操纵比达到1.1，过载为11.2g。裙处于正常状态下的操纵特性与收缩角为10°时的相同。

结论

根据计算，不同裙角下空天飞行器气动力特性相差较大，不同的裙角可以满足不同的使用工况，因此通过改变裙角来改变空天飞行器飞行状态的方法可行。