專利名稱:一種超音速導彈減阻翼的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及現(xiàn)代航空航天領(lǐng)域，具體是ー種超音速導彈可變雙翼減阻構(gòu)型。
背景技術(shù)：
對于超音速巡航導彈而言，波阻是構(gòu)成全部阻力的重要組成部分，并且巡航導彈大部分時間會以設計的馬赫數(shù)在巡航狀態(tài)飛行，只有在發(fā)射初期和攻擊末端會改變飛行速度和飛行迎角。為了提高導彈巡航狀態(tài)的氣動性能，從而增加其射程，減小巡航飛行狀態(tài)下的波阻具有非常重要的意義。彈翼作為巡航導彈飛行時主要承力部件，其產(chǎn)生的阻カ尤其是激波阻力占據(jù)總阻カ的很大部分，而依靠常規(guī)布局顯著減弱其上的激波強度來減小波阻非常困難。
早在1935年Adolf Busemann就提出在一個機翼的對面再平行放置ー個機翼，利用激波減弱和激波膨脹波干涉效應，使得兩個機翼可以相互消除超音速飛行時產(chǎn)生的激波，從而達到降低甚至完全消除波阻的目的。然而這種Busemann雙翼在偏離設計馬赫數(shù)時會出現(xiàn)“壅塞”現(xiàn)象，阻力陡增甚至遠大于常規(guī)機翼布局(例如菱形翼)。由于在偏離設計點時出現(xiàn)的壅塞流導致的阻力陡增現(xiàn)象沒有好的解決辦法，半個世紀以來Busemann雙翼理論并沒有具體應用到實際的超音速飛行器上。

發(fā)明內(nèi)容
為克服Busemann雙翼理論中偏離設計點的“壅塞”現(xiàn)象，最終達到減小彈翼激波阻力的目的，本發(fā)明提出ー種超音速導彈減阻翼。
本發(fā)明包括兩組彈翼和四個驅(qū)動機構(gòu)。所述的兩組彈翼對稱分布在彈體的兩側(cè)，并位于自彈頭方向始的彈體軸長的38%處。每組彈翼均包括上翼片、下翼片、上翼片中軸和下翼片中軸；所述上翼片和下翼片的根弦長和展長均為彈體軸長的14%。所述上翼片和下翼片的幾何外形均為三角形。上翼片和下翼片的根弦長均為0.52m，展長均為0.52m。所述的上翼片上反角為負9°，下翼片的上反角為正9°。上翼片和下翼片的前緣后掠角均為63.6°。
所述四個驅(qū)動機構(gòu)分為兩組，其中每組驅(qū)動機構(gòu)中包括ー個上翼片的驅(qū)動機構(gòu)和一個下翼片的驅(qū)動機構(gòu)。兩組驅(qū)動機構(gòu)均位于所述彈翼展向0%—端，所述的兩組驅(qū)動機構(gòu)的中軸齒輪和軸套齒輪分別套裝在上翼片中軸和下翼片中軸上；兩組驅(qū)動機構(gòu)的傳動齒輪分別與套裝在上翼片中軸或下翼片中軸上的中軸齒輪嚙合。
所述上翼片被沿其展向剖分為兩半，形成了上翼片前半片和上翼片后半片。將下翼片剖分為下翼片前半片和下翼片后半片。所述上翼片前半片和下翼片前半片均位于彈頭ー側(cè)，所述上翼片后半片和下翼片后半片均位于彈尾ー側(cè)。
所述上翼片前半片位于上翼片展向0 50%處，上翼片后半片位于上翼片展向50 100%處。上翼片前半片與上翼片后半片相鄰處的厚度為該上翼片弦長的4.12%。
所述剖分下翼片時，按照剖分上翼片的方法剖分下翼片，使下翼片前半片位于該下翼片展向O 50%處，下翼片后半片位于該下翼片展向50 100%處。下翼片前半片與下翼片后半片相鄰處的厚度為該下翼片弦長的5.88%。
所述上翼片前半片套裝在上翼片中軸的翼梢一端，所述上翼片后半片套裝在上翼片中軸的翼根一端，并使所述上翼片前半片和上翼片后半片能夠分別繞上翼片中軸轉(zhuǎn)動。
所述下翼片前半片套裝在下翼片中軸的的翼梢一端，所述下翼片后半片套裝在下翼片中軸的翼根一端，并使所述下翼片前半片和下翼片后半片分別繞下翼片中軸轉(zhuǎn)動。
所述傳動齒輪中兩個錐齒輪模數(shù)比為2:1 ;中軸齒輪與軸套齒輪的模數(shù)比為2:1。
所述中軸齒輪固定 在中軸位于上翼片根部一端的端頭處；軸套齒輪位于中軸齒輪與上翼片翼根部端面之間，并固定在上翼片后半片的軸套上。所述電機、減速器和傳動齒輪位于彈體內(nèi)。
工作吋，傳動齒輪在電機的帶動下轉(zhuǎn)動，該傳動齒輪中的大直徑錐齒輪與中軸齒輪嚙合，并通過與該中軸齒輪固連的上翼片中軸帶動固定在該上翼片中軸上的上翼片前半片轉(zhuǎn)動。同時，所述傳動齒輪中的小直徑錐齒輪與軸套齒輪嚙合，并通過與該軸套齒輪固連的上翼片后半片軸套帶動上翼片后半片轉(zhuǎn)動。
由于所采用的電機為雙向電機，通過導彈的控制系統(tǒng)控制電機的雙向轉(zhuǎn)動，實現(xiàn)上翼片前半片和上翼片后半片的上下偏轉(zhuǎn)。
下翼片的驅(qū)動機構(gòu)與上翼片的驅(qū)動機構(gòu)相同，并且下翼片的驅(qū)動機構(gòu)與該下翼片的連接配合方式完全與上述上翼片的驅(qū)動機構(gòu)與該上翼片的連接配合方式相同。
本發(fā)明用于超音速巡航導彈，在馬赫數(shù)低于設計點時，彈體兩側(cè)上翼片的前后半片均向下偏轉(zhuǎn)，下翼片的前后半片均向上偏轉(zhuǎn)，使得雙翼最大厚度處和前緣入口處的面積比為1，此時來流通過兩翼之間，由于氣體不被壓縮，避免了壅塞現(xiàn)象的發(fā)生。當馬赫數(shù)繼續(xù)増加接近設計馬赫數(shù)時，彈體兩側(cè)上翼片的前后半片同時向上偏轉(zhuǎn)，下翼片前后半片同時向下偏轉(zhuǎn)，達到Busemann雙翼外形的位置,根據(jù)Busemann雙翼理論,利用激波減弱和激波膨脹波干涉效應降低激波阻力。
圖9為設計馬赫數(shù)2.5的超音速導彈可變雙翼構(gòu)型和常規(guī)菱形布局單翼阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化的數(shù)值計算結(jié)果，變形翼在馬赫數(shù)0.6 1.90的非設計條件下與傳統(tǒng)菱形單翼布局的阻力差別不大，在馬赫數(shù)1.91之后相比菱形單翼布局，阻力系數(shù)顯著降低，其中在設計馬赫數(shù)2.5處阻カ最小，減小幅度達42%，這主要是因為將雙翼偏轉(zhuǎn)至Busemann雙翼外形的位置，可以利用其在設計馬赫數(shù)的減阻特性，從而提高導彈巡航飛行狀態(tài)的氣動性倉^:。


圖1是導彈整體外形圖；
圖2是彈翼放大圖；
圖3是彈翼的結(jié)構(gòu)示意圖，其中圖3a是彈翼在彈體上的位置示意圖，圖3b是俯視圖，圖3c是側(cè)視圖，圖3d是主視圖；
圖4是彈翼翼型變形圖；
圖5a是上翼片前半片；
圖5b是下翼片前半片展向剖視圖；[0025]圖6a是上翼片后半片；
圖6b是下翼片后半片展向剖視圖；
圖7是傳動機構(gòu)的結(jié)構(gòu)示意圖；
圖8是上翼片前半片弦向剖視圖
圖9阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化圖。其中:
1.彈體；2.上翼片；3.下翼片；4.上翼片前半片；5.上翼片后半片；6.下翼片前半片；7.下翼片后半片；8.上翼片中軸；9.中軸齒輪；10.軸套齒輪；11.電機；12.減速器；13.傳動齒輪；14.鍵；15.下翼片中軸；16.單翼；17.雙翼；18.可變形雙翼。
具體實施方式
本實施例是ー種超音速導彈的減阻翼，包括兩組彈翼和四個驅(qū)動機構(gòu)。
本實施例中，彈體I來流方向為彈頭。
兩組彈翼對稱分布在彈體I的兩側(cè)，并位于自彈頭方向始的彈體軸長的38%處。每組彈翼均包括上翼片2、下翼片3、上翼片中軸8和下翼片中軸15。
所述四個驅(qū)動機構(gòu)分為兩組，其中每組驅(qū)動機構(gòu)中包括ー個上翼片2的驅(qū)動機構(gòu)和ー個下翼片3的驅(qū)動機構(gòu)。兩組驅(qū)動機構(gòu)均位于所述彈翼展向0%—端，其中，兩組驅(qū)動機構(gòu)的中軸齒輪9和軸套齒輪10分別套裝在上翼片中軸8和下翼片中軸15上，兩組驅(qū)動機構(gòu)的電機11的輸出軸均與減速器12連接，傳動齒輪13安裝在所述減速器12的輸出軸上；兩組驅(qū)動機構(gòu)的傳動齒輪13分別與套裝在上翼片中軸8和下翼片中軸15上的中軸齒輪9嚙合。
所述兩組彈翼在彈體I的位置位于彈體I自彈頭方向始的彈體軸長的38%處。所述的兩組彈翼結(jié)構(gòu)相同，本實施例中，以其中ー組彈翼為例加以描述。
如圖2所示，位于彈體一側(cè)的ー組彈翼包括上翼片2和下翼片3。所述上翼片2和下翼片3的幾何外形均為三角形。上翼片2和下翼片3的根弦長均為0.52m,展長均為
0.52m ;所述翼片2和下翼片3的根弦長和展長均為彈體I軸長的14%。上翼片2和下翼片3的前緣后掠角均為63.6°。所述的上翼片2上反角為負9°，下翼片3的上反角為正9°。
所述上翼片2被沿其展向剖分為兩半，形成了上翼片前半片4和上翼片后半片5。剖分時，沿所述上翼片中軸線的ー側(cè)從展向的0%處始，剖至展向的50%處，沿所述上翼片中軸線的另ー側(cè)從展向的50%處始，剖至展向的100%處，在所述上翼片中軸線兩側(cè)形成了剖分面為階梯狀的兩個半翼片，并且位于上翼片展向0 50%處的半翼片為上翼片前半片4，位于上翼片展向50 100%處的半翼片為上翼片后半片5。在上翼片前半片4和上翼片后半片5展向的相鄰處，兩者之間有4 8mm的間隙，使所述上翼片前半片4和上翼片后半片5在運動中相互之間無干渉。本實施例中，上翼片前半片4于上翼片后半片5展向的相鄰處的間隙為4mm。
在所述上翼片前半片4和上翼片后半片5的剖分面上分別有上翼片中軸8的安裝套，將所述上翼片前半片4套裝在上翼片中軸8的翼梢一端，將所述上翼片后半片5套裝在上翼片中軸8的翼根一端，并使所述上翼片前半片4和上翼片后半片5能夠分別繞上翼片中軸8轉(zhuǎn)動。
按照所述剖分上翼片2的方法，將下翼片3剖分為下翼片前半片6和下翼片后半片7。同樣，下翼片前半片6位于該下翼片3展向O 50%處，下翼片后半片7位于該下翼片3展向50 100%處。
在所述下翼片前半片6和下翼片后半片7的剖分面上分別有下翼片中軸15的安裝套，將所述下翼片前半片6套裝在下翼片中軸15的翼梢一端，將所述下翼片后半片7套裝在下翼片中軸15的翼根一端，并使所述下翼片前半片6和下翼片后半片7能夠分別繞下翼片中軸15轉(zhuǎn)動。
所述上翼片前半片4、上翼片后半片5、下翼片前半片6和下翼片后半片7展向的截面均為三角形。其中上翼片前半片4和上翼片后半片5相鄰處的厚度為該上翼片2弦長的4.12% ;下翼片前半片6和下翼片后半片7相鄰處的厚度為該下翼片3弦長的5.88%。
在將所述上翼片2和下翼片3安裝到彈體I上吋，須使所述上翼片前半片4和下翼片前半片6均位于彈頭ー側(cè)，使所述上翼片后半片5和下翼片后半片7均位于彈尾ー側(cè)。
上翼片中軸8與所述上翼片前半片4的軸套之間通過鍵14固連；上翼片中軸8與所述上翼片后半片5之間為間隙配合。所述上翼片中軸8和上翼片前半片的軸套均延伸出上翼片翼根端的端面，用于安裝上翼片2的驅(qū)動機構(gòu)。
下翼片中軸15與所述下翼片前半片6的軸套之間通過鍵14固連；下翼片中軸15與所述下翼片后半片7之間為間隙配合。所述下翼片中軸15和下翼片前半片的軸套均延伸出下翼片翼根端的端面，用于安裝下翼片3的驅(qū)動機構(gòu)。
所述上翼片2和下翼片3的驅(qū)動機構(gòu)相同，本實施例以上翼片2的驅(qū)動機構(gòu)為例加以詳細描述。
上翼片2的驅(qū)動機構(gòu)包括中軸齒輪9、軸套齒輪10、電機11、減速器12和傳動齒輪13。所述傳動齒輪13由兩個不同直徑的錐齒輪組成，并且兩個錐齒輪的模數(shù)比為2:1。中軸齒輪9和軸套齒輪10均為錐齒輪，并且中軸齒輪9與軸套齒輪10的模數(shù)比為2:1。所述中軸齒輪9固定在中軸8位于上翼片根部一端的端頭處；軸套齒輪10位于中軸齒輪9與上翼片翼根部端面之間，并固定在上翼片后半片的軸套上。中軸齒輪9內(nèi)表面與上翼片翼根部端面之間的距離須滿足上翼片2驅(qū)動機構(gòu)中傳動齒輪13的安裝，并使所述傳動齒輪13能夠與軸套齒輪10嚙合。
所述電機11為雙向電機。
所述電機11、減速器12和傳動齒輪13位于彈體I內(nèi)。電機11的輸出軸通過減速器12與傳動齒輪13連接。工作時，傳動齒輪13在電機的帶動下轉(zhuǎn)動，該傳動齒輪13中的大直徑錐齒輪與中軸齒輪9嚙合，并通過與該中軸齒輪9固連的上翼片中軸8帶動固定在該上翼片中軸上的上翼片前半片4轉(zhuǎn)動。同時，所述傳動齒輪13中的小直徑錐齒輪與軸套齒輪10嚙合，并通過與該軸套齒輪10固連的上翼片后半片軸套帶動上翼片后半片5轉(zhuǎn)動。
由于所采用的電機為雙向電機，通過導彈的控制系統(tǒng)控制電機的雙向轉(zhuǎn)動，實現(xiàn)上翼片前半片4和上翼片后半片5的上下偏轉(zhuǎn)。
下翼片3的驅(qū)動機構(gòu)與上翼片2的驅(qū)動機構(gòu)相同，并且下翼片3的驅(qū)動機構(gòu)與該下翼片的連接配合方式完全與上述上翼片2的驅(qū)動機構(gòu)與該上翼片的連接配合方式相同。
本實施例用于超音速巡航導彈，在馬赫數(shù)低于設計點時，彈體兩側(cè)上翼片的前后半片均向下偏轉(zhuǎn)，下翼片的前后半片均向上偏轉(zhuǎn)，使得雙翼最大厚度處和前緣入口處的面積比為1，避免了壅塞現(xiàn)象的發(fā)生。當馬赫數(shù)繼續(xù)增加接近設計馬赫數(shù)時，彈體兩側(cè)上翼片的前后半片同時向上偏轉(zhuǎn)，下翼片前后半片同時向下偏轉(zhuǎn)，達到Busemann雙翼外形的位置，利用激波減弱和激波膨脹波干涉效應降低激波阻力。
圖9為設計馬赫數(shù)2.5的超音速導彈可變形雙翼18和常規(guī)菱形布局單翼16的阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化的數(shù)值計算結(jié)果。雙翼17在不變形時，其阻力系數(shù)最大。當所述雙翼17產(chǎn)生變形，成為可變形雙翼18后，其阻力系數(shù)明顯降低?？勺冃坞p翼18在馬赫數(shù)0.6
1.90的非設計條件下，其阻力系數(shù)與傳統(tǒng)菱形單翼布局的阻力差別不大；在馬赫數(shù)1.91之后，可變形雙翼18與菱形單翼布局相比，可變形雙翼18的阻力系數(shù)顯著降低，并且在設計馬赫數(shù)2.5處阻カ最小，減小幅度達42%。
權(quán)利要求
1.ー種超音速導彈減阻翼，其特征在于，包括兩組彈翼和四個驅(qū)動機構(gòu)；所述的兩組彈翼對稱分布在彈體(I)的兩側(cè)，并位于自彈頭方向始的彈體軸長的38%處；每組彈翼均包括上翼片(2)、下翼片(3)、上翼片中軸(8)和下翼片中軸(15);所述上翼片(2)和下翼片(3)的根弦長和展長均為彈體(I)軸長的14%;所述上翼片(2)和下翼片(3)的幾何外形均為三角形；上翼片(2)和下翼片(3)的根弦長均為0.52m,展長均為0.52m ;所述的上翼片(2)上反角為負9°，下翼片(3)的上反角為正9° ;上翼片(2)和下翼片(3)的前緣后掠角均為63.6° ;所述四個驅(qū)動機構(gòu)分為兩組，其中每組驅(qū)動機構(gòu)中包括ー個上翼片(2)的驅(qū)動機構(gòu)和ー個下翼片(3)的驅(qū)動機構(gòu)；兩組驅(qū)動機構(gòu)均位于所述彈翼展向0%—端；各驅(qū)動機構(gòu)包括中軸齒輪(9)、軸套齒輪(10)、電機(11)、減速器(12)和傳動齒輪(13);所述的兩組驅(qū)動機構(gòu)的中軸齒輪(9)和軸套齒輪10分別套裝在上翼片中軸(8)和下翼片中軸(15)上，兩組驅(qū)動機構(gòu)的電機(11)的輸出軸均與減速器(12)連接，傳動齒輪(13)安裝在所述減速器(12 )的輸出軸上；兩組驅(qū)動機構(gòu)的傳動齒輪(13)分別與套裝在上翼片中軸(8 )或下翼片中軸(15)上的中軸齒輪(9)嚙合。
2.如權(quán)利要求
1所述ー種超音速導彈減阻翼，其特征在于，所述上翼片(2)被沿其展向剖分為兩半，形成了上翼片前半片(4)和上翼片后半片(5);將下翼片(3)剖分為下翼片前半片(6)和下翼片后半片(7);所述上翼片前半片(4)和下翼片前半片(6)均位于彈頭一偵牝所述上翼片后半片(5)和下翼片后半片(7)均位于彈尾ー側(cè)。
3.如權(quán)利要求
2所述ー種超音速導彈減阻翼，其特征在干，上翼片前半片(4)位于上翼片展向0 50%處，上翼片后半片(5)位于上翼片展向50 100%處；上翼片前半片(4)與上翼片后半片(5)相鄰處的厚度為該上翼片(2)弦長的4.12%。
4.如權(quán)利要求
2所述ー種超音速導彈減阻翼，其特征在于，所述剖分下翼片(3)吋，按照剖分上翼片(2)的方法剖分下翼片(3)，使下翼片前半片(6)位于該下翼片(3)展向0 50%處，下翼片后半片(7)位于該下翼片(3)展向50 100%處；下翼片前半片(6)與下翼片后半片(7)相鄰處的厚度為該下翼片(3)弦長的5.88%。
5.如權(quán)利要求
2所述ー種超音速導彈減阻翼，其特征在干，所述上翼片前半片(4)套裝在上翼片中軸(8)的翼梢一端，所述I上翼片后半片(5)套裝在上翼片中軸(8)的翼根一端，并使所述上翼片前半片(4)和上翼片后半片(5)能夠分別繞上翼片中軸(8)轉(zhuǎn)動。
6.如權(quán)利要求
2所述ー種超音速導彈減阻翼，其特征在于，所述下翼片前半片(6)套裝在下翼片中軸(15)的翼梢一端，所述下翼片后半片(7)套裝在下翼片中軸(15)的翼根一端，并使所述下翼片前半片(6)和下翼片后半片(7)能夠分別繞下翼片中軸(15)轉(zhuǎn)動。
7.如權(quán)利要求
1所述ー種超音速導彈減阻翼，其特征在于，所述傳動齒輪(13)中兩個錐齒輪的模數(shù)比為2:1 ;中軸齒輪(9)與軸套齒輪(10)的模數(shù)比為2:1。
8.如權(quán)利要求
1所述ー種超音速導彈減阻翼，其特征在于，所述電機(11)、減速器(12)和傳動齒輪(13)位于彈體(I)內(nèi)。
專利摘要
一種超音速導彈減阻翼，兩組彈翼對稱分布在彈體的兩側(cè)。每組彈翼均包括上翼片和下翼片。上翼片和下翼片的根弦長均為0.52m，展長均為0.52m。所述的上翼片上反角為負9°，下翼片的上反角為正9°。上翼片和下翼片的前緣后掠角均為63.6°。各上翼片和下翼片分別與驅(qū)動機構(gòu)連接。當超音速巡航導彈的馬赫數(shù)低于設計點時，彈體兩側(cè)上翼片向下偏轉(zhuǎn)，下翼片向上偏轉(zhuǎn)，使得雙翼最大厚度處和前緣入口處的面積比為1，來流通過兩翼之間，避免了壅塞現(xiàn)象的發(fā)生。當馬赫數(shù)繼續(xù)增加接近設計馬赫數(shù)時，彈體兩側(cè)上翼片向上偏轉(zhuǎn)，下翼片向下偏轉(zhuǎn)，達到Busemann雙翼外形的位置，利用激波減弱和激波膨脹波干涉效應降低激波阻力。
文檔編號F42B10/38GKCN103115532SQ201310069559
公開日2013年5月22日 申請日期2013年3月5日
發(fā)明者葉正寅, 華如豪, 李偉杰, 田八林, 張偉偉, 武潔 申請人:西北工業(yè)大學導出引文BiBTeX, EndNote, RefMan