一种上层大气层超高速巡航飞行器的减重机翼

技术领域

本发明属于高空超高速飞行器气动设计领域，具体涉及一种上层大气层超高速巡航飞行器机翼的减重设计方案。

背景技术

在航天工程领域，一个降低燃料消耗和提高能源效率和的有效方法是飞行器减重。比如，对于一架波音787民用飞机，20％的减重率将使得燃料效率提升10％～12％。再如，航天器-火箭组合能达到的最终速度与初始质量(航天器质量、火箭本体质量和燃料质量之和)和最终质量之比(航天器质量与火箭本体质量之和)成正比。因此，为了增大发射最终速度，航天器和火箭本体的质量应尽可能小。此外，飞行器减重还能节省材料，延长航程范围，提升加速性能、机动能力和安全性能，降低维护成本。

飞行器减重设计的目的是使用更少的材料或者密度更低的材料而达到相同甚至更好的性能。减重设计最为直接有效的方法是使用先进的轻质材料替代原有材料，而蓬勃发展的航天产业也促进了新型材料的不断涌现。另外一个减重设计的思路是外形优化设计，即通过改变飞行器材料的空间分布，从而使用更少的材料实现相同的结构或气动性能。

常用的优化设计方法有尺寸优化、形状优化和拓扑优化。虽然使用先进轻质材料能轻而易举地实现飞行器的减重和性能提升，但是，轻质高性能材料一般都较常规材料昂贵很多。因此，优化设计方法在减重设计领域使用广泛，并且获得了持续增加的关注。

目前，相对于航空飞行区域(飞行高度范围0km～20km)、临近空间(20km～100km)和外太空(300km～)，而上层大气层(100km～300km)还是一个远远未开发利用的空域。上层大气层超高速巡航飞行器能实现地球表面高分辨率的侦察、地球重力场/电磁场的准确测量和全球海洋气候的高精度预测，因此对于国防安全、地球物理学和气象学的研究都有重大意义。

然而，由于飞行速度范围较大，超高速飞行器减重设计过程中必须满足一定的气动性能。气动性能最重要的一个指标是升力与阻力之比，即升阻比，其他参数相同的情况下，较大的升阻比意味着更好的气动性能。比如，对于水平起降的飞行器，在起飞和爬升阶段，充分利用升力可以大大降低推力。然而，超高速飞行器的一个特征就是极低的升阻比，而且随着飞行Mach数的升高，升阻比还会继续急剧降低。因此，在上层大气层超高速巡航飞行器减重设计过程中，必须保持升阻比不变或有所升高。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服飞行器减重设计成本极高或者减重设计容易导致气动性能差等缺点，提出一种上层大气层超高速巡航飞行器机翼的减重设计方案。

根据本发明，提供一种上层大气层超高速巡航飞行器的减重机翼，包括：

多片翼板，翼板的厚度和宽度相同；

一组连接杆；

其中所述连接杆将所述多片翼板顺次连接在一起，翼板之间具有通槽，组成所述减重机翼。

进一步地，所述翼板为平行六面体，相邻的所述翼板之间的通槽为平行六面体。

进一步地，所述通槽的侧面与翼板的底面夹角θ取值范围为15°≤θ≤45°。

进一步地，所述机翼两端的翼板，在长度方向的外端具有圆角。

进一步地，所述圆角的半径为翼板厚度的一半。

进一步地，所述通槽的长度L

进一步地，所述通槽的数量不少于6个。

进一步地，所述翼板的长度L

进一步地，每个翼板的长度相同。

进一步地，所述减重机翼的上下表面彼此平行，左右侧边彼此平行。

本发明与现有技术相比的优点：

(1)当前飞行器减重设计主要涉及航空飞行区域(0km～20km)、临近空间(20km～100km)和外太空(300km～)，而上层大气层作为一个几乎未开发利用的空域，尚无该空域的飞行器减重设计技术。

(2)本发明在实现减重的同时，还能节省材料，也能保持气动性能不变甚至有所增强，是上层大气层超高速巡航飞行器机翼外形的减重设计的理想方法，能有效促进上层大气层的开发和利用。

附图说明

通过结合附图对本公开示例性实施方式进行更详细的描述，本公开的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本公开示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。

图1为本发明的减重机翼的示意图。

图2为根据本发明实施例的飞行高度为80km时常规平板机翼和减重机翼阻力系数的对比。

图3为根据本发明实施例的飞行高度为100km时常规平板机翼和减重机翼阻力系数的对比。

图4为根据本发明实施例的飞行高度为120km时常规平板机翼和减重机翼阻力系数的对比。

图5为根据本发明实施例的飞行高度为80km时常规平板机翼和减重机翼等效升阻比的对比。

图6为根据本发明实施例的飞行高度为100km时常规平板机翼和减重机翼等效升阻比的对比。

图7为根据本发明实施例的飞行高度为120km时常规平板机翼和减重机翼等效升阻比的对比。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的优选实施方式。虽然附图中显示了本公开的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本公开更加透彻和完整，并且能够将本公开的范围完整地传达给本领域的技术人员。

本发明提供一种上层大气层超高速巡航飞行器机翼的减重设计方案，基于低密度空气动力学中分子平均自由程的概念，考虑到上层大气层内大气密度较低和分子平均自由程较大，提出了一种上层大气层内气动性能较好的超高速巡航飞行器机翼的减重设计方案。

具体地，本发明提出了一种上层大气层超高速巡航飞行器的减重机翼，包括：

多片翼板，翼板的厚度和宽度相同；

一组连接杆；

其中所述连接杆将所述多片翼板顺次连接在一起，翼板之间具有通槽，组成所述减重机翼。

优选地，所述翼板为平行六面体，相邻的所述翼板之间的通槽为平行六面体。

此外，由于此类飞行器一般以较小攻角巡航飞行，为了提升升力和升阻比等气动性能，所述通槽侧面与翼板的存在一定夹角θ，取值范围为15°≤θ≤45°。

优选地，所述机翼两端的翼板，在长度方向的外端具有圆角。

优选地，所述圆角的半径为翼板厚度的一半。

上层大气层的范围为100km～300km，来流分子平均自由程范围为0.14m～2595m。因此，通槽的长度优选为L

优选地，为了能有效减重的同时不影响气动性能，要求通槽数量不少于6个，翼板的长度L

优选地，每个翼板的长度相同。

优选地，所述减重机翼的上下表面彼此平行，左右侧边彼此平行。

具体地，本发明上层大气层超高速巡航飞行器的减重机翼，可通过如下方法设计制造：

首先，设计常规的平板机翼，其长度L(X方向)、厚度D(Y方向)和宽度W(Z方向)都可以根据实际飞行器的尺寸调整取值。

其次，对上述常规平板机翼长度方向的两端进行几何圆角处理，圆角半径为平板机翼厚度的一半，即D/2。

然后，在圆角平板机翼上挖出一系列贯穿上下的通槽。通槽为平行六面体，其厚度和宽度与平板机翼相同，长度L

最后，使用轻质高强度的细杆把这些翼板串联起来，这就形成了减重机翼。

本发明基于低密度空气动力学中分子平均自由程的概念，考虑到上层大气层内大气密度较低和分子平均自由程较大，如果在常规机翼上挖出一系列贯穿上下的通槽，只要通槽尺寸相对来流分子平均自由程足够小，则通槽的存在不会影响机翼的气动性能。这样，在不影响机翼气动性能的前提下，通过开通槽的方式实现了机翼的减重，同时还节省了材料。

为便于理解本发明实施例的方案及其效果，以下给出一个具体应用示例。本领域技术人员应理解，该示例仅为了便于理解本发明，其任何具体细节并非意在以任何方式限制本发明。

作为上层大气层超高速巡航飞行器机翼的减重设计方案的一个具体设计实例，常规平板机翼的长度L＝1.08m、厚度D＝0.02m、宽度W＝0.5m，通槽长度L

η＝m

假设机翼的质量在空间均匀分布，同时忽略连接细杆的质量，于是减重效率可通过以下公式计算

所以，对于该设计实例，减重效率可达14.874％，就算是考虑了连接细杆质量，减重效率也能大于10％。然而，在断言该减重设计的有效性之前，必须对其气动性能进行综合评估。

为了对该减重设计进行广泛的评估，考虑以下3个飞行高度，即80km(临近空间的顶部)、100km和120km(上层大气层的底部)。每个飞行高度都考虑了3个Mach数(5、10和25)，覆盖了超高速的较宽速域。具体的来流条如表1所示。

表1减重机翼气动特性评估算例的来流条件

图2是飞行高度为80km时常规平板机翼和减重机翼阻力系数的对比。显然，在该飞行高度下，减重机翼的阻力比常规机翼的略低，说明减重机翼的阻力特性更好。图3和图4分别是飞行高度为100km和120km时常规平板机翼和减重机翼阻力系数的对比。可以看到，上述2个飞行高度下，减重机翼的阻力和常规机翼没有显著差异，说明减重设计没有降低飞行器的阻力特性。

在对减重机翼的气动性能进行综合评估之前，我们先引入一个参数—“等效升阻比”，等效升阻比(L/D)

(L/D)

式中，L/D为升阻比，η为减重效率。显然，等效升阻比的物理意义就是单位质量的机翼所产生的升阻比。其他物理量相同时，等效升阻比越大，则相同质量的机翼产生的升阻比就越大，也就是说，等效升阻比是衡量机翼气动性能的最重要参数。

图5、图6和图7分别是飞行高度为80km、100km和120km时常规平板机翼和减重机翼等效升阻比的对比。显然，上述3个飞行高速下，减重机翼的等效升阻比均比常规机翼的大，表明减重设计能改善机翼的气动性能。

综合以上气动特性的对比可以得到以下结论：本发明不但能实现飞行器机翼的减重，而且能节省材料，还能改善飞行器的气动性能，能有效促进上层大气层超高速巡航飞行器的气动设计和该空域的开发利用。由于来流分子平均自由程随着飞行高度的增加而增大，该减重设计方案在上层大气层的底部有效，在整个上层大气层自然也有效。

本领域技术人员应理解，上面对本发明的实施例的描述的目的仅为了示例性地说明本发明的实施例的有益效果，并不意在将本发明的实施例限制于所给出的任何示例。

以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。