一种前缘局部后掠型栅格空气舵及弹箭飞行器的制作方法

本发明涉及弹箭飞行器领域，具体涉及一种前缘局部后掠型栅格空气舵及弹箭飞行器。

背景技术

栅格舵是一种由多块薄壁镶嵌在框架上形成的栅格状气动操纵舵面，具有自身外廓尺寸小、可以紧贴飞行器表面折叠，强度质量比高的特点，并且在低速和高速方面具有较好的升力特性。同时由于气动弦长较短、压心沿箭体纵向变化较小，产生的铰链力矩小，降低了对伺服舵控系统的要求，有利于伺服设备的小型化。由于上述优点，栅格舵获得了国内外弹箭飞行器领域的长期研究关注，并获得了较为广泛的应用，包括俄罗斯的r77空空导弹、aa-12空空导弹、白杨m导弹，美国moab炸弹等，以及中国的快舟系列运载火箭等。

现有的栅格舵的前缘是平齐的，这类型的栅格舵存在理论与应用方面的不足：由于存在气流壅塞效应和复杂的内部激波干扰，栅格舵的跨声速段气动升力特性有所下降；栅格舵的迎风面积大，导致气动阻力较大，由此造成射程或者运载能力损失；大多数舵设计缺乏纵向加强筋，从而影响恶劣飞行工况的使用。同时由于栅格舵具有一定的展向尺寸、栅格壁较薄，非折叠状态下的运输和使用过程中存在一定的不方便性。

因此，为解决上述技术问题，本发明提出了一种前缘局部后掠型栅格空气舵及弹箭飞行器。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是现有技术中存在的跨声速阻力特性大、栅格舵跨声速气动性能低的技术问题，提供一种新的前缘局部后掠型栅格空气舵，该空气舵具有能够有效抑制跨声速阻力特性大的特点；另外，本发明还提供一种采用该栅格空气舵的弹箭飞行器。

为解决上述技术问题，采用的技术方案如下：一种前缘局部后掠型栅格空气舵，所述前缘局部后掠型栅格空气舵包括框架，框架内安装有栅格壁形成栅格舵面；所述栅格壁的前缘局部后掠成曲面结构。

进一步地，所述框架的前缘局部后掠成曲面结构。

进一步地，所述曲面结构为栅格壁之间的连接点或者栅格壁与框架的连接点处往气流来流方向突出，在栅格壁的中间位置和框架的中间位置处顺着气流来流方向下凹。

进一步地，所述前缘局部后掠型栅格空气舵的舵根区域为加厚结构；所述前缘局部后掠型栅格空气舵连接有舵轴，靠近舵轴的栅格中间设置有至少一个加强筋。

进一步地，所述前缘局部后掠型栅格空气舵与舵轴之间通过法兰结构连接。

进一步地，所述前缘局部后掠型栅格空气舵的栅格后缘也为曲面结构。

本发明提供的弹箭飞行器的技术方案如下：设置有前缘局部后掠型栅格空气舵；所述前缘局部后掠型栅格空气舵垂直安装在弹箭飞行器的控制面；所述栅格空气舵的前缘为迎风面并朝向弹箭飞行器头部安装，栅格空气舵的后缘为背风面并朝向弹箭飞行器尾部安装。

进一步地，所述前缘局部后掠型栅格空气舵的数量为4。

本发明的有益效果：本发明提出的前缘局部后掠型栅格空气舵和弹箭飞行器，解决了现有栅格舵跨声速气动性能低的问题，能够有效抑制跨声速阻力特性大的缺点，同时模块化设计方便舵的拆装使用，也以适应折叠式设计与使用。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

图1，本发明实施例的一种前缘局部后掠型栅格空气舵系统组成图。

图2，本发明实施例的一种前缘局部后掠型栅格空气舵在弹箭飞行器上的安装图。

图3，本发明实施例的一种前缘局部后掠型栅格空气舵发生偏转时的示意图。

图4，本发明实施例的一种前缘局部后掠型栅格空气舵组成爆炸视图。

图5，本发明实施例的一种前缘局部后掠型栅格空气舵扩展应用形式。

图中：栅格壁-1，框架-2，连接杆-3，连接法兰-4，对接法兰-5，轴承对-6，加强筋-7，舵轴-8，紧固螺母-9，定位接头-10，栅格壁之间的连接点-11，栅格壁的中间位置-12，栅格壁与框架的连接点-13，框架的中间位置-14，栅格舵前缘-15，栅格舵后缘-16，前缘局部后掠型栅格空气舵-20，弹箭飞行器-30。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1所示，本实施例提供了一种前缘局部后掠型栅格空气舵20，所述前缘局部后掠型栅格空气舵20包括框架2，框架2内安装有栅格壁1形成栅格舵面；栅格壁1通过焊接或镶嵌的方式安装在框架2内形成栅格舵面，或者整体舵面采用增材制造、整体铸造或整体机加工方式实现。所述栅格壁1的前缘局部后掠成曲面结构。优选地，框架2的前缘也局部后掠成曲面结构。

具体地，后掠成的曲面结构为栅格壁之间的连接点11或者栅格壁与框架的连接点13处往气流来流方向突出，在栅格壁的中间位置12和框架的中间位置14处顺着气流来流方向下凹。

通过相关风洞试验校验和计算流体力学分析可以看出：这种设计方式改变了栅格孔管道式流动形式，在高亚声速段可以大大减小流动发生壅塞的概率，从而避免了临界马赫数附近升力特性急剧下降的问题；同时在低超声速段格壁内部出现激波后，由于格壁前缘的弯曲不平整性，从而极大程度地降低了激波间的相互干扰，也改善了这一阶段的升力特性；同时由于上述流动形式的改变，栅格舵的跨声速段的气动阻力也有所降低。因此，这种结构设计形式很好地改善了栅格舵的跨声速气动性能。

优选地，所述前缘局部后掠型栅格空气舵20的舵根区域为加厚结构；所述前缘局部后掠型栅格空气舵20连接有舵轴8，靠近舵轴8的栅格中间设置有至少一个加强筋7。这种设计，可以提高舵整体和根部的强度以及整体的刚度。

采用这种形式的栅格舵在栅格连接点及栅格与框架2连接点之间增加连接栅格壁1。通过气动载荷计算及结构有限元分析，这种结构设计形式可以提高栅格舵结构的固有频率和整体刚度，从而降低栅格舵的整体变形量；使得传力路径更为优化，提高了栅格舵的强度，并使得载荷作用下的框架2、栅格壁1的应力分布更为均匀。

优选地，如图1、图4所示，所述前缘局部后掠型栅格空气舵20与舵轴8之间通过法兰结构连接。空气舵20通过连接杆3与连接法兰4相结合；连接法兰4与舵轴8上对接法兰5通过螺钉固定，同时通过内部接头实现定位；舵轴8通过轴承对6支撑及实现与箭体连接，采用紧固螺母9固定纵向位置，通过定位接头10实现舵机传动。采用这种形式的栅格舵可以方便地实现模块设计，同时方便安装与拆卸，从而提高了舵应用的方便性。

可选地，栅格舵与舵轴8的连接可以采用其他方式，舵轴8与伺服电机的连接也可以根据伺服机构的形式变化。

优选地，如图5所示，栅格舵的舵面可以为整体前掠的方式，舵的前缘和后缘为曲面型，以适应折叠式设计与使用。

如图2所示，本发明还提供了一种应用了前缘局部后掠型栅格空气舵20的弹箭飞行器30。当前缘局部后掠型栅格空气舵20应用到弹箭飞行器30上时，一般多组成对使用(典型的为4片)，在使用时垂直安装在弹箭飞行器30控制面相应位置处，栅格舵前缘15为迎风面并朝向弹箭飞行器头部安装，栅格舵后缘16为背风面并朝向弹箭飞行器尾部方向安装。

如图3所示，本发明实施例一种前缘局部后掠型栅格空气舵20，在使用时绕着舵轴8发生顺时针或逆时针偏转，舵面可以为“+”形或者“x”形布局，通过组合实现不同通道的控制。

尽管上面对本发明说明性的具体实施方式进行了描述，以便于本技术领域的技术人员能够理解本发明，但是本发明不仅限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员而言，只要各种变化只要在所附的权利要求限定和确定的本发明精神和范围内，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。