一种具有舵机鼓包的有翼导弹及其鼓包优化设计方法

摘要

本发明公开一种具有舵机鼓包的有翼导弹及其鼓包优化设计方法，该方法包括：基于尾翼尺寸确定等直段的尺寸，并将第一侧面、第二侧面的第一边缘线、第二边缘线、第三边缘线参数化，得到第一侧面、第二侧面的第一边缘线、第二边缘线、第三边缘线的参数化参数化曲线；基于等直段的尺寸，以及第一侧面、第二侧面的第一边缘线、第二边缘线、第三边缘线的参数化参数化曲线升级舵机鼓包的三维构型；基于舵机鼓包的三维构成生成网格，并进行仿真，以有翼导弹的气动性能为目标进行全局迭代寻优。为容纳舵机提供空间，避免地要“挤占”弹体内部宝贵的空间，避免与尾喷管产生干涉，提高装载燃料的数量，影响导弹的射程以及其他性能。

权利要求

1.一种具有舵机鼓包的有翼导弹的鼓包设计方法，其特征在于，所述具有舵机鼓包的有翼导弹包括导弹主体以及设在导弹主体尾部的尾翼，所述导弹主体的尾部设有舵机鼓包，所述尾翼通过舵机鼓包连接在导弹主体上；

所述舵机鼓包包括鼓包段与等直段，所述鼓包段为类锥形结构，所述等直段为类长方体结构，所述鼓包段上对应锥顶的一端为头部，另一端为尾部；所述鼓包段的头部朝向导弹主体的头部，所述鼓包段的尾部与等直段相连，所述尾翼设在等直段上；

所述鼓包段包括第一顶面、第一侧面、第二侧面，所述第一侧面与第二侧面均连接在导弹主体上且相互对称；所述等直段包括第二顶面、第三侧面与第四侧面；

所述第一侧面与第三侧面相连，所述第二侧面与第四侧面相连；位于鼓包段头部方向的部分第一侧面与部分第二侧面固定相连，位于鼓包段尾部方向的部分第一侧面与部分第二侧面通过第一顶面相连，且所述第一顶面与第二顶面相连；所述尾翼垂直设在第二顶面上；

所述第一侧面、第二侧面均为弧面，所述第一顶面、第二顶面、第三侧面与第四侧面均为平面；

所述第一侧面、第二侧面均包括第一边缘线、第二边缘线、第三边缘线与第四边缘线，所述第一侧面的第一边缘线、第二侧面的第一边缘线均与导弹主体相连，所述第一侧面的第二边缘线与第二侧面的第二边缘线相连，所述第一侧面的第三边缘线、第二侧面的第三边缘线均与第一顶面相连，所述第一侧面的第四边缘线与第三侧面相连，所述第二侧面的第四边缘线与第四侧面相连；

所述鼓包设计方法包括如下步骤：

步骤1，基于有翼导弹的舵机与尾翼的尺寸选取若干第一控制点、若干第二控制点与若干第三控制点；

步骤2，基于第一控制点采用样条曲线或幂次曲线或冯卡门曲线的生成方法生成第一边缘线的初始曲线；基于第二控制点采用样条曲线或幂次曲线或冯卡门曲线的生成方法生成第二边缘线的初始曲线；基于第三控制点采用样条曲线或幂次曲线或冯卡门曲线的生成方法生成第三边缘线的初始曲线；其中，第一边缘线的初始曲线、第二边缘线的初始曲线、第三边缘线的初始曲线依次首尾相连，且第一边缘线的初始曲线的首端与第三边缘线的初始曲线的尾端相连，形成第一侧面的第四边缘线的初始曲线；

步骤3，基于第一边缘线的初始曲线、第二边缘线的初始曲线、第三边缘线的初始曲线与第四边缘线的初始曲线得到第一侧面的初始曲面，并基于舵机的尺寸将第一侧面的初始曲面与导弹主体的表面相贯，得到第一侧面的设计曲面；

步骤4，基于第一侧面的设计曲面得到第二侧面的设计曲面，并基于第一侧面的设计曲面、第二侧面的设计曲面得到第一顶面的设计曲面；将第一侧面的设计曲面、第二侧面的设计曲面、第一顶面的设计曲面结合有翼导弹的舵机与尾翼的尺寸所确定的等直段的尺寸，得到舵机鼓包的三维构型；

步骤5，基于舵机鼓包的三维构成生成网格，并进行气动性能仿真，采用优化算法调节第一控制点、第二控制点与第三控制点的坐标取值直至仿真的气动性能达到收敛，即得到舵机鼓包的最优构型。

说明书

一种具有舵机鼓包的有翼导弹及其鼓包优化设计方法

技术领域

[0001] 本发明涉及有翼导弹设计技术领域，具体是一种具有舵机鼓包的有翼导弹及其鼓包优化设计方法。

背景技术

[0002] 主要依靠翼面和舵面产生的空气动力作机动飞行的导弹，称为有翼导弹。战术巡航导弹和大多数战术导弹，如地空导弹、空空导弹、舰空导弹、岸舰导弹等均为有翼导弹。其特点是机动性好，便于控制，在飞行弹道的主动段、被动段均能进行控制，[0003] 为了控制导弹舵面或副翼偏转，需要一个叫做舵机的装置。这种装置需要安装在弹体内部，这就不可避免地要“挤占”弹体内部宝贵的空间，尤其是对于尺寸本就较小的近距空空导弹，这一问题就更为突出，因为伺服机构会影响到导弹内其他部件如尾喷管或推进剂的安装，影响导弹的射程以及其他性能。

发明内容

[0004] 针对上述现有技术的不足，本发明提供一种具有舵机鼓包的有翼导弹及其鼓包优化设计方法，为容纳舵机提供空间，不仅避免了舵机“挤占”弹体内部宝贵的空间，同时还避免了舵机与尾喷管产生干涉，提高装载燃料的数量，进而提升有翼导弹的射程以及其他性能。

[0005] 为实现上述目的，本发明提供一种具有舵机鼓包的有翼导弹，包括导弹主体以及设在导弹主体尾部的尾翼，所述导弹主体的尾部设有舵机鼓包，所述尾翼通过舵机鼓包连接在导弹主体上。

[0006] 在其中一个实施例中，所述舵机鼓包包括鼓包段与等直段，所述鼓包段为类锥形结构，所述等直段为类长方体结构，所述鼓包段上对应锥顶的一端为头部，另一端为尾部；所述鼓包段的头部朝向导弹主体的头部，所述鼓包段的尾部与等直段相连，所述尾翼设在等直段上。

[0007] 在其中一个实施例中，所述鼓包段包括第一顶面、第一侧面、第二侧面，所述第一侧面与第二侧面均连接在导弹主体上且相互对称；所述等直段包括第二顶面、第三侧面与第四侧面；

[0008] 所述第一侧面与第三侧面相连，所述第二侧面与第四侧面相连；位于鼓包段头部方向的部分第一侧面与部分第二侧面固定相连，位于鼓包段尾部方向的部分第一侧面与部分第二侧面通过第一顶面相连，且所述第一顶面与第二顶面相连；所述尾翼垂直设在第二顶面上。

[0009] 在其中一个实施例中，所述第一侧面、第二侧面均为弧面，所述第一顶面、第二顶面、第三侧面与第四侧面均为平面。

[0010] 在其中一个实施例中，所述第一侧面、第二侧面均包括第一边缘线、第二边缘线、第三边缘线与第四边缘线，所述第一侧面的第一边缘线、第二侧面的第一边缘线均与导弹主体相连，所述第一侧面的第二边缘线与第二侧面的第二边缘线相连，所述第一侧面的第三边缘线、第二侧面的第三边缘线均与第一顶面相连，所述第一侧面的第四边缘线与第三侧面相连，所述第二侧面的第四边缘线与第四侧面相连。

[0011] 在其中一个实施例中，所述第一侧面、第二侧面的第一边缘线、第二边缘线、第三边缘线为样条曲线或幂次曲线或冯卡门曲线。

[0012] 为实现上述目的，本发明还提供一种上述具有舵机鼓包的有翼导弹的鼓包设计方法，包括如下步骤：

[0013] 步骤1，基于有翼导弹的舵机与尾翼的尺寸选取若干第一控制点、若干第二控制点与若干第三控制点；

[0014] 步骤2，基于第一控制点采用样条曲线或幂次曲线或冯卡门曲线的生成方法生成第一边缘线的初始曲线；基于第二控制点采用样条曲线或幂次曲线或冯卡门曲线的生成方法生成第二边缘线的初始曲线；基于第三控制点采用样条曲线或幂次曲线或冯卡门曲线的生成方法生成第三边缘线的初始曲线；其中，第一边缘线的初始曲线、第二边缘线的初始曲线、第三边缘线的初始曲线依次首尾相连，且第一边缘线的初始曲线的首端与第三边缘线的初始曲线的尾端相连，形成第一侧面的第四边缘线的初始曲线；

[0015] 步骤3，基于第一边缘线的初始曲线、第二边缘线的初始曲线、第三边缘线的初始曲线与第四边缘线的初始曲线得到第一侧面的初始曲面，并基于舵机的尺寸将第一侧面的初始曲面与导弹主体的表面相贯，得到第一侧面的设计曲面；

[0016] 步骤4，基于第一侧面的设计曲面得到第二侧面的设计曲面，并基于第一侧面的设计曲面、第二侧面的设计曲面得到第一顶面的设计曲面；将第一侧面的设计曲面、第二侧面的设计曲面、第一顶面的设计曲面结合有翼导弹的舵机与尾翼的尺寸所确定的等直段的尺寸，得到舵机鼓包的三维构型；

[0017] 步骤5，基于舵机鼓包的三维构成生成网格，并进行气动性能仿真，采用优化算法调节第一控制点、第二控制点与第三控制点的坐标取值直至仿真的气动性能达到收敛，即得到舵机鼓包的最优构型。

[0018] 相较于现有技术，本发明提供的一种具有舵机鼓包的有翼导弹及其鼓包优化设计方法具有如下有益效果：

[0019] 1.节约了有益导弹的内部空间，避免与尾喷管产生干涉，提高装载燃料的数量，影响导弹的射程以及其他性能。

[0020] 2.引用鼓包参数化方法，能灵活改变形状，能大大丰富设计空间样本的种类；

[0021] 3.只需输入来流条件，与舵机鼓包基本尺寸，其余部分可以全自动完成，最后得到最优构型。

附图说明

[0022] 为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

[0023] 图1为本发明实施例中具有舵机鼓包的有翼导弹的结构示意图；

[0024] 图2为本发明实施例中具有舵机鼓包的有翼导弹的鼓包设计方法的流程示意图。

[0025] 附图标号：导弹主体1、尾翼2、舵机鼓包3、第一顶面4、第一侧面5、第二侧面6、第二顶面7、第三侧面8、第一侧面的第一边缘线9、第一侧面的第二边缘线10、第一侧面的第三边缘线11、第一侧面的第四边缘线12。

[0026] 本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

[0027] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

[0028] 需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

[0029] 另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

[0030] 在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

[0031] 另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

[0032] 如图1所示为本实施例公开的一种具有舵机鼓包3的有翼导弹，包括导弹主体1以及设在导弹主体1尾部的尾翼2，导弹主体1的尾部设有舵机鼓包3，尾翼2通过舵机鼓包3连接在导弹主体1上。通过在导弹主体1上增设的舵机鼓包3，可以为容纳舵机提供空间，不仅避免了舵机“挤占”弹体内部宝贵的空间，同时还避免了舵机与尾喷管产生干涉，提高装载燃料的数量，进而提升有翼导弹的射程以及其他性能。

[0033] 本实施例中，为了有效的保持有翼导弹在增设舵机鼓包3后的气动性能，将舵机鼓包3由鼓包段与等直段两部分构成。其中，鼓包段为类锥形结构，等直段为类长方体结构，鼓包段上对应锥顶的一端为头部，另一端为尾部；鼓包段的头部朝向导弹主体1的头部，鼓包段的尾部与等直段相连，尾翼2设在等直段上。

[0034] 具体地，鼓包段包括第一顶面4、第一侧面5、第二侧面6，第一侧面5与第二侧面6均连接在导弹主体1上且相互对称；等直段包括第二顶面7、第三侧面8与第四侧面。第一侧面5与第三侧面8相连，第二侧面6与第四侧面相连；位于鼓包段头部方向的部分第一侧面5与部分第二侧面6固定相连，位于鼓包段尾部方向的部分第一侧面5与部分第二侧面6通过第一顶面4相连，且第一顶面4与第二顶面7相连；尾翼2垂直设在第二顶面7上。

[0035] 优选地，第一侧面5、第二侧面6均为弧面，第一顶面4、第二顶面7、第三侧面8与第四侧面均为平面。其中，第一侧面5、第二侧面6均包括第一边缘线、第二边缘线、第三边缘线与第四边缘线，第一侧面5的第一边缘线9、第二侧面6的第一边缘线均与导弹主体1相连，第一侧面5的第二边缘线10与第二侧面6的第二边缘线相连，第一侧面5的第三边缘线11、第二侧面6的第三边缘线均与第一顶面4相连，第一侧面5的第四边缘线12与第三侧面8相连，第二侧面6的第四边缘线与第四侧面相连。第一侧面5、第二侧面6的第一边缘线、第二边缘线、第三边缘线为样条曲线或幂次曲线或冯卡门曲线。以使得第一侧面5、第二侧面6的第一边缘线、第二边缘线、第三边缘线能够进行参数化优化设计，进而对具有舵机鼓包3的有翼导弹进行气动优化。

[0036] 参考图2，基于上述的具有舵机鼓包的有翼导弹，本实施例还公开了一种具有舵机鼓包的有翼导弹的鼓包设计方法，本实施例设计方法中的鼓包具有两个约束，第一个约束为鼓包与导弹主体的表面之间的空间能够容纳舵机，第二个约束为等直段上能够安装位置；根据这两个约束，直接获取鼓包上鼓包段的长度、高度与宽度，以及等直段的长度、高度与宽度。例如，在已知尾翼的尺寸后，在尾翼安装在第二顶面上时，限定尾翼的底部各轮廓线与第二顶面的各轮廓线的最小间距均为1cm时，由于尾翼的尺寸可知，即能确定等直段的长度与宽度；而在已知舵机的尺寸后，在舵机安装在鼓包内时，限定舵机上与鼓包上的最小间距为1cm，由于舵机的尺寸可知，进而可以确定鼓包的长度、宽度与高度，进而推导得到鼓包段的长度、宽度与高度。其中，长度的方向为有翼导弹的轴向，高度方向为有翼导弹的径向。

[0037] 在已知鼓包段、等直段的长度、宽度与高度后，本实施例中的具有舵机鼓包的有翼导弹的鼓包设计方法具体包括如下步骤：

[0038] 步骤1，基于有翼导弹的舵机与尾翼的尺寸选取若干第一控制点、若干第二控制点与若干第三控制点，其中，第一控制点、第二控制点与第三控制点的坐标点取值均与保持在鼓包段的长度、宽度与高度所约束的空间内；

[0039] 步骤2，对第一边缘线、第二边缘线与第三边缘线进行参数化设计，具体的过程为：基于第一控制点采用样条曲线或幂次曲线或冯卡门曲线的生成方法生成第一边缘线的初始曲线；基于第二控制点采用样条曲线或幂次曲线或冯卡门曲线的生成方法生成第二边缘线的初始曲线；基于第三控制点采用样条曲线或幂次曲线或冯卡门曲线的生成方法生成第三边缘线的初始曲线；其中，第一边缘线的初始曲线、第二边缘线的初始曲线、第三边缘线的初始曲线依次首尾相连，且第一边缘线的初始曲线的首端与第三边缘线的初始曲线的尾端相连，形成第一侧面的第四边缘线的初始曲线；其中，在已知控制点坐标的前提下采用样条曲线或幂次曲线或冯卡门曲线的生成方法生产曲线为所属领域技术人员的常规技术手段，因此本实施例中不再赘述。

[0040] 步骤3，基于第一边缘线的初始曲线、第二边缘线的初始曲线、第三边缘线的初始曲线与第四边缘线的初始曲线得到第一侧面的初始曲面，并基于舵机的尺寸将第一侧面的初始曲面与导弹主体的表面相贯，得到第一侧面的设计曲面；

[0041] 步骤4，基于第一侧面的设计曲面得到第二侧面的设计曲面，并基于第一侧面的设计曲面、第二侧面的设计曲面得到第一顶面的设计曲面；将第一侧面的设计曲面、第二侧面的设计曲面、第一顶面的设计曲面结合有翼导弹的舵机与尾翼的尺寸所确定的等直段的尺寸，得到舵机鼓包的三维构型；

[0042] 步骤5，基于舵机鼓包的三维构成生成网格，并进行气动性能仿真，采用优化算法调节第一控制点、第二控制点与第三控制点的坐标取值直至仿真的气动性能达到收敛，即得到舵机鼓包的最优构型。其中，仿真软件采用Fluent。优化算法为多岛遗传算法，具有比传统遗传算法更优良的全局求解能力和计算效率。

[0043] 通过采用本实施例中的方法对舵机鼓包进行设计，在满足容纳舵机的空间的前体下，阻力系数降低了约5％，对于分厘必争的高超声速飞行器，优化效果十分可观。

[0044] 以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。