[发明专利]一种通道式攻角设计装置及方法

权利要求书

1.一种通道式攻角设计装置，其特征在于，包括蒙皮、泄流通道、航向矩管、上三角整流结构、前横梁、中横梁、后横梁、楔形整流和整流帽；

定义火箭橇运行方向为航向；垂直于航向且铅锤方向指向上方为纵向；垂直于航向与纵向形成的平面且指向航向左侧的方向为展向；

所述通道式攻角设计装置关于火箭橇系统的展向中截面对称，由产品橇前端延伸至产品橇尾端；产品橇底盘上设置前横梁、中横梁和后横梁，分别位于产品橇前端、中部和尾端；中横梁用于分担前、后横梁下滑靴的支反力；

所述泄流通道位于前横梁和中横梁之间；

所述蒙皮在前横梁后方，用于平顺经过火箭橇前横梁后的气流，蒙皮末端焊接于火箭橇前立柱内撑面与前立柱下方航向矩管上；蒙皮外廓高度与前横梁高度相同；

所述上三角整流结构在中横梁前方，上三角整流结构高度与中横梁高度相同；

所述航向矩管位于气流通道展向中部，用于保证火箭橇的刚度；

在火箭发动机前方建立楔形整流和整流帽，完全遮盖火箭发动机的安装卡环，整流航向起始于火箭橇后立柱，焊接在后立柱内撑面与后立柱下方展向矩管上；

所述通道式攻角设计装置的前部侧面与火箭橇前立柱的内撑面在同一平面，后部侧面与火箭橇后立柱的内撑面在同一平面，用钢板将前立柱内撑面与后立柱内撑面连接形成中部侧面，火箭橇的后立柱内撑面展向位置在前立柱内撑面展向位置外侧，钢板在安装时折弯形成扩流通道，使气体减速，减小被试品尾部所受气动升力。

2.根据权利要求1所述的一种通道式攻角设计装置，其特征在于，所述前横梁和后横梁的航向长度、纵向高度分别均为0.12m、0.086m，中横梁的航向长度、纵向高度分别为0.1m、0.086m，中横梁前端面距前横梁后端面1m，后横梁前端面距前横梁后端面2.06m。

3.根据权利要求1所述的一种通道式攻角设计装置，其特征在于，所述蒙皮后端面距前横梁后端面航向距离取值在0.2m～0.3m之间。

4.根据权利要求1所述的一种通道式攻角设计装置，其特征在于，所述三角整流结构角度取值范围为20°～70°。

5.根据权利要求1所述的一种通道式攻角设计装置，其特征在于，所述楔形整流距前横梁后端面航向距离取值在1.65m～1.735m之间。

6.根据权利要求1所述的一种通道式攻角设计装置，其特征在于，所述通道式攻角设计装置的前部侧面与火箭橇前立柱的内撑面在同一平面，流道宽度0.46m，后部侧面与火箭橇后立柱的内撑面在同一平面，流道宽度0.7m。

7.根据权利要求1所述的一种通道式攻角设计装置，其特征在于，所述折弯的位置定为距前横梁后端面的航向距离0.67m。

8.如权利要求1所述的攻角设计装置的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：定义S₁为前横梁后方蒙皮后端面距前横梁后端面航向距离，α为中横梁前方上三角整流结构角度，S₂为火箭发动机楔形整流前端距前横梁后端面航向距离，通道式攻角设计装置的设计变量与取值范围如表1所示：

表1通道式攻角设计装置的设计变量与取值范围

步骤2：根据试验委托方提供的被试品质量、质心位置、对质心的俯仰方向转动惯量、着靶速度、着靶攻角要求与试验设施条件，确定弹橇分离方案；

步骤3：根据刚体的运动学与动力学方程，预估满足试验要求的被试品预置攻角、弹橇分离时刻的航向速度与被试品气动翻转力矩设计区间参数；

步骤4：根据预估的弹橇分离时刻被试品所需气动翻转力矩，对S₁、α、S₂三个参数取值，设计初始火箭橇通道式攻角设计装置；

步骤5：建立火箭橇气动仿真模型，仿真弹橇分离时刻的火箭橇系统气动特性，得到被试品的气动阻力、气动升力、气动翻转力矩和火箭橇的气动阻力、气动升力；

步骤6：假设弹橇分离后每个时刻被试品和火箭橇的气动特性与弹橇分离点的气动特性相同，基于刚体的运动学与动力学方程，考虑滑轨对火箭橇约束的因素，插值计算出从弹橇分离至被试品着靶过程中不同时刻的被试品和火箭橇的位置、速度、姿态；

步骤7：对弹橇分离至被试品着靶的航向距离做等距分段，计算分段的第二个位置的仿真模型，读取被试品的气动阻力、气动升力、气动翻转力矩和火箭橇的气动阻力、气动升力，对弹橇分离位置与分段第2个位置做插值计算并外推出第三个分段点的被试品和火箭橇的位置、速度、姿态，以此类推直至被试品着靶点，得到被试品着靶攻角；

步骤8：判断步骤7中计算的着靶攻角是否在试验要求范围内，如不在范围内，则根据攻角变化趋势重新预估弹橇分离时刻被试品气动翻转力矩，依据被试品气动翻转力矩随着S₁的增大而增大、随着α的增大而增大、随着S₂的增大先减小后增大的规律，选定S₁、α、S₂三个参数的取值，得到新的攻角设计装置，并返回步骤5；如在范围内，则确定S₁、α、S₂三个参数的取值为最终设计值。