动量增升高升阻比飞行器横航向稳定性研究

考虑高超声速飞行器装填、防热及操稳等多约束条件下的实用化设计需求，提出一种新型下反式高升阻比滑翔飞行器气动布局。借鉴乘波体飞行器的高升力设计方法及动量增升原理，该新型飞行器采用下反式后掠翼构型，上表面为光滑倒圆“Λ”形设计，下表面为内凹的装填空间，为尽可能避免长时间超远距离高超声速飞行带来的防热负担，采用后缘体襟翼及体侧扩张方向舵面设计。采用数值计算方法对所提布局思路进行验证分析，计算结果表明：在飞行高度为40 km,Ma=10的条件下升阻比可以达到4.48左右，在一定迎角范围内均具备很高的气动效率，验证了所提布局的有效性。同时重点针对所提布局共性的横航向稳定性问题基于数值模拟方法探讨了3种不同优化改进方案的效果及可行性，并采用风洞试验对两侧翼梢V尾的控制方案进行横航向稳定性控制效果的试验验证，结果表明：采用两侧翼梢V尾的控制方案是实现横航向稳定性控制的较优方案。