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CN117172077B - 一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构及其设计方法 - Google Patents

一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构及其设计方法 Download PDF

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CN117172077B
CN117172077B CN202311402838.9A CN202311402838A CN117172077B CN 117172077 B CN117172077 B CN 117172077B CN 202311402838 A CN202311402838 A CN 202311402838A CN 117172077 B CN117172077 B CN 117172077B
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童静
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李琪
苗劲松
魏其
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Xian Institute of Modern Control Technology
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Abstract

本发明提供了一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构及其设计方法，主要解决传统设计方法中，以结构设计为主，气动设计为辅，转轴机构优先满足结构强度要求而导致气动性能较差的问题；本发明采用的方案是针对转轴机构与尾舵面的融合醒设计，兼顾了尾舵结构外形、气动性能和气动热环境三者的综合性能，气动性能在兼顾结构强度的情况下达到最优，同时考虑了折叠舵在高超声速情况下气动热设计，进一步降低了防热成本。

Description

一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构及其设计方法
技术领域
本发明涉及飞行器尾舵气动设计领域，尤其涉及一种气动优化的折叠尾舵。
背景技术
受到发射箱结构空间限制，常规弹箭的尾舵通常被设计成横向折叠的形式。现有技术中常规弹箭会采用将转轴机构设计到尾舵面的方案，传统设计方法中，以结构设计为主，气动设计为辅，转轴机构为满足结构强度要求，通常横向转轴直径较大，而尾翼厚度相对较薄，导致横向转轴直径大于尾翼厚度，凸出于尾翼表面，此时气动性不是最优解；同时在高超声速下，还会导致尾舵气动热环境变差，对防热不利，导致防热成本增加。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提供一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构设计方法，步骤为：
步骤1：根据总体指标进行尾舵指标分解设计，由气动设计负责总体指标分解；分解的指标为：全弹升阻特性、最小静稳定度、最大升阻比、操纵效率和全弹最大过载；气动设计对横向折叠尾舵结构尺寸要求进行分解，分解后的结果与总体和结构进行确认；
步骤2：横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数设计，以步骤1总体指标分解为输入得到横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数；
步骤2.1：以步骤1总体指标分解的全弹最大过载为输入，由结构设计横向折叠尾舵转轴机构初始尺寸参数；
步骤2.2：根据横向折叠尾舵转轴机构初始尺寸参数和总体指标分解，设计横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数和全弹初始气动外形参数，横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数和全弹初始气动外形参数包括：全弹气动布局形式，弹身长细比fβ，弹头部长细比fn，尾舵与弹身缝隙X0，尾舵纵向位置XT，尾舵周向位置，尾舵翼型，单片尾舵初始展长LT0，尾舵根弦长bA1，尾舵梢弦长bA2，尾舵根弦相对厚度尾舵梢弦相对厚度/>尾舵前缘后掠角λT；
步骤3：横向折叠尾舵气动外形尺寸参数设计步骤，根据步骤2横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数及总体指标要求作为输入，设计横向折叠尾舵气动外形尺寸参数，具体如下：
步骤3.1：根据步骤1总体指标分解确定发射筒内腔半径R0和弹身半径R1的值，计算H1，H2，H3，X0的初值，其中H1是尾舵根弦最大厚度，H2是尾舵梢弦最大厚度，H3是尾舵转轴处当地翼型剖面最大厚度，X0是尾舵与弹身缝隙；
H1，H2，H3，X0的初始值计算方法为：
其中，计算中间值Rx和Lx分别为：
和/>初值分别取0.06，X0取值为3mm；
步骤3.2：计算横向折叠转轴机构在横向折叠尾舵展向方向的位置，即横向折叠转轴机构距横向折叠尾舵根弦底部距离L1，L1取值为：
从而保证尾舵转轴在发射筒内腔半径与横向折叠尾舵根弦底部尺寸边界范围内；
步骤3.3：计算单片尾舵展长L0，保证尾舵横向折叠后安装进发射筒中：
其中ΔL为单片尾舵展长间隙值，ΔL取值为4mm；
设则/>值为/>
步骤3.4：根据L1,L0的取值，结合全弹气动布局形式、弹身长细比fB、弹头部长细比fn、尾舵与弹身缝隙X0、尾舵纵向位置XT、尾舵周向位置、尾舵翼型、尾舵根弦长bA1、尾舵梢弦长bA2、尾舵根弦相对厚度尾舵梢弦相对厚度/>尾舵前缘后掠角λT为输入，设计得到横向折叠尾舵气动外形及全弹气动外形参数；
步骤3.5：根据3.4横向折叠尾舵气动外形及全弹气动外形参数，采用CAD软件建立三维模型，使用CFD软件完成气动力计算，得到全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数，全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数包括风轴系下的升力系数、阻力系数、侧力系数以及体轴系下的法向力系数、轴向力系数、横向力系数、俯仰力矩系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数；
步骤3.6：以步骤3.5的全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数作为输入条件，进行弹道仿真，获得随弹道曲线变化的横向折叠尾舵法向集中气动载荷以及弹道特征点参数，弹道特征点参数包括马赫数、攻角、侧滑角、俯仰舵偏角、滚转舵偏角、偏航舵偏角，飞行海拔高度，飞行动压及飞行过载；以弹道特征点参数作为输入，进行气动热环境计算，获得随弹道曲线变化的气动热环境数据，包括热流数据、壁面温度数据；选择步弹道曲线中横向折叠尾舵法向集中气动载荷绝对值最大时刻所对应的弹道特征点参数作为输入，完成横向折叠尾舵分布气动载荷计算，获得随弹道曲线变化的尾舵分布气动载荷数据；
步骤3.7：根据横向折叠尾舵气动外形，计算尾舵转轴半径R2，R2的范围为：
使得转轴机构有效融合到翼型当中，不凸出当地翼型表面；其中ΔR为尾舵转轴半径下边界容差值，ΔR取值为2mm；
设则/>的初始值为/>
步骤3.8：再由步骤3.6的热流数据、壁面温度数据以及横向折叠尾舵分布气动载荷计算作为输入条件，采用有限元分析软件计算气动加热条件下的横向折叠尾舵结构热响应及刚强度是否满足结构设计要求，如果满足总体指标要求及结构设计要求则可进入步骤3.9做下一步设计；如果不满足总体指标要求及结构设计要求，则重新计算的值：
其中n2为步骤3.7～步骤3.8内循环次数，ΔX2为增加量，Δx2＝1mm，以重新计算的为R2，跳转至步骤3.7；
如果步骤3.7中R2的值超过最大边界值/>仍不能满足总体指标要求及结构设计要求，则重新计算H1，H2，H3，计算方法为：
H1＝(0.06+n3Δx3)bA1，
H2＝(0.06+n3Δx3)bA2，
RX1和LX1为计算中间值，计算如下：
其中X0取值为3mm，n3为步骤3.1～步骤3.8循环的次数，Δx3为增加量，Δx3＝0.005；以新计算的H1，H2，H3值，跳转至步骤3.1进行计算，直至满足总体指标要求及结构设计要求后进入步骤3.9；
步骤3.9根据步骤3.5的全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数，计算全弹最大升阻比，判断最大升阻比是否满足总体指标要求，如果满足总体指标要求，进入步骤3.10，如最大升阻比不满足时，则按照参数更新集合A变更参数，参数更新集合A为：
保持单片尾舵展长L0不变，bA1、bA2、和/>做以下相应变化，
令为此时刻bA1的值,将/>作为新的bA1的值；
令为此时刻bA2的值,将/>作为新的bA2的值；
令为此时刻/>的值，将/>作为新的/>的值；
令为此时刻/>的值，将/>作为新的/>的值；
以新的bA1，bA2，跳转至步骤3.1；
步骤3.10根据步骤3.6的全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数计算最小静稳定度，判断最小静稳定度是否满足总体指标要求，如果满足总体指标要求，进入步骤3.11，当最小静稳定度不满足总体指标要求时按照参数更新集合B变更参数，参数更新集合B为：
bA1、bA2做以下相应变化：
令为此时刻bA1的值,将/>作为新的bA1的值；
令为此时刻bA2的值,将/>作为新的bA2的值；
以新的bA1，bA2跳转至步骤3.1；
步骤3.11根据步骤3.6的全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数计算操纵效率，判断操纵效率是否满足总体指标要求，如果满足总体设计指标要求及结构设计要求，则获得全弹及横向折叠尾舵气动外形，设计结束；当操纵效率不满足时按照参数更新集合C变更参数，参数更新集合C为：
bA1、bA2做以下相应变化，
令为此时刻bA1的值,将/>作为新的bA1的值；
令为此时刻bA2的值,将/>作为新的bA2的值；
以新的bA1，bA2跳转至步骤3.1；
进行迭代循环设计直至横向折叠尾舵外形同时满足结构要求及总体指标要求为止。
一种使用超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构设计方法的横向折叠尾舵，包括定舵和尾舵面，所述定舵包括定舵面和舵轴；定舵通过舵轴与弹身固定连接；尾舵面翼根弦向中间位置设置凹槽，凹槽与定舵面配合限位；尾舵面与定舵面通过转轴活动连接；尾舵面沿翼展方向折叠；转轴穿过设置在定舵内弦向的通孔，分别嵌入尾舵凹槽靠近前缘侧壁面的盲孔和靠近后缘侧壁面的盲孔；转轴与定舵为间隙配合；转轴与尾舵凹槽内的盲孔为过盈配合；尾舵后缘侧壁上设置弦向平行于转轴的销孔；销孔内设置弹簧和定位销；尾舵张开到位后，弹簧推动定位销插入设置在定舵与销孔同轴的的盲孔中；横向折叠尾舵转轴机构包括舵轴、定舵面和转轴。
本发明的有益效果是：相比传统设计方法，使用本发明可以使转轴机构有效融合到翼型当中，不凸出当地翼型表面，气动性能在兼顾结构强度的情况下达到最优，同时考虑了折叠舵在高超声速情况下气动热设计，进一步降低了防热成本。另外发明精简了结构-气动相互迭代的设计流程，传统的结构为主设计流程，是在进行基本横向折叠尾舵气动外形及尾舵横向折叠转轴机构气动外形设计时至少需要结构-气动2～3轮的相互设计迭代，才能进入下一步设计流程以考核尾舵结构刚强度；而气动为主的设计流程，在考虑气动性能的同时已经兼顾了结构尺寸要求，仅需1轮设计迭代，即可进入下一步设计流程以考核尾舵结构刚强度，缩短了至少1/2的设计周期，提升了设计效率。最终设计的非烧蚀横向折叠尾舵结构简单可靠，气动性能优良，易于工程化应用和推广。
附图说明
图1为本发明设计方法流程图；
图2为本发明步骤三流程图；
图3为某导弹本发明设计的非烧蚀横向折叠尾舵方案与传统纵向折叠栅格舵方案零阻特性对比；
图4为本发明设计的非烧蚀横向折叠尾舵张开状态示意图一；
图5为本发明设计的非烧蚀横向折叠尾舵张开状态示意图二；
图6为本发明设计的非烧蚀横向折叠尾舵折叠状态示意图一；
图7为本发明设计的非烧蚀横向折叠尾舵折叠状态示意图二；
图8为本发明设计的非烧蚀横向折叠尾舵张开过程示意图一；
图9为本发明设计的非烧蚀横向折叠尾舵张开过程示意图二。
图3中，1为非烧蚀横向折叠尾舵；2为纵向折叠栅格尾舵。
具体实施方式
本发明采用的技术方案包括如下步骤：
步骤1：根据总体指标进行尾舵指标分解设计，由气动设计负责总体指标分解；分解的指标为：全弹升阻特性、最小静稳定度、最大升阻比、操纵效率和全弹最大过载；气动设计对横向折叠尾舵结构尺寸要求进行分解，分解后的结果与总体和结构进行确认；
步骤2：横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数设计，以步骤1总体指标分解为输入得到横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数；
步骤2.1：以步骤1总体指标分解的全弹最大过载为输入，由结构设计横向折叠尾舵转轴机构初始尺寸参数；
步骤2.2：根据横向折叠尾舵转轴机构初始尺寸参数和总体指标分解，设计横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数和全弹初始气动外形参数，横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数和全弹初始气动外形参数包括：全弹气动布局形式，弹身长细比fB，弹头部长细比fn，尾舵与弹身缝隙X0，尾舵纵向位置XT，尾舵周向位置，尾舵翼型，单片尾舵初始展长LT0，尾舵根弦长bA1，尾舵梢弦长bA2，尾舵根弦相对厚度尾舵梢弦相对厚度/>尾舵前缘后掠角λT；
步骤3：横向折叠尾舵气动外形尺寸参数设计步骤，根据步骤2横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数及总体指标要求作为输入，设计横向折叠尾舵气动外形尺寸参数，具体如下：
步骤3.1：根据步骤1总体指标分解确定发射筒内腔半径R0和弹身半径R1的值，计算H1，H2，H3，X0的初值，其中H1是尾舵根弦最大厚度，H2是尾舵梢弦最大厚度，H3是尾舵转轴处当地翼型剖面最大厚度，X0是尾舵与弹身缝隙；
H1，H2，H3，X0的初始值计算方法为：
其中，计算中间值Rx和Lx分别为：
和/>初值分别取0.06，X0取值为3mm；
步骤3.2：计算横向折叠转轴机构在横向折叠尾舵展向方向的位置，即横向折叠转轴机构距横向折叠尾舵根弦底部距离L1，L1取值为：
从而保证尾舵转轴在发射筒内腔半径与横向折叠尾舵根弦底部尺寸边界范围内；
步骤3.3：计算单片尾舵展长L0，保证尾舵横向折叠后安装进发射筒中：
其中ΔL为单片尾舵展长间隙值，ΔL取值为4mm；
设则/>值为/>
步骤3.4：根据L1,L0的取值，结合全弹气动布局形式、弹身长细比fB、弹头部长细比fn、尾舵与弹身缝隙X0、尾舵纵向位置XT、尾舵周向位置、尾舵翼型、尾舵根弦长bA1、尾舵梢弦长bA2、尾舵根弦相对厚度尾舵梢弦相对厚度/>尾舵前缘后掠角λT为输入，设计得到横向折叠尾舵气动外形及全弹气动外形参数；
步骤3.5：根据3.4横向折叠尾舵气动外形及全弹气动外形参数，采用CAD软件建立三维模型，使用CFD软件完成气动力计算，得到全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数，全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数包括风轴系下的升力系数、阻力系数、侧力系数以及体轴系下的法向力系数、轴向力系数、横向力系数、俯仰力矩系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数；
步骤3.6：以步骤3.5的全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数作为输入条件，进行弹道仿真，获得随弹道曲线变化的横向折叠尾舵法向集中气动载荷以及弹道特征点参数，弹道特征点参数包括马赫数、攻角、侧滑角、俯仰舵偏角、滚转舵偏角、偏航舵偏角，飞行海拔高度，飞行动压及飞行过载；以弹道特征点参数作为输入，进行气动热环境计算，获得随弹道曲线变化的气动热环境数据，包括热流数据、壁面温度数据；选择步弹道曲线中横向折叠尾舵法向集中气动载荷绝对值最大时刻所对应的弹道特征点参数作为输入，完成横向折叠尾舵分布气动载荷计算，获得随弹道曲线变化的尾舵分布气动载荷数据；
步骤3.7：根据横向折叠尾舵气动外形，计算尾舵转轴半径R2，R2的范围为：
使得转轴机构有效融合到翼型当中，不凸出当地翼型表面；其中ΔR为尾舵转轴半径下边界容差值，ΔR取值为2mm；
设则/>的初始值为/>
步骤3.8：再由步骤3.6的热流数据、壁面温度数据以及横向折叠尾舵分布气动载荷计算作为输入条件，采用有限元分析软件计算气动加热条件下的横向折叠尾舵结构热响应及刚强度是否满足结构设计要求，如果满足总体指标要求及结构设计要求则可进入步骤3.9做下一步设计；如果不满足总体指标要求及结构设计要求，则重新计算的值：
其中n2为步骤3.7～步骤3.8内循环次数，Δx2为增加量，Δx2＝1mm，以重新计算的为R2，跳转至步骤3.7；
如果步骤3.7中R2的值超过最大边界值/>仍不能满足总体指标要求及结构设计要求，则重新计算H1，H2，H3，计算方法为：
H1＝(0.06+n3Δx3)bA1，
H2＝(0.06+n3Δx3)bA2，
RX1和LX1为计算中间值，计算如下：
其中X0取值为3mm，n3为步骤3.1～步骤3.8循环的次数，Δx3为增加量，Δx3＝0.005；以新计算的H1，H2，H3值，跳转至步骤3.1进行计算，直至满足总体指标要求及结构设计要求后进入步骤3.9；
步骤3.9根据步骤3.5的全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数，计算全弹最大升阻比，判断最大升阻比是否满足总体指标要求，如果满足总体指标要求，进入步骤3.10，如最大升阻比不满足时，则按照参数更新集合A变更参数，参数更新集合A为：
保持单片尾舵展长L0不变，bA1、bA2、和/>做以下相应变化，
令为此时刻bA1的值,将/>作为新的bA1的值；
令为此时刻bA2的值,将/>作为新的bA2的值；
令为此时刻/>的值，将/>作为新的/>的值；
令为此时刻/>的值，将/>作为新的/>的值；
以新的bA1，bA2，跳转至步骤3.1；
步骤3.10根据步骤3.6的全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数计算最小静稳定度，判断最小静稳定度是否满足总体指标要求，如果满足总体指标要求，进入步骤3.11，当最小静稳定度不满足总体指标要求时按照参数更新集合B变更参数，参数更新集合B为：
bA1、bA2做以下相应变化：
令为此时刻bA1的值,将/>作为新的bA1的值；
令为此时刻bA2的值,将/>作为新的bA2的值；
以新的bA1，bA2跳转至步骤3.1；
步骤3.11根据步骤3.6的全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数计算操纵效率，判断操纵效率是否满足总体指标要求，如果满足总体设计指标要求及结构设计要求，则获得全弹及横向折叠尾舵气动外形，设计结束；当操纵效率不满足时按照参数更新集合C变更参数，参数更新集合C为：
bA1、bA2做以下相应变化，
令为此时刻bA1的值,将/>作为新的bA1的值；
令为此时刻bA2的值,将/>作为新的bA2的值；
以新的bA1，bA2跳转至步骤3.1；
进行迭代循环设计直至横向折叠尾舵外形同时满足结构要求及总体指标要求为止。
一种使用超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构设计方法的横向折叠尾舵，包括定舵和尾舵面，所述定舵包括定舵面和舵轴；定舵通过舵轴与弹身固定连接；尾舵面翼根弦向中间位置设置凹槽，凹槽与定舵面配合限位；尾舵面与定舵面通过转轴活动连接；尾舵面沿翼展方向折叠；转轴穿过设置在定舵内弦向的通孔，分别嵌入尾舵凹槽靠近前缘侧壁面的盲孔和靠近后缘侧壁面的盲孔；转轴与定舵为间隙配合；转轴与尾舵凹槽内的盲孔为过盈配合；尾舵后缘侧壁上设置弦向平行于转轴的销孔；销孔内设置弹簧和定位销；尾舵张开到位后，弹簧推动定位销插入设置在定舵与销孔同轴的的盲孔中；横向折叠尾舵转轴机构包括舵轴、定舵面和转轴。
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
根据已确定的布局形式，根据战技指标要求，改变以总体下达设计要求给结构，然后结构设计初始外形后再提供给气动的传统设计流程，而是由气动设计负责总体指标分解；分解的主要指标为：全弹升阻特性、最小静稳定度、最大升阻比、操纵效率和全弹最大过载；气动设计对横向折叠尾舵结构尺寸要求进行分解，分解后的结果与总体和结构进行确认；
以全弹最大过载为输入，由结构做横向折叠尾舵转轴机构初始尺寸参数设计，得到横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数，根据横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数，设计横向折叠尾舵气动外形，确定横向折叠转轴机构展向位置及大小，具体如下：有效展长设计，确定合理的舵转轴在尾舵展向方向的位置，满足如下关系式：确定尾舵展长，满足如下关系式：/>确定舵转轴半径，满足如下关系式：选取合理的尺寸参数以减小折叠部分的尾舵面积以减小转动惯量，保证良好的张开一致性。在本实施例中，综合考虑结构尺寸限制要求以及气动性能要求，确定相应的R1，R0，H1，H2，H3，X0尺寸参数，然后根据以上关系式计算可得到L1＝45.5mm，L0＝360mm，7.1mm≤R2≤18.2mm，本实例R2取8mm。最终设计出的尾舵外形在相同尺寸空间约束条件下与整片尾舵折叠相比，有效展长至少能提高约30％以上，同时减小折叠部分的尾舵面积及重量，使得转动惯量减小约30％以上，保证良好的张开一致性。
表1某导弹本发明设计的非烧蚀横向折叠尾舵与传统整片横向折叠尾舵转动惯量对比
另外根据转轴机构最大尺寸边界，开展气动力/热一体化融合设计与评估，改进尾舵沿舵展向方向的翼型厚度分布，使转轴机构有效融合到翼型当中，不凸出当地翼型表面，保证优良的气动性能及降低气动热环境，其中图2为某导弹在相同尺寸限制要求下，利用本发明设计的非烧蚀横向折叠尾舵方案与传统纵向折叠栅格舵方案零阻特性对比，从对比结果可以看出，非烧蚀横向折叠尾舵与传统的纵向折叠的栅格舵相比，具有明显减阻效果，减阻贡献在20％以上。

Claims (8)

1.一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1：根据总体指标要求，由气动设计负责总体指标分解；分解的指标为：全弹升阻特性、最小静稳定度、最大升阻比、操纵效率和全弹最大过载；气动设计对横向折叠尾舵结构尺寸要求进行分解，分解后的结果与总体和结构进行确认；
步骤2：以步骤1总体指标分解为输入得到横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数；
步骤2.1：以步骤1总体指标分解的全弹最大过载为输入，由结构设计横向折叠尾舵转轴机构初始尺寸参数；
步骤2.2：根据横向折叠尾舵转轴机构初始尺寸参数和总体指标分解，设计横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数和全弹初始气动外形参数，横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数和全弹初始气动外形参数包括：全弹气动布局形式，弹身长细比fB，弹头部长细比fn，尾舵与弹身缝隙X0，尾舵纵向位置XT，尾舵周向位置，尾舵翼型，单片尾舵初始展长LT0，尾舵根弦长bA1，尾舵梢弦长bA2，尾舵根弦相对厚度尾舵梢弦相对厚度/>尾舵前缘后掠角λT；
步骤3：根据步骤2横向折叠尾舵气动外形初始尺寸参数及总体指标要求作为输入，设计横向折叠尾舵气动外形尺寸参数；
步骤3.1：根据步骤1总体指标分解确定发射筒内腔半径R0和弹身半径R1的值，计算H1，H2，H3，X0的初值，其中H1是尾舵根弦最大厚度，H2是尾舵梢弦最大厚度，H3是尾舵转轴处当地翼型剖面最大厚度，X0是尾舵与弹身缝隙；
H1，H2，H3，X0的初始值计算方法为：
其中，计算中间值Rx和Lx分别为：
步骤3.2：计算横向折叠转轴机构在横向折叠尾舵展向方向的位置，即横向折叠转轴机构距横向折叠尾舵根弦底部距离L1，L1取值为：
从而保证尾舵转轴在发射筒内腔半径与横向折叠尾舵根弦底部尺寸边界范围内；
步骤3.3：计算单片尾舵展长L0，保证尾舵横向折叠后安装进发射筒中：
其中ΔL为单片尾舵展长间隙值，
设则/>值为/>
步骤3.4：根据L1,L0的取值，结合全弹气动布局形式、弹身长细比fB、弹头部长细比fn、尾舵与弹身缝隙X0、尾舵纵向位置XT、尾舵周向位置、尾舵翼型、尾舵根弦长bA1、尾舵梢弦长bA2、尾舵根弦相对厚度尾舵梢弦相对厚度/>尾舵前缘后掠角λT为输入，设计得到横向折叠尾舵气动外形及全弹气动外形参数；
步骤3.5：根据3.4横向折叠尾舵气动外形及全弹气动外形参数，采用CAD软件建立三维模型，使用CFD软件完成气动力计算，得到全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数，全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数包括风轴系下的升力系数、阻力系数、侧力系数以及体轴系下的法向力系数、轴向力系数、横向力系数、俯仰力矩系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数；
步骤3.6：以步骤3.5的全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数作为输入条件，进行弹道仿真，获得随弹道曲线变化的横向折叠尾舵法向集中气动载荷以及弹道特征点参数，弹道特征点参数包括马赫数、攻角、侧滑角、俯仰舵偏角、滚转舵偏角、偏航舵偏角，飞行海拔高度，飞行动压及飞行过载；以弹道特征点参数作为输入，进行气动热环境计算，获得随弹道曲线变化的气动热环境数据，包括热流数据、壁面温度数据；选择步弹道曲线中横向折叠尾舵法向集中气动载荷绝对值最大时刻所对应的弹道特征点参数作为输入，完成横向折叠尾舵分布气动载荷计算，获得随弹道曲线变化的尾舵分布气动载荷数据；
步骤3.7：根据横向折叠尾舵气动外形，计算尾舵转轴半径R2，R2的范围为：
使得转轴机构有效融合到翼型当中，不凸出当地翼型表面；其中ΔR为尾舵转轴半径下边界容差值；
设则/>的初始值为/>
步骤3.8：再由步骤3.6的热流数据、壁面温度数据以及横向折叠尾舵分布气动载荷计算作为输入条件，采用有限元分析软件计算气动加热条件下的横向折叠尾舵结构热响应及刚强度是否满足结构设计要求，如果满足总体指标要求及结构设计要求则可进入步骤3.9做下一步设计；如果不满足总体指标要求及结构设计要求，则重新计算的值：
其中n2为步骤3.7～步骤3.8内循环次数，Δx2为增加量，Δx2＝1mm，以重新计算的为R2，跳转至步骤3.7；
如果步骤3.7中R2的值超过最大边界值/>仍不能满足总体指标要求及结构设计要求，则重新计算H1，H2，H3，计算方法为：
H1＝(0.06+n3Δx3)bA1，
H2＝(0.06+n3Δx3)bA2，
RX1和LX1为计算中间值，计算如下：
其中X0取值为3mm，n3为步骤3.1～步骤3.8循环的次数，Δx3为增加量，Δx3＝0.005；以新计算的H1，H2，H3值，跳转至步骤3.1进行计算，直至满足总体指标要求及结构设计要求后进入步骤3.9；
步骤3.9根据步骤3.5的全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数，计算全弹最大升阻比，判断最大升阻比是否满足总体指标要求，如果满足总体指标要求，进入步骤3.10，如最大升阻比不满足时，则按照参数更新集合A变更参数,以更新后的参数更新集合A中的参数跳转至步骤3.1；
步骤3.10根据步骤3.6的全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数计算最小静稳定度，判断最小静稳定度是否满足总体指标要求，如果满足总体指标要求，进入步骤3.11，当最小静稳定度不满足总体指标要求时按照参数更新集合B变更参数，以更新后的参数更新集合B中的参数跳转至步骤3.1；
步骤3.11根据步骤3.6的全弹及横向折叠尾舵部件的六分量的气动力及力矩系数计算操纵效率，判断操纵效率是否满足总体指标要求，如果满足总体设计指标要求及结构设计要求，则获得全弹及横向折叠尾舵气动外形，设计结束；当操纵效率不满足时按照参数更新集合C变更参数，以更新后参数更新集合C中的参数跳转至步骤3.1；进行迭代循环设计直至横向折叠尾舵外形同时满足结构要求及总体指标要求为止。
2.根据权利要求1所述的一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构设计方法，其特征在于：所述步骤3.1中，和/>初值分别取0.06，X0取值为3mm。
3.根据权利要求1所述的一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构设计方法，其特征在于：所述步骤3.2中，单片尾舵展长间隙值ΔL取值为4mm。
4.根据权利要求1所述的一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构设计方法，其特征在于：所述步骤3.7中，尾舵转轴半径下边界容差值ΔR取值为2mm。
5.根据权利要求1所述的一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构设计方法，其特征在于：所述步骤3.9中，参数更新集合A为：
保持单片尾舵展长L0不变，bA1、bA2、和/>做以下相应变化，
令为此时刻bA1的值,将/>作为新的bA1的值；
令为此时刻bA2的值,将/>作为新的bA2的值；
令为此时刻/>的值，将/>作为新的/>的值；
令为此时刻/>的值，将/>作为新的/>的值。
6.根据权利要求1所述的一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构设计方法，其特征在于：所述步骤3.10中，参数更新集合B为：
bA1、bA2做以下相应变化，
令为此时刻bA1的值,将/>作为新的bA1的值；
令为此时刻bA2的值,将/>作为新的bA2的值。
7.根据权利要求1所述的一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构设计方法，其特征在于：所述步骤3.11中，参数更新集合C为：
bA1、bA2做以下相应变化，
令为此时刻bA1的值,将/>作为新的bA1的值；
令为此时刻bA2的值,将/>作为新的bA2的值。
8.一种使用根据权利要求1所述的一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构设计方法的横向折叠尾舵，其特征在于：包括定舵和尾舵面，所述定舵包括定舵面和舵轴；定舵通过舵轴与弹身固定连接；尾舵面翼根弦向中间位置设置凹槽，凹槽与定舵面配合限位；尾舵面与定舵面通过转轴活动连接；尾舵面沿翼展方向折叠；转轴穿过设置在定舵内弦向的通孔，分别嵌入尾舵凹槽靠近前缘侧壁面的盲孔和靠近后缘侧壁面的盲孔；转轴与定舵为间隙配合；转轴与尾舵凹槽内的盲孔为过盈配合；尾舵后缘侧壁上设置弦向平行于转轴的销孔；销孔内设置弹簧和定位销；尾舵张开到位后，弹簧推动定位销插入设置在定舵与销孔同轴的的盲孔中；横向折叠尾舵转轴机构包括舵轴、定舵面和转轴。
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