一种火箭用嵌入式气动控制舵面及其控制方法技术

本申请提供一种火箭用嵌入式气动控制舵面及其控制方法，该嵌入式气动控制舵面包括：控制舵面和伺服作动系统，控制舵面通过转轴转动连接在火箭尾部，伺服作动系统固定连接在火箭的尾部，并与控制舵面连接；伺服作动系统包括动力支撑杆和电池动力组件；动力支撑杆与电池动力组件电连接；动力支撑杆连接在控制舵面与火箭尾部外型面之间，动力支撑杆推动控制舵面，使得控制舵面与火箭尾部外型面之间张开一定角度。本申请具有控制能力强、背负重量代价小，火箭飞行阻力小的特点。

An embedded pneumatic control surface for rocket and its control method

【技术实现步骤摘要】
一种火箭用嵌入式气动控制舵面及其控制方法
本申请涉及火箭
，尤其涉及一种火箭用嵌入式气动控制舵面及其控制方法。
技术介绍
目前，固体火箭发动机(Solidpropellantrocketengine)使用固体推进剂的化学火箭发动机。又称固体推进剂火箭发动机。固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，化学能转化为热能，生产高温高压的燃烧产物。燃烧产物流经喷管，在其中膨胀加速，热能转变为动能，以高速从喷管排出而产生推力。现有技术中固体火箭发动机采用摆动喷管、无翼和舵机的纯旋成体布局，压心往往处于距离火箭尖点30％左右的位置，其静不稳定度大，对矢量动力系统的控制能力要求极高。静不稳定性指的是气动中心到火箭重心的距离，气动中心在重心之后静稳定度为正，火箭是稳定的；气动中心在重心之前静稳定度为负，火箭是不稳定的。现有技术中通过增加安定翼的方式来减小静不稳定度，减少矢量动力系统的控制能力的需求，但是，安定翼在火箭飞行的过程中提供了阻力，不利于火箭的飞行。现有技术中常规的气动舵面包括十字型控制舵面和X型控制舵面(即十字型控制舵面旋转45度)，控制舵面一方面提供了安定性，另一方面作为控制舵面通过偏转的方式改变火箭的飞行姿态，火箭飞行的全程中，常规的气动舵面均有阻力产生，并且需要较为庞大的伺服动作系统支持，使得火箭背负较大重量，火箭制造成本较高。
技术实现思路
本申请的目的在于提供一种火箭用嵌入式气动控制舵面及其控制方法，其具有控制能力强、背负重量代价小，火箭飞行阻力小的特点。为达到上述目的，本申请提供了一种火箭用嵌入式气动控制舵面，包括：控制舵面和伺服作动系统，所述控制舵面通过转轴转动连接在火箭尾部，所述伺服作动系统固定连接在火箭的尾部，并与所述控制舵面连接；所述伺服作动系统包括动力支撑杆和电池动力组件；所述动力支撑杆与所述电池动力组件电连接；所述动力支撑杆连接在所述控制舵面与所述火箭尾部外型面之间，所述动力支撑杆推动所述控制舵面，使得所述控制舵面与所述火箭尾部外型面之间张开一定角度。如上的，其中，所述动力支撑杆与所述转轴之间的距离大于控制舵面长度的1/3，且小于控制舵面长度的1/2。如上的，其中，所述控制舵面包括均匀间隔开布置在火箭尾部四周的第一控制舵面、第二控制舵面、第三控制舵面和第四控制舵面；所述动力支撑杆包括分别与所述第一控制舵面、所述第二控制舵面、所述第三控制舵面和所述第四控制舵面连接的第一动力支撑杆、第二动力支撑杆、第三动力支撑杆和第四动力支撑杆。如上的，其中，控制舵面为圆弧板状，所述控制舵面设置在火箭尾部外型面的外周侧。如上的，其中，所述动力支撑杆包括固定筒和伸缩杆，所述伸缩杆可伸缩连接在所述固定筒内；所述固定筒的端部与火箭尾部外型面固定连接，所述伸缩杆的端部与所述控制舵面铰接。本申请还提供一种火箭用嵌入式气动控制舵面的控制方法，该方法包括：预先构建控制舵面打开角度与压心后移量的关系模型；确定火箭飞行过程中不同飞行马赫数下的最小压心后移量；根据计算的最小压心后移量和预先构建的控制舵面打开角度与压心后移量的关系模型，获取舵面最小打开角度θmin；动力支撑杆驱动控制舵面张开最小打开角度θmin。如上的，其中，该方法还包括：根据控制舵面需要张开的角度计算动力支撑杆伸出的长度；动力支撑杆的伸长量的计算公式为：L＝h·tanθ；其中，L表示动力支撑杆的伸长量；θ表示控制舵面张开的角度；h表示动力支撑杆在作动器盒内、控制舵面未打开状态下距离转轴的距离。如上的，其中，计算仅打开一片控制舵面下，火箭的控制力矩；火箭的控制力矩的计算公式为：其中，mz表示火箭的控制力矩；ρ表示大气密度；v表示火箭飞行速度；S表示参考面积；CN表示法向力系数；Xcp表示火箭控制舵面打开时压力距离尖点的距离；XG表示火箭重心距离尖点的距离。如上的，其中，预先构建控制舵面打开角度与压心后移量的关系模型的方法如下：计算控制舵面未打开时，在不同飞行马赫数下火箭的第一压心距离火箭尖点的距离Xcp0；计算控制舵面打开不同角度时，在不同飞行马赫数下火箭的第二压心距离火箭尖点的距离Xcp；根据计算获得的第二压心距离火箭尖点的距离Xcp和第一压心距离火箭尖点的距离Xcp0，计算控制舵面打开不同角度时，在不同飞行马赫数下火箭的压心后移量ΔXcp；根据控制舵面打开不同角度下对应的压心后移量构建舵面打开角度与压心后移量的关系模型。如上的，其中，压心后移量的计算公式为：ΔXcp＝Xcp-Xcp0；其中，ΔXcp表示压心后移量。本申请实现的有益效果如下：(1)本申请的控制舵面在火箭未发射状态下包围在火箭尾部的外型面，节约空间，在火箭飞行的过程中，控制启动控制面开启不同的角度，起到控制舵面的作用，减小控制舵面与火箭尾部的外型面之间的角度，减小火箭飞行过程中的阻力。(2)本申请在火箭飞行的过程中，针对火箭的飞行工况和控制能力需求，控制舵面自动打开合适的角度，使火箭处于静稳定飞行状态，并给火箭提供控制力矩。(3)本申请的四片控制舵面开启相同角度后，能提供安定作用。(4)在控制火箭抬头(或低头)的过程中，现有的十字型控制舵面需要两片控制舵面绕转轴向下(或向上)偏转一定角度使火箭抬头，而本申请中，单片控制舵面打开后，提供纵向力矩使火箭抬头，相当于传统的多片控制舵面偏转的控制效果。附图说明为了更清楚地说明本申请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申请中记载的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1为本申请实施例的一种火箭用嵌入式气动控制舵面的立体图。图2为本申请实施例的一种火箭用嵌入式气动控制舵面的左视图。图3为本申请实施例的一种火箭用嵌入式气动控制舵面的隐藏一个控制舵面的立体图。图4为本申请实施例的一种火箭用嵌入式气动控制舵面的正视图。图5为本申请实施例的一种火箭用嵌入式气动控制舵面的控制方法的流程图。图6为本申请实施例的预先构建控制舵面打开角度与压心后移量的关系模型的构建方法流程图。附图标记：1-控制舵面；2-伺服作动系统；3-转轴；4-火箭尾部外型面；11-第一控制舵面；12-第二控制舵面；13-第三控制舵面；14-第四控制舵面；21-第一动力支撑杆；22-第二动力支撑杆；23-第三动力支撑杆；24-第四动力支撑杆。具体实施方式下面结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。实施例一如图1-4所示，本本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种火箭用嵌入式气动控制舵面，其特征在于，包括：控制舵面和伺服作动系统，所述控制舵面通过转轴转动连接在火箭尾部，所述伺服作动系统固定连接在火箭的尾部，并与所述控制舵面连接；/n所述伺服作动系统包括动力支撑杆和电池动力组件；所述动力支撑杆与所述电池动力组件电连接；所述动力支撑杆连接在所述控制舵面与所述火箭尾部外型面之间，所述动力支撑杆推动所述控制舵面，使得所述控制舵面与所述火箭尾部外型面之间张开一定角度。/n

【技术特征摘要】
1.一种火箭用嵌入式气动控制舵面，其特征在于，包括：控制舵面和伺服作动系统，所述控制舵面通过转轴转动连接在火箭尾部，所述伺服作动系统固定连接在火箭的尾部，并与所述控制舵面连接；
所述伺服作动系统包括动力支撑杆和电池动力组件；所述动力支撑杆与所述电池动力组件电连接；所述动力支撑杆连接在所述控制舵面与所述火箭尾部外型面之间，所述动力支撑杆推动所述控制舵面，使得所述控制舵面与所述火箭尾部外型面之间张开一定角度。


2.根据权利要求1所述的火箭用嵌入式气动控制舵面，其特征在于，所述动力支撑杆与所述转轴之间的距离大于控制舵面长度的1/3，且小于控制舵面长度的1/2。


3.根据权利要求2所述的火箭用嵌入式气动控制舵面，其特征在于，所述控制舵面包括均匀间隔开布置在火箭尾部四周的第一控制舵面、第二控制舵面、第三控制舵面和第四控制舵面；
所述动力支撑杆包括分别与所述第一控制舵面、所述第二控制舵面、所述第三控制舵面和所述第四控制舵面连接的第一动力支撑杆、第二动力支撑杆、第三动力支撑杆和第四动力支撑杆。


4.根据权利要求1所述的火箭用嵌入式气动控制舵面，其特征在于，控制舵面为圆弧板状，所述控制舵面设置在火箭尾部外型面的外周侧。


5.根据权利要求1-4任意一项所述的火箭用嵌入式气动控制舵面，其特征在于，所述动力支撑杆包括固定筒和伸缩杆，所述伸缩杆可伸缩连接在所述固定筒内；所述固定筒的端部与火箭尾部外型面固定连接，所述伸缩杆的端部与所述控制舵面铰接。


6.根据权利要求1-4任意一项所述的火箭用嵌入式气动控制舵面的控制方法，其特征在于，该方法包括：
预先构建控制舵面打开角度与压心后移量的关系模型；
确定火箭飞行过程中不同飞行马赫数下的最小压心后移量；
根据计算的最小压心后移量和预先构建的...

【专利技术属性】
技术研发人员：樊鹏飞，布向伟，赖谋荣，李秦峰，史晓宁，张翔，杨毅强，
申请(专利权)人：北京中科宇航探索技术有限公司，
类型：发明
国别省市：北京;11