一种可分离式姿态控制装置，包括制导飞行器(15)，其特征在于，在制导飞行器(15)前端安装有姿控装置(40)，其中，姿控装置(40)包括筒状壳体(2)和端盖(1)，端盖(1)密封安装在筒状壳体(2)上端，在筒状壳体(2)内安装有脉冲发动机组件、控制器(11)、惯性测量单元(12)和供电单元(13)；控制器(11)、惯性测量单元(12)和供电单元(13)都安装在筒状壳体(2)的内壁上；本发明专利技术的姿控装置安装在制导飞行器前端，在制导飞行器发射过程中能大角度改变制导飞行器的方向，其对制导飞行器方向改变速度是以往的姿控装置达不到的。控装置达不到的。控装置达不到的。
【技术实现步骤摘要】
一种可分离式姿态控制装置
[0001]本专利技术涉及飞行器工程领域，具体涉及一种用于制导动力推进战斗飞行器(简称：制导飞行器)起飞后快速转弯的可分离式姿态控制装置，广泛适用于不同发射方式的反舰巡航制导飞行器及防空制导飞行器等。
技术介绍
[0002]倾斜发射制导飞行器方式主要依靠旋转发射架或发射箱进行瞄准，对于舰载制导飞行器来说，舰上存在各种设施的遮挡，存在一定射击盲区。垂直发射方式不要求定向瞄准，具有反应时间快、载弹量大、全方位作战等优点，在现代化反舰巡航制导飞行器、防空制导飞行器等领域被广泛应用。针对中低空防御、近海及海面防御或进攻，现代反舰巡航制导飞行器和防空制导飞行器的关键技术是其向目标方向全方位快速转弯，要求制导飞行器在最短时间内以最小转弯半径完成程序转弯，迅速进入射程区间，以便扩大最小射程和最大射程的区间。由于制导飞行器上升初期飞行速度小，仅靠空气舵不可能实现，为了在动压较低的上升段实现快速转弯，一般采用燃气舵、燃气发生器或脉冲小发动机等方式产生转弯力矩，使弹轴转向预定的空间方位。
[0003]例如美国某制导飞行器采用燃气舵方式，优点是结构简单，易于与气动控制面结合，可实现全姿态的稳定与控制，缺点是推力损失大，燃气舵工作环境恶劣，舵效率随装药初始温度与燃蚀程度而变化。
[0004]俄罗斯某制导飞行器，基于燃气发生器及与之连接的尾喷管和空气舵相结合，该方案将尾喷管设计成跟舵面垂直，从而有效利用从喷管喷出的喷射流产生的推力，减少能量损失，然而该方案还是存在一些缺点，由于将燃气发生器喷管集成到了空气舵上，使的舵根变厚，并且舵处于高温高压恶劣环境，综合看来增加了空气舵的重量、加工难度和成本，此外燃气发生器及其附件完成快速转向后不可分离，一直伴随制导飞行器后续飞行，导致制导飞行器主发动机点火后加速慢(相对于抛掉消极重量而言)，降低了机动性能，缩短了射程。并且该方案并非完全通用化，因为这种系统需要根据制导飞行器发射方式在不同类型的制导飞行器上采取不同的配置，这无疑推高了量产成本，系统在技术阵地和载具上的使用难度也随之增加。
技术实现思路
[0005]本专利技术的目的是提供一种可分离式姿态控制装置，以在短时间内直接产生大推力作用于制导飞行器，使制导飞行器在发射后瞬间实现大机动转弯，快速进入运动学弹道。
[0006]一种可分离式姿态控制装置，包括制导飞行器15，其特征在于，在制导飞行器15前端安装有姿控装置40，其中，姿控装置40包括筒状壳体2和端盖1，端盖1密封安装在筒状壳体2上端，在筒状壳体2内安装有脉冲发动机组件、控制器11、惯性测量单元12和供电单元13；控制器11、惯性测量单元12和供电单元13都安装在筒状壳体2的内壁上；并且脉冲发动机组件、控制器11、惯性测量单元12和供电单元13之间相互连接；
[0007]筒状壳体2下面开口，筒状壳体2下端面与制导飞行器15端头连接，筒状壳体2下部内有空间，制导飞行器15端头从筒状壳体2下端面插入，使制导飞行器15端头一部分伸入在筒状壳体2内，筒状壳体2下端套在制导飞行器15上部，通过剪切螺钉或爆炸螺钉5密封安装在一起；
[0008]所述的脉冲发动机组件至少包括一对偏航控制发动机6、一对俯仰控制发动机7、4台滚转控制发动机8和两个分离控制发动机9；一对偏航控制发动机6对称布置在筒状壳体2上部内壁上，两个偏航控制发动机6的喷嘴朝向相反，都朝向筒状壳体2外面，且与制导飞行器15纵轴垂直；两个俯仰控制发动机7对称布置在筒状壳体2上部内壁上，两个俯仰控制发动机7的喷嘴朝向相反，都朝向筒状壳体2外；从制导飞行器15纵轴方向看两个偏航控制发动机6和两个俯仰控制发动机7呈十字型布置；4个滚转控制发动机8喷嘴两两朝向相反，都朝向筒状壳体2外，两两在一条直线上，且分布在筒状壳体2下部两侧的内壁上，且两条直线相互平行；分离控制发动机9的喷嘴朝向与制导飞行器15纵轴呈锐角；脉冲发动机组件的所有发动机喷嘴对应的筒状壳体2都有相应的孔，供脉冲发动机组件的各发动机喷嘴的气流射出；
[0009]在使用时，将制导飞行器15和与其相连的姿控装置40放入发射筒14内，姿控装置40在发射筒14出口处，发射筒14的上端面与姿控装置40上沿的下表面采用密封材料3密封；用剪切带4将姿控装置40与发射筒14内壁连接。
[0010]所述的端盖1既是姿控装置40的端盖又是发射筒盖。
[0011]所述的控制器11、惯性测量单元12或供电单元13傍边的筒状壳体2壁上开有多个窗口10，多个窗口10都采用小门板开合方式，用来方便地面调试、维护。
[0012]所述的惯性测量单元12，实时测量制导飞行器15的三轴姿态角速率以及加速度，并将实时测量的数据传输给控制器11进行解算。
[0013]所述的控制器11用来接收惯性测量单元12输出的制导飞行器姿态参数和给定目标位置，并按转弯姿态控制和分离的要求，对接收的数据进行实时计算和处理并形成控制指令，传输给执行机构脉冲发动机组件，控制制导飞行器完成滚转、俯仰、偏航单个或组合动作后，实现装置与制导飞行器的自主分离。
[0014]所述的控制器11与地面的数据通信采用WIFI无线方式实现。
[0015]所述的供电单元13为控制器11供电，可采用锂电池或化学电池或超级电容方式实现供电。
[0016]所述的密封材料3是双道密封圈。
[0017]所述的4台滚转控制发动机8采用多脉冲固体发动机，根据实际作战场合，进行单次或多次启动，提供多脉冲推力，实现制导飞行器15的精确调姿。
[0018]本专利技术的有益效果
[0019]一、本专利技术的姿控装置40安装在制导飞行器15前端，在制导飞行器15发射过程中能大角度改变制导飞行器15的方向，其对制导飞行器15方向改变速度是以往的姿控装置达不到的。
[0020]二、本专利技术姿控装置40安装了多个脉冲发动机，组成了脉冲发动机组件，所述的脉冲发动机组件至少包括一对偏航控制发动机6、一对俯仰控制发动机7、4台滚转控制发动机8和两个分离控制发动机9；本专利技术没有舵等常规姿控装置用于改变制导飞行器方向的必要
部件。本专利技术只用脉冲发动机来改变制导飞行器的方向。
[0021]三、本专利技术安装在制导飞行器上端的姿控装置与发射筒14共用一个端盖1，这样发射筒14不需要打开，使制导飞行器发射时不受发射筒盖打的影响，比现有的制导飞行器发射更加高效。共用一个端盖1另一个优点是减轻了发射筒的重量。
[0022]四、本专利技术中姿控装置完成制导飞行器快速转弯后从制导飞行器头部自主可控分离，保障了发射平台的安全性，并且抛掉消极重量减小了整个制导飞行器的重量和体积，制导飞行器空中加速段助推发动机装置(或主发动机)点火后加速性能大大增强，综合提升了制导飞行器机动性能和射程，进而提高了制导飞行器打击或防御能力。
[0023]五、本专利技术为制导飞行器发射出筒上升段滚转
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俯仰
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偏航控制、以及分离控制提供一套完整思路，完全可替代燃气发生器+空本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种可分离式姿态控制装置，包括制导飞行器(15)，其特征在于，在制导飞行器(15)前端安装有姿控装置(40)，其中，姿控装置(40)包括筒状壳体(2)和端盖(1)，端盖(1)密封安装在筒状壳体(2)上端，在筒状壳体(2)内安装有脉冲发动机组件、控制器(11)、惯性测量单元(12)和供电单元(13)；控制器(11)、惯性测量单元(12)和供电单元(13)都安装在筒状壳体(2)的内壁上；并且脉冲发动机组件、控制器(11)、惯性测量单元(12)和供电单元(13)之间相互连接；筒状壳体(2)下面开口，筒状壳体(2)下端面与制导飞行器(15)端头连接，筒状壳体(2)下部内有空间，制导飞行器(15)端头从筒状壳体(2)下端面插入，使制导飞行器(15)端头一部分伸入在筒状壳体(2)内，筒状壳体(2)下端套在制导飞行器(15)上部，通过剪切螺钉或爆炸螺钉(5)密封安装在一起；所述的脉冲发动机组件至少包括一对偏航控制发动机(6)、一对俯仰控制发动机(7)、4台滚转控制发动机(8)和两个分离控制发动机(9)；一对偏航控制发动机(6)对称布置在筒状壳体(2)上部内壁上，两个偏航控制发动机(6)的喷嘴朝向相反，都朝向筒状壳体(2)外面，且与制导飞行器(15)纵轴垂直；两个俯仰控制发动机(7)对称布置在筒状壳体(2)上部内壁上，两个俯仰控制发动机(7)的喷嘴朝向相反，都朝向筒状壳体(2)外；从制导飞行器(15)纵轴方向看两个偏航控制发动机(6)和两个俯仰控制发动机(7)呈十字型布置；4个滚转控制发动机(8)喷嘴两两朝向相反，都朝向筒状壳体(2)外，两两在一条直线上，且分布在筒状壳体(2)下部两侧的内壁上，且两条直线相互平行；分离控制发动机(9)的喷嘴朝向与制导飞行器(15)纵轴呈锐角；脉冲发动机组件的所有发动机喷嘴对应的筒状壳体(2)都有相应的孔，供脉冲发动机组件的各发动机喷嘴的气流射出；在使用时，将制导飞行器(15)和与其相连的姿控装置(40)放入发射筒(14)内，姿控装...
【专利技术属性】
技术研发人员：禄亚锋，冯振华，张伟贵，樊全水，陈曦，邓明哲，李瑞，
申请(专利权)人：北京新风航天装备有限公司，
类型：发明
国别省市：
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