一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭
阅读说明：本技术 一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭 (Rocket for realizing gliding range extension and accurate control by adopting rolling arc wings ) 是由 王�华 程浩 翟小丽 苏建利 冯修源 马超越 魏炜 黄海鹏 于 2021-08-31 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种利用控制舱段进行滑翔增程及落点精确控制的火箭总体方案,实现增程及落点精确控制。火箭中部增加控制舱段,其上的一对可折叠展开具有反向安装偏置角的卷弧式升力翼可在飞行中产生垂直翼面方向的气动力,通过控制控制舱段翼座相对地面坐标系的滚转角度,控制气动力方向,实现对火箭增程以及对落点精确控制；其上的一对可折叠展开具有同向安装偏置角的卷弧式减旋翼提供减旋力矩,实现对控制舱段翼座的减旋及平衡控制舱段控制电机的控制力矩。采用卷弧形式的升力翼及减旋翼有效改善了火箭折叠状态及展开状态的气动整形效果,可最大限度减小飞行阻力。本发明描述的火箭总体方案,在有效提高飞行距离基础上实现对落点的精确控制。(The invention discloses a rocket overall scheme for utilizing a control cabin section to carry out precise control on gliding range increase and landing points, and the precise control on the range increase and the landing points is realized. The middle part of the rocket is additionally provided with a control cabin section, a pair of foldable and unfoldable arc-rolled lifting wings with reverse installation offset angles can generate aerodynamic force in the direction vertical to a wing surface in flight, and the aerodynamic force direction is controlled by controlling the roll angle of a wing seat of the control cabin section relative to a ground coordinate system, so that the rocket is extended to a distance and the landing point is accurately controlled; a pair of foldable and unfoldable rolling arc type rotation reducing wings with equidirectional installation offset angles provide rotation reducing torque, and rotation reduction of a control cabin wing seat and control torque of a control cabin control motor are balanced. The adoption of the arc-shaped winding type lifting wing and the rotor reducing wing effectively improves the pneumatic shaping effect of the folded state and the unfolded state of the rocket, and can reduce the flight resistance to the maximum extent. The rocket overall scheme described by the invention realizes accurate control of the landing point on the basis of effectively improving the flight distance.)
技术领域
本发明涉及一种利用控制舱段进行滑翔增程以及飞行轨迹精确控制的火箭总体方案，实现对火箭进行增程以及对火箭落点的精确控制。
背景技术
复杂的应用场景对火箭的费效比和精确控制性能提出较高的要求，促使现代火箭系统向着控制精确化及目标远程化方向发展。同时，技术的快速革新，尤其是电子信息技术的飞速发展，为火箭从无控到自主化制导的发展提供了强有力的技术支持。
传统火箭一般是一种对作用范围非精确化要求的应用载体，落点精确控制技术及滑翔增程技术的发展，使只能进行区域作用的火箭有了对某一区域实施远距离精确作用的可能。随着火箭技术的不断提升和发展，现代应用模式与空间要求发生了巨大变化，增加传统火箭的飞行距离及提高远距离区域作用精度已成为现代火箭发展的一个重要方向。
火箭最初设计时飞行距离需满足应用条件刚需要求：如可以覆盖作用区域的大致范围。单从应用要求及系统效能方面考虑火箭的有效飞行距离越大越好，但由于箭体质量、载荷质量及生产成本等因素对制造过程及发射性能影响较大，无法做到无限制增加飞行距离；当全箭质量受条件约束时，增加推进剂可提高飞行距离但同时降低了载荷舱可携载载荷质量。而滑翔增程可以在增程及保持携载能力之间达到较好的平衡，已发展为目前增程技术研究热点。
传统滑翔增程火箭主要通过采用不同气动布局的舵机控制滑翔增程，火箭结构及控制机构较复杂，且一般滑翔增程及落点精确控制无法通过单一控制方式实现，很大程度增加了结构质量及结构复杂性。另一方面，传统滑翔增程火箭由于改变了气动布局，不适用于针对传统库存无控火箭进行信息化改造。
由于火箭设计时需满足发射平台的尺寸约束，在有限的包络尺寸约束条件下，最大限度提升火箭飞行过程中的升阻比，以达到较好的滑翔增程效果，一定程度上制约了滑翔增程火箭的发展。因此，在有限空间约束下提高火箭飞行过程中的升阻比(主要为提高升力、减小阻力)，已经成为滑翔增程火箭发展的主要方向。
发明内容
本发明的技术解决问题：
为提高火箭的飞行距离以及落点的精度，提供了一种通过在火箭中部增设卷弧翼形式的可有效提高飞行过程中升阻比的控制舱段方案，并控制控制舱段的滚转角度，进而控制控制舱段上升力翼在飞行过程中产生的气动力方向，对火箭进行滑翔增程和对火箭落点进行精确控制。
本发明的技术解决方案：
一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭包括：载荷控制组件(1)、载荷舱(2)、控制舱段(3)、发动机(4)、尾翼组件(5)；其中载荷控制组件(1)位于火箭头部，载荷舱(2)位于载荷控制组件(1)后，控制舱段(3)与载荷舱(2)连接位于其后，发动机(4)与控制舱段(3)连接，位于控制舱段(3)之后，尾翼组件(5)安装于发动机(4)的喷管(16)外侧，位于火箭尾部。
所述一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的控制舱段(3)包括控制舱段翼座(6)、卷弧式升力翼(7)、卷弧式减旋翼(8)、中间转轴连接件(9)、轴承(10)、电源模块(11)、姿态测量组件(12)、控制组件(13)、GPS及北斗天线组件(14)、控制电机(15)、升力翼转轴(21)、升力翼安装件(22)、升力翼安装件转轴(23)、减旋翼转轴(24)。
所述一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的载荷舱(2)与发动机(4)通过控制舱段(3)的中间转轴连接件(9)进行结构连接，中间转轴连接件(9)为控制舱段翼座(6)绕箭体轴旋转的旋转轴，中间转轴连接件(9)通过轴承(10)与控制舱段翼座(6)连接。
所述一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的控制舱段(3)包括的控制舱段翼座(6)上安装一对可折叠卷弧式升力翼(7)具有一反向的安装偏置角，在火箭飞行过程中可产生同向的垂直翼面方向的气动力，为火箭增程或精确控制提供气动载荷；控制舱段翼座(6)上安装的一对可折叠的卷弧式减旋翼(8)具有一同向的安装偏置角，在火箭飞行过程中可产生反向的垂直翼面方向的气动力，综合表现为绕箭体轴方向的气动力矩，可实现对控制舱段翼座(6)的减旋，同时可作为负载平衡控制舱段(3)所包括的控制电机(15)的控制力矩。
所述的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的通过升力翼转轴(21)连接于升力翼安装件(22)上的一对卷弧式升力翼(7)可通过升力翼安装件转轴(23)的旋转，得到卷弧式升力翼(7)所需要的安装偏置角；卷弧式升力翼(7)及卷弧式减旋翼(8)有效改善了火箭在折叠状态及展开状态气动外形的整形效果，同时采用卷弧式翼面形式，可有效提高升力翼的翼面积，进一步在有限的空间约束下提高了火箭的增程效果。
所述一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的尾翼组件(5)包括尾翼座(17)、尾翼(18)，尾翼座(17)固定安装于发动机(4)的喷管(16)外侧。
所述一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的尾翼组件(5)包括的尾翼座(17)上安装有周向均匀分布的六片可折叠的尾翼(18)，尾翼座(17)上安装的可折叠的尾翼(18)具有一同向的安装偏置角，在火箭飞行过程中可产生沿周向同方向的气动力，综合表现为绕箭体轴方向的气动力矩，可实现对整个箭体部分的气动加载起旋，使整个火箭箭体部分在飞行过程中维持一相对稳定的自转速度；尾翼座(17)上安装的可折叠的尾翼(18)无安装偏置角，在火箭飞行过程中只起到稳定作用，不对箭体产生气动加载效应。
所述一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的控制电机(15)安装于中间转轴连接件(9)与控制舱段翼座(6)之间，控制电机(15)的转子部分(19)与中间转轴连接件(9)固定连接，控制电机(15)的定子部分(20)与控制舱段翼座(6)固定连接。
所述的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭，当火箭箭体自旋状态时，可通过控制控制电机(15)的转速，实现对控制舱段翼座(6)滚转方向的控制；火箭箭体无旋状态时，可直接通过控制控制电机(15)的转子部分(19)及定子部分(20)的相对转动角度，实现对控制舱段翼座(6)滚转方向的控制。
所述的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭进行滑翔增程精确控制实现过程如下：
在火箭发射后，尾翼组件(5)上安装的尾翼(18)展开，对于箭体自旋方案，尾翼(18)起到气动加载维持箭体转速及稳定作用；对于箭体无旋方案，尾翼(18)起到飞行稳定作用。
在火箭飞行轨迹最高点附近，控制舱段(3)上的卷弧式升力翼(7)及卷弧式减旋翼(8)均展开，通过控制电机(15)实时控制控制舱段翼座(6)相对地面坐标系滚转角度，实现对火箭的三种不同控制作用：
1)通过控制电机(15)实时控制控制舱段翼座(6)相对地面坐标系滚转角度，使卷弧式升力翼(7)所受到的气动力沿飞行轨迹曲线外法线方向，实现对火箭的滑翔增程作用；
2)由姿态测量组件(12)、GPS及北斗天线组件(14)经过测量并由控制组件(13)计算火箭落点与期望落点的偏差量及方向，并给出控制指令，由控制电机(15)根据控制指令实时控制控制舱段翼座(6)相对地面坐标系滚转角度，使卷弧式升力翼(7)所受到的气动力在飞行轨迹曲线外法线方向及落点偏差反方向均存在一气动力分量，对火箭滑翔增程的同时实施火箭落点的精确控制；
3)由姿态测量组件(12)、GPS及北斗天线组件(14)经过测量并由控制组件(13)计算火箭落点与期望落点的偏差量及方向，并给出控制指令，由控制电机(15)根据控制指令实时控制控制舱段翼座(6)相对地面坐标系滚转角度，使卷弧式升力翼(7)所受到的气动力沿落点偏差反方向，对火箭最大限度地实施落点的精确控制修正；
4)在火箭飞行末段，由控制电机(15)根据当前飞行方向控制舱段翼座(6)相对地面坐标系滚转角度，使卷弧式升力翼(7)所受到的气动力沿飞行轨迹曲线内法线方向，实现对火箭飞行末段的姿态调整，以增加火箭的落角，在特定应用时提高作用效能。
本发明有益效果是：
1、本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭，升力翼及减旋翼均采用卷弧翼形式，在有限的包络尺寸约束条件下，可最大限度提升火箭飞行过程中的升阻比，以达到较好的滑翔增程及落点控制能力。
2、本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭，通过实时控制控制舱段升力翼的滚转方向，使升力翼所受气动力方向始终沿飞行轨迹曲线外法线方向，可最大限度地提高火箭的滑翔性能，有效地增加火箭的飞行距离。
3、本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭，通过实时控制控制舱段升力翼的滚转方向，使升力翼所受气动力在飞行轨迹曲线外法线方向以及沿落点偏差反方向均存在一气动力分量，可同时实现对火箭的滑翔增程及精确控制火箭的落点，有效地提高火箭的系统效能。
4、本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭，可在飞行末段通过控制控制舱段升力翼的滚转方向，使升力翼所受气动力沿飞行轨迹曲线内法线方向，可实现对火箭飞行末段的姿态进行调整，以提高火箭落点的落角，在特定应用中有效提高作用效能。
5、本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭，通过实时控制控制舱段升力翼的滚转方向，可使火箭具有一定的机动能力，一定程度上提高了火箭的灵活性和增大了其作用范围。
6、本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭，可采用箭体自旋及箭体无旋两种方案，仅通过改动尾翼组件部分结构，实现火箭由低速滚转火箭转变为无滚转火箭，可使火箭对发射平台的适应性更广泛。
7、本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭，可用于对现有库存火箭进行改进，仅需在载荷舱及发动机间加装控制舱段，即可实现对原有火箭的增程及落点精确控制，可在低成本条件下实现对现有传统火箭的信息化改造。
附图说明
图1是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭完全展开状态的总体及各分系统示意图；
图2是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭完全展开状态的正视图；
图3是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭完全展开状态的左视图；
图4是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭完全展开状态的俯视图；
图5是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭折叠状态的示意图；
图6是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭尾翼展状态的示意图；
图7是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的控制舱段总体及各部件示意图(展开状态)；
图8是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的控制舱段总体及各部件示意图(折叠状态)；
图9是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的控制舱段的正视图；
图10是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的控制舱段的左视图；
图11是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的控制舱段的俯视图；
图12是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的控制舱段的剖视图；
图13是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的控制舱段展开过程示意图；
图14是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的尾翼组件总体及各部件示意图；
图15是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的尾翼组件的正视图；
图16是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的尾翼组件的左视图；
图17是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的尾翼组件的俯视图；
图18是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的升力翼安装偏置角示意图；
图19是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的减旋翼安装偏置角示意图；
图20是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭的尾翼安装偏置角示意图；
图21是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭滑翔增程控制模式示意图；
图22是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭滑翔增程及精确控制模式示意图；
图23是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭精确控制模式示意图。
图24是本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭飞行末段姿态调整模式示意图。
具体实施方式
下面结合视图对本发明进一步说明。
实施例子：
如图1—4所示，本发明的一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭包括：载荷控制组件(1)、载荷舱(2)、控制舱段(3)、发动机(4)、尾翼组件(5)。其中载荷控制组件(1)位于火箭头部，载荷舱(2)位于载荷控制组件(1)后，控制舱段(3)与载荷舱(2)连接位于其后，发动机(4)与控制舱段(3)连接，位于控制舱段(3)之后，尾翼组件(5)安装于发动机(4)的喷管(16)外侧，位于火箭尾部。
如图7—12所示，控制舱段(3)包括控制舱段翼座(6)、卷弧式升力翼(7)、卷弧式减旋翼(8)、中间转轴连接件(9)、轴承(10)、电源模块(11)、姿态测量组件(12)、控制组件(13)、GPS及北斗天线组件(14)、控制电机(15)、升力翼转轴(21)、升力翼安装件(22)、升力翼安装件转轴(23)、减旋翼转轴(24)。载荷舱(2)与发动机(4)通过控制舱段(3)的中间转轴连接件(9)进行结构连接，中间转轴连接件(9)为控制舱段翼座(6)绕箭体轴旋转的旋转轴，中间转轴连接件(9)通过轴承(10)与控制舱段翼座(6)连接。控制舱段翼座(6)上通过升力翼安装件转轴(23)连接升力翼安装件(22)，并通过升力翼转轴(21)安装有一对可折叠的卷弧式升力翼(7)，并通过减旋翼转轴(24)连接一对可折叠的卷弧式减旋翼(8)。
如图13所示，控制舱段(3)展开过程如下：卷弧式减旋翼(8)绕减旋翼转轴(24)旋转展开；卷弧式升力翼(7)首先绕升力翼转轴(21)旋转展开，而后升力翼安装件(22)带动已展开的卷弧式升力翼(7)绕升力翼安装件转轴(23)旋转，以得到卷弧式升力翼(7)所设计的安装偏置角。
如图14—17所示，尾翼组件(5)包括尾翼座(17)、尾翼(18)，固定安装于发动机(4)的喷管(16)外侧。尾翼组件(5)包括的尾翼座(17)上安装有周向均匀分布的六片可折叠的尾翼(18)。
如图18—20所示，卷弧式升力翼(7)、卷弧式减旋翼(8)及箭体自旋方案中的尾翼(18)均具有一与箭体轴方向成一定夹角的安装偏置角，在火箭飞行过程中可产生垂直翼面方向的气动力。
本发明一种采用卷弧翼实现滑翔增程及精确控制的火箭进行滑翔增程精确控制具体实现过程如下：
如图5所示，火箭在发射前，其卷弧式升力翼(7)、卷弧式减旋翼(8)及尾翼(18)均处于折叠状态，且折叠后的火箭不超过其箭体外包络尺寸；
如图6所示，在火箭发射后，尾翼组件(5)上安装的尾翼(18)全部展开，对于箭体自旋方案，尾翼(18)起到气动加载维持箭体转速及稳定作用；对于箭体无旋方案，尾翼(18)起到飞行稳定作用；
如图1所示，在火箭飞行轨迹最高点附近，控制舱段(3)上的卷弧式升力翼(7)及卷弧式减旋翼(8)均展开，通过控制电机(15)实时控制控制舱段翼座(6)相对地面坐标系滚转角度，实现对火箭的四种不同控制作用：
1)如图21所示，通过控制电机(15)实时控制控制舱段翼座(6)相对地面坐标系偏转角度，使卷弧式升力翼(7)所受到的气动力始终沿飞行轨迹曲线外法线方向，实现对火箭的滑翔增程作用；
2)如图22所示，由姿态测量组件(12)、GPS及北斗天线组件(14)经过测量并由控制组件(13)计算火箭落点与期望落点的偏差量及方向，给出控制指令，由控制电机(15)根据控制指令实时控制控制舱段翼座(6)相对地面坐标系滚转角度，使卷弧式升力翼(7)所受到的气动力在飞行轨迹曲线外法线方向及落点偏差反方向均存在一气动力分量，对火箭滑翔增程的同时实施对火箭落点的精确控制；
3)如图23所示，由姿态测量组件(12)、GPS及北斗天线组件(14)经过测量并由控制组件(13)计算火箭落点与期望落点的偏差量及方向，给出控制指令，由控制电机(15)根据控制指令实时控制控制舱段翼座(6)相对地面坐标系滚转角度，使卷弧式升力翼(7)所受到的气动力沿落点偏差反方向，对火箭最大限度地实施落点的精确控制修正；
4)如图24所示，在火箭飞行末段，由控制电机(15)根据当前飞行方向控制舱段翼座(6)相对地面坐标系滚转角度，使卷弧式升力翼(7)所受到的气动力沿飞行轨迹曲线内法线方向，实现对火箭飞行末段的姿态调整，以增加火箭的落角，在特定应用中提高作用效能。
以上所述仅为本发明的优选实例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
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