一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭
阅读说明：本技术 一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭 (Take gliding to increase journey cabin section and whole arrow to lead commentaries on classics wing and control assembly's gliding to increase journey accurate control rocket ) 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增程舱段、导转舱段及控制组件进行滑翔增程、全箭导转及飞行控制的火箭总体方案,实现增程及落点精确控制。中部增加增程舱段,其上一对可展开的升力翼在飞行中产生垂直翼面方向的气动力,通过滚转增程舱段翼座,控制气动力方向,实现滑翔增程；增程舱段后增加导转舱段,其上可展开的四片导转翼在飞行中产生绕箭体轴的导转力矩,维持箭体旋转速度,满足增程舱段发电机发电需求,增加飞行稳定性；尾部控制组件上的一对修正舵在飞行中产生垂直舵面方向的气动力,通过滚转控制组件翼座,控制气动力方向,实现落点精确控制。本发明的火箭总体方案,在有效提高飞行距离基础上可实现落点精确控制。(The invention discloses a general rocket scheme for gliding range extension, full rocket guide rotation and flight control by utilizing a range extension cabin section, a guide rotation cabin section and a control assembly, and realizes accurate range extension and drop point control. The middle part is provided with a range-extending cabin section, a pair of deployable lift wings on the range-extending cabin section generate aerodynamic force vertical to the direction of a wing surface in flight, and the direction of the aerodynamic force is controlled by rolling a wing seat of the range-extending cabin section to realize gliding range extension; a rotating guide cabin section is added behind the range-increasing cabin section, four rotating guide wings which can be unfolded on the rotating guide cabin section generate rotating guide torque around the arrow shaft in flight, the rotating speed of the arrow body is maintained, the power generation requirement of a generator of the range-increasing cabin section is met, and the flight stability is improved; a pair of correcting rudders on the tail control assembly generate aerodynamic force vertical to the direction of a control surface in flight, and the aerodynamic force direction is controlled by rolling the wing seat of the control assembly, so that the accurate control of the landing point is realized. The rocket overall scheme of the invention can realize 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增程舱段进行滑翔增程、利用导转舱段进行全箭导转以及利用控制组件进行飞行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。
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，提供了一种通过控制在火箭中部增设的增程舱段上增程舱段翼座的滚转角度，进而控制增程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；通过在火箭中部增加的导转舱段实现维持火箭飞行过程中的箭体转速，保证增程舱段相对箭体存在一相对恒定的旋转速度，以满足增程舱段发电机发电效率要求；通过控制位于火箭尾部的控制组件上控制组件翼座的滚转角度，进而控制控制组件上修正舵在飞行过程中产生的气动力方向对火箭进行落点精确控制。
本发明的技术解决方案：
一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭，其特征在于包括：载荷控制组件(1)、载荷舱(2)、增程舱段(3)、导转舱段(4)、发动机(5)、控制组件(6)；其中载荷控制组件(1)位于火箭头部，载荷舱(2)与载荷控制组件(1)连接位于其后，增程舱段(3)与载荷舱(2)连接位于其后，导转舱段(4)与增程舱段(3)及发动机(5)连接，控制组件(6)安装于发动机(5)的喷管(25)外侧，位于火箭尾部。
所述一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的增程舱段(3)包括增程舱段翼座(7)、升力翼(8)、减旋翼(9)、中间转轴连接件(10)、轴承(11)、电源模块(12)、姿态测量组件(13)、增程舱段控制组件(14)、GPS及北斗天线组件(15)、增程舱段控制电机(16)。
所述一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的导转舱段(4)包括导转舱段翼座(17)、导转翼(18)。
所述一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的控制组件(6)包括控制组件翼座(19)、修正舵(20)、减旋舵(21)、轴承(22)、控制组件控制模块(23)、控制组件控制电机(24)。
所述一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的载荷舱(2)与导转舱段(4)通过增程舱段(3)的中间转轴连接件(10)进行结构连接，中间转轴连接件(10)为增程舱段翼座(7)绕箭体轴旋转的旋转轴，中间转轴连接件(10)通过轴承(11)与增程舱段翼座(7)连接。
所述一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的导转舱段(4)通过中间转轴连接件(10)与载荷舱(2)连接，并与发动机(5)固定连接。
所述一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的控制组件(6)的控制组件翼座(19)与发动机喷管(25)通过轴承(22)连接，可相对发动机喷管(25)转动。
所述一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的增程舱段(3)包括的增程舱段翼座(7)上安装的一对可折叠升力翼(8)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；安装的一对可折叠减旋翼(9)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，可实现对增程舱段翼座(7)的减旋，同时可作为负载平衡增程舱段(3)所包括的增程舱段控制电机(16)的控制力矩。
所述一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的导转舱段(4)包括的导转舱段翼座(17)上安装有周向均匀分布的四片可折叠的导转翼(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。
所述一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的控制组件(6)包括的控制组件翼座(19)上安装有一对可折叠的修正舵(20)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舵面方向的气动力，为火箭精确控制提供气动载荷；安装的两对(四片)可折叠的减旋舵(21)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舵面方向的气动力，综合表现为绕箭体轴方向的气动力矩，可实现对控制组件翼座(19)的减旋，同时可作为负载平衡控制组件(6)所包括的控制组件控制电机(24)的控制力矩。
所述一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的增程舱段控制电机(16)安装于中间转轴连接件(10)与增程舱段翼座(7)之间，增程舱段控制电机(16)的转子部分(26)与中间转轴连接件(10)固定连接，增程舱段控制电机(16)的定子部分(27)与增程舱段翼座(7)固定连接；增程舱段控制电机(16)兼具发电机及控制电机的作用，由于增程舱段翼座(7)相对中间转轴连接件(10)始终存在一相对转速，增程舱段控制电机(16)的转子部分(26)及定子部分(27)间始终存在一相对转动，可实现增程舱段控制电机(16)的发电功能。火箭飞行过程中其箭体处于自旋状态，可通过控制增程舱段控制电机(16)的转速，实现对增程舱段翼座(7)滚转方向的控制。
所述一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的控制组件控制电机(24)安装于控制组件翼座(19)与发动机喷管(25)之间，控制组件控制电机(24)的转子部分(28)与发动机喷管(25)固定连接，控制组件控制电机(24)的定子部分(29)与控制组件翼座(19)固定连接。火箭飞行过程中其箭体处于自旋状态，可通过控制控制组件控制电机(24)的转速，实现对控制组件翼座(19)滚转方向的控制。
所述一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭进行滑翔增程精确控制实现过程如下：
在火箭发射后，导转舱段(4)上安装的导转翼(18)展开，导转翼(18)起到气动加载维持箭体转速及稳定作用；控制组件(6)上安装的修正舵(20)及减旋舵(21)展开，并进行自由旋转。
在火箭飞行轨迹最高点附近，增程舱段(3)上的升力翼(8)及减旋翼(9)均展开，通过增程舱段控制电机(16)实时调整控制增程舱段翼座(7)相对地面坐标系滚转角度，保证升力翼(8)所产生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。
在火箭飞行轨迹最高点附近，由姿态测量组件(13)、GPS及北斗天线组件(15)经过测量，并由增程舱段控制组件(14)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，通过无线发送给控制组件控制模块(23)，由控制组件控制电机(24)根据控制指令实时控制控制组件翼座(19)相对地面坐标系滚转角度，使修正舵(20)所受到的气动力在沿落点偏差反方向，实施对火箭落点的精确控制。
本发明有益效果是：
1、本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭，通过实时控制增程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。
2、本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭，通过实时控制控制组件修正舵的滚转方向，使修正舵所受气动力方向沿落点偏差反方向，可实现对火箭落点的精确控制，有效地提高火箭的系统效能。
3、本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭，通过实时控制控制组件修正舵的滚转方向，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。
4、本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭，其增程舱段电机兼具发电及控制功能，可有效降低火箭箭载电源要求，提高火箭的控制能力；同时利用导转舱段实现对箭体自转速度的维持，使控制组件与箭体始终保持一相对稳定的相对转速，满足增程舱段电机进行发电的需求。
5、本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭，可用于对现有库存火箭进行改进，仅需在载荷舱及发动机之间加装增程舱段及导转舱段，对原火箭尾翼部件进行改进替换为控制组件，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精确化升级改造。
附图说明
图1是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭完全展开状态的总体及各分系统示意图；
图2是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭完全展开状态的正视图；
图3是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭完全展开状态的左视图；
图4是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭完全展开状态的俯视图；
图5是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭折叠状态的示意图；
图6是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭尾翼及导转翼展开状态的示意图；
图7是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的增程舱段总体及各部件示意图；
图8是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的增程舱段的正视图；
图9是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的增程舱段的左视图；
图10是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的增程舱段的俯视图；
图11是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的增程舱段的剖视图；
图12是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的导转舱段总体及各部件示意图；
图13是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的导转舱段的正视图；
图14是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的导转舱段的左视图；
图15是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的导转舱段的俯视图；
图16是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的控制组件总体及各部件示意图；
图17是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的控制组件的正视图；
图18是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的控制组件的左视图；
图19是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的控制组件的俯视图；
图20是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的控制组件的剖视图；
图21是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的升力翼安装偏置角示意图；
图22是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的减旋翼安装偏置角示意图；
图23是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的导转翼安装偏置角示意图；
图24是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的修正舵安装偏置角示意图；
图25是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭的减旋舵安装偏置角示意图；
图26是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭滑翔增程及精确控制示意图一；
图27是本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭滑翔增程及精确控制示意图二。
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，本发明的一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭包括：载荷控制组件(1)、载荷舱(2)、增程舱段(3)、导转舱段(4)、发动机(5)、控制组件(6)；其中载荷控制组件(1)位于火箭头部，载荷舱(2)与载荷控制组件(1)连接位于其后，增程舱段(3)与载荷舱(2)连接位于其后，导转舱段(4)与增程舱段(3)及发动机(5)连接，控制组件(6)安装于发动机(5)的喷管(25)外侧，位于火箭尾部。
如图7—11所示，增程舱段(3)包括增程舱段翼座(7)、升力翼(8)、减旋翼(9)、中间转轴连接件(10)、轴承(11)、电源模块(12)、姿态测量组件(13)、增程舱段控制组件(14)、GPS及北斗天线组件(15)、增程舱段控制电机(16)。载荷舱(2)与导转舱段(4)通过增程舱段(3)的中间转轴连接件(10)进行结构连接，中间转轴连接件(10)为增程舱段翼座(7)绕箭体轴旋转的旋转轴，中间转轴连接件(10)通过轴承(11)与增程舱段翼座(7)连接。增程舱段翼座(7)上安装一对可折叠具有一反向安装偏置角的升力翼(8)及一对可折叠具有一同向安装偏置角的减旋翼(9)。
如图12—15所示，导转舱段(4)包括导转舱段翼座(17)、导转翼(18)。导转舱段(4)通过中间转轴连接件(10)与载荷舱(2)连接，并固定连接于发动机(5)。导转舱段翼座(17)上安装有周向均匀分布的四片可折叠具有一同向安装偏置角的导转翼(18)。
如图16—20所示，控制组件(6)包括控制组件翼座(19)、修正舵(20)、减旋舵(21)、轴承(22)、控制组件控制模块(23)、控制组件控制电机(24)。控制组件(6)的控制组件翼座(19)与发动机喷管(25)通过轴承(22)连接，可相对发动机喷管(25)转动。控制组件翼座(19)上安装有一对可折叠具有一反向安装偏置角的修正舵(20)及两对(四片)可折叠具有一同向安装偏置角的减旋舵(21)。
如图21—25所示，升力翼(8)、减旋翼(9)、导转翼(18)、修正舵(20)、减旋舵(21)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舵面及翼面方向的气动力。
本发明一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭进行滑翔增程精确控制的具体实现过程如下：
如图5所示，火箭在发射前，其升力翼、减旋翼、导转翼、减旋舵及修正舵均处于折叠状态，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，导转舱段(4)上安装的导转翼(18)展开，导转翼(18)起到气动加载维持箭体转速及稳定作用；控制组件(6)上安装的修正舵(20)及减旋舵(21)展开，并进行自由旋转；
如图1所示，在火箭飞行轨迹最高点附近，增程舱段(3)上的升力翼(8)及减旋翼(9)均展开，通过增程舱段上的增程舱段控制电机(16)及控制组件上的控制组件控制电机(24)实时控制增程舱段翼座(7)及控制组件翼座(19)相对地面坐标系滚转角度，实现对火箭的滑翔增程及落点精确控制，具体如下：
1)如图26所示，由增程舱段(3)上的增程舱段控制电机(16)实时控制增程舱段翼座(7)相对地面坐标系的滚转角度，使升力翼(8)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；
2)如图26所示，由姿态测量组件(13)、GPS及北斗天线组件(15)经过测量，并由增程舱段控制组件(14)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，通过无线模块传送给控制组件控制模块(23)，由控制组件控制电机(24)根据控制指令实时控制控制组件翼座(19)相对地面坐标系滚转角度，使修正舵(20)所受到的气动力在沿落点偏差反方向，实施对火箭落点的精确控制。
3)如图27所示，为提高火箭在飞行末段的落点控制能力，可采用增程舱段(3)及控制组件(6)相结合的方式，根据姿态测量组件(13)、GPS及北斗天线组件(15)经过测量，并由增程舱段控制组件(14)计算得到的火箭落点与期望落点的偏差量及方向并给出控制指令，由增程舱段控制电机(16)根据控制指令实时控制增程舱段翼座(7)相对地面坐标系滚转角度，使升力翼(8)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，同时结合2)中控制组件(6)的控制方式，实现对火箭的滑翔增程作用的同时提高对火箭落点的精确控制能力。
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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