一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭
阅读说明：本技术 一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭 (Accurate control rocket with control cabin section and gliding range-extending cabin section ) 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、控制舱段进行滑翔增程及精确控制的火箭总体方案,实现增程及落点精确控制。火箭头部增加控制舱段,其上的修正舵在飞行中产生垂直舵面方向的气动力,通过滚转控制舱段上鸭舵座,控制气动力方向,实现对落点精确控制；中部增加增程舱段,其上的一对可展开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。减旋舵及减旋翼主要提供减旋力矩,实现对鸭舵座及增程舱段翼座的减旋以及作为负载平衡控制电机的控制力矩。本发明描述的火箭总体方案,在有效提高火箭飞行距离的基础上可实现对火箭落点的精确控制。(The invention discloses a general rocket scheme for gliding, range-increasing and accurate control by utilizing a range-increasing cabin section and a control cabin section, and realizes accurate control of range-increasing and landing points. A control cabin section is added at the head of the rocket, a correcting rudder on the control cabin section generates aerodynamic force in the direction vertical to the control surface in flight, and the direction of the aerodynamic force is controlled by rolling a duck rudder seat on the control cabin section, so that the accurate control of a landing point is realized; 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 wing surface direction in flight, and the direction of the aerodynamic force is controlled by rolling the wing seats of the range-extending cabin section to realize gliding range extension. The rotation reducing rudder and the rotation reducing wing mainly provide rotation reducing torque, and the rotation reducing of the duck rudder seat and the range extending cabin wing seat and the control torque serving as a load balance control motor are realized. The rocket overall scheme described by the invention can realize accurate control of the rocket landing point on the basis of effectively improving the flight distance of the rocket.)
技术领域
本发明涉及一种利用增程舱段实现滑翔增程以及利用控制舱段实现飞行精确控制的火箭总体方案，实现对火箭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头部增设的控制舱段上鸭舵座的滚转角度，控制控制舱段上修正舵在飞行过程中产生的气动力方向，实现对火箭落点精确控制；并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，控制增程舱段上升力翼在飞行过程中产生的气动力方向，实现对火箭滑翔增程。
本发明的技术解决方案：
一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭包括：载荷控制组件(1)、控制舱段(2)、载荷舱(3)、增程舱段(4)、发动机(5)、尾翼组件(6)；其中载荷控制组件(1)位于火箭头部，控制舱段(2)与载荷控制组件(1)连接位于其后，载荷舱(3)与控制舱段(2)连接位于其后，增程舱段(4)与载荷舱(3)连接位于其后，发动机(5)与增程舱段(4)连接，位于增程舱段(4)之后，尾翼组件(6)安装于发动机(5)的喷管(25)外侧，位于火箭尾部。
所述一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的控制舱段(2)包括控制舱段座(7)、鸭舵座(8)、修正舵(9)、减旋舵(10)、轴承(11)、控制舱段控制电机(12)。
所述一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的增程舱段(4)包括增程舱段翼座(13)、升力翼(14)、减旋翼(15)、中间转轴连接件(16)、轴承(17)、电源模块(18)、姿态测量组件(19)、控制组件(20)、GPS及北斗天线组件(21)、增程舱段控制电机(22)。
所述一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的尾翼组件(6)包括尾翼座(23)、尾翼(24)。
所述一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭所包括控制舱段(2)通过控制舱段座(7)与载荷舱(3)及载荷控制组件(1)结构连接，控制舱段(2)的鸭舵座(8)与控制舱段座(7)通过轴承(11)连接，可相对控制舱段座(7)转动。
所述一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的载荷舱(3)与发动机(5)通过增程舱段(4)的中间转轴连接件(16)进行结构连接，中间转轴连接件(16)为增程舱段翼座(13)绕箭体轴旋转的旋转轴，中间转轴连接件(16)通过轴承(17)与增程舱段翼座(13)连接。
所述一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭控制舱段(2)包括鸭舵座(8)上安装的一对修正舵(9)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；安装的一对减旋舵(10)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，可实现对鸭舵座(8)的减旋，同时可作为负载平衡控制舱段(2)所包括的控制舱段控制电机(12)的控制力矩。
所述一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的增程舱段(4)包括的增程舱段翼座(13)上安装的一对可折叠升力翼(14)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(15)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(13)的减旋，同时可作为负载平衡增程舱段(4)所包括的增程舱段控制电机(22)的控制力矩。
所述一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的尾翼组件(6)的尾翼座(23)固定安装于发动机(5)的喷管(25)外侧，尾翼组件(6)包括的尾翼座(23)上安装有周向均匀分布的六片可折叠的尾翼(24)。尾翼座(23)上安装的可折叠的尾翼(24)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(23)上安装的可折叠的尾翼(24)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。
所述一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭控制舱段的控制舱段控制电机(12)安装于控制舱段座(7)与鸭舵座(8)之间，控制舱段控制电机(12)的转子部分(26)与控制舱段座(7)固定连接，控制舱段控制电机(12)的定子部分(27)与鸭舵座(8)固定连接。火箭箭体自旋状态时，可通过控制控制舱段控制电机(12)的转速，实现对鸭舵座(8)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舱段控制电机(12)的转子部分(26)及定子部分(27)的相对转动角度，实现对鸭舵座(8)滚转方向的控制。
所述一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭增程舱段的增程舱段控制电机(22)安装于中间转轴连接件(16)与增程舱段翼座(13)之间，增程舱段控制电机(22)的转子部分(28)与中间转轴连接件(16)固定连接，增程舱段控制电机(22)的定子部分(29)与增程舱段翼座(13)固定连接。火箭箭体自旋状态时，可通过控制增程舱段控制电机(22)的转速，实现对增程舱段翼座(13)滚转方向的控制；火箭箭体无旋状态时，可直接通过控制增程舱段控制电机(22)的转子部分(28)及定子部分(29)的相对转动角度，实现对增程舱段翼座(13)滚转方向的控制。
所述一种带控制舱段和滑翔增程舱段的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，尾翼组件(6)上安装的尾翼(24)展开，对于箭体自旋方案，尾翼(24)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(24)起到飞行稳定作用；控制舱段(2)上鸭舵座(8)自由旋转。
在火箭飞行轨迹最高点附近，增程舱段(4)上的升力翼(14)及减旋翼(15)均展开，通过增程舱段控制电机(22)实时控制增程舱段翼座(13)相对地面坐标系滚转角度，保证升力翼(14)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(19)、GPS及北斗天线组件(21)经过测量并由控制组件(20)计算火箭落点与期望落点的偏差量及方向，产生控制指令，通过埋设于载荷舱(3)中的连线(30)将控制指令传输至控制舱段(2)(对于火箭的信息化改造可通过无线传输模块实现)，由控制舱段(2)上的控制舱段控制电机(12)根据控制指令实时控制鸭舵座(8)相对地面坐标系滚转角度，使修正舵(9)所受到的气动力沿落点偏差反方向，对火箭实施落点的精确控制修正
本发明有益效果是：
1、本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭，通过实时控制控制舱段修正舵的滚转方向，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，有效提高火箭的系统效能。
2、本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭，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。
3、本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭，通过实时控制控制舱段修正舵的滚转方向，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、本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭，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。
5、本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭，可用于对现有库存火箭进行改进，仅需在载荷控制组件及载荷舱间加装控制舱段、在载荷舱及发动机间加装增程舱段，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是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的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是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭完全展开状态的正视图；
图3是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭完全展开状态的左视图；
图4是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭完全展开状态的俯视图；
图5是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭折叠状态的示意图；
图6是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭尾翼展开状态的示意图；
图7是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的控制舱段总体及各部件示意图；
图8是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的控制舱段的正视图；
图9是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的控制舱段的左视图；
图10是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的控制舱段的俯视图；
图11是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的控制舱段的剖视图；
图12是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的增程舱段总体及各部件示意图；
图13是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的增程舱段的正视图；
图14是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的增程舱段的左视图；
图15是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的增程舱段的俯视图；
图16是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的增程舱段的剖视图；
图17是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的尾翼组件总体及各部件示意图；
图18是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的尾翼组件的正视图；
图19是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的尾翼组件的左视图；
图20是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的尾翼组件的俯视图；
图21是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的修正舵安装偏置角示意图；
图22是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的减旋舵安装偏置角示意图；
图23是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的升力翼安装偏置角示意图；
图24是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的减旋翼安装偏置角示意图；
图25是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭的尾翼安装偏置角示意图；
图26是本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭滑翔增程及精确控制示意图；
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，本发明的一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭包括：载荷控制组件(1)、控制舱段(2)、载荷舱(3)、增程舱段(4)、发动机(5)、尾翼组件(6)，其中控制舱段(2)与增程舱段(4)经过预埋设于载荷舱(3)中的连线(30)实现信息互联(对于火箭的信息化改造可通过无线传输模块实现信息互联)；其中载荷控制组件(1)位于火箭头部，控制舱段(2)与载荷控制组件(1)连接位于其后，载荷舱(3)与控制舱段(2)连接位于其后，增程舱段(4)与载荷舱(3)连接位于其后，发动机(5)与增程舱段(4)连接，位于增程舱段(4)之后，尾翼组件(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，控制舱段(2)包括控制舱段座(7)、鸭舵座(8)、修正舵(9)、减旋舵(10)、轴承(11)、控制舱段控制电机(12)。控制舱段(2)的鸭舵座(8)与控制舱段座(7)通过轴承(11)连接，可相对控制舱段座(7)转动。鸭舵座(8)上安装的一对修正舵(9)及一对减旋舵(10)。
如图12—16所示，增程舱段(4)包括增程舱段翼座(13)、升力翼(14)、减旋翼(15)、中间转轴连接件(16)、轴承(17)、电源模块(18)、姿态测量组件(19)、控制组件(20)、GPS及北斗天线组件(21)、增程舱段控制电机(22)。载荷舱(3)与发动机(5)通过增程舱段(4)的中间转轴连接件(16)进行结构连接，中间转轴连接件(16)为增程舱段翼座(13)绕箭体轴旋转的旋转轴，中间转轴连接件(16)通过轴承(17)与增程舱段翼座(13)连接。增程舱段翼座(13)上安装一对可折叠升力翼(14)及一对可折叠减旋翼(15)。
如图17—20所示，尾翼组件(6)包括尾翼座(23)、尾翼(24)，固定安装于发动机(5)的喷管(25)外侧。尾翼组件(6)包括的尾翼座(23)上安装有周向均匀分布的六片可折叠的尾翼(24)。
如图21—25所示，修正舵(9)、减旋舵(10)、升力翼(14)、减旋翼(15)及箭体自旋方案中的尾翼(24)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。
本发明一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制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，其升力翼、减旋翼及尾翼均处于折叠状态，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(6)上的尾翼(24)全部展开，对于箭体自旋方案，尾翼(24)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(24)起到飞行稳定作用；控制舱段(2)上鸭舵座(8)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(4)上的升力翼(14)及减旋翼(15)均展开，通过控制舱段上的控制舱段控制电机(12)及增程舱段(4)上的增程舱段控制电机(22)实时控制鸭舵座(8)及增程舱段翼座(13)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，由姿态测量组件(19)、GPS及北斗天线组件(21)经过测量并由控制组件(20)计算火箭落点与期望落点的偏差量及方向，产生控制指令，通过埋设于载荷舱(3)中的连线(30)将控制指令传输至控制舱段(2)(对于火箭的信息化改造可通过无线传输模块实现)，由控制舱段(2)上的控制舱段控制电机(12)根据控制指令实时控制鸭舵座(8)相对地面坐标系滚转角度，使修正舵(9)所受到的气动力沿落点偏差反方向，对火箭实施落点的精确控制修正；
2)如图26所示，由增程舱段(4)上的增程舱段控制电机(22)实时控制增程舱段翼座(13)相对地面坐标系滚转角度，使升力翼(14)所受到的气动力始终沿飞行轨迹曲线外法线方向，实现在飞行过程中对火箭的滑翔增程作用。
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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