CN110906807A - 一种火箭用嵌入式气动控制舵面及其控制方法 - Google Patents

一种火箭用嵌入式气动控制舵面及其控制方法 Download PDF

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Abstract

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***，控制舵面通过转轴转动连接在火箭尾部，伺服作动***固定连接在火箭的尾部，并与控制舵面连接；伺服作动***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。

Description

一种火箭用嵌入式气动控制舵面及其控制方法
技术领域
本申请涉及火箭技术领域，尤其涉及一种火箭用嵌入式气动控制舵面及其控制方法。
背景技术
目前，固体火箭发动机(Solid propellant rocket engine)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***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***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***支持，使得火箭背负较大重量，火箭制造成本较高。
发明内容
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***，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***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***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：
Figure BDA0002316801200000031
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***；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1、伺服作动***2，控制舵面1通过转轴3转动连接在火箭尾部，伺服作动***2与控制舵面1连接。
控制舵面1为圆弧板状，控制舵面1设置在火箭尾部外型面4的外周侧。
控制舵面1包括第一控制舵面11、第二控制舵面12、第三控制舵面13和第四控制舵面14，第一控制舵面11、第二控制舵面12、第三控制舵面13和第四控制舵面14均匀间隔开设置在火箭尾部的圆周方向上，第一控制舵面11与第三控制舵面13对称设置、第二控制舵面12与第四控制舵面14对称设置。
第一控制舵面11、第二控制舵面12、第三控制舵面13和第四控制舵面14为大小和形状相同的圆弧板状结构。火箭尾部的外型面为圆筒状。
第一控制舵面11、第二控制舵面12、第三控制舵面13和第四控制舵面14分别通过第一转轴、第二转轴、第三转轴和第四转轴与火箭尾部转动连接。
根据本发明的一个具体实施例，第一转轴、第二转轴、第三转轴和第四转轴均固定连接在火箭的尾部，该固定连接方式可以是通过轴座固定连接或焊接。第一转轴、第二转轴、第三转轴和第四转轴沿火箭尾部的周向方向均匀间隔开布置，第一转轴与第三转轴对称设置，第二转轴与第四转轴对称设置。第一转轴、第二转轴、第三转轴和第四转轴与火箭尾部的外型面相切设置。
根据本发明的一个具体实施例，第一控制舵面11通过第一轴套与第一转轴转动连接，第二控制舵面12通过第二轴套与第二转轴转动连接，第三控制舵面13通过第三轴套与第三转轴转动连接，第四控制舵面14通过第四轴套与第四转轴转动连接。
伺服作动***2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，动力支撑杆用于推动控制舵面1张开一定角度；电池动力组件用于给动力支撑杆提供动力源。
根据本发明的一个具体实施例，动力支撑杆与转轴3之间的距离大于控制舵面1长度的1/3，且小于控制舵面1长度的1/2。动力支撑杆与转轴3之间的距离的取值范围为：L/3到L/2之间，L表示控制舵面1的长度。动力支撑杆设置在上述取值范围内，使得气动支杆能够在提供较小的动力下推动控制舵面1开启一定的角度。
根据本发明的一个具体实施例，动力支撑杆为液压动力支撑杆或气动动力支撑杆。
根据本发明的一个具体实施例，动力支撑杆包括固定筒和伸缩杆，伸缩杆可伸缩连接在固定筒内。
根据本发明的一个具体实施例，固定筒的端部与火箭尾部外型面4固定连接，伸缩杆的端部与控制舵面1铰接。
根据本发明的一个具体实施例，动力支撑杆包括第一动力支撑杆21、第二动力支撑杆22、第三动力支撑杆23和第四动力支撑杆24，第一动力支撑杆21一端与火箭的尾部外型面连接，另一端与第一控制舵面11连接；第二动力支撑杆22一端与火箭的尾部外型面连接，另一端与第二控制舵面12连接；第三动力支撑杆23一端与火箭的尾部外型面连接，另一端与第三控制舵面13连接；第四动力支撑杆24一端与火箭的尾部外型面连接，另一端与第四控制舵面14连接。
实施例二
如图5所示，本申请提供了一种火箭用嵌入式气动控制舵面的控制方法，该方法包括如下步骤：
步骤S1，预先构建控制舵面打开角度与压心后移量的关系模型。
具体的，如图6所示，步骤S1包括如下子步骤：
步骤S110，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。
具体的，根据现有的CFD(计算机流体动力学)仿真软件，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。
其中，压心指的是压力中心，火箭在受到外力作用下，受到一个方向的力全都合成一个力，作用在压心上。
其中，飞行马赫数指火箭的飞行速度与声音在空气中的传播速度之比。
其中，火箭尖点指的是火箭的前端尖部。
步骤S120，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。
具体的，根据现有的CFD(计算机流体动力学)仿真软件，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。
步骤S130，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；具体的，压心后移量的计算公式为：ΔXcp＝Xcp-Xcp0。
步骤S140，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。
火箭在飞行的过程中受到扰动而其平衡状态被破坏后，能够自动恢复到原来的平衡状态，称为火箭的稳定性。火箭在受到外力作用下以其重心为轴发生偏转，如果重心在压心的前方，那么压心到重心之间就会有一定的距离，由此产生的力矩使得火箭偏航。
火箭具有静稳定性的要求是火箭的压心位于重心之后，即Xcp-XG>0；其中Xcp表示火箭的压心距离火箭尖点的距离；XG表示火箭的重心距离火箭尖点的距离。
火箭处于静稳定飞行状态，要求ΔXcp>XG-Xcp0；ΔXcp表示控制舵面打开后压心后移量。换句话说，火箭处于静稳定飞行状态，要求控制舵面打开后的压心后移量大于火箭重心距离火箭尖点的距离减去控制舵面未打开时压心距离火箭尖点的距离，其中，火箭飞行的过程中，火箭的燃料逐渐减少，火箭重心距离尖点的距离随着火箭飞行时间的增大而逐渐向火箭尖点方向移动；第二压心距离火箭尖点的距离Xcp与火箭的飞行马赫数相关。
步骤S2，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。
具体的，根据火箭飞行弹道，确定火箭在不同飞行马赫数下的最小压心后移量。
具体的，根据不同飞行马赫数和第二压心距离火箭尖点的距离Xcp与火箭的飞行马赫数的关系模型，获取第二压心距离火箭尖点的距离Xcp；根据压心后移量的计算公式ΔXcp＝Xcp-Xcp0；计算火箭在不同飞行马赫数下的最小压心后移量。
其中，第二压心距离火箭尖点的距离Xcp与火箭的飞行马赫数的关系模型为预先构建的。
步骤S3，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，获取控制舵面最小打开角度θmin。
步骤S4，动力支撑杆驱动控制舵面张开最小打开角度θmin。
具体的，第一动力支撑杆21、第二动力支撑杆22、第三动力支撑杆23和第四动力支撑杆24分别驱动第一控制舵面11、第二控制舵面12、第三控制舵面13和第四控制舵面14张开θmin度。
步骤S5，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。
控制舵面在未打开时，动力支撑杆的位于作动器盒中，并垂直于火箭尾部的外型面。
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。
步骤S6，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：
Figure BDA0002316801200000091
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。
根据根据现有的CFD(计算机流体动力学)仿真软件，计算不同飞行马赫数、不同公角、单片控制舵面打开不同角度的法向力系数CN和第二压心位置Xcp。
根据本发明的一个具体实施例，火箭在静稳定飞行的过程中，四片控制舵面随飞行工况开启相同的角度，保持火箭的稳定飞行；当需要转弯时，火箭控制其中三个控制舵面闭合，一个控制舵面开启一定角度，提供火箭的转弯力矩，火箭在转弯力矩的作用下转弯；当火箭不需要再转弯时，火箭控制四片控制舵面又打开相同的角度，保持火箭的稳定飞行。
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。
以上对本发明的一个实施例进行了详细说明，但所述内容仅为本发明的较佳实施例，不能被认为用于限定本发明的实施范围。凡依本发明申请范围所作的均等变化与改进等，均应归属于本发明的专利涵盖范围之内。

Claims (10)

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***，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***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***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。
7.根据权利要求6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。
8.根据权利要求7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，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：
Figure FDA0002316801190000021
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。
9.根据权利要求8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，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。
10.根据权利要求9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，压心后移量的计算公式为：ΔXcp＝Xcp-Xcp0；其中，ΔXcp表示压心后移量。
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