CN111038699A - 飞行器上可分离的复合增程***及方法 - Google Patents

飞行器上可分离的复合增程***及方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种飞行器上可分离的复合增程***及方法，该***中同时设置有火箭增程模块、底排增程模块、滚转增程模块和滑翔增程模块，各个模块之间协同工作，按照预定顺序，在不同的飞行阶段交替工作，彼此互不干扰，都能够提高飞行器的射程，从而使得飞行器的最终射程得到最大程度的提高；另外，所述火箭增程模块需要体积较大的存储空间来装填燃料，该火箭燃料箱会对飞行器后续的飞行增加较多的负担，所以在火箭发动机工作完成后，将该火箭燃料箱连同其所在的飞行器尾部一并从飞行器主体上脱离，从而进一步提高飞行器的射程。

Description

飞行器上可分离的复合增程***及方法
技术领域
本发明涉及飞行器控制领域，具体涉及一种飞行器上可分离的复合增程***及方法。
背景技术
现代战场对制导飞行器的射程提出了更高的要求，增大射程可以提高作战人员的生存概率，并产生更丰富的战略与战术。但是在现有技术中，虽然有一些增加飞行器射程的方法，如通过火箭发动机助推，进一步增加高度和速度，如通过底排方法提高飞行器尾部空气温度来降低阻力等，这些方法未能协调统一，未能集中在同一个飞行器中；还有的方案中调整滑翔段的滑翔角度，但是过度调节该滑翔角度会降低飞行器命中目标时的速度值，即降低落速，所以很多时候不得不舍弃该增程方案；另外，现有技术中的增程效果仍然不能满足日益增加的高射程需求，还需要考虑设计更多更好的增程方案。
由于上述原因，本发明人对现有的飞行器增程***及方法做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的增程***及方法，最大程度地增大飞行器的射程。
发明内容
为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出飞行器上可分离的复合增程***及方法，该***中同时设置有火箭增程模块、底排增程模块、滚转增程模块和滑翔增程模块，各个模块之间协同工作，按照预定顺序，在不同的飞行阶段交替工作，彼此互不干扰，都能够提高飞行器的射程，从而使得飞行器的最终射程得到最大程度的提高；另外，所述火箭增程模块需要体积较大的存储空间来装填燃料，该火箭燃料箱会对飞行器后续的飞行增加较多的负担，所以在火箭发动机工作完成后，将该火箭燃料箱连同其所在的飞行器尾部一并从飞行器主体上脱离，从而进一步提高飞行器的射程，从而完成本发明。
具体来说，本发明的目的在于提供飞行器上可分离的复合增程***，该***包含多种可协同工作的增程模块，从而提高飞行器的射程。
其中，所述复合增程***包括火箭增程模块，
所述火箭增程模块包括设置在飞行器尾部的火箭发动机1，
所述火箭发动机1在飞行器上升阶段启动工作，用于提高飞行器的速度和最大高度；
优选地，所述火箭发动机1的工作时间为5～10秒。
其中，在所述飞行器尾部设置有与所述火箭发动机1相连的火箭燃料箱2；
优选地，所述飞行器尾部可从飞行器主体上分离；
更优选地，所述飞行器尾部在飞行器处于最高点附近时与飞行器主体分离。
其中，所述复合增程***包括底排增程模块，
所述底排增程模块包括设置在飞行器尾部侧方的排气装置3和与之相连的燃烧室4，
所述燃烧室4中的燃料燃烧后产生的高温气体从所述排气装置排出后提高飞行器底部空气的温度，改变空气流场，从而降低飞行器底部阻力，提高飞行器射程。
其中，所述底排增程模块在飞行器到达最高点以前持续工作至燃烧室4中的燃料耗尽；
优选地，所述燃烧室4中燃料的燃烧时间为15～25秒。
其中，所述复合增程***包括滚转增程模块，
所述滚转增程模块包括设置在飞行器主体侧部，与尾翼间隔设置的脉冲喷气装置5，
所述脉冲喷气装置5通过喷气推力的作用，降低飞行器的摇摆幅度，提高飞行器射程。
其中，所述脉冲喷气装置5在启动工作后，每隔特定时间向尾翼左侧，以垂直于飞行器主体的方向喷射气体，从而提高飞行器的转速，降低飞行器的摇摆幅度；；
优选地，所述尾翼设置有8片，与之对应地，所述喷气装置也设置有8个。
其中，所述复合增程***包括滑翔增程模块，
所述滑翔增程模块包括滑翔倾角调节模块，所述滑翔倾角调节模块用于在滑翔段控制飞行器的倾角，
优选地，所述滑翔倾角调节模块在滑翔段将飞行器的倾角角度控制在20度以下。
其中，所述滑翔增程模块还包括设置在飞行器主体底部的末制导增速喷口7，
所述末制导增速喷口7在飞行器进入末制导阶段预定时间后启动工作，通过从所述末制导增速喷口7中喷出高温高压气体来提高飞行器的落速，使得飞行器在滑翔角度满足小于20度的条件时仍然具有大于300米/秒的落速；
优选地，末制导增速喷口7在飞行器进入末制导阶段3秒后启动工作，工作时间为2～3秒。
本发明还提供一种飞行器上的复合增程方法，
该方法中，飞行器发射后，底排增程模块首先启动工作，
在尾翼弹出，机体转速降低，姿态逐渐稳定后，火箭增程模块启动工作，此时火箭增程模块与底排增程模块同步工作；
飞行器接近飞行轨迹的顶点时，飞行器尾部与飞行器主体分离；
飞行器尾部与飞行器主体分离完成后，滚转增程模块启动工作，通过脉冲喷气装置降低飞行器的摇摆幅度；
飞行器启控后滑翔增程模块启动工作，通过滑翔倾角调节模块控制飞行器以小于20度的倾角滑翔，进入末制导阶段3秒后，末制导增速喷口启动工作，其内的燃料燃烧后将气体喷出，提高飞行器的落速，使得飞行器以预定落速到达目标点。
本发明所具有的有益效果包括：
(1)本发明提供的飞行器上可分离的复合增程***中设置有至少四种增程模块，能够在飞行器飞行的各个阶段增加飞行速度、降低阻力、降低能能量损耗，最终增加飞行器的射程；
(2)本发明提供的飞行器上可分离的复合增程***中，安装有火箭增程模块和底排增程模块的飞行器尾部能够在完成工作后与飞行器主体分离，为飞行器减负，进一步提高飞行器的射程。
附图说明
图1示出根据本发明一种优选实施方式的飞行器上可分离的复合增程***整体结构示意图；
图2示出根据本发明一种优选实施方式的飞行器上可分离的复合增程***工作过程中对应的飞行器轨迹图；
图3示出实验例中多种飞行器的飞行轨迹。
附图标号说明：
1-火箭发动机
2-火箭燃料箱
3-排气装置
4-燃烧室
5-脉冲喷气装置
6-脉冲燃料箱
7-末制导增速喷口
8-末制导增速燃料箱
具体实施方式
下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
飞行器从发射点发射至最终命中目标的过程中，一般包括如下过程，如图2中所示，飞行器从发射装置中飞出后，首先尾翼弹出，在飞行器上升过程中，快到顶点时，开始程装，陀螺解锁，为启控做准备，在启控后，经过最高点，飞行器进入滑翔阶段，以尽量平滑的曲线滑向目标，在接近目标时进入末制导段，通过舵机调整飞行器的姿态及方向，以便于最终能够命中目标。
根据本发明提供的飞行器上可分离的复合增程***，如图1和图2中所示，该***包含多种可协同工作的增程模块，从而提高飞行器的射程。所述多种增程模块包括火箭增程模块、底排增程模块、滚转增程模块和滑翔增程模块；在飞行器飞行的各个阶段为飞行器提供动力或者降低能量损耗，以便达到增程的目的。
在一个优选的实施方式中，如图1、图2中所示，所述火箭增程模块包括设置在飞行器尾部的火箭发动机1，
所述火箭发动机1在飞行器上升阶段启动工作，用于提高飞行器的速度和最大高度；
优选地，所述火箭发动机1的工作时间为5～10秒，在这段时间内，能够为飞行器提供总冲为100000～130000(牛顿·秒)的能量，将飞行器的速度从200～400米/秒提高至900～1300米/秒。
更优选地，在所述飞行器尾部设置有与所述火箭发动机1相连的火箭燃料箱2；其工作过程为：火箭发动机燃烧所述火箭燃料箱2中存储的燃料，将燃烧所得的高温气体快速地从飞行器尾部排出，从而具有极大的反作用力，为飞行器加速提供助力，由于在此过程中，飞行器处于上升阶段，其速度越大，其上升的高度越远，后续能够滑翔的距离也就越远，自然能够延长其射程；
优选地，所述飞行器尾部可从飞行器主体上分离，该分离也可以称之为弹箭分离，通过分离能够降低飞行器主体的体积和重量，能够降低后续的能量损耗，延长飞行器的飞行距离，即提高射程；
更优选地，所述飞行器尾部在飞行器处于最高点附近时与飞行器主体分离，此时安装在飞行器尾部的底排增程模块也已经完成工作内容，携带的燃料用尽，无法再为增程提供助力，所以此时分离，使得火箭增程模块和底排增程模块一并脱离，还使得飞行器主体的底部裸露在外，为后续进一步地增程作业留出足够的作业空间。
本发明中，所述飞行器尾部与飞行器主体之间通过***螺栓连接，可通过飞行器的速度或者飞行器的飞行时间选择确定弹箭分离的时机，飞行器发射后内置时钟开始计时，当时间达到分离时间或飞行器速度达到分离速度时，内置电池开始供电，使***螺栓起爆，从而使飞行器尾部与飞行器主体分离，通常分离时间为3～5秒，分离速度为500～1100米/秒，即分离时间或者分离速度中的任意一个达到预设值时，执行弹箭分离作业；本发明中所述的***螺栓等连接/分离结构为本领域常用的结构，具体可以参见“低过载火箭弹弹箭分离机构改进设计”张世林，王刚《弹箭与制导学报》2017；
在一个优选的实施方式中，如图1、图2中所示，所述底排增程模块包括设置在飞行器尾部侧方的排气装置3和与之相连的燃烧室4，
所述燃烧室4中的燃料燃烧后产生的高温气体从所述排气装置排出后提高飞行器底部空气的温度，改变空气流场，从而降低飞行器底部阻力，提高飞行器射程。该高温气体从排气装置中以较慢的速度排出，其与火箭发动机的工作目的不同，无需借助喷气的反作用力加速，仅仅提高飞行器底部的温度即可。
由于所述排气装置位于飞行器尾部侧方，与飞行器尾部上安装的火箭发动机1互不干扰，能够协同共存，甚至可以同时工作。
优选地，所述底排增程模块在飞行器到达最高点以前持续工作至燃烧室4中的燃料耗尽；所述底排增程模块可以在尾翼弹出后就开始工作，具体工作时间取决于装药量，在燃料耗尽前可以一直工作。
优选地，所述燃烧室4中燃料的燃烧时间为15～25秒，即携带的燃料能够允许底排增程模块工作15～25秒，更优选为20～25秒。
在一个优选的实施方式中，如图1、图2中所示，所述滚转增程模块包括设置在飞行器主体侧部，与尾翼间隔设置的脉冲喷气装置5，
所述脉冲喷气装置5通过喷气推力的作用，降低飞行器的摇摆幅度，降低飞行器在飞行过程中的能力损耗，从而提高飞行器射程。脉冲喷气装置5与脉冲燃料箱6相连，脉冲燃料箱6为所述脉冲喷气装置5提供燃料；所述脉冲喷气装置5在飞行器尾部与飞行器主体分离后启动工作，主要工作于滑翔段；所述脉冲喷气装置5的工作时间为70～100秒，该工作时间取决于滑翔段的时长，需要根据滑翔段的时长选择对应的工作时间
在所述脉冲喷气装置5启动工作后，所述脉冲喷气装置5每隔特定时间向尾翼左侧，以垂直于飞行器主体的方向喷射气，其中，所述特定时间优选为3秒，从而提高飞行器的转速，降低飞行器的摇摆幅度；
优选地，所述尾翼设置有8片，与之对应地，所述喷气装置也设置有8个。相对于传统的4片尾翼飞行器，本申请中通过设置8片尾翼，提高飞行器的稳定性，降低飞行器的摇摆幅度，降低飞行过程中的能量损耗，在此基础上设置喷气装置，能够更进一步地降低能量损耗，提高飞行器射程。
多个脉冲喷气装置同步工作，使得整体受力均匀。
在一个优选的实施方式中，如图1、图2中所示，所述滑翔增程模块包括滑翔倾角调节模块，所述滑翔倾角调节模块用于在滑翔段控制飞行器的倾角，
优选地，所述滑翔倾角调节模块在滑翔段将飞行器的倾角角度控制在20度以下，优选为15～20度。现有技术中，飞行器在滑翔阶段的滑翔倾角一般都维持在30-50度的范围内，从而获得足够的落速，其滑翔距离自然较短；
具体来说，滑翔倾角调节模块通过控制舵机打舵来调整飞行器的方向和姿态，并使得飞行器以该特定的速度和倾角滑翔；即小于20度的倾角，优选地，选择15～20度的倾角；
所述滑翔倾角调节模块可以选用TI公司的DSP28335的单片机；
优选地，所述滑翔增程模块还包括设置在飞行器主体底部的末制导增速喷口7；
所述末制导增速喷口7在飞行器进入末制导阶段预定时间后启动工作，通过从所述末制导增速喷口7中喷出高温高压气体来提高飞行器的落速，使得飞行器在滑翔角度满足小于20度的条件时仍然具有大于300米/秒的落速；现有技术中将滑翔倾角控制在30-50度的范围内，能够使得飞行器的落速达到200～240米/秒，基本能够满足最基本的使用需求，当然如果能够提高落速，自然能够进一步提高飞行器的作用效果。
所述末制导增速喷口7与末制导增速燃料箱8相连，末制导增速燃料箱8为末制导增速喷口7提供燃料，燃料燃烧产生的高温高压气体从末制导增速喷口7中喷出，在反作用力的作用下，为飞行器主体提供向前的动力，提高飞行器主体的速度，即增加飞行器的落速。
优选地，末制导增速喷口7在飞行器进入末制导阶段3秒后启动工作，工作时间为2～3秒。在这段时间内，能够为飞行器提供总冲为18000～32000(牛顿·秒)的能量，将飞行器的速度从100～150米/秒提高至300～500米/秒。
本发明中还提供一种飞行器上的复合增程方法，
该方法中包括如下步骤，
飞行器发射后，底排增程模块首先启动工作，加热飞行器尾部处的空气，降低空气阻力，
在尾翼弹出，机体转速降低，姿态逐渐稳定后，火箭增程模块启动工作，此时火箭增程模块与底排增程模块同步工作，快速提高飞行器的速度，使得飞行器可以到达更高的高度位置；
飞行器接近飞行轨迹的顶点时，飞行器尾部与飞行器主体分离；
飞行器尾部与飞行器主体分离完成后，滚转增程模块启动工作，通过脉冲喷气装置降低飞行器的摇摆幅度；
飞行器启控后滑翔增程模块启动工作，通过滑翔倾角调节模块控制飞行器以15～20度的倾角滑翔，进入末制导阶段3秒后，末制导增速喷口启动工作，其内的燃料燃烧后将气体喷出，提高飞行器的落速，使得飞行器以预定落速到达目标点。
实验例：
通过飞行器仿真模拟***模拟飞行器的飞行轨迹，在仿真实验中，在同一发射地点，向同一方向发射相同型号的五颗飞行器，每一颗飞行器都选择尽量远的目标，以判断该飞行器在满足落速约束的情况下所能命中的最远目标，其中，在本试验中落速约束为大于300米/秒。
在第一颗飞行器中装填有本发明所述的飞行器上可分离的复合增程***，如图1中所示，在该飞行器上设置有火箭增程模块、底排增程模块、滚转增程模块和滑翔增程模块，并且上述增程模块协同工作，最大程度地提高飞行器射程；该飞行器的飞行轨迹如图3中方案一所示，其在满足落速大于300米/秒的情况下，能够命中113公里以外的目标，并且确保圆概率误差在15米以内；
在第二颗飞行器中仅仅安装有本发明中所述的火箭增程模块，即安装有火箭发动机和火箭燃料箱，且该飞行器的尾部与飞行器主体不能分离；该飞行器的飞行轨迹如图3中方案二所示，其在满足落速为大于300米/秒的情况下，能够命中42公里距离以外的目标，并且确保圆概率误差在15米以内；
在第三颗飞行器中仅仅安装有本发明中所述的火箭增程模块和底排增程模块，即安装有火箭发动机、火箭燃料箱、排气装置和燃烧室，且该飞行器的尾部与飞行器主体不能分离；该飞行器的飞行轨迹如图3中方案三所示，其在满足落速为大于300米/秒的情况下，能够命中53公里距离以外的目标，并且确保圆概率误差在15米以内；
在第四颗飞行器中仅仅安装有本发明中所述的火箭增程模块和底排增程模块，即安装有火箭发动机、火箭燃料箱、排气装置和燃烧室，且该飞行器的尾部与飞行器主体之间能够分离，在飞行器到达最高点位置附件时飞行器的尾部与飞行器主体之间分离；该飞行器的飞行轨迹如图3中方案四所示，其在满足落速为大于300米/秒的情况下，能够命中162公里距离以外的目标，并且确保圆概率误差在15米以内；
在第五颗飞行器中不安装任何增程模块；该飞行器的飞行轨迹如图3中方案五所示，其在满足落速为大于300米/秒的情况下，能够命中29公里距离以外的目标，并且确保圆概率误差在15米以内；
通过上述实验对比可知，本申请提供的飞行器上可分离的复合增程***能够有效地提高飞行器射程。
以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。

Claims (10)

1.一种飞行器上可分离的复合增程***，其特征在于，该***包含多种可协同工作的增程模块，从而提高飞行器的射程。
2.根据权利要求1所述的复合增程***，其特征在于，
所述复合增程***包括火箭增程模块，
所述火箭增程模块包括设置在飞行器尾部的火箭发动机(1)，
所述火箭发动机(1)在飞行器上升阶段启动工作，用于提高飞行器的速度和最大高度；
优选地，所述火箭发动机(1)的工作时间为5～10秒。
3.根据权利要求2所述的复合增程***，其特征在于，
在所述飞行器尾部设置有与所述火箭发动机(1)相连的火箭燃料箱(2)；
优选地，所述飞行器尾部可从飞行器主体上分离；
更优选地，所述飞行器尾部在飞行器处于最高点附近时与飞行器主体分离。
4.根据权利要求1所述的复合增程***，其特征在于，
所述复合增程***包括底排增程模块，
所述底排增程模块包括设置在飞行器尾部侧方的排气装置(3)和与之相连的燃烧室(4)，
所述燃烧室(4)中的燃料燃烧后产生的高温气体从所述排气装置排出后提高飞行器底部空气的温度，改变空气流场，从而降低飞行器底部阻力，提高飞行器射程。
5.根据权利要求4所述的复合增程***，其特征在于，
所述底排增程模块在飞行器到达最高点以前持续工作至燃烧室(4)中的燃料耗尽；
优选地，所述燃烧室(4)中燃料的燃烧时间为15～25秒。
6.根据权利要求1所述的复合增程***，其特征在于，
所述复合增程***包括滚转增程模块，
所述滚转增程模块包括设置在飞行器主体侧部，与尾翼间隔设置的脉冲喷气装置(5)，
所述脉冲喷气装置(5)通过喷气推力的作用，降低飞行器的摇摆幅度，提高飞行器射程。
7.根据权利要求6所述的复合增程***，其特征在于，
所述脉冲喷气装置(5)在启动工作后，每隔特定时间向尾翼左侧，以垂直于飞行器主体的方向喷射气体，从而提高飞行器的转速，降低飞行器的摇摆幅度；
优选地，所述尾翼设置有8片，与之对应地，所述喷气装置也设置有8个。
8.根据权利要求1所述的复合增程***，其特征在于，
所述复合增程***包括滑翔增程模块，
所述滑翔增程模块包括滑翔倾角调节模块，所述滑翔倾角调节模块用于在滑翔段控制飞行器的倾角，
优选地，所述滑翔倾角调节模块在滑翔段将飞行器的倾角角度控制在20度以下。
9.根据权利要求8所述的复合增程***，其特征在于，
所述滑翔增程模块还包括设置在飞行器主体底部的末制导增速喷口(7)，
所述末制导增速喷口(7)在飞行器进入末制导阶段预定时间后启动工作，通过从所述末制导增速喷口(7)中喷出高温高压气体来提高飞行器的落速，使得飞行器在滑翔角度满足小于20度的条件时仍然具有大于300米/秒的落速；
优选地，末制导增速喷口(7)在飞行器进入末制导阶段3秒后启动工作，工作时间为2～3秒。
10.一种飞行器上的复合增程方法，其特征在于，
该方法中，飞行器发射后，底排增程模块首先启动工作，
在尾翼弹出，机体转速降低，姿态逐渐稳定后，火箭增程模块启动工作，此时火箭增程模块与底排增程模块同步工作；
飞行器接近飞行轨迹的顶点时，飞行器尾部与飞行器主体分离；
飞行器尾部与飞行器主体分离完成后，滚转增程模块启动工作，通过脉冲喷气装置降低飞行器的摇摆幅度；
飞行器启控后滑翔增程模块启动工作，通过滑翔倾角调节模块控制飞行器以小于20度的倾角滑翔，进入末制导阶段3秒后，末制导增速喷口启动工作，其内的燃料燃烧后将气体喷出，提高飞行器的落速，使得飞行器以预定落速到达目标点。
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