CN104571117A - 一种多通道直接力控制的伺服系统 - Google Patents

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刘慧�
刘群
李振将
朱凤琦
纪元
王书武
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China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Beijing Research Institute of Precise Mechatronic Controls
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China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Beijing Research Institute of Precise Mechatronic Controls
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Abstract

本发明属于一种航天飞行器姿态调控装置，具体公开一种直接力控制的伺服系统，该系统包括温控贮箱、与温控贮箱通过管路连通的滚转通道和与温控贮箱通过管路连通的俯仰偏航通道，滚转通道和俯仰偏航通道之间并联，所述的滚转通道包括两路通道，每一路通道上均各包括压力传感器、温度传感器、快速开关阀和两个喷嘴，所述的俯仰偏航通道包括四路通道，每一路通道上均各包括压力传感器、温度传感器、快速开关阀和一个喷嘴。本发明的系统能够同时实现航天器的俯仰、偏航、滚转多个姿态的精确控制。

Description

一种多通道直接力控制的伺服系统
技术领域
本发明属于一种航天飞行器姿态调控装置，具体涉及一种直接力控制的伺服系统。
背景技术
伺服系统是可重复使用天地往返无人作战平台的重要组成部分，直接力控制伺服系统是在其再入段飞行时，起姿态调整（空转、俯仰、偏航、滚转）的作用，实现消除飞行器姿态偏差的运动，保证飞行器按预定的轨道稳定地飞行。现有的直接力控制伺服系统通常为单通道系统，无法同时满足飞行器俯仰、偏航等多个姿态的精确调控。
发明内容
本发明的目的在于提供一种多通道直接力控制的伺服系统，该系统能够满足飞行器俯仰、偏航、滚转等多个姿态的精确调控。
实现本发明目的的技术方案：一种多通道直接力控制的伺服系统，该系统包括温控贮箱、与温控贮箱通过管路连通的滚转通道和与温控贮箱通过管路连通的俯仰偏航通道，滚转通道和俯仰偏航通道之间并联。
所述的温控贮箱与俯仰偏航通道和滚转通道之间的管路上设有第七压力传感器、第七温度传感器、截止阀和安全阀。
所述的滚转通道包括两路通道，每一路通道上均各包括压力传感器、温度传感器、快速开关阀和两个喷嘴。
所述的俯仰偏航通道包括四路通道，每一路通道上均各包括压力传感器、温度传感器、快速开关阀和一个喷嘴。
本发明的有益技术效果在于：本发明采用一个温控储箱并联多个喷嘴，并在每一路喷嘴的入口处设有快速开关阀。温控储箱能够均匀加热内部工质CO2，使得在该系统能够快速达到的要求温度（温差小于50℃，工质质量≤10kg）。通过控制快速开关阀的开启和关闭，能够同时实现航天器的俯仰、偏航、滚转多个姿态的精确控制。
附图说明
图1为本发明所提供的喷嘴在航天器上的安装结构示意图；
图2为本发明所提供的一种多通道直接力控制的伺服系统的结构示意图。
图中：1.第一喷嘴，2.第二喷嘴，3.第三喷嘴，4.第四喷嘴，5.第五喷嘴，6.第六喷嘴，7.第七喷嘴，8.第八喷嘴，9.温控贮箱，10.航天器，P1.第一压力传感器，P2.第二压力传感器，P3.第三压力传感器，P4.第四压力传感器，P5.第五压力传感器，P6.第六压力传感器，P7.第七压力传感器，T1.第一温度传感器，T2.第二温度传感器，T3.第三温度传感器，T4.第四温度传感器，T5.第五温度传感器，T6.第六温度传感器，T7.第七温度传感器，K1.第一快速开关阀，K2.第二快速开关阀，K3.第三快速开关阀，K4.第四快速开关阀，K5.第五快速开关阀，K6.第六快速开关阀，K7.截止阀，K8.安全阀，A.输入端。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细说明。
如图1和图2所示，本发明所提供的一种多通道直接力控制的伺服系统，由一个温控储箱9和八个喷嘴组成，八个喷嘴又分为俯仰偏航通道和滚转通道两种通道，每种通道各由四个喷嘴组成，俯仰偏航通道的每个喷嘴通道相互独立，滚转通道的喷嘴通道两两相互独立。各喷嘴按图1所示安装于航天器的同一横截平面上。
如图2所示，贮箱9的输出端通过管路分别与滚转通道和俯仰偏航通道连通。温控贮箱9与滚转通道、俯仰偏航通道之间的管路的同一个位置上设有第七压力传感器P7和第七温度传感器T7，第七压力传感器P7、第七温度传感器T7与滚转通道、俯仰偏航通道连通之间的管路的同一个位置上设有截止阀K7、安全阀K8。
滚转通道分为两路通道：第一路通道的管路上设有第一压力传感器P1、第一温度传感器T1、第一快速开关阀K1、第一喷嘴1、第二喷嘴2，第一压力传感器1和第一温度传感器T1位于管路的同一个位置上，第一压力传感器P1、第一温度传感器T1与第一喷嘴1、第二喷嘴2之间设有第一快速开关阀K1，第一喷嘴1、第二喷嘴2分别通过一根管路与第一快速开关阀K1连通。第二路通道的管路上设有第二压力传感器P2、第二温度传感器T2、第二快速开关阀K2、第三喷嘴3、第四喷嘴4，第二压力传感器P2和第二温度传感器T2位于管路的同一个位置上，第二压力传感器P2、第二温度传感器T2与第三喷嘴1、第二喷嘴2之间设有第二快速开关阀K2，第三喷嘴3、第四喷嘴4分别通过一根管路与第二快速开关阀K2连通。
俯仰偏航通道分为四路：第一路通道的管路上设有设有第三压力传感器P3、第三温度传感器T3、第三快速开关阀K3、第五喷嘴5，第三压力传感器P3和第三温度传感器T3位于管路的同一个位置上，第三压力传感器P3、第三温度传感器T3与第五喷嘴5之间设有第三快速开关阀K1。第二路通道的管路上设有设有第四压力传感器P4、第四温度传感器T4、第四快速开关阀K4、第六喷嘴6，第四压力传感器P4和第四温度传感器T4位于管路的同一个位置上，第四压力传感器P4、第四温度传感器T4与第六喷嘴6之间设有第四快速开关阀K4。第三路通道的管路上设有设有第五压力传感器P5、第五温度传感器T5、第五快速开关阀K5、第七喷嘴7，第五压力传感器P5和第五温度传感器T5位于管路的同一个位置上，第五压力传感器P5、第五温度传感器T5与第七喷嘴7之间设有第五快速开关阀K5。第四路通道的管路上设有设有第六压力传感器P6、第六温度传感器T6、第六快速开关阀K6、第八喷嘴8，第六压力传感器P6和第六温度传感器T6位于管路的同一个位置上，第六压力传感器P6、第六温度传感器T6与第八喷嘴8之间设有第六快速开关阀K8。
工作原理：通过温控贮箱9的输入端A向温控储箱9内加注CO2，在该系统动作之前，温控储箱9开始工作，每个喷嘴通道上的快速开关阀均处于关闭状态。利用温控储箱9的温控功能将CO2加热至17～30℃，使得CO2处于17～30℃温度下的饱和状态。处于饱和状态的CO2充满整个温控储箱9及所有管路中，此时CO2为气液两相，温控储箱内的加热设备停止工作，在整个工作过程中温控储箱9与外界处于绝热状态，按照航天器的时序对快速开关阀进行开启控制，使高压CO2通过喷嘴向外喷出高速气流，产生推力，利用反作用力使航天器受到反冲力，从而控制航天器的俯仰偏航姿态和滚转姿态。
上面结合附图和实施例对本发明作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施例，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下作出各种变化。本发明中未作详细描述的内容均可以采用现有技术。

Claims (4)

1.一种多通道直接力控制的伺服系统，其特征在于：该系统包括温控贮箱（9）、与温控贮箱（9）通过管路连通的滚转通道和与温控贮箱（9）通过管路连通的俯仰偏航通道，滚转通道和俯仰偏航通道之间并联。
2.根据权利要求1所述的一种多通道直接力控制的伺服系统，其特征在于：所述的温控贮箱（9）与俯仰偏航通道和滚转通道之间的管路上设有第七压力传感器（P7）、第七温度传感器（T7）、截止阀（K7）和安全阀（K8）。
3.根据权利要求2所述的一种多通道直接力控制的伺服系统，其特征在于：所述的滚转通道包括两路通道，每一路通道上均各包括压力传感器、温度传感器、快速开关阀和两个喷嘴。
4.根据权利要求1、2或3所述的一种多通道直接力控制的伺服系统，其特征在于：所述的俯仰偏航通道包括四路通道，每一路通道上均各包括压力传感器、温度传感器、快速开关阀和一个喷嘴。
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