CN107416226A - 一种大潜深水下无动力飞行器发射系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种大潜深水下无动力飞行器发射系统及方法，发射系统包括水下自主测发控系统、设有前盖的发射筒及设置于发射筒内的弹射器，还包括设置于发射筒内的飞行器，发射筒、弹射器、飞行器和发射测发控设备作为整体采用轴向质偏设计，轴向的浮心较质心更靠近发射筒前盖，将其固定于水下平台，与水下平台分离后，向上的浮力由大于重力、上浮阻力之和逐渐趋于平衡。飞行器固定在发射筒内密封底板的一侧，密封底板的另一侧跟弹射器连接，前盖打开后弹射器产生推力推动飞行器沿发射筒向前盖方向滑动，飞行器滑动出发射筒。本发明的发射系统最大发射深度不小于200米，发射系统中飞行器本身不直接承受水压限制，飞行器设计条件要求低，可移植性强。

Description

一种大潜深水下无动力飞行器发射系统及方法

技术领域

本发明属于潜射飞行器发射技术领域，具体涉及一种大潜深水下无动力飞行器发射系统及方法。

背景技术

水下无动力飞行器发射系统，通常包括水下自主测发控系统、设有前盖的发射筒及设置于发射筒内的弹射器，还包括设置于发射筒内的飞行器，水下自主测发控系统包括测发控平台设备和设置于飞行器内的发射测发控设备。

飞行器放置于密闭发射筒内，发射筒预先固定于水下平台，水下自主测发控系统发出指令释放发射筒，利用发射释放动力和发射筒(内含飞行器)本身所具有的浮力和初始释放速度在水中航行并上浮滑行至水面竖直出水，寂静发射，隐蔽性好，竖直出水方式使得水下弹道也无需控制；发射筒内腔的后段有一弹射器和推动飞行器的密封底板，当发射筒出水后，达到设定的高度和姿态后，发射测发控设备发出指令，前盖打开后弹射器点火工作，弹射器推力作用在密封底板上将飞行器弹出发射筒，实现飞行器发射筒分离，然后飞行器点火飞行。该发射方法因发射筒无动力，出水速度相比有动力而言要低，稳定性相对较差，分离时间长，受到的干扰影响也较大，总之，发射筒在发射、出水和分离过程中要受到三次较强的干扰即发射平台(例如艇体)干扰、波浪干扰和分离干扰，其中波浪干扰是指发射筒在接近水面和出水分离过程中,在一定的水情下,三维不定向波浪对发射筒产生较大的干扰，分离干扰是指在飞行器发射筒分离过程中的干扰。这种飞行器发射筒相对运动实现飞行器发射的发射系统和方法，飞行器发射筒分离的动态分离可使飞行器出水后点火，从而增大飞行器射程和点火安全性，但在200米大潜深的条件下实现无人平台发射飞行器，该技术面临的缺点问题是：1.发射筒无动力，出水速度相比有动力要低，需提高出水速度，稳定性相对较差；2.水下无人平台发射飞行器面临无人操作时信息保障是否可靠的难题；3.发射筒同时受到水中工作深度大、无动力上浮、无动力姿控的影响，发射筒出水姿态具有很大的随机性，飞行器发射筒分离过程易受干扰，必须要为飞行器发射筒分离创造合理可靠的环境，包括出水速度、姿态角偏差要满足要求，前盖侧抛让出飞行器出筒通道要及时，弹射器点火指令发出时间要在发射筒出水到合适高度后，并需要飞行器与发射筒的分离要尽早、尽快等，满足这一系列要求才能可靠完成发射；4.飞行器发射的全过程中，发射筒口要保证不进水，以免影响弹射器的内弹道性能而不能可靠发射，甚至导致灾难性后果；5.发射测发控设备设置于飞行器内使得飞行器消极质量增加。

发明内容

针对技术上面临的缺点和不足，本发明的目的在于提供一种大潜深水下无动力飞行器发射系统，包括水下自主测发控系统、设有前盖的发射筒及设置于发射筒内的弹射器，还包括设置于发射筒内的飞行器，其特征在于：所述水下自主测发控系统包括测发控平台设备和设置于发射筒内的发射测发控设备；所述发射筒及密封设置其内的弹射器、飞行器和发射测发控设备作为整体采用轴向质偏设计，轴向的浮心较质心更靠近发射筒前盖，将其固定于水下平台，所述水下自主测发控系统控制其与水下平台分离后，其向上的浮力由大于重力、上浮阻力之和逐渐趋于平衡；所述发射筒还包括设置于发射筒内的封密封底板，所述弹射器固定在密封底板的一侧，所述密封底板的另一侧跟飞行器尾端贴合，所述密封底板可沿发射筒滑动，所述发射筒还设有开启前盖的开盖机构，开启前盖后，所述弹射器产生的推力推动密封底板进而推动飞行器尾端使飞行器沿发射筒向前盖方向滑动，飞行器滑动分离出发射筒。

进一步地，所述发射筒及密封设置其内的弹射器、飞行器和发射测发控设备作为整体而言，飞行器和其余部分的质量比设计得尽可能高以增大正浮力，所述发射测发控设备设置于发射筒的尾部，增加质心浮心的距离，所述开盖机构还包括前盖侧抛发动机。

进一步地，所述测发控平台设备包括平台供电设备、平台遥测设备，所述发射测发控设备包括一体化测发控设备，平台供电设备、平台遥测设备和一体化测发控设备之间通过电源线互连；平台遥测设备、平台供电设备和一体化测发控设备之间通过平台总线互连；

一体化测发控设备包括能源控制模块、接口模块和测控计算模块；能源控制模块用于：在测控计算模块控制下，接通平台供电设备给飞行器上设备供电；接口模块与飞行器上的飞行控制设备以及平台遥测设备之间总线连接；

一体化测发控设备用于在收到发射指令后启动水下自主测发控系统开始工作，进入水下自主测发控流程；水下自主测发控流程中，测控计算模块控制飞行器上的飞行控制设备和一体化测发控设备之间的信息交互；测控计算模块还控制能源控制模块给飞行器上的飞行控制设备配电，用于测试和点火；测控计算模块还发出发动机点火指令，飞行器上的飞行控制设备执行发动机点火，飞行器起飞。

进一步地，所述水下自主测发控系统还包括发射过程时序控制软件，所述时序控制软件使发射过程按以下顺序进行：发射筒释放、前盖出水零点判断、开启前盖、前盖侧抛、弹射器点火、飞行器点火。

进一步地，所述水下自主测发控系统还包括设置于前盖端部的出水传感器，所述出水传感器通过一体化测发控设备的信号采编器收集发送其信息，通过测控计算模块解算信息并进行前盖出水零点判断，判据符合条件时发出开启前盖的控制指令。

优选地，所述出水传感器选择小量程水压传感器，并采用多种冗余设计。

进一步地，所述发射筒的水动力外形设计原则如下：

头部线型具有较大的包容容积，以增大运载器发射筒的浮力并使浮心前移，应尽可能缩短头部线型段段长度和增大头部的丰满度；

头部线型在各种可能的出水姿态下有基本一致的总压变化规律，以有利于压力式出水信号传感器出水判别准则的实现；

尾部线型的设计应该尽量减小逆压和逆压梯度区域以防止分离的发生。或使流体分离点后移，以减小分离区；

在确保尾段流动不分离的条件下，尽可能减小尾端面的直径以减小底部阻力；

尽量减小尾翼的阻力和不利的流体动力干扰，设计低阻力的尾翼线型；

尽量提高尾翼的升力，在展向尺寸受到结构限制即不能超过发射筒直径的情况下，尽量提高尾翼的面积，同时提高尾翼的实际展弦比以提高尾翼升力。

一种大潜深水下无动力飞行器发射方法，所述方法包括以下步骤，

步骤1、发射前状态准备，水下平台携带大潜深飞行器发射系统，下沉到预定深度，收到发射指令或满足发射条件时，水下自主测发控系统自动完成飞行器测试、诸元装订后，水下平台释放发射筒；

步骤2、发射筒与水下平台分离，发射筒预先与平台固定，当满足释放条件时，水下自主测发控系统发出指令，发射筒与水下平台分离；

步骤3、发射筒无动力上浮，发射筒及密封设置其内的弹射器、飞行器和发射测发控设备作为整体在水中受到的浮力大于重力和上浮阻力，发射筒采用轴向质偏设计，发射筒及密封设置其内的弹射器、飞行器和发射测发控设备作为整体的轴向质心较浮心更靠近发射筒尾部，上浮过程中发射筒受力趋于平衡、姿态和速度趋于稳定；

步骤4、前盖出水零点判断，发射筒前端出水时，由于流体介质密度发生急剧变化，飞行器压力传感器数据发生剧烈变化，发射筒前端安装有两个水压传感器，一体化测发控设备采集水压传感器输出值变化并判定两路水压传感器同时达到一个阀值时，认为前盖顶端安装传感器的位置出水；

步骤5、飞行器发射筒分离，判定发射筒前盖顶端出水面后，发射测发控设备依次发出前盖分离、前盖侧抛、弹射器点火指令，前盖分离指令控制实现前盖与发射筒的分离，前盖侧抛指令实现前盖及时让开飞行器运动通道，弹射器点火后迅速在发射筒内建立内压，推动飞行器尾部密封底板进而实现飞行器在发射筒内运动；飞行器与发射筒相对运动过程中发射筒大部分在水面以下，由于弹射时间很短且发动筒受力变化主要是轴向力变化，飞行器、发射筒姿态变化很小；

步骤6、飞行器点火，飞行器发射筒分离后，自主测发控系统即发出飞行器点火指令，飞行器起飞。

具体地，所述步骤2～5中的飞行器与发射筒分离全过程中，发射筒口要保证不进水，严格按照设定时序进行发射步骤。

具体地，所述步骤4中，将前盖出水零点判断判据设置为：当发射筒头部两路出水传感器连续两次同时判定水深不大于阀值时即认为前盖顶点出水，两次判定中后一次判定水深值不大于阀值时刻为0s。

本发明的一种大潜深水下无动力飞行器发射系统及方法，该发明的发射系统通过将发射筒及密封设置其内的弹射器、飞行器和发射测发控设备作为整体采用质偏设计，轴向浮心较质心更靠近发射筒前盖，飞行器和其余部分的质量比设计得尽可能高以增大正浮力，增大出水速度，保证出水速度满足(不小于8m/s)要求，尤其将发射测发控设备设置于发射筒内尾部，增加质心浮心的距离，保证出水姿态满足(不大于70°)要求，增大初始调姿力矩，减少调姿稳定时间，增加出水姿态的稳定性。本发明的发射系统最大发射深度不小于200米，发射系统中飞行器本身不直接承受水压限制，飞行器设计条件要求低，可移植性强。

通过包括一体化测发控设备的发射测发控设备设计解决了水下无人平台发射飞行器面临无人操作时信息保障可靠的难题。无人化测发控设备设计，对发射平台的依赖性降低，可应用于水下无人平台或有人潜艇，发射平台不需为适应发射筒调整速度和姿态；飞行器和发射筒采用水面动态弹射分离，弹射完成后飞行器即可点火，无需二次点火；为±180°全方位发射，不受发射平台方位、姿态限制。

通过水下自主测发控系统设计的发射过程时序控制软件，使发射过程严格按发射筒释放、前盖出水零点判断、开启前盖、前盖侧抛、弹射器点火、飞行器点火的时序进行，为飞行器发射筒分离创造了合理可靠的环境，包括出水速度、姿态角偏差要满足要求的情况下，前盖侧抛及时让出飞行器出筒通道，弹射器点火指令发出时间保证在发射筒出水到合适高度后发出，并保证飞行器与发射筒的分离要尽早、尽快。

通过发射筒高压密封设计，包括前盖侧抛发动机燃气流通道用堵盖密封的设计方式，保证了飞行器发射的全过程中发射筒口不进水而可靠发射。发射测发控设备设置于发射筒内使得飞行器消极质量减少。

附图说明

图1为本发明的大潜深水下无动力飞行器发射系统组成结构示意图；

图2为前盖侧抛发动机堵盖口的密封结构示意图；

图3为本发明的水下自主测发控系统组成示意图；

图4为本发明的大潜深水下无动力飞行器发射方法流程示意图；

图5为本发明的发射过程时序控制流程示意图。

图中，1-水压传感器，2-前盖，22-亚克力螺钉，23-侧抛发动机，24-点火器，3-分离作动器，4-导轨，5-飞行器，6-适配器，7-发射筒，8-密封底板，9-弹射器，10-尾段，11-发射前状态准备，12-发射筒与水下平台分离后发射筒无动力上浮，13-发射筒受力趋于平衡、姿态和速度趋于稳定，14-前盖出水零点判断后飞行器发射筒分离，15-前盖侧抛，16-飞行器点火，17-最大不小于200米水深，18-水面。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。

实施例，如图1为为本发明的大潜深水下无动力飞行器发射系统组成结构示意图，包括水下自主测发控系统、设有前盖的发射筒及设置于发射筒内的弹射器，发射筒为密封结构，还包括设置于发射筒内的飞行器，水下自主测发控系统包括测发控平台设备，还包括设置于发射筒内的发射测发控设备；发射筒及密封设置其内的弹射器、飞行器和发射测发控设备作为整体采用轴向质偏设计，轴向的浮心较质心更靠近发射筒前盖即发射筒头部，将其固定于水下平台，水下自主测发控系统控制其与水下平台分离，分离后其向上的浮力大于重力和上浮阻力；发射筒还包括设置于发射筒内的封密封底板，弹射器固定在密封底板的一侧，密封底板的另一侧跟飞行器尾端贴合，密封底板可沿发射筒滑动，发射筒内壁设有用于飞行器滑动的导轨，所述导轨上还设有固定飞行器的适配器，适配器安装在飞行器和发射筒内壁之间，发射筒还设有开启前盖的开盖机构，开盖机构为分离作动器，分离作动器由分离火工品点火启动，弹射器产生的推力推动密封底板进而推动飞行器尾端使飞行器沿发射筒向前盖方向滑动，飞行器滑动分离出发射筒。

本实施例中，发射筒及密封设置其内的弹射器、飞行器和发射测发控设备作为整体而言，飞行器和其余部分的质量比设计得尽可能高以增大正浮力，发射测发控设备设置于发射筒的尾部，增加质心浮心的距离，浮质心距应至少保留为650mm，增大初始调姿力矩，减少调姿稳定时间，增加出水姿态的稳定性，发射筒释放后在浮力、重力、阻力等多个力的综合作用下，上浮过程中发射筒受力趋于平衡、姿态和速度趋于稳定，保证接近竖直出水即出水姿态不大于70°，出水速度不小于8m/s；本实施例经过缩比模型水池出水试验最后确定质心浮心的距离的，反复试验得知浮心质心距离对出水姿态的影响最为直接，依据缩比模型反推当前尺寸下的飞行器发射筒的浮心质心距离。

开盖机构还包括前盖侧抛发动机，前盖侧抛发动机由侧抛发动机点火器火工品(属侧抛发动机子系统)点火启动。发射筒包括前盖和筒体，前盖与筒体未分离前通过分离作动器即爆炸螺栓连接，水下自主测发控系统发出分离指令后，分离作动器(属分离作动器子系统)工作推动前盖与筒体轴向运动实现前盖分离，延迟一定时间后，侧抛发动机点火，采用偏心设计，侧抛发动机迅速推动前盖侧向滚动让出飞行器运动通道。前盖还安装有开盖火工系统用于前盖开盖及侧推，开盖火工系统包括分离作动器子系统和侧抛发动机子系统。由于分离作动器子系统和侧抛发动机子系统均需要通过电缆将点火信号引入到起爆盒内的点火器上，而为了使前盖与筒体顺利分离，在前盖与筒体分离面处的电缆设计为拔插结构，即分离插头。该分离技术要解决前盖与筒体之间的密封。前盖与筒体依靠4个分离作动器连接，受发射筒结构和飞行器运动空间限制，分离作动器只能安装在4个导轨前端位置，根据外形结构的限制情况，可采取轴向密封方式和角密封形式，本实施例中前盖与筒体之间采用角密封形式，角密封形式需要的轴向拉力相对较小，分离作动器的紧固力能够满足要求。

图2为前盖侧抛发动机堵盖口的密封结构示意图，为了整个发射筒需要水密，侧抛发动机燃气流通道需要用堵盖密封，且在水下前盖受到高水压(最大不小于2MPa)。发射筒正常贮存飞行器时，堵盖起到良好的密封作用，前盖分离时，堵盖需要迅速打开，让出侧抛发动机燃气流通道。堵盖与前盖之间采用径向密封形式，并通过螺钉固定。侧抛发动机点火后，如果堵盖不能及时打开，导致燃气流喷射不出去，将对侧抛发动机造成破坏同时不能完成前端侧抛动因此用于固定堵盖的螺钉采用亚克力螺钉，侧抛发动机点火后，当堵盖与发动机喷管的空腔内达到一定力时，亚克力螺钉断裂，堵盖抛出。由于螺钉材料熔点低，高温燃气流能够将其迅速融化，保证了开盖的可靠性。

图3为本发明的水下自主测发控系统组成(含电源线)示意图，为解决水下无人平台发射飞行器面临无人操作时信息保障可靠的难题，采用水下无人发射飞行器与发射筒一体化管控技术，实现了飞行器布放、待机、测试和发射全过程安全管控和发射控制的智能化、无人化，实现了大潜深无人平台飞行器无人自主管控发射。本实施例中，测发控平台设备包括平台供电设备、平台遥测设备和操作终端设备，其中操作终端设备放在地面平台，平台供电设备、平台遥测设备放在水下平台，发射测发控设备还包括一体化测发控设备，平台供电设备、平台遥测设备和一体化测发控设备之间通过电源线互连；平台遥测设备、平台供电设备和一体化测发控设备之间通过平台总线互连。一体化测发控设备包括能源控制模块、接口模块和测控计算模块；能源控制模块用于：在测控计算模块控制下，接通平台供电设备给飞行器上设备供电；接口模块与飞行器上的飞行控制设备以及平台遥测设备之间总线连接。一体化测发控设备用于在收到发射指令后启动水下自主测发控系统开始工作，进入水下自主测发控流程；水下自主测发控流程中，测控计算模块(也称水下控制器)设置在发射筒内，控制飞行器上的飞行控制设备和一体化测发控设备之间的信息交互；测控计算模块还控制能源控制模块给飞行器上的飞行控制设备配电，用于测试和开盖火工系统(包括侧抛发动机子系统和分离作动器子系统)点火；测控计算模块还发出点火指令，飞行器上的飞行控制设备执行飞行器的动力系统点火起飞。水下控制器是一体化测发控设备的控制核心，通过(CAN)总线接收平台上发送的控制指令或装订的数据，按照控制指令执行控制，解算信号采编器发送的出水传感器信息，对工作中的关键状态、电压进行测量，发送数据到存储设备进行保存并发出控制工作状态指令给其它模块。水下自主测发控系统也是水下平台/发射筒/飞行器管控一体化技术的载体，对与发射有关的系统进行供配电管理、信息流管理、命令执行管理等。水下自主测发控系统还包括发射过程时序控制软件，时序控制软件使发射过程按以下顺序进行：发射筒释放、前盖出水零点判断、开启前盖、前盖侧抛、弹射器点火、飞行器点火。水下自主测发控系统还包括设置于前盖端部的出水传感器，该出水信号传感器小量程且耐高压、响应及时、可靠、精度高、散布小即敏感度高，采用多种冗余设计，安装两个前盖端部，出水传感器通过一体化测发控设备的信号采编器收集发送其信息，通过测控计算模块解算信息并进行前盖出水零点判断，判据符合条件时发出开启前盖的控制指令给分离作动器子系统和侧抛发动机子系统。

发射过程的顺序具体为：发射筒释放以飞行器完成各项发射准备包括测试和传递对准为前提，由发射指令发出释放信号；前盖出水零点判断由发射筒内的发射测发控设备根据出水传感器感受水压信号的变化来判断，出水传感器选择60m水深量程，根据传感器的误差指标0.1％，所以出水误差应该是0.06m；开启前盖指令的前提是发射筒口(筒体与前盖的分离面)已完全出水，前盖分离面距前盖顶点600mm，为确保开盖前发射筒口已出水，理论设计发射筒出水800mm后开始开盖，按筒出水速度8m/s计算，从筒顶出水开始大约需要100ms的时间，通过开盖仿真，从发开盖指令到完全让出飞行器的出发射筒通道，大约需要200ms的时间；弹射器点火，飞行器与发射筒分离仿真表明，从发弹射器点火指令开始到飞行器尖到达筒口大约需要100ms，飞行器完全出发射筒大约需要350ms；飞行器点火，根据后面时序设计和飞行器与发射筒分离仿真(具体分离仿真方法在专利201710115756.4一种大潜深水下无动力发射运载系统弹筒分离方法中已公开)结果知，从发射筒前盖出水到弹射器点火时间约250ms，前盖出水约2.5m。飞行器发射筒分离完成时飞行器尾距水面约3.75m，在飞行器与发射筒分离之后有点火延时约50ms，又飞行器与发射筒分离时飞行器弹体速度大于20m/s,知飞行器点火时弹尾与水面距离大于4m，有足够的点火距离，满足点火要求。

发射筒的水动力外形设计原则如下：

头部线型具有较大的包容容积，以增大运载器发射筒的浮力并使浮心前移，应尽可能缩短头部线型段段长度和增大头部的丰满度；

头部线型在各种可能的出水姿态下有基本一致的总压变化规律，以有利于压力式出水信号传感器出水判别准则的实现；

尾部线型的设计应该尽量减小逆压和逆压梯度区域以防止分离的发生。或使流体分离点后移，以减小分离区；

在确保尾段流动不分离的条件下，尽可能减小尾端面的直径以减小底部阻力；

尽量减小尾翼的阻力和不利的流体动力干扰，设计低阻力的尾翼线型；

尽量提高尾翼的升力，在展向尺寸受到结构限制即不能超过发射筒直径的情况下，尽量提高尾翼的面积，同时提高尾翼的实际展弦比以提高尾翼升力。

本实施例中，头部为减小阻力，采用水滴形首，其横剖面为圆形，在纵向对称面上呈椭圆形，为头部线型具有较大的包容容积，选取进流段L1与筒径d(600mm)比取0.833，即进流段取500mm，椭球进流段线型方程为：r(x)＝0.5×0.5(1-((x-0.5)/0.5)²)^0.5。尾段采用多项式回转曲面时，去流段形状由去流段长度L3和去流角θ(即尾锥半角)所控制。运载器雷诺数较高，为了为平行中体留下一定长度，尽可能有一定的有效装载空间，去流段的长度取为1.5m。考虑到上浮时雷诺数较高，尾锥去流半角取15°，去留段线性方程取r＝0.3-0.1052x²-0.00048x³。发射筒通过对发射筒的外形进行仿真迭代确定了发射筒的外形总体几何参数。尾翼翼板采用变尺寸的方式以便为微量调整压心位置提供可能的措施。

通过CFD发射筒流体动力仿真计算，初步获取了发射筒的位置力、旋转倒数、附加质量等水动力参数。最后优化设计，提出了发射筒流体动力布局方案，尾鳍上增加稳流板抑制发射筒的旋转，确保发射筒出水速度和姿态的稳定性。

图5为本发明的大潜深水下无动力飞行器发射方法流程示意图。本发明的发射方法，采用水下(水平、垂直或其它状态均可)释放+自浮力上浮+自调姿接近垂直出水+弹射分离，测试、参数装订、发控、发射筒释放、发射筒上浮出水、飞行器发射筒分离、飞行器点火起控的发射流程，包括以下步骤，

步骤1、发射前状态准备，水下平台携带大潜深飞行器发射系统，下沉到预定深度，收到发射指令或满足发射条件时，水下自主测发控系统自动完成飞行器测试、诸元装订后，水下平台释放发射筒；

步骤2、发射筒与水下平台分离，发射筒采用水密爆炸螺栓预先与平台固定，当满足释放条件时，水下自主测发控系统发出爆炸螺栓起爆指令，发射筒与水下平台分离；

步骤3、发射筒无动力上浮，发射筒及密封设置其内的弹射器、飞行器和发射测发控设备作为整体在水中受到的浮力大于重力和上浮阻力，发射筒采用质偏设计，筒弹质心较浮心更靠近发射筒尾部，质浮心距为700mm，发射筒释放后在浮力、重力、阻力等多个力的综合作用下，上浮过程中发射筒受力趋于平衡、姿态和速度趋于稳定，出水速度为9m/s，出水姿态为70°。

步骤4、前盖出水零点判断，发射筒前端出水时，由于流体介质密度发生急剧变化，飞行器压力传感器数据发生剧烈变化，发射筒前端安装有两个水压传感器，一体化测发控设备采集水压传感器输出值变化并判定两路水压传感器同时达到一个阀值时，认为前盖顶端安装传感器的位置出水；本实施例中，综合考虑试验结果及外界因素影响，将前盖出水零点判断判据设置为：当发射筒头部两路出水传感器连续两次同时判定水深不大于阀值1.0m时即认为前盖顶点出水，两次判定中后一次判定水深值不大于阀值1.0m时刻为0s，在上浮弹道试验试验中对0s判定进行了验证，发出0s时点亮前盖的LED灯，通过光侧分析点亮时刻的出水高度验证了0s判定设计的正确性。

步骤5、飞行器发射筒分离，判定发射筒前盖顶端出水面后，发射测发控设备依次发出前盖分离、侧抛、弹射器点火指令，前盖分离指令控制实现前盖与发射筒的分离，前盖侧抛指令实现前盖及时让开飞行器运动通道，以免碰伤飞行器，所以前盖侧抛指令和弹射器点火指令两个指令间的时间间隔很关键，这个时间段内实现前盖及时让开飞行器运动通道同时发射筒出水到了合适高度，本事实例设计为大约需要200ms，经侧抛仿真分析和地面试验验证该时间正确；发射筒出水到合适高度(本实施例2.5m)后，弹射器接收点火指令点火后迅速在发射筒内建立内压，推动飞行器尾部密封底板进而实现飞行器在发射筒内运动；飞行器与发射筒相对运动过程中发射筒大部分在水面以下，由于弹射时间很短且发动筒受力变化主要是轴向力变化，飞行器、发射筒姿态变化很小；飞行器与发射筒需要尽早、尽快分离，因为发射筒倾斜，会放大外界干扰，越晚分离飞行器速度降低越多，对飞行器稳定飞行不利，反之分离速度越快，受到外界干扰会越小，有利于飞行器飞行和起控。

步骤5、飞行器点火，飞行器发射筒分离后，自主测发控系统即发出飞行器点火指令，飞行器起飞。

步骤4～5中的飞行器与发射筒分离全过程中，发射筒口要保证不进水，严格按照设计时序进行发射步骤，以免影响弹射器的内弹道性能，甚至导致灾难性后果。

本发明不仅局限于上述具体实施方式，本领域一般技术人员根据本发明公开的内容，可以采用其它多种具体实施方式实施本发明，因此，凡是采用本发明的设计结构和思路，做一些简单的变化或更改的设计，都落入本发明保护的范围。

Claims (10)

1.一种大潜深水下无动力飞行器发射系统，包括水下自主测发控系统、设有前盖的发射筒及设置于发射筒内的弹射器，还包括设置于发射筒内的飞行器，其特征在于：所述水下自主测发控系统包括测发控平台设备和设置于发射筒内的发射测发控设备；所述发射筒及密封设置其内的弹射器、飞行器和发射测发控设备作为整体采用轴向质偏设计，轴向的浮心较质心更靠近发射筒前盖，将其固定于水下平台，所述水下自主测发控系统控制其与水下平台分离后，其向上的浮力由大于重力、上浮阻力之和逐渐趋于平衡；所述发射筒还包括设置于发射筒内的封密封底板，所述弹射器固定在密封底板的一侧，所述密封底板的另一侧跟飞行器尾端贴合，所述密封底板可沿发射筒滑动，所述发射筒还设有开启前盖的开盖机构，开启前盖后，所述弹射器产生的推力推动密封底板进而推动飞行器尾端使飞行器沿发射筒向前盖方向滑动，飞行器滑动分离出发射筒。

2.如权利要求1所述发射系统，其特征在于：所述发射筒及密封设置其内的弹射器、飞行器和发射测发控设备作为整体而言，飞行器和其余部分的质量比设计得尽可能高以增大正浮力，所述发射测发控设备设置于发射筒的尾部，增加质心浮心的距离，所述开盖机构还包括前盖侧抛发动机。

3.如权利要求1所述发射系统，其特征在于：所述测发控平台设备包括平台供电设备、平台遥测设备，所述发射测发控设备包括一体化测发控设备，平台供电设备、平台遥测设备和一体化测发控设备之间通过电源线互连；平台遥测设备、平台供电设备和一体化测发控设备之间通过平台总线互连；

一体化测发控设备包括能源控制模块、接口模块和测控计算模块；能源控制模块用于：在测控计算模块控制下，接通平台供电设备给飞行器上设备供电；接口模块与飞行器上的飞行控制设备以及平台遥测设备之间总线连接；

一体化测发控设备用于在收到发射指令后启动水下自主测发控系统开始工作，进入水下自主测发控流程；水下自主测发控流程中，测控计算模块控制飞行器上的飞行控制设备和一体化测发控设备之间的信息交互；测控计算模块还控制能源控制模块给飞行器上的飞行控制设备配电，用于测试和点火；测控计算模块还发出发动机点火指令，飞行器上的飞行控制设备执行发动机点火，飞行器起飞。

4.如权利要求3所述发射系统，其特征在于：所述水下自主测发控系统还包括发射过程时序控制软件，所述时序控制软件使发射过程按以下顺序进行：发射筒释放、前盖出水零点判断、开启前盖、前盖侧抛、弹射器点火、飞行器点火。

5.如权利要求4所述发射系统，其特征在于：所述水下自主测发控系统还包括设置于前盖端部的出水传感器，所述出水传感器通过一体化测发控设备的信号采编器收集发送其信息，通过测控计算模块解算信息并进行前盖出水零点判断，判据符合条件时发出开启前盖的控制指令。

6.如权利要求4所述发射系统，其特征在于：所述出水传感器选择小量程水压传感器，并采用多种冗余设计。

7.如权利要求1或2所述发射系统，其特征在于：所述发射筒的水动力外形设计原则如下：

头部线型具有较大的包容容积，以增大运载器密封筒的浮力并使浮心前移，应尽可能缩短头部线型段段长度和增大头部的丰满度；

头部线型在各种可能的出水姿态下有基本一致的总压变化规律，以有利于压力式出水信号传感器出水判别准则的实现；

尾部线型的设计应该尽量减小逆压和逆压梯度区域以防止分离的发生。或使流体分离点后移，以减小分离区；

在确保尾段流动不分离的条件下，尽可能减小尾端面的直径以减小底部阻力；

尽量减小尾翼的阻力和不利的流体动力干扰，设计低阻力的尾翼线型；

尽量提高尾翼的升力，在展向尺寸受到结构限制即不能超过密封筒直径的情况下，尽量提高尾翼的面积，同时提高尾翼的实际展弦比以提高尾翼升力。

8.一种大潜深水下无动力飞行器发射方法，其特征在于：所述方法包括以下步骤，

步骤1、发射前状态准备，水下平台携带大潜深飞行器发射系统，下沉到预定深度，收到发射指令或满足发射条件时，水下自主测发控系统自动完成飞行器测试、诸元装订后，水下平台释放发射筒；

步骤2、发射筒与水下平台分离，发射筒预先与平台固定，当满足释放条件时，水下自主测发控系统发出指令，发射筒与水下平台分离；

步骤3、发射筒无动力上浮，发射筒及密封设置其内的弹射器、飞行器和发射测发控设备作为整体在水中受到的浮力大于重力和上浮阻力，发射筒采用轴向质偏设计，发射筒及密封设置其内的弹射器、飞行器和发射测发控设备作为整体的轴向质心较浮心更靠近发射筒尾部，上浮过程中发射筒受力趋于平衡、姿态和速度趋于稳定；

步骤4、前盖出水零点判断，发射筒前端出水时，由于流体介质密度发生急剧变化，飞行器压力传感器数据发生剧烈变化，发射筒前端安装有两个水压传感器，一体化测发控设备采集水压传感器输出值变化并判定两路水压传感器同时达到一个阀值时，认为前盖顶端安装传感器的位置出水；

步骤5、飞行器发射筒分离，判定发射筒前盖顶端出水面后，发射测发控设备依次发出前盖分离、前盖侧抛、弹射器点火指令，前盖分离指令控制实现前盖与发射筒的分离，前盖侧抛指令实现前盖及时让开飞行器运动通道，弹射器点火后迅速在发射筒内建立内压，推动飞行器尾部密封底板进而实现飞行器在发射筒内运动；飞行器与发射筒相对运动过程中发射筒大部分在水面以下，由于弹射时间很短且发动筒受力变化主要是轴向力变化，飞行器、发射筒姿态变化很小；

步骤6、飞行器点火，飞行器发射筒分离后，自主测发控系统即发出飞行器点火指令，飞行器起飞。

9.如权利要求8所述方法，其特征在于：所述步骤2～5中的飞行器与发射筒分离全过程中，发射筒口要保证不进水，严格按照设定时序进行发射步骤。

10.如权利要求8所述方法，其特征在于：所述步骤4中，将前盖出水零点判断判据设置为：当发射筒头部两路出水传感器连续两次同时判定水深不大于阀值时即认为前盖顶点出水，两次判定中后一次判定水深值不大于阀值时刻为0s。