CN108438260A - 一种用于微重力试验的矢量推力飞行器及其试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于微重力试验的矢量推力飞行装置，包括机头、机身试验舱、机尾、尾翼和矢量推力系统，所述的机头为中空结构，机尾包括尾舱和设于尾舱末端的尾杆，尾舱和机头分别设置在机身试验舱的两端；尾翼呈十字交叉型设置在尾杆上，尾翼上设置有可动操纵面；矢量推力系统可以实现二个自由度的转动。本飞行装置利用地球重力对飞行器进行纵向加速飞行，相对于传统装置，本装置不需要携带高容量能源模块以及大功率推进装置，降低了飞行装置的重量和回收时触底的冲力。本装置的尾翼和矢量推进系统结合来控制飞机在低速、中速、高速飞行时期产生稳定而精准的操纵力矩。

Description

一种用于微重力试验的矢量推力飞行器及其试验方法

技术领域

本发明属于空间设备地面模拟试验领域，涉及一种用于微重力试验的矢量推力飞行器及其微重力试验方法。

背景技术

20世纪以来，各国都大力发展空间技术，其中空间机械臂、空间飞网等设备在太空设施维修、目标卫星捕获、太空垃圾回收等领域有着巨大的应用价值。然而，由于直接进行空间应用具有巨大的风险以及耗费巨大的成本，研究人员往往建立微重力平台来进行初步的地面验证。常用的微重力试验方法有曲线飞行法、高空落塔法、气浮台试验法三种。

欧洲航空航天局(EESA)利用有人驾驶飞机进行了短时间的低重力试验，并研究了空间飞网在无空气阻力、低重力环境下张网形态。这种方法的不足之处在于有人机由于气动布局以及飞控系统的完全限制无法实现长时间大倾角飞行，成本高并且具有相当的风险性。

目前空间设备的地面模拟试验还采用了平面气浮台装置；其优点在于可以实现水平面内极小摩擦情况下的运动，具有较高精度。然而对于复杂的机械臂，其只能支持不超过3个自由度的运动，因此必须通过分次调整安装角度的方式来模拟机械臂的运动。此外，对于空间飞网这样的柔性物体，气浮台无法完成其动力学试验。

现有的高空落塔试验也存在着试验段较短的局限性。中国专利公开号CN102520699A，公开日2012年6月27日，发明了一种中空的高空落塔装置及其试验方法，其采用外部单元设定试验控制程序来操纵落舱的下落。其不足之处在于，由于建造高度受到建造成本以及技术难度的限制，该落塔高度为80米，微重力产生时间较短(约为4秒)，难以满足机械臂接触动力学以及空间飞网展开段的时间要求。

发明内容

针对现有制备技术的缺陷和不足，本发明的目的是提供一种用于微重力试验的矢量推力飞行器及其微重力试验方法，解决现有的微重力试验平台安全风险大、微重力试验时间段以及成本昂贵的问题。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案予以实现：

一种用于微重力试验的矢量推力飞行装置，包括机头、机身试验舱、机尾、尾翼和矢量推力系统，所述的机头为中空结构，其内部设置有机载计算机、数据链机载终端、惯性测量机载设备；所述的机身试验舱内设置有试验目标物体以及试验记录设备；

所述的机尾包括尾舱和设于尾舱末端的尾杆，所述的尾舱和机头分别设置在机身试验舱的两端，所述的尾舱可以在机载计算机的控制下与机身试验舱分离；所述的尾翼呈十字交叉型设置在尾杆上，所述的尾翼上设置有可动操纵面；所述的矢量推力系统可以实现二个自由度的转动。

进一步的，所述的矢量推力系统包括矢量推力机构、两个共轴安装且旋转方向相反的电机和旋翼，所述的电机设置在矢量推力机构上，所述的旋翼连接在电机上；所述的矢量机构带动电机和旋翼进行二个自由度的偏转从而产生力矩进而改变飞行姿态。

进一步的，所述的机身试验舱分为前段、中段和后段，从前段至后段机身试验舱直径先增大后减小；所述的机头与机身前段光滑连接，所述的机身中段为等截面圆柱形，所述的机身后段与尾舱光滑连接；所述的机头、机身试验舱、尾舱和尾杆共轴线。

进一步的，所述的机头为锥体状，锥面为曲面形状，所述的尾舱为椎体状，锥面为曲面形状，所述的尾杆为圆柱体，所述的尾舱从机身后段逐渐收缩至尾杆。

进一步的，所述尾舱内设置有降落伞，所述降落伞与机身试验舱连接。

本发明还公开了上述矢量推力飞行装置的微重力试验方法，包括以下步骤：

步骤1：将权利要求1的飞行装置放置在设定的试验高度，并使飞行装置的体轴沿竖直方向；

步骤2：开始无水平速度的自由落体运动，此时矢量推力系统的推进效率为100％，调整机身尾部的矢量推力系统使其相对于机身偏转，控制飞行装置的飞行姿态；

步骤3：随飞行速度增加，当矢量推力系统的推进效率降低为其起始推进效率的70％～73％时，启动飞行装置尾翼的可动操纵面，参与飞行姿态的控制；

步骤4：当矢量推力系统的推进效率降低为其起始推进效率的20％～22％时，矢量推力系统停止运行，此时飞行姿态由尾翼的可动操纵面控制；

步骤5：当飞行装置距离地面为400～500m时，停止尾翼的可动操纵面的控制，微重力试验结束；

进一步的，该方法还包括：

微重力试验结束后，将机身试验舱与机尾分离，打开连接在机身试验舱上的降落伞，机身试验舱在降落伞的带动下落至地面；

机身试验舱内部的机载计算机通过GPS定位获取自身位置并通过通讯链路发送至指挥中心，以找回机身试验舱。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本飞行装置利用地球重力对飞行器进行纵向加速飞行，相对于传统装置，本装置不需要携带高容量能源模块以及大功率推进装置，降低了飞行装置的重量和回收时触地的冲力。

本装置的初始释放高度可以高达数千米高空，具有微重力试验时间长、成本低的优点，并且其可以实现如空间飞网等柔性目标的微重力试验。

本装置的尾翼和矢量推进系统结合来控制飞机在低速、中速、高速飞行时期产生稳定而精准的操纵力矩。其中，矢量推力系统用于飞行器自由落体的初始阶段来流速度不足、舵效低的情况下飞行器的姿态控制；在中低速飞行段，尾翼和矢量推力系统共同参与飞行器的姿态控制。在高速飞行段，矢量推力系统关闭，尾翼单独参与姿态控制。

本装置的机头和机身试验舱可以实现伞降回收，重复使用。

本发明的其他特征和优点将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。

附图说明

图1为本发明的飞行装置的整体结构示意图。

图2为本装置的可动操作面控制不同状态的示意图，(a)表示通过 YOZ平面纵向操纵面同时向体轴系Y轴相同方向偏转产生绕OZ轴的偏航力矩；(b)表示通过YOZ平面横向操纵面同时向体轴系Z轴相同方向偏转产生绕OY轴的俯仰力矩；(c)表示通过YOZ平面横向操纵面分别向体轴系Z轴不同方向偏转产生绕OX轴的滚转力矩。

附图中各标号的含义：1-机头，2-机身试验舱，3-机尾，4-尾翼，5- 矢量推力系统；

21-前段，22-中段，23-后段；

31-尾舱，32-尾杆，41-可动操纵面；

51-矢量推力机构，52-电机，53-旋翼。

以下结合实施例对本发明的具体内容作进一步详细解释说明。

具体实施方式

以下给出本发明的具体实施方式，需要说明的是本发明并不局限于以下具体实施例，凡在本申请技术方案基础上做的等同变换均落入本发明的保护范围。

在本发明中，在未作相反说明的情况下，使用的方位词如“上、下”通常是指以相应附图的图面为基准定义的，“内、外”是指相应部件轮廓的内和外，“前、后”是以飞行装置机头至机尾方向定义的。

如图1所示，本发明公开了一种用于微重力试验的矢量推力飞行装置，包括机头1、机身试验舱2、机尾3、尾翼4和矢量推力系统5，机头1为中空结构，其内部安装有机载计算机(图中未标注)、惯性测量模块(图中未标注)、信号接收发射装置(图中未标注)、全球定位模块(图中未标注)、锂聚合物电池(图中未标注)，其中机载计算机能够根据测量模块的信号对包括电机转速、可动操纵面和矢量机构等部件进行控制，对飞行装置的速度和姿态进行调整并且控制尾舱的分离和降落伞的展开。机身试验舱2内设置有试验目标物体以及试验记录设备；

机尾3包括尾舱31和设于尾舱31末端的尾杆32，尾舱31和机头1 分别设置在机身试验舱2的两端，尾舱31可以在机载计算机的控制下与机身试验舱2分离；尾翼4呈十字交叉型设置在尾杆32上，尾翼4上设置有可动操纵面41；矢量推力系统5可以实现二个自由度的转动。

本装置具有微重力环境时段较长、低成本且可回收、动力装置简单、各个飞行状态下操纵性好的特点，适合作为空间柔性飞网、空间机械臂等设备缩比试验的微重力环境研究平台。

其中，四个可动操纵面41分别位于尾翼4后段，其在中高速段控制飞行姿态，如图2所述为本装置的可动操作面控制不同状态的示意图，其方向为沿OX的正视图，其中图2(a)表示通过YOZ平面纵向操纵面同时向体轴系Y轴相同方向偏转产生绕OZ轴的偏航力矩；图2(b)表示通过YOZ平面横向操纵面同时向体轴系Z轴相同方向偏转产生绕OY轴的俯仰力矩；图2(c)表示通过YOZ平面横向操纵面分别向体轴系Z轴不同方向偏转产生绕OX轴的滚转力矩。

其中，机身试验舱2分为前段21、中段22和后段23，从前段21至后段23机身试验舱2直径先增大后减小；机头1与机身前段21光滑连接，两者内部使用隔框分开，机头1为锥体状，锥面为曲面形状(其整体外形为二次曲面)，机头的外壁经过加强设计用于抵御机头触地时飞行装置收到的冲击。机身中段22为等截面圆柱形，便于安装微重力试验的相关设备，如试验目标物体以及试验记录设备，典型的试验目标设备包括缩比机械臂、缩比空间飞网等，典型的试验记录设备包括高速相机以及红外标定设备。机身后段23与尾舱31光滑连接；机头1、机身试验舱2、尾舱31 和尾杆32共轴线。当飞行装置在重力以及空气动力的作用下沿重力线飞行，机身试验舱2的内部产生微重力空间。

尾舱31为椎体状，锥面为曲面形状，尾杆32为圆柱体，尾舱31从机身后段23逐渐收缩至尾杆32。尾舱和尾杆为一体化设计，尾杆内部安装有多个舵机和锂聚合物电池，尾翼4安装在尾杆的后段，尾翼上的可动操纵面41用于在中高速飞行中控制飞行装置的姿态。

其中，矢量推力系统5包括矢量推力机构51、两个共轴安装且旋转方向相反的电机52和旋翼53，一个电机控制一个旋翼的转动；矢量推力系统用于飞行装置初始以及低速飞行阶段尾翼舵效低状态下的姿态控制。电机52设置在矢量推力机构51上，旋翼53连接在电机52上；其中，矢量推力机构51带动电机52和旋翼53进行二个自由度的偏转从而产生力矩，进而改变飞行姿态。具体的，矢量推力机构51包括两个舵机和两个连杆，两个舵机分别与两个连杆的一端连接，两个连杆的另一端连接在电机52的底座上；两个舵机固定在舵机底座上，舵机底座固定在尾杆32末端。

进一步的，在尾舱31内设置有降落伞，降落伞与机身试验舱2连接。在飞行试验结束后机载计算机发出指令，尾舱与机身试验舱分离并展开降落伞用于增加阻力，以降低飞行速度。

本发明还公开了上述飞行装置的微重力试验方法，具体包括以下步骤：

步骤1：将权利要求1的飞行装置放置在设定的试验高度，并使飞行装置的体轴沿竖直方向；

步骤2：开始无水平速度的自由落体运动，此刻推力系统的推进效率为100％，通过机载计算机来调整控制矢量推力系统的偏转角度，使其相对于机身偏转，控制飞行装置的飞行姿态；

步骤3：随着飞行速度增加，当矢量推力系统的推进效率降低为其起始推进效率的70％～73％时，启动飞行装置尾翼的可动操纵面，参与飞行姿态的控制；

步骤4：当矢量推力系统的推进效率降低为其起始推进效率的20％～22％时，矢量推力系统停止运行，此时飞行姿态由尾翼的可动操纵面控制；

步骤5：当飞行装置距离地面为400～500m时或相对于空气的速度达到90～95m/s，停止尾翼的可动操纵面的控制，微重力试验结束；

该方法还包括机身试验舱与机尾的分离以及机身试验舱的找回：

微重力试验结束后，将机身试验舱与机尾分离，打开连接在机身试验舱上的降落伞，机身试验舱在降落伞的带动下落至地面；

机身试验舱内部的机载计算机通过GPS定位获取自身位置并通过通讯链路发送至指挥中心，以找回机身试验舱。

另外需要说明的是，在下述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合，只要其不违背本发明的思想，其同样应当视为本发明所公开的内容。

Claims (7)

1.一种用于微重力试验的矢量推力飞行装置，其特征在于，包括机头(1)、机身试验舱(2)、机尾(3)、尾翼(4)和矢量推力系统(5)，所述的机头(1)为中空结构，其内部设置有机载计算机、数据链机载终端、惯性测量机载设备；所述的机身试验舱(2)内设置有试验目标物体以及试验记录设备；

所述的机尾(3)包括尾舱(31)和设于尾舱(31)末端的尾杆(32)，所述的尾舱(31)和机头(1)分别设置在机身试验舱的两端(2)，所述的尾舱(31)可以在机载计算机的控制下与机身试验舱(2)分离；所述的尾翼(4)呈十字交叉型设置在尾杆(32)上，所述的尾翼(4)上设置有可动操纵面(41)；

所述的矢量推力系统(5)可以实现二个自由度的转动。

2.如权利要求1所述的用于微重力试验的矢量推力飞行装置，其特征在于，所述的矢量推力系统(5)包括矢量推力机构(51)、两个共轴安装且旋转方向相反的电机(52)和旋翼(53)，所述的电机(52)设置在矢量推力机构(51)上，所述的旋翼(53)连接在电机(52)上；所述的矢量机构(51)带动电机(52)和旋翼(53)进行二个自由度的偏转从而产生力矩进而改变飞行姿态。

3.如权利要求1所述的用于微重力试验的矢量推力飞行装置，其特征在于，所述的机身试验舱(2)分为前段(21)、中段(22)和后段(23)，从前段(21)至后段(23)机身试验舱(2)直径先增大后减小；所述的机头(1)与机身前段(21)光滑连接，所述的机身中段(22)为等截面圆柱形，所述的机身后段(23)与尾舱(31)光滑连接；

所述的机头(1)、机身试验舱(2)、尾舱(31)和尾杆(32)共轴线。

4.如权利要求3所述的用于微重力试验的矢量推力飞行装置，其特征在于，所述的机头(1)为锥体状，锥面为曲面形状，所述的尾舱(31)为椎体状，锥面为曲面形状，所述的尾杆(32)为圆柱体，所述的尾舱(31)从机身后段(23)逐渐收缩至尾杆(32)。

5.如权利要求1所述的用于微重力试验的矢量推力飞行装置，其特征在于，所述的尾舱(31)内设置有降落伞，所述的降落伞与机身试验舱(2)连接。

6.权利要求1所述的矢量推力飞行装置的微重力试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：将权利要求1的飞行装置放置在设定的试验高度，并使飞行装置的体轴沿竖直方向；

步骤2：开始无水平速度的自由落体运动，此时矢量推力系统的推进效率为100％，调整机身尾部的矢量推力系统使其相对于机身偏转，控制飞行装置的飞行姿态；

步骤3：随飞行速度增加，当矢量推力系统的推进效率降低为其起始推进效率的70％～73％时，启动飞行装置尾翼的可动操纵面，参与飞行姿态的控制；

步骤4：当矢量推力系统的推进效率降低为其起始推进效率的20％～22％时，矢量推力系统停止运行，此时飞行姿态由尾翼的可动操纵面控制；

步骤5：当飞行装置距离地面为400～500m时，停止尾翼的可动操纵面的控制，微重力试验结束。

7.如权利要求6所述的微重力试验方法，其特征在于，该方法还包括：

微重力试验结束后，将机身试验舱与机尾分离，打开连接在机身试验舱上的降落伞，机身试验舱在降落伞的带动下落至地面；

机身试验舱内部的机载计算机通过GPS定位获取自身位置并通过通讯链路发送至指挥中心，以找回机身试验舱。