CN110435938B - 一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明的公开了一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器，解决了现有回收技术测试飞行器如火箭等具有高成本，限制因素多以及缺乏相应的研究型回收技术测试平台飞行器的问题。一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器，包括：一测试平台，其圆心处设有中心通孔，测试平台上围绕其圆心均匀布置至少四个周边通孔；一燃油储罐，贯穿设置于测试平台的中心通孔处；至少四个支撑腿，均匀间隔设置于测试平台的下方；至少八个液压缸，每两个液压缸设置在同一个支撑腿上；至少四组发动机单元，分别安装于周边通孔内；一动力提供组件，设置在测试平台上；一控制系统，用于控制可调节推力的涡喷发动机在转动轴的带动下按照控制指令进行摆动。
Description
【技术领域】
本发明属于航天飞行器技术领域，具体涉及一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器。
【背景技术】
火箭的导航制导与控制(GN&C)系统设计是火箭垂直回收技术的关键一环。目前，火箭垂直起降技术的可行性已经得到验证，新的GN&C技术仍在不断地被提出，然而由于使用火箭发动机作为主要推力的实验飞行器的高成本和高复杂性，很多GN&C改进想法都处于理论研究阶段，没有实践验证。急需低成本火箭垂直起降验证平台方案来推动火箭回收GN&C技术的发展。现有真实火箭垂直起降验证平台使用火箭发动机成本高、测试周期长、测试场地制约因素大。涡喷发动机可控性高，可以很好的模拟火箭发动机工况，通过增加配重模拟火箭结构参数，可以高频率、短周期测试火箭自主起降GN&C算法。
现有的航天飞行器包括火箭等，由于成本及其高昂，测试周期长，测试场地制约因素多，因此很难轻易地作为验证回收技术等的测试飞行器平台，但有些低成本的飞行器，又不具备模拟火箭回收工作的条件，故需要一款既能模拟火箭回收的工作情况又可以低成本，高频次地开展回收技术验证实验的飞行器。
【发明内容】
本发明的目的是提供一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器，以解决现有回收技术测试飞行器如火箭等具有高成本，限制因素多以及缺乏相应的研究型回收技术测试平台飞行器的问题。
本发明采用以下技术方案：一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器，包括：
一测试平台，为铝制的圆形安装架，其圆心处设有中心通孔，测试平台上围绕其圆心均匀布置至少四个周边通孔；
一燃油储罐，贯穿设置于测试平台的中心通孔处；
至少四个支撑腿，均匀间隔设置于测试平台的下方，其与测试平台为可转动的关节连接；
至少八个液压缸，每两个液压缸设置在同一个支撑腿上；
至少四组发动机单元，分别安装于周边通孔内，其中，每组发动机单元包括：
一可调节推力的涡喷发动机，活动安装在周边通孔内，其进气口向上，排气口向下；
两个轴承座，设置于测试平台的上方，位于可调节推力的涡喷发动机的两侧；
一固定结构，包括连接于可调节推力的涡喷发动机两侧的转动轴，每根转动轴的自由端均安装在对应的轴承座5中；
一动力提供组件，设置在测试平台上，用于为涡喷发动机提供动力；
一控制系统，包括GNC系统电子器件，用于提供使涡喷发动机摆动的控制指令，还用于控制可调节推力的涡喷发动机在转动轴的带动下按照控制指令进行摆动。
进一步的，动力提供组件包括：
至少四个伺服电机，一一对应的设置于可调节推力的涡喷发动机旁；
至少四个伺服电机控制器，一一对应的设置于伺服电机旁。
进一步的，对于每个支撑腿上连接的两个液压缸，每个液压缸与支撑腿为可转动的关节连接，每个液压缸的另一端均连接至测试平台的底部。
进一步的，GNC系统电子器件通过独立的安装架安装在测试平台的顶面。
本发明的有益效果是：填补低成本，高仿真的回收技术测试飞行器缺乏的空白，使得测试回收技术的成本得以大幅度降低，可以高频次地开展验证测试实验，可以加快回收技术的迭代，使得回收技术可以更快地应用于工程。
【附图说明】
图1是本发明一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器的斜视图；
图2是本发明一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器的主视图；
图3是本发明一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器的俯视图；
图4是本发明一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器的仰视图。
其中，001.可调节推力的涡喷发动机，002.测试平台，003.GNC系统电子器件，004.燃油储罐，005.伺服机构转动轴承，006.支撑腿，007.伺服电机，008.液压缸，009.伺服电机控制器。
【具体实施方式】
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明提供了一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器，包括测试平台002，其为铝制的圆形安装架，其圆心处设有中心通孔，测试平台002上围绕其圆心均匀布置至少四个周边通孔；燃油储罐004贯穿设置于测试平台002的中心通孔处；至少四个支撑腿006，均匀间隔设置于测试平台002的下方，其与测试平台002为可转动的关节连接；至少八个液压缸008，每两个液压缸008设置在同一个支撑腿上；
至少四组发动机单元，分别安装于周边通孔内，其中，每组发动机单元包括：一可调节推力的涡喷发动机001，活动安装在周边通孔内，其进气口向上，排气口向下；两个轴承座005，设置于测试平台002的上方，位于可调节推力的涡喷发动机001的两侧；一固定结构，包括连接于可调节推力的涡喷发动机001两侧的转动轴，每根转动轴的自由端均安装在对应的轴承座5中；一动力提供组件，设置在测试平台002上，用于为涡喷发动机001提供动力；一控制系统，包括GNC系统电子器件003，用于提供使涡喷发动机001摆动的控制指令，还用于控制可调节推力的涡喷发动机001在转动轴的带动下按照控制指令进行摆动。
动力提供组件包括：至少四个伺服电机007，一一对应的设置于可调节推力的涡喷发动机001旁；至少四个伺服电机控制器009，一一对应的设置于伺服电机007旁。
对于每个支撑腿006上连接的两个液压缸，每个液压缸与支撑腿006为可转动的关节连接，每个液压缸的另一端均连接至测试平台002的底部。
GNC系统电子器件003通过独立的安装架安装在测试平台002的顶面。
可调节推力的涡喷发动机001的数量至少为四个，无论数量是多少，都是围绕圆心均匀布置在所述测试平台002上。如图1、2、3、4所示，以四个可调节推力的涡喷发动机001为例，一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器，包括四台可调节推力的涡喷发动机001、测试平台002、GNC系统电子器件003、燃油储罐004、伺服机构转动轴承005、支撑腿006、伺服电机007、液压缸008、伺服电机控制器009。GNC系统电子器件003包括导航计算机、惯组、GPS、雷达测高仪与磁力计。
四台可调节推力的涡喷发动机001位于火箭回收技术测试平台飞行器的中部，位于测试平台002的内部，并在测试平台002的圆形平台的圆周上以90度的角度阵列排布，与测试平台002之间通过带座的轴承进行连接，涡喷发动机的进气口向上，排气口向下；测试平台002位于火箭回收技术测试平台飞行器的中部，是火箭回收技术测试平台的主框架，其上方是其他零部件的安装位置与空间，下方与四个支撑腿006通过螺栓进行连接；GNC系统电子器件003位于测试平台002的上表面，通过螺栓和一些紧固件安装在测试平台002上面；燃油储罐004位于火箭回收技术测试平台飞行器的中心线上，位于测试平台002的旋转轴线上，并通过螺栓固定在测试平台002中心的圆柱状孔内；伺服机构转动轴承005位于测试平台002的上表面，通过螺栓固定在测试平台002的上表面，并与涡喷发动机001通过转动轴进行连接；支撑腿006位于测试平台002的下方，通过螺栓安装在测试平台002上；伺服电机007位于测试平台002的上表面，并通过相关轴承005与涡喷发动机001进行连接，通过螺栓将其固定在测试平台002上；液压缸008位于支撑腿006的上方，位于测试平台002的下方，通过转动销与支撑腿006和测试平台002进行连接；伺服电机控制器009位于测试平台002的上方，通过螺栓固定在测试平台002的表面。
火箭回收技术的低成本测试平台飞行器可通过四台可调节推力的涡喷发动机001以及相应的软件控制系统，完成对火箭回收技术的低成本测试平台飞行器的空间位置和姿态的六自由度控制；火箭回收技术的低成本测试平台飞行器可通过测试平台002安装以及固定其他所需要的部件；火箭回收技术的低成本测试平台飞行器可通过GNC系统电子器件(导航计算机、惯组、GPS、雷达测高仪与磁力计)003采集测试平台飞行器在执行飞行任务时在空间中的加速度，角加速度以及方位，从而在软件系统的计算下，得到飞行器所在的空间位置和姿态；火箭回收技术的低成本测试平台飞行器可通过燃油储罐004盛放四台涡喷发动机001工作时所需要的燃料；火箭回收技术的低成本测试平台飞行器可通过伺服机构转动轴承005安装四个涡喷发动机001，并通过转动轴的连接使得四个涡喷发动机001按照指令的角加速度和角度进行摆动；火箭回收技术的低成本测试平台飞行器可通过支撑腿006完成对测试平台飞行器的保护，以及在测试平台飞行器垂直着陆时的稳定和保护作用；火箭回收技术的低成本测试平台飞行器可通过伺服电机007的高精度转动以及阻尼作用，完成对四个涡喷发动机001的摆动驱动，以及使得四个涡喷发动机001在一定的摆动角度上得以保持与稳定，从而达到控制飞行器的目的；火箭回收技术的低成本测试平台飞行器可通过液压缸008吸收测试平台飞行器吸垂直着陆时缓冲冲击能量，保护测试平台飞行器的结构安全。同时，液压缸008与支撑腿006之间组成多连杆结构，可以完成测试平台飞行器垂直着陆时的稳定任务；火箭回收技术的低成本测试平台飞行器可通过伺服电机控制器009调节发送给伺服电机007的电流大小及其方向，控制伺服电机007转动的速度和方向，进而控制涡喷发动机001摆动的速度和方向；
本发明一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器工作时，先将已经经过半实物仿真测试好的开发的火箭垂直回收的GNC系统程序移植到飞行器所搭载的计算机，并测试，在完成地面测试后，就按照指令启动测试平台飞行器的涡喷发动机001。测试平台飞行器在涡喷发动机001的驱动下，测试平台飞行器按照设定的指令升空，并在控制系统和涡喷发动机001的控制下，不断调整姿态和位置执行飞行的轨迹，在飞行任务结束时，飞行器在控制下调整姿态和速度，准备垂直着陆，飞行器垂直着陆时，支撑腿006首先触地，并将带来的冲击能量分散，传递给液压缸008，液压缸008将冲击能量吸收并转化，以保护测试平台飞行器不受到结构损坏，完成飞行任务。最终飞行任务所需的飞行数据均存储在GNC系统电子器件003的导航计算机上，以便进行改进测试火箭垂直GNC控制系统。
综上，本发明通过使用一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器进行对开发的火箭垂直回收GNC系统技术的验证与测试，既能实现高真实度地模拟火箭垂直回收时的飞行任务，也能以较低的成本开展高可靠、高频次的飞行任务，得到大量的飞行实验数据，从而实现火箭垂直回收GNC系统技术的快速迭代设计，极大地推动火箭垂直回收GNC系统技术的发展。
本发明的火箭垂直回收技术的测试平台飞行器具有较为真实的火箭飞行时的工作特点以及垂直着陆时的结构设计和着陆动力学特点，可以较为可靠地模拟测试开发的火箭垂直回收GNC系统。测试平台飞行器采用的四个可调节推力大小的涡喷发动机在结构布局，运动形式，以及工作特点都较为接近真实火箭发动机发动机芯级的结构设计和工作特点。火箭采用的GNC系统电子元器件较为真实地还原了真实火箭飞行时所采用的电子部件，能同样地采取到火箭的加速度，角加速度等信息。测试平台飞行器采用的支撑腿及液压缸结构也是真实火箭垂直回收时所必需的采用的稳定以及能量吸收结构。综上，测试平台飞行器可以较为真实地模拟火箭垂直回收的飞行需求。
本发明的火箭垂直回收的测试平台飞行器具有低成本，高频次，高可靠性的飞行特点，可以满足测试火箭垂直回收GNC系统所需要的高频次可信赖性的飞行需求。测试平台飞行器在实现高真实度地模拟火箭垂直回收时的飞行任务的基础上，由于测试平台飞行器采用的部件以及具有低成本，高可靠性的特性，所以测试平台飞行器可以高频次地飞行，得到大量的飞行实验数据，且飞行成本在可控的比较低的范围内。这相比现有的火箭测试飞行器具有无法比拟的特点，可以较好地满足很多实验和测试的需求。
本发明通过使用一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器对开发的火箭垂直回收GNC系统技术进行快速，多频次以及低成本地测试，从而得到足够的飞行数据，以便进一步完善开发的火箭垂直回收GNC系统技术，达到快速可靠地GNC系统迭代设计。由于飞行器采用了四个可调节推力大小以及可以摆动的涡喷发动机，其工作控制模式很接近现代火箭发动机的结构布局与工作特点，可以较高程度地模拟真实火箭的飞行，模拟真实火箭芯级垂直回收着陆的飞行情况，以便使得获取到的飞行测试数据可靠化。测试平台飞行器采用的涡喷发动机也具有性能可靠，价格低廉以及可重复性使用的特点，这可以大大地降低飞行测试的的成本。测试平台飞行器采用的测试平台铝制安装架采用铝合金制成，其具有价格低廉，性能可靠等优点，且其较低的质量可以为飞行器节约更大的载荷空间。测试平台采用的GNC系统电子元器件以及伺服电机及其控制器，均为工业批量化较为成熟的产品，其性能指标，可靠性均可以达到测试的需求。这些元器件均已经工业产品化，具有较高的可靠性以及较低的成本，这也满足了测试平台飞行器多频次以及低成本地运行的要求。测试平台飞行器采用的高精伺服电机具有很高的回转精度以及稳定性，可以使得涡喷发动机摆动角度得到稳定地控制以及较高地摆动角度。测试平台飞行器采用的液压缸和支撑腿组成的多连杆稳定结构不仅具有在飞行器垂直着陆时稳定测试平台飞行器的作用，也可以吸收飞行器落地时产生的缓冲能量，以保护飞行器的结构以及部件不受到损坏。测试平台飞行器不仅较高程度地模拟了真实火箭工作飞行的状态，以及着陆时的飞行及结构上的特点，也实现了低成本，高频次的测试飞行要求，因此测试平台飞行器是一种比较适合于火箭垂直回收GNC系统测试的飞行器。
Claims (4)
1.一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器，其特征在于，包括：
一测试平台(002)，为铝制的圆形安装架，其圆心处设有中心通孔，所述测试平台(002)上围绕其圆心均匀布置至少四个周边通孔；
一燃油储罐(004)，贯穿设置于所述测试平台(002)的中心通孔处；
至少四个支撑腿(006)，均匀间隔设置于所述测试平台(002)的下方，其与所述测试平台(002)为可转动的关节连接；
至少八个液压缸(008)，每两个液压缸(008)设置在同一个所述支撑腿上；
至少四组发动机单元，分别安装于所述周边通孔内，其中，每组发动机单元包括：
一可调节推力的涡喷发动机(001)，活动安装在所述周边通孔内，其进气口向上，排气口向下；
两个轴承座(005)，设置于所述测试平台(002)的上方，位于可调节推力的涡喷发动机(001)的两侧；
一固定结构，包括连接于所述可调节推力的涡喷发动机(001)两侧的转动轴，每根所述转动轴的自由端均安装在对应的所述轴承座(005) 中；
一动力提供组件，设置在所述测试平台(002)上，用于为所述涡喷发动机(001)提供动力；
一控制系统，包括GNC系统电子器件(003)，用于提供使所述涡喷发动机(001)摆动的控制指令，还用于控制所述可调节推力的涡喷发动机(001)在转动轴的带动下按照所述控制指令进行摆动。
2.如权利要求1所述的一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器，其特征在于，所述动力提供组件包括：
至少四个伺服电机(007)，一一对应的设置于所述可调节推力的涡喷发动机(001)旁；
至少四个伺服电机控制器(009)，一一对应的设置于所述伺服电机(007)旁。
3.如权利要求2所述的一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器，其特征在于，对于每个所述支撑腿(006)上连接的两个液压缸，每个液压缸与所述支撑腿(006)为可转动的关节连接，每个液压缸的另一端均连接至所述测试平台(002)的底部。
4.如权利要求1或2所述的一种火箭回收技术的低成本测试平台飞行器，其特征在于，所述GNC系统电子器件(003)通过独立的安装架安装在所述测试平台(002)的顶面。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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