CN113386980A - 可分离式姿控动力控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种可分离式姿控动力控制系统，包括：控制器、高度传感器、分离爆炸装置、分离压簧和姿控设备安装座。分离爆炸装置包括起爆器、导爆索、炸药和分离螺栓，炸药设置在所述分离螺栓中。分离压簧，以压缩状态位于姿控设备安装座和密封筒之间；姿控设备安装座的内部形成有供姿控设备安装的安装空间，姿控设备安装座的底部通过分离螺栓与控制舱上的密封筒连接。控制器在飞行器飞行到预设高度阈值时，控制起爆器点燃炸药，以炸断分离螺栓，使得姿控设备安装座与密封筒分离。本发明能够将姿控动力系统和飞行器分离，以减轻飞行器的重量冗余，增大飞行器的射程。

Description

可分离式姿控动力控制系统

技术领域

本发明涉及运载火箭技术领域，具体地，涉及一种可可分离式姿控动力控制系统。

背景技术

高超声速滑翔飞行器由助推级和滑翔级构成。助推级将飞行器助推到预定高度以后，与滑翔级分离，滑翔级依靠气动力实现远距离非弹道式载入飞行。此类飞行器摒弃了常规飞行器的弹道模式，以其射程远、机动性好、拦截难度大等特点，正受到世界各军事强国的广泛关注。为了满足机动性指标要求，此类飞行器主要通过空气舵进行姿态控制，同时，通过姿控动力系统在高空稀薄流环境下对飞行器进行三通道辅助控制，姿控设备一般安装在飞行器底部，以提高控制效率。

由于滑翔飞行器仅需要姿控动力系统在高空稀薄流环境条件下工作，其工作时间比较短，当飞行器滑翔高度降低，大气密度增大时，空气舵效率增大，飞行器完全可以依靠空气舵进行控制。此时，姿控设备将停止工作，其系统重量对于飞行器而言，变为废重，影响飞行器飞行性能与射程。

为保证滑翔飞行器的飞行性能，增大飞行器的射程，需要将完成工作使命的姿控动力系统设备抛掉，以减轻飞行器的飞行重量。因此，设计一种可分离式姿控动力系统安装结构变得非常必要。

发明内容

本发明的实施例提供一种可分离式姿控动力控制系统，用于在姿控动力系统停止工作后，能够将姿控动力系统和飞行器分离，减轻飞行器的飞行重量，保证滑翔飞行器的飞行性能，增大飞行器的射程。

本发明采用的技术方案为：

本发明实施例提供一种可分离式姿控动力控制系统，包括：控制器、高度传感器、分离爆炸装置、多个分离压簧和姿控设备安装座；所述控制器和所述高度传感器设置在飞行器的控制舱内，所述分离爆炸装置包括起爆器、导爆索、炸药和分离螺栓，所述炸药设置在所述分离螺栓中，并通过所述导爆索与所述起爆器连接；所述控制器分别与所述高度传感器和所述起爆器通信连接，所述高度传感器用于检测所述飞行器距离起飞地面的高度并将检测的高度值发送给所述控制器；所述分离压簧的一端与所述控制舱上的密封筒接触，另一端固定在所述姿控设备安装座的顶部，并且以压缩状态位于所述密封筒和所述姿控设备安装座之间；所述姿控设备安装座的内部形成有供姿控设备安装的安装空间，所述姿控设备安装座的底部通过所述分离螺栓与所述密封筒连接；其中，所述控制器在接收到的高度值大于预设高度阈值时，控制所述起爆器进行点火操作，以点燃所述炸药，从而在所述姿控设备安装座和所述密封筒之间的连接面炸断所述分离螺栓，使得所述姿控设备安装座和所述密封筒在所述分离压簧的弹力作用下分离。

本发明实施例提供的可分离式姿控动力控制系统，在姿控动力系统停止工作后，能够将姿控动力系统和飞行器分离，减轻飞行器的飞行重量，保证滑翔飞行器的飞行性能，增大飞行器的射程。

附图说明

图1为本发明实施例提供的可分离式姿控动力控制系统的局部示意图；

图2为本发明实施例提供的与飞行器分离的姿控动力系统的示意图；

图3为与姿控动力系统分离后的飞行器控制舱的示意图。

具体实施方式

为使本发明要解决的技术问题、技术方案和优点更加清楚，

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的技术思想在于，提供一种可分离式姿控动力控制系统，用于在姿控动力系统停止工作后，能够将姿控动力系统和飞行器分离，减轻飞行器的飞行重量，保证滑翔飞行器的飞行性能，增大飞行器的射程。

如图1至图3所示，本发明实施例提供一种可分离式姿控动力控制系统，包括：控制器(未图示)、高度传感器(未图示)、分离爆炸装置、多个分离压簧1和姿控设备安装座。

其中，在本发明实施例中，控制器和高度传感器设置在飞行器的控制舱8内，分离爆炸装置包括起爆器(未图示)、导爆索14、炸药(未图示)和分离螺栓13。炸药设置在所述分离螺栓中，并通过导爆索14与起爆器连接；控制器分别与高度传感器和起爆器通信连接，高度传感器用于检测所述飞行器距离起飞地面的高度并将检测的高度值发送给控制器。控制器可为任何具有控制功能的设备，例如，单片机。高度传感器可为现有产品。

在本发明实施例中，姿控设备安装座的内部形成有供姿控设备9安装的安装空间，姿控设备安装座的底部通过分离螺栓13与设置在控制舱8上的密封筒7连接。具体地，姿控设备安装座可包括依次连接的压簧安装板2、多个上支撑杆4、姿控设备安装板3、多个下支撑杆5、底遮筒6。压簧安装板2、上支撑杆4、姿控设备安装板3、下支撑杆5和底遮筒6依次连接共同形成供姿控设备安装的安装空间，姿控设备9安装在姿控设备安装板3上。姿控设备9设置在姿控设备安装板3上。底遮筒6与密封筒7通过分离螺栓13与控制舱8连接。底遮筒6上还设置有第一分离插座10和姿控发动机11，第一分离插座10用于姿控设备9和运载器(未图示)之间的电气连接。

在本发明实施例中，分离压簧1、压簧安装板2、上支撑杆4、姿控设备9、姿控设备安装板3、下支撑杆5、底遮筒6、姿控发动机11和第一分离插座10可构成姿控动力系统。

进一步地，在本发明实施例中，分离压簧1用于为姿控动力系统与飞行器的分离提供驱动力，可根据实际需要设置多个分离压簧1。在姿控动力系统与飞行器分离之前，分离压簧1以压缩状态位于压簧安装板2和密封筒7之间，分离压簧1的一端顶着密封筒7即与密封筒7弹性接触，另一端固定在压簧安装板2上，例如，可通过焊接方式固定在压簧安装板2上。在本发明实施例中，分离压簧l的数目、尺寸与刚度系数可根据姿控动力系统的质量、分离姿态、分离速度、空间布局要求等进行具体设计。

进一步地，在本发明实施例中，压簧安装板2可为圆形板，压簧安装板2用于固定分离压簧1，保证分离压簧1在姿控动力系统与飞行器分离后，能随着姿控动力系统一起脱离飞行器。

在本发明实施例中，如图1和图2所示，姿控设备安装板3可为中间形成有安装孔的圆形板，姿控设备9安装在该安装孔中。在本发明实施例中，姿控设备9可为现有产品，可通过例如螺栓固定在姿控设备安装板3上。通过将姿控设备9固定在姿控设备安装板3上，与现有的将姿控设备9直接固定在控制舱8上相比，能够使得姿控设备9能够随着底遮筒与密封筒的分离而与控制舱分离。姿控设备安装板3的具体形状可根据姿控设备产品的尺寸与布局优化设计。

在本发明实施例中，多个上支撑杆4间隔设置在压簧安装板2和姿控设备安装板3之间，用于将压簧安装板2与姿控设备安装板3连接固定到一起，例如，可通过螺栓等连接方式与压簧装板2和姿控设备安装板3连接。上支撑杆4可沿姿控设备安装板3的周向方向均匀设置，上支撑杆的数量与尺寸可根据姿控设备的质量以及安装空间进行设计，优选数量可为10～40根，以便在起到减重作用的同时，能够提高足够的支撑力。

在本发明实施例中，多个下支撑杆5间隔设置在姿控设备安装板3和底遮筒6之间，用于将姿控设备安装板3和底遮筒6连接固定到一起，例如，可通过螺栓等连接方式与姿控设备安装板3和底遮筒6连接。下支撑杆5可沿姿控设备安装板3的周向方向均匀设置，下支撑杆的数量与尺寸可根据姿控设备的质量以及安装空间进行设计，优选数量可为10～40根，以便在起到减重作用的同时，能够提高足够的支撑力。

在本发明实施例中，由于使用支撑杆将姿控设备安装板3分别与压簧安装板和底遮筒连接，以形成姿控设备的安装空间即形成姿控舱，相比于通过密闭的筒体形成姿控舱，能够减轻姿控动力系统的整体质量，使得姿控动力系统能够在分离压簧的弹力作用下，更容易地与飞行器分离。

进一步地，在本发明实施例中，底遮筒6和密封筒7形成为相适配合形成一容纳空间，分离压簧1、压簧安装板2、上支撑杆4、安装有姿控设备的姿控设备安装板3和下支撑杆5设置在该容纳空间中。如图1至图3所示，底遮筒6可包括上端开口的圆筒状的第一筒状部61和沿第一筒状部的开口的周向方向延伸形成的第一连接部62。姿控发动机11和多个第一分离插座10设置在第一筒状部61上。在本发明实施例中，多个第一分离插座10用于姿控设备与运载器(未图示)之间的电气连接，在姿控舱与运载器分离前，为插接状态。当姿控动力系统和控制舱分离时，仅起到和底遮筒一起分离的作用。第一分离插座10可为现有的实现姿控设备9和运载器之间的电气连接的产品，具体数量可根据实际需要进行设置。姿控发动机11用于在姿控舱与运载器分离前，其喷管处于工作状态，为运载器提供动力和姿态控制，在姿控系统分离时随姿控动力系统一起分离。

在本发明实施例中，密封筒7设置在控制舱8的尾端，当姿控设备组件与飞行器分离后，密封筒7用来阻挡外部热流进入飞行器舱体内部。如图1所示，在控制舱8的尾端形成有开口，密封筒7伸入该开口并与该开口的两端固定连接，例如，可通过焊接方式固定连接。

此外，密封筒7上按需安装数个飞行器与姿控设备之间进行电气连接的第二分离插座12，用于飞行器和姿控设备之间的电气连接。如图1所示，密封筒7可包括下端开口的圆筒状的第二筒状部71和沿第二筒状部的开口的周向方向延伸形成的第二连接部72。第二筒状部71伸入控制舱8内部，并设置有用于所述姿控设备与飞行器之间的电气连接的第二分离插座12。第一连接部61和第二连接部71通过分离螺栓13连接。在姿控动力系统分离前，第二分离分离插座12连接控制舱和姿控动力系统。在姿控动力系统和控制舱分离时，由于分离压簧1的作用力，第二分离插座12会与姿控动力系统分离。第二分离插座12可为现有的实现姿控设备9和飞行器之间的电气连接的产品，具体数量可根据实际需要进行设置。

在本发明实施例中，分离爆炸装置可为多个，可根据实际需要设置合适数量的分离爆炸装置。这样，多个分离爆炸装置的起爆器均与控制器连接，基于控制器的控制指令执行相应的操作。控制器可以同时向所有的起爆器发送点火操作指令，或者，按照预设顺序向起爆器依次发送点火操作指令，优选，同时发送点火操作指令，以能尽快的实现姿控动力系统和飞行器的分离。

其中，在本发明实施例中，导爆索14用来控制分离螺栓13的自动断开，当导爆索14的内部炸药被起爆器点燃时，会传递到分离螺栓13内，并在密封筒7和底遮板6之间的分离面处炸开。

在本发明实施例中，分离螺栓13可为现有的爆炸螺栓，例如，可包括相互连接的第一连接段和第二连接段，第一连接段中间形成有通孔，第二连接段从该通孔的下方插入到通孔中，例如，可通过过盈配合的方式固定在该通孔中。该通孔中设置有炸药。在连接密封筒和底遮筒时，第一连接段伸入控制舱的内部并与螺帽连接，第二连接段伸出控制舱外并与螺母连接，从而实现密封筒和底遮筒的固定连接。此外，在第一连接段和第二连接段的连接位置处形成有削弱槽，具体削弱槽可设置在对应于密封筒和底遮筒的连接面(以下也称分离面)的位置处，以便能够被炸药更容易炸开。为使得分离螺栓刚好能够在密封筒和底遮筒之间的分离面炸开，可通过控制炸药的量来实现，即在分离螺栓中放置的炸药量刚好使得分离螺栓能够在密封筒和底遮筒之间的分离面炸开。为避免赘述，本发明省略对分离螺栓的具体介绍。

此外，为防止爆炸后损坏控制舱8中的其他电器件，可设置分离螺栓保护装置，例如，可为专利文献CN108033038B公开的爆炸螺栓缓冲装置。在姿控动力系统和飞行器分离前，分离螺栓13和普通螺栓作用一致，主要起到连接固定的作用，待姿控动力系统分离时分离螺栓13在炸药的作用下从密封筒7和底遮筒6之间的分离面处自动断开，使得整个姿控动力系统和上面控制舱分离。

在本发明实施例中，在飞行器与运载器分离之后继续飞行的过程中，高度传感器会对飞行器的飞行高度进行实时检测，如果控制器从高度传感器接收到的高度值大于预设高度阈值，例如，大于200km时，则会控制所有的起爆器同时或者按照预设顺序进行点火操作，以通过导爆索点燃炸药，从而使得所有的分离螺栓从密封筒和底遮筒之间的分离面处自动断开，分离螺栓炸断后，会使得底遮筒和密封筒分离，进而，处于压缩状态的分离压簧会与密封筒分离，从而向下产生弹力，使得底遮筒与密封筒在分离压簧的弹力作用下向下运动，此时，第二分离插座会与姿控设备分离，进而实现姿控动力系统与飞行器的分离，即能够在分离压簧和分离爆炸装置的配合下抛掉姿控动力系统，从而能够减轻飞行器的飞行重量，保证飞行器的飞行性能，增大飞行器的射程。

以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种可分离式姿控动力控制系统，其特征在于，包括：控制器、高度传感器、分离爆炸装置、多个分离压簧和姿控设备安装座；所述控制器和所述高度传感器设置在飞行器的控制舱内，所述分离爆炸装置包括起爆器、导爆索、炸药和分离螺栓，所述炸药设置在所述分离螺栓中，并通过所述导爆索与所述起爆器连接；所述控制器分别与所述高度传感器和所述起爆器通信连接，所述高度传感器用于检测所述飞行器距离起飞地面的高度并将检测的高度值发送给所述控制器；

所述分离压簧的一端与所述控制舱上的密封筒接触，另一端固定在所述姿控设备安装座的顶部，并且以压缩状态位于所述密封筒和所述姿控设备安装座之间；

所述姿控设备安装座的内部形成有供姿控设备安装的安装空间，所述姿控设备安装座的底部通过所述分离螺栓与所述密封筒连接；

其中，所述控制器在接收到的高度值大于预设高度阈值时，控制所述起爆器进行点火操作，以点燃所述炸药，从而在所述姿控设备安装座和所述密封筒之间的连接面炸断所述分离螺栓，使得所述姿控设备安装座和所述密封筒在所述分离压簧的弹力作用下分离。

2.根据权利要求1所述的可分离式姿控动力控制系统，其特征在于，所述姿控设备安装座包括依次连接的压簧安装板、多个上支撑杆、姿控设备安装板、多个下支撑杆、底遮筒；

所述姿控设备设置在所述姿控设备安装板上；

所述底遮筒和所述密封筒通过所述分离螺栓连接。

3.根据权利要求1所述的可分离式姿控动力控制系统，其特征在于，包括多个分离爆炸装置；

其中，所述控制器在接收到的高度值大于预设高度阈值时，控制所有的起爆器同时或者按照预设顺序进行点火操作。

4.根据权利要求3所述的可分离式姿控动力控制系统，其特征在于，所述底遮筒和所述密封筒相互配合形成一容纳空间，所述分离压簧、所述压簧安装板、所述上支撑杆、安装有姿控设备的姿控设备安装板和下支撑杆设置在所述容纳空间中。

5.根据权利要求4所述的可分离式姿控动力控制系统，其特征在于，所述底遮筒包括上端开口的第一筒状部和沿第一筒状部的开口的周向方向向外延伸形成的第一连接部；

所述密封筒包括下端开口的第二筒状部和沿第二筒状部的开口的周向方向向外延伸形成的第二连接部。

6.根据权利要求5所述的可分离式姿控动力控制系统，其特征在于，

所述第一筒状部与所述下支撑杆连接，所述第二筒状部伸入所述控制舱内，所述第一连接部和所述第二连接部通过所述分离螺栓连接。

7.根据权利要求6所述的可分离式姿控设备控制装置，其特征在于，所述第二筒状部上设置有第二分离插座，用于所述姿控设备与飞行器之间的电气连接。

8.根据权利要求2所述的可分离式姿控动力控制系统，其特征在于，所述分离压簧焊接在所述压簧安装板上。

9.根据权利要求2所述的可分离式姿控动力控制系统，其特征在于，所述姿控设备安装板为中间形成有安装孔的圆形板，所述姿控设备安装在所述安装孔中。

10.根据权利要求1所述的可分离式姿控动力控制系统，其特征在于，所述密封筒设置在所述控制舱的尾端。

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