CN114941967A - 一种基于固液混合火箭发动机的可控靶标飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种基于固液混合火箭发动机的可控靶标飞行器，使用固液混合发动机为动力，发动机中的液体氧化剂与固体燃料药柱分开储存；通过使用固液混合发动机为动力，液体氧化剂与固体燃料药柱的价格成本减低，实现靶标飞行器低成本制造；通过调节液体氧化剂充装量能够自由调节飞行器飞行高度；通过改变液体氧化剂供给流量，调节固体燃料药柱的燃面退移速率，实现发动机推力调节，并通过控制液体氧化剂通断进行固液混合火箭发动机多次启动，启动次数不受限制，实现靶标飞行器能量管理。通过改变发动机推力并配合空气舵偏转，实现靶标飞行器大机动飞行。通过采用降落伞回收，降低靶标飞行器坠落速度，使靶标飞行器平稳的落地，不损毁靶标飞行器。

Description

一种基于固液混合火箭发动机的可控靶标飞行器

技术领域

本发明属于气象飞行器和火箭发动机领域，特别涉及一种基于固液混合火箭发动机的可控靶标飞行器。

背景技术

防空导弹靶场试验鉴定和部队作战训练均急需能够模拟飞机类目标、高弹道空地导弹类目标和反辐射导弹类目标的低成本靶标飞行器，要求靶标飞行器既要具有飞行弹道可调节功能，同时还要具有飞行速度可调节能力，此外，为了模拟导弹类飞行器的巡航弹道，要求靶标飞行器还应具有滞空时间长的巡航低速飞行能力。

期刊论文《弹道学报》在2010年第1期第41-44页题为《简易控制火箭靶弹总体设计》中公开了一种简易控制火箭靶标飞行器，该靶标飞行器主要由冯卡门曲线段、圆柱段、鸭式舵、稳定尾翼、气动陀螺舵、载荷舱、控制仪器舱、固体火箭发动机组成。该靶标飞行器工作中，由固体火箭发动机产生推力，并通过平衡攻角产生升力滑翔飞行，实现准平飞弹道。通过鸭式舵调节实现俯仰和偏航通道姿态稳定控制。尾翼翼梢后缘安装4个气动陀螺舵，产生阻尼靶弹横滚的阻尼力矩，改善靶弹横滚稳定控制，进而满足靶标飞行器既定飞行任务。然而该靶标飞行器以固体火箭发动机为动力装置，导致动力系统能量管理能力低，且难以实现推力调节；为了保证发动机初始推力，因此固体推进剂燃速要求较高，但较高的燃速不利于飞行器长时间滞空飞行，导致该靶标飞行器飞行时间难以满足飞行需求；该靶标飞行器仅依靠气动外形控制改变飞行速度，飞行气动阻力消耗较大，导致发动机能量利用水平低，靶标飞行器射程短，滞空时间不足；采用固体火箭发动机为动力装置，其中固体推进剂属于高危险性易燃易爆火工品，导致靶标飞行器在制造、储存、运输和工作过程中安全性较低，且生产成本较高；此外，当靶标飞行器受靶或受武器供给后未完全燃烧的固体推进剂存在易燃易爆、易引发火灾等安全隐患。

固液混合火箭发动机以液体氧化剂如过氧化氢或氧化亚氮和固体燃料如聚乙烯为推进剂，氧化剂与燃料分开储存且氧化剂的流动可控，使得该动力装置安全可靠性高、原材料及生产升本低廉，燃烧过程中，固体燃料的燃面退移速率与氧化剂流量具有强烈的耦合关系，通过调节氧化剂流量能够简单可靠实现发动机推力调节，因此，以固液混合火箭发动机为动力的靶标飞行器能够实现能量管理、生产成本低廉、安全性高、滞空时间长，且飞行结束后残余推进剂对环境污染较小。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对现有的靶标飞行器以固体火箭发动机为动力装置导致滞空时间短、飞行弹道调节困难、生产制造成本高、储存及运输安全性差、受靶后残余推进剂污染环境且存在安全隐患的问题，本发明提出一种基于固液混合火箭发动机的可控靶标飞行器，安全系数高、成本低，可通过调节氧化剂供给流量实现发动机推力调节，并辅以靶标飞行器气动外形控制，实现靶标飞行器弹道调整，通过能量管理技术调姿减小动力损失，提高靶标飞行器滞空飞行时间。

本发明的技术方案是：一种基于固液混合火箭发动机的可控靶标飞行器，包括飞行器外壳体、降落伞组件、船段有效载荷9、控制单元11、舵机13、推杆14、步进电机15、活塞17、流量调节阀20、绝热层管25固体燃料药柱26和尾翼28

所述飞行器壳体包括头锥1、伞舱4、载荷舱10、氧化剂储箱壳体18、连接曲臂19、推力室壳体24和喷管27，且头锥1、伞舱4、载荷舱10、氧化剂储箱壳体18、连接曲臂19、推力室壳体24和喷管27为依次连接；

所述头锥1和伞舱4之间通过爆炸螺栓连接，头锥1内置有头部有效载荷29；

所述伞舱4内装有降落伞组件；

所述载荷舱10内装有控制单元11、舵机13、推杆14、步进电机15和船段有效载荷29，舱外壁周向均布有若干空气舵12；船段有效载荷29位于载荷舱10上游；控制单元11通过启动舵机13，舵机13空气舵12偏转实现弹道调整；控制单元11还能够给调节步进电机转速，从而改变推杆14步进速度；

所述氧化剂储箱壳体18一端通过氧化剂前封头16与载荷舱10连接；另一端中心处开有通孔作为氧化剂出口；将液体氧化剂灌入氧化剂储箱壳体18后将活塞17安装在氧化剂储箱壳体18内；活塞17一端与推杆14连接；控制单元11控制推杆14运动使得活塞17在氧化剂储箱壳体18腔室内运动，从而控制壳体内的氧化剂容量；

所述推力室前封头21一端与流量调节阀20出口连接，另一端与喷注器15连接；且流量调节阀20和推力室前封头14外部通过连接结构进行连接；

所述推力室壳体24内部同轴装有绝热层管25，绝热层管25内部同轴装有固体燃料药柱26，且固体燃料药柱为环形药柱；

所述喷管27前端与推力室壳体24后端连接，推力室壳体24后端两侧设有尾翼28；尾翼28沿推力室壳体24外壁周向均布。

本发明进一步的技术方案是：所述头锥1为薄壁圆锥形容器，头锥1前半段为空心圆锥，头锥1后半段为直径与空心圆锥底相同的圆管；头部有效载荷29被固定在所述头锥1的空心圆锥腔室内并用所述伞盖2将其封装，且伞盖2的直径与所述头锥1的内径相同。

本发明进一步的技术方案是：所述降落伞组件包括降落伞5、伞底板6、弹簧7和弹簧绳32；弹簧绳32的一端固定在头锥1上，另一端固定在伞舱4头部；伞舱4为薄壁圆筒，伞底板6为薄片圆环，圆环内径为30mm，弹簧7的自由长度与伞舱4长度相同，将所述降落伞5的伞绳依次穿过伞底板6和弹簧7后固定在伞舱底板，弹簧7、伞底板6和折叠后的降落伞5依次装入伞舱4腔内并使得弹簧7处于压缩状态。

本发明进一步的技术方案是：所述载荷舱10为薄壁圆管，载荷舱10内腔靠近前端有一个隔板，隔板中心开有圆孔用于穿越线缆；所述舵机13为若干个，周向均布安装在载荷舱10下游的内壁上，将舱段有效载荷9固定在载荷舱上游内腔中，然后将装有降落伞5、伞底板6和弹簧7的伞舱4的另一端与载荷舱10的上游连接；所述步进电机15固定在储箱前封头16的端面上，将所述推杆14与步进电机15配合并依次穿过步进电机15和储箱前封头16端面，将推杆14的右端与活塞17连接。

本发明进一步的技术方案是：所述推力室前封头21靠近氧化剂储箱的一端为凹形，且圆心朝向推力室壳体24内腔，凹腔轴线处为推力室氧化剂入口，且凹腔上设有点火药包22；喷注器23与所述推力室前封头21螺纹连接。

本发明进一步的技术方案是：所述推力室壳体内径与所述绝热层管外径相同，绝热层管内径与所述固体燃料药柱外径相同，绝热层管长度与所述固体燃料药柱长度相同。

本发明进一步的技术方案是：所述喷管27内部为拉瓦尔喷管构型，其中前半段为圆锥形渐缩结构，中间为直径不变的圆柱孔，后半段为圆锥形渐扩结构。所述喷管27外轮廓后端连接有长围裙，围裙呈现弧形翅片状，翅片状围裙沿所述喷管27的后端外轮廓均匀分布。

本发明进一步的技术方案是：所述尾翼28的底座为弧形翅片状，尾翼与所述喷管27后端的围裙连接，翼尖朝向头锥1。

本发明进一步的技术方案是：所述连接曲臂为三片120°的曲面连接件，连接曲臂两端分别与氧化剂储箱和推力室前封头连接，三片连接曲壁组合成圆筒实现推力传递和箭体壳体封装。

本发明进一步的技术方案是：所述头锥1、伞舱4、载荷舱10、氧化剂储箱壳体18、连接曲臂19、推力室壳体24和喷管27为同轴安装。

发明效果

本发明的技术效果在于：

1、本发明使用固液混合发动机为动力，发动机中的液体氧化剂与固体燃料药柱分开储存，避免使用固体推进剂火工品，从而提高了靶标飞行器生产、储存、运输和发射过程中的安全系数。

2、通过使用固液混合发动机为动力，液体氧化剂与固体燃料药柱的价格成本比固体推进剂价格成本低5倍以上，从而实现了靶标飞行器低成本制造，降低了靶标飞行器飞行实验成本。

3、通过使用固液混合发动机为动力，液体氧化剂与燃料燃烧产物主要为水蒸气和二氧化碳和氮气，因此燃烧产物绿色清洁无毒，从而有效保护环境且不影响发射人员的健康。

4、通过调节液体氧化剂充装量能够自由调节飞行器飞行高度，从而能够节约能源。

5、通过改变液体氧化剂供给流量，调节固体燃料药柱的燃面退移速率，从而改变固液混合火箭发动机燃气生成率，进而实现发动机推力调节，并通过控制液体氧化剂通断进行固液混合火箭发动机多次启动，且启动次数不受限制，从而能够实现靶标飞行器能量管理，提高靶标飞行器滞空时间。

6、通过改变发动机推力并配合空气舵偏转，能够可靠实现靶标飞行器大机动飞行。

7、通过采用降落伞回收，能够降低靶标飞行器坠落速度，使得靶标飞行器平稳的落地，从而不损毁靶标飞行器，能够实现靶标飞行器舱段有效载荷和头部有效载荷的回收，最大限度保存飞行数据，同时能够实现靶标飞行器90％的零件重复使用，进而降低靶标飞行器的使用成本。

附图说明

图1是靶标飞行器的主视图。

图2是靶标飞行器的主剖视图。

图3是头锥的主剖视图。

图4是伞舱的主剖视图和左视图。

图5是载荷舱的主剖视图和左视图。

图6是空气舵的主视图、左视图和俯视图。

图7是步进电机的主剖视图和左视图。

图8是储箱前封头的主剖视图和左视图。

图9是活塞的主剖视图和左视图。

图10是氧化剂储箱壳体的主剖视图和左视图。

图11是推力室前封头的主剖视图和左视图。

图12是推力室的主剖视图。

图13是喷管的主剖视图。

图14是喷管的主视图、左视图和右视图。

图15是尾翼的主视图和左视图。

图16是尾翼的俯视图。

图17是喷注器的主剖视图、左视图和右视图。

图18是靶标飞行器的主剖视图的局部放大图A。

图19是靶标飞行器的主剖视图的局部放大图B。；

图20是靶标飞行器的主剖视图的局部放大图C。

图中附图标记：

1-头锥，2-伞盖，3-爆炸螺栓，4-伞舱，5-降落伞，6-伞底板，7-弹簧，8-铆钉，9-舱段有效载荷，10-载荷舱，11-控制单元，12-空气舵，13-舵机，14-推杆，15-步进电机，16-储箱前封头，17-活塞，18-氧化剂储箱，19-连接曲壁，20-流量调节阀，21-推力室前封头，22-点火药包，23-喷注器，24-推力室壳体，25-绝热层管，26-固体燃料药柱，27-喷管，28-尾翼，29-头部有效载荷，30-O型密封圈，31-螺钉，32-弹簧绳。

具体实施方式

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

参见图1-图20，本发明所涉及的一种基于固液混合火箭发动机的可控靶标飞行器主要由头锥、伞盖、爆炸螺栓、伞舱、降落伞、伞底板、弹簧、铆钉、舱段有效载荷、载荷舱、控制单元、空气舵、舵机、推杆、步进电机、储箱前封头、活塞、氧化剂储箱壳体、连接曲壁、流量调节阀、推力室前封头、点火药包、喷注器、推力室壳体、绝热层管、固体燃料药柱、喷管、尾翼、头部有效载荷、O型密封圈、螺钉和弹簧绳组成。

头锥1为薄壁圆锥形容器，头锥1前半段为空心圆锥，头锥1后半段为直径与空心圆锥底相同的圆管，在头锥1的圆管段末端沿圆周均布有8个直径为4mm的圆孔，所述头部有效载荷29被固定在所述头锥1的空心圆锥腔室内并用所述伞盖2将其封装，其中所述伞盖2为圆形薄片，伞盖2的直径与所述头锥1的内径相同，使用密封胶将伞盖2与头锥1的圆锥段底粘接并密封。所述伞舱4为薄壁圆筒，所述伞底板6为薄片圆环，圆环内径为30mm，所述弹簧7的自由长度与伞舱4长度相同，将所述降落伞5的伞绳依次穿过伞底板6和弹簧7后固定在伞舱底板，然后将弹簧7、伞底板6和折叠后的降落伞5依次装入伞舱4腔内并使得弹簧7处于压缩状态。

将弹簧绳32的一端固定在头锥1内腔壁面上，将弹簧绳32的另一端固定在伞舱4内腔壁面的头部，其中，所述弹簧绳32的自由长度为0.2m，最大拉伸长度为0.4m。然后将头锥1与伞舱4头部连接，其中，所述伞舱4的头部侧壁上沿圆周均布有8个直径为4mm的圆孔，将头锥1上的8个圆孔与伞舱4头部侧壁上的8个圆孔对齐后采用8个所述爆炸螺栓3紧固连接。

所述载荷舱10为薄壁圆管，载荷舱10内腔靠近前端有一个隔板，隔板中心有一直径为30mm的圆孔用于穿越线缆。所述载荷舱10的下游侧壁沿圆周均布有4个直径比所述舵机13轴大2mm的圆孔，将4个所述舵机13安装在所述载荷舱10的内壁，且每个舵机13的轴穿过载荷舱10侧壁上的圆孔，将4支所述空气舵12与舵机13的轴连接。将所述控制单元11固定在安装舵机13侧的载荷舱10的内腔中，将舱段有效载荷9固定在载荷舱上游内腔中，然后将装有降落伞5、伞底板6和弹簧7的伞舱4的另一端与载荷舱10的上游连接，并通过铆钉8紧固。

将所述步进电机15通过螺钉固定在所述储箱前封头16的端面上，将所述推杆14与步进电机15配合并依次穿过步进电机15和储箱前封头16端面的圆孔，然后将推杆14的右端与活塞17通过螺纹连接，所述活塞17为圆柱形，一端面上有一凸台，凸台中心为内螺纹螺纹，该内螺纹与推杆14连接，所述活塞17的侧壁上有两圈凹槽，用于安装O型密封圈30，所述O型密封圈30外径与所述氧化剂储箱壳体18的内径相同，O型密封圈30的内径与活塞17的凹槽直径相同。

所述氧化剂储箱壳体18为圆筒状薄壁容器，在氧化剂储箱壳体18的底面中心有一个圆形氧化剂出口，在底面的另一侧设置有一管型外螺纹，该螺纹与所述流量调节阀20的入口的管型内螺纹连接，将液体氧化剂灌入氧化剂储箱壳体18后将活塞17安装在氧化剂储箱壳体18内，然后将氧化剂前封头16与氧化剂储箱壳体18通过螺纹连接。将载荷舱10与氧化剂储箱壳体18连接并通过铆钉8紧固。

所述推力室前封头21前端有一围裙，在围裙上沿圆周分布有8个圆孔，所述推力室前封头21的后端为外螺纹，螺纹尺寸与所述推力室壳体24前端内螺纹相互匹配，所述推力室前封头21前端端面上有一管路螺纹接头，该接头与所述流量调节阀20出口螺纹连接，所述推力室前封头21凹腔轴线处为推力室氧化剂入口，所述喷注器23通过螺纹与所述推力室前封头21连接。

所述推力室壳体24为管状，在前后均有内螺纹，所述推力室壳体24内径与所述绝热层管25外径相同，所述绝热层管25内径与所述固体燃料药柱26外径相同，所述绝热层管25长度与所述固体燃料药柱26长度相同，将所述固体燃料药柱26装入所述绝热层管25内，将装有固体燃料药柱的绝热层管装入所述推力室壳体24内。所述点火药包22通过密封胶粘接在所述推力室前封头21的凹腔处。所述喷管27为回转体，所述喷管27前端有螺纹与所述推力室壳体24后端螺纹连接，所述喷管27内部为拉瓦尔喷管构型，其中前半段为圆锥形渐缩结构，中间为直径不变的圆柱孔，后半段为圆锥形渐扩结构。所述喷管27外轮廓后端连接有长围裙，为了减小飞行器的消极质量，所述喷管27的围裙呈现弧形翅片状，四只翅片状围裙沿所述喷管27的后端外轮廓均匀分布，在每组翅片的前后段各有两通孔。所述尾翼28的翼面为薄片直角梯形，材料为T6铝合金，所述尾翼28的底座为弧形翅片状，所述尾翼28的底座前段和后段均各有两通孔，所述尾翼28共有4支且几何尺寸、材料完全相同，所述4支尾翼与所述喷管27后端的围裙通过铆钉8连接，且所述尾翼28的翼尖朝向头锥1。通过铆钉将三片圆心角均为120°的连接曲壁19的两端分别与氧化剂储箱18和推力室前封头21的围裙连接，三片连接曲壁组合成圆筒实现推力传递和箭体壳体封装。

本发明的工作原理及过程：

液体氧化剂被灌装入连接有流量调节阀20的氧化剂储箱18中，将装有两个O型密封圈30的活塞17装入氧化剂储箱18内，通过两个O型密封圈30实现氧化剂储箱18的密封；

活塞17一端为平面，另一端设计有内螺纹，活塞17具有螺纹的一端与穿过储箱前封头16中心孔的推杆14通过螺纹连接，储箱前封头16与氧化剂储箱18通过螺纹连接，从而限制活塞17向储箱前封头16的最大运动位移；

步进电机15通过螺钉31固定在储箱前封头16的外侧端面上，推杆14穿过步进电机15中轴从而组成步进推杆，通过控制步进电机15的工作，实现推杆14沿步进电机15中轴线向氧化剂储箱18方向运动，从而控制活塞17挤压液体氧化剂，通过控制步进电机15的转速实现推杆14的步进速度，并配合流量调节阀20实现液体氧化剂通断和流量调节。

流量调节阀20的另一端与推力室前封头21螺纹连接，喷注器23与推力室前封头21的凹腔内的螺纹相连接，点火药包22被粘接在推力室前封头21的凹腔侧壁上，推力室前封头21与推力室壳体24通过螺纹连接，先将固体燃料药柱26装入绝热层管25内，然后将装有固体燃料药柱26的绝热层管25装入推力室壳体24内，将喷管27与推力室壳体24尾端通过螺纹连接，将4支尾翼28通过铆钉与喷管27围裙连接固定。

通过铆钉将三片圆心角均为120°的连接曲壁19的两端分别与氧化剂储箱和推力室前封头连接，三片连接曲壁组合成圆筒实现推力传递和箭体壳体封装。四个舵机安装在载荷舱内壁面，并且舵机沿载荷舱的内壁圆周均匀分布。舵机的转轴穿过载荷舱侧壁上的圆孔并分别与四片空气舵连接，四个控制单元被安装在载荷舱隔板的右侧，通过控制单元、舵机和空气舵能够实现靶标飞行器姿态控制。舱段有效载荷舱右端与储箱前封头连接并通过铆钉锁紧，舱段有效载荷安装在载荷舱隔板左舱室内。伞舱为圆筒状结构且底部封闭，降落伞绳依次穿过伞底板的中心孔和弹簧后系于伞舱底部，然后将弹簧、伞底板和降落伞依次装入伞舱内并压缩弹簧，头部有效载荷装入圆锥形头锥中，并使用伞盖将其封装在头锥中，伞盖使用密封胶将其粘接并密封，将装有头部有效载荷并使用伞盖封装的头锥内壁通过弹簧绳与伞舱内壁连接，且弹簧绳自由长度为0.2m，将头锥与伞舱连接，并通过爆炸螺栓连接，最后将伞舱的底部一端与载荷舱连接并通过铆钉紧固。

靶标飞行器发射过程中，首先通过控制单元启动步进电机、打开流量调节阀，并同时点燃点火药包，氧化剂与固体燃料药柱燃烧产生推力使得靶标飞行器起飞，当需要改变飞行弹道时，通过控制单元启动舵机，通过空气舵偏转实现弹道调整。当需要靶标飞行器减速巡航飞行时，通过调节步进电机转速，改变推杆步进速度，并配合流量调节阀实现氧化剂流量调节，从而实现发动机推力调节，进而实现靶标飞行器速度调节。通过控制步进电机的工作与否，并配合流量调节阀的开启与关闭，能够实现固液混合火箭发动机多次启动，从而实现靶标飞行器能量管理。当靶标飞行器模拟飞行弹道结束时，通过同时起爆8个爆炸螺栓，通过弹簧将降落伞弹出，通过降落伞实现靶标飞行器完整回收。

将头部有效载荷固定在头锥的空心圆锥腔室内并用伞盖将其封装，其中所述伞盖为圆形薄片，伞盖的直径与头锥的内径相同，使用密封胶将伞盖与头锥的圆锥段底粘接并密封。伞舱为薄壁圆筒，伞底板为薄片圆环，圆环内径为30mm，弹簧的自由长度与伞舱长度相同，将降落伞的伞绳依次穿过伞底板和弹簧后固定在伞舱底板，然后将弹簧、伞底板和折叠后的降落伞依次装入伞舱腔内并使得弹簧处于压缩状态。

将弹簧绳的一端固定在头锥内腔壁面上，将弹簧绳的另一端固定在伞舱内腔壁面的头部，其中，所述弹簧绳的自由长度为0.2m，最大拉伸长度为0.4m。然后将头锥与伞舱头部连接，将头锥上的8个圆孔与伞舱头部侧壁上的8个圆孔对齐后采用8个所述爆炸螺栓紧固连接。

载荷舱内腔靠近前端有一个隔板，隔板中心有一直径为30mm的圆孔用于穿越线缆。载荷舱的下游侧壁沿圆周均布有4个直径比所述舵机轴大2mm的圆孔，将4个所述舵机安装在所述载荷舱的内壁，且每个舵机的轴穿过载荷舱侧壁上的圆孔，将4支所述空气舵与舵机的轴连接。将所述控制单元固定在安装舵机侧的载荷舱的内腔中，将舱段有效载荷固定在载荷舱上游内腔中，然后将装有降落伞、伞底板和弹簧的伞舱的另一端与载荷舱的上游连接，并通过铆钉紧固。

将步进电机通过螺钉固定在储箱前封头的端面上，将推杆与步进电机配合并依次穿过步进电机和储箱前封头端面的圆孔，然后将推杆的右端与活塞通过螺纹连接，所述活塞为圆柱形，一端面上有一凸台，凸台中心为内螺纹螺纹，该内螺纹与推杆连接，所述活塞的侧壁上有两圈凹槽，用于安装O型密封圈，其中O型密封圈外径与氧化剂储箱壳体的内径相同，O型密封圈的内径与活塞的凹槽直径相同，O型密封圈的材料为氟橡胶。

氧化剂储箱壳体为圆筒状薄壁容器，在氧化剂储箱壳体的底面中心有一个圆形氧化剂出口，在底面的另一侧设置有一管型外螺纹，该螺纹与流量调节阀的入口的管型内螺纹连接，将液体氧化剂灌入氧化剂储箱壳体后将活塞安装在氧化剂储箱壳体内，然后将氧化剂前封头与氧化剂储箱壳体通过螺纹连接。将载荷舱与氧化剂储箱壳体连接并通过铆钉紧固。

推力室前封头前端有一围裙，在围裙上沿圆周分布有8个圆孔，推力室前封头的后端为外螺纹，螺纹尺寸与所述推力室壳体前端内螺纹相互匹配，推力室前封头前端端面上有一管路螺纹接头，该接头与流量调节阀出口螺纹连接，推力室前封头凹腔轴线处为推力室氧化剂入口，喷注器通过螺纹与推力室前封头连接。

推力室壳体为管状，在前后均有内螺纹，推力室壳体内径与所述绝热层管外径相同，均为80mm，绝热层管内径与所述固体燃料药柱外径相同，均为70mm，绝热层管长度与固体燃料药柱长度相同，均为300mm，将固体燃料药柱装入绝热层管内，将装有固体燃料药柱的绝热层管装入推力室壳体内。重量5g点火药包通过密封胶粘接在推力室前封头的凹腔处。喷管为回转体，所述喷管前端有螺纹与推力室壳体后端螺纹连接，喷管内部为拉瓦尔喷管构型，其中前半段为圆锥形渐缩结构，中间为直径不变的圆柱孔，后半段为圆锥形渐扩结构，喷管的扩张比为11.2:1。喷管外轮廓后端连接有长围裙，为了减小飞行器的消极质量，所述喷管的围裙呈现弧形翅片状，四只翅片状围裙沿所述喷管的后端外轮廓均匀分布，在每组翅片的前后段各有两通孔。尾翼的翼面为薄片直角梯形，材料为T6铝合金，尾翼的底座为弧形翅片状，尾翼的底座前段和后段均各有两通孔，尾翼共有4支且几何尺寸、材料完全相同，所述4支尾翼与所述喷管后端的围裙通过铆钉连接，且所述尾翼的翼尖朝向头锥。通过铆钉将三片圆心角均为120°的连接曲壁的两端分别与氧化剂储箱和推力室前封头的围裙连接，三片连接曲壁组合成圆筒实现推力传递和箭体壳体封装。

靶标飞行器发射过程中，首先通过控制单元启动步进电机、打开流量调节阀，并同时点燃点火药包，氧化剂与固体燃料药柱燃烧产生推力使得靶标飞行器起飞，当需要改变飞行弹道时，通过控制单元启动舵机，通过空气舵偏转实现弹道调整。当需要靶标飞行器减速巡航飞行时，通过调节步进电机转速，改变推杆步进速度，并配合流量调节阀实现氧化剂流量调节，从而实现发动机推力调节，进而实现靶标飞行器速度调节。通过控制步进电机的工作与否，并配合流量调节阀的开启与关闭，能够实现固液混合火箭发动机多次启动，从而实现靶标飞行器能量管理。当靶标飞行器模拟飞行弹道结束时，通过同时起爆8个爆炸螺栓，通过弹簧将降落伞弹出，通过降落伞实现靶标飞行器完整回收。

Claims (10)

1.一种基于固液混合火箭发动机的可控靶标飞行器，其特征在于，包括飞行器外壳体、降落伞组件、船段有效载荷(9)、控制单元(11)、舵机(13)、推杆(14)、步进电机(15)、活塞(17)、流量调节阀(20)、绝热层管(25)固体燃料药柱(26)和尾翼(28)

所述飞行器壳体包括头锥(1)、伞舱(4)、载荷舱(10)、氧化剂储箱壳体(18)、连接曲臂(19)、推力室壳体(24)和喷管(27)，且头锥(1)、伞舱(4)、载荷舱(10)、氧化剂储箱壳体(18)、连接曲臂(19)、推力室壳体(24)和喷管(27)为依次连接；

所述头锥(1)和伞舱(4)之间通过爆炸螺栓连接，头锥(1)内置有头部有效载荷(29)；

所述伞舱(4)内装有降落伞组件；

所述载荷舱(10)内装有控制单元(11)、舵机(13)、推杆(14)、步进电机(15)和船段有效载荷(29)，舱外壁周向均布有若干空气舵(12)；船段有效载荷(29)位于载荷舱(10)上游；控制单元(11)通过启动舵机(13)，舵机(13)空气舵(12)偏转实现弹道调整；控制单元(11)还能够给调节步进电机转速，从而改变推杆(14)步进速度；

所述氧化剂储箱壳体(18)一端通过氧化剂前封头(16)与载荷舱(10)连接；另一端中心处开有通孔作为氧化剂出口；将液体氧化剂灌入氧化剂储箱壳体(18)后将活塞(17)安装在氧化剂储箱壳体(18)内；活塞(17)一端与推杆(14)连接；控制单元(11)控制推杆(14)运动使得活塞(17)在氧化剂储箱壳体(18)腔室内运动，从而控制壳体内的氧化剂容量；

所述推力室前封头(21)一端与流量调节阀(20)出口连接，另一端与喷注器(15)连接；且流量调节阀(20)和推力室前封头(14)外部通过连接结构进行连接；

所述推力室壳体(24)内部同轴装有绝热层管(25)，绝热层管(25)内部同轴装有固体燃料药柱(26)，且固体燃料药柱为环形药柱；

所述喷管(27)前端与推力室壳体(24)后端连接，推力室壳体(24)后端两侧设有尾翼(28)；尾翼(28)沿推力室壳体(24)外壁周向均布。

2.如权利要求1所述的一种基于固液混合火箭发动机的可控靶标飞行器，其特征在于，所述头锥(1)为薄壁圆锥形容器，头锥(1)前半段为空心圆锥，头锥(1)后半段为直径与空心圆锥底相同的圆管；头部有效载荷(29)被固定在所述头锥(1)的空心圆锥腔室内并用所述伞盖(2)将其封装，且伞盖(2)的直径与所述头锥(1)的内径相同。

3.如权利要求1所述的一种基于固液混合火箭发动机的可控靶标飞行器，其特征在于，所述降落伞组件包括降落伞(5)、伞底板(6)、弹簧(7)和弹簧绳(32)；弹簧绳(32)的一端固定在头锥(1)上，另一端固定在伞舱(4)头部；伞舱(4)为薄壁圆筒，伞底板(6)为薄片圆环，圆环内径为30mm，弹簧(7)的自由长度与伞舱(4)长度相同，将所述降落伞(5)的伞绳依次穿过伞底板(6)和弹簧(7)后固定在伞舱底板，弹簧(7)、伞底板(6)和折叠后的降落伞(5)依次装入伞舱(4)腔内并使得弹簧(7)处于压缩状态。

4.如权利要求1所述的一种基于固液混合火箭发动机的可控靶标飞行器，其特征在于，所述载荷舱(10)为薄壁圆管，载荷舱(10)内腔靠近前端有一个隔板，隔板中心开有圆孔用于穿越线缆；所述舵机(13)为若干个，周向均布安装在载荷舱(10)下游的内壁上，将舱段有效载荷(9)固定在载荷舱上游内腔中，然后将装有降落伞(5)、伞底板(6)和弹簧(7)的伞舱(4)的另一端与载荷舱(10)的上游连接；所述步进电机(15)固定在储箱前封头(16)的端面上，将所述推杆(14)与步进电机(15)配合并依次穿过步进电机(15)和储箱前封头(16)端面，将推杆(14)的右端与活塞(17)连接。

5.如权利要求1所述的一种基于固液混合火箭发动机的可控靶标飞行器，其特征在于，所述推力室前封头(21)靠近氧化剂储箱的一端为凹形，且圆心朝向推力室壳体(24)内腔，凹腔轴线处为推力室氧化剂入口，且凹腔上设有点火药包(22)；喷注器(23)与所述推力室前封头21螺纹连接。

6.如权利要求1所述的一种基于固液混合火箭发动机的可控靶标飞行器，其特征在于，所述推力室壳体内径与所述绝热层管外径相同，绝热层管内径与所述固体燃料药柱外径相同，绝热层管长度与所述固体燃料药柱长度相同。

7.如权利要求1所述的一种基于固液混合火箭发动机的可控靶标飞行器，其特征在于，所述喷管(27)内部为拉瓦尔喷管构型，其中前半段为圆锥形渐缩结构，中间为直径不变的圆柱孔，后半段为圆锥形渐扩结构。所述喷管(27)外轮廓后端连接有长围裙，围裙呈现弧形翅片状，翅片状围裙沿所述喷管(27)的后端外轮廓均匀分布。

8.如权利要求1所述的一种基于固液混合火箭发动机的可控靶标飞行器，其特征在于，所述尾翼(28)的底座为弧形翅片状，尾翼与所述喷管(27)后端的围裙连接，翼尖朝向头锥(1)。

9.如权利要求1所述的一种基于固液混合火箭发动机的可控靶标飞行器，其特征在于，所述连接曲臂为三片120°的曲面连接件，连接曲臂两端分别与氧化剂储箱和推力室前封头连接，三片连接曲壁组合成圆筒实现推力传递和箭体壳体封装。

10.如权利要求1所述的一种基于固液混合火箭发动机的可控靶标飞行器，其特征在于，所述头锥(1)、伞舱(4)、载荷舱(10)、氧化剂储箱壳体(18)、连接曲臂(19)、推力室壳体(24)和喷管(27)为同轴安装。

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