CN216205707U - 一种具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置，设置在飞行器的头部和机身之间，包括：外壳、脉冲发动机和脉冲发动机安装座；所述外壳为圆柱形密闭腔体，脉冲发动机安装座为圆柱形，其同轴设置在外壳中，外壳和脉冲发动机安装座的圆周面上分别设有若干个同轴的斜形光孔和斜形螺纹孔，每个脉冲发动机一端设置在外壳上的斜形光孔中，另一端螺纹连接在脉冲发动机安装座的斜形螺纹孔，且若干个脉冲发动机按同一旋向排布在外壳和脉冲发动机安装座之间；其中，每个脉冲发动机的轴向与外壳的径向之间成设定夹角。
Description
技术领域
本实用新型涉及制导弹箭技术领域，具体涉及一种具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置。
背景技术
弹箭类飞行器广泛应用于军事领域，而脉冲姿控发动机是一种广泛应用于旋转类制导弹箭上的控制执行机构。脉冲姿控发动机的控制弹箭姿态工作原理为：根据控制指令和飞行器的滚转角，生成脉冲发动机点火指令，控制相应位置上的子发动机点火，依靠子发动机产生的推力改变飞行器姿态和飞行轨迹。脉冲姿控发动机在这种工作模式下需要弹体旋转才能实现对飞行器姿态和飞行轨迹的控制，对于常规曲射或直射弹道的弹箭飞行器来讲，其依靠气动导旋(斜置翼面、翼面带斜切角或卷弧翼)实现飞行器绕自身轴线的旋转。而对于需要进行大机动变向的飞行器而言，其在变向过程中会出现较大的攻角和比较小的飞行速度，在大攻角条件下，飞行器的气动特性会出现较强的非线性特征，而在低飞行速度条件下，作用在飞行器上的气动力会大幅降低，综合以上两个方面，对于需要进行大机动变向的飞行器，气动导旋的效果会比较差，飞行器可能难以实现绕自身轴线的旋转，进而使脉冲姿控发动机对飞行器姿态和轨迹的控制失效。
因此，需要研制一种脉冲推力姿控装置，保证在弹箭飞行器处于大攻角低飞行速度的条件下依然具有较好的控制效果。
实用新型内容
有鉴于此，本实用新型提供了一种具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置，用于弹箭飞行器姿态控制，解决了传统脉冲姿控发动机在气动导旋失效条件下难以实现对飞行器有效控制的问题，保证在弹箭飞行器处于大攻角低速度的条件下依然具有较好的控制效果。
本实用新型的技术方案为：一种具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置，设置在飞行器的头部和机身之间，包括：外壳、脉冲发动机和脉冲发动机安装座；所述外壳为圆柱形密闭腔体，脉冲发动机安装座为圆柱形，其同轴设置在外壳中，外壳和脉冲发动机安装座的圆周面上分别设有若干个同轴的斜形光孔和斜形螺纹孔，每个脉冲发动机一端设置在外壳上的斜形光孔中，另一端螺纹连接在脉冲发动机安装座的斜形螺纹孔，且若干个脉冲发动机按同一旋向排布在外壳和脉冲发动机安装座之间；其中，每个脉冲发动机的轴向与外壳的径向之间成设定夹角。
优选地，所述外壳包括：底座、壳体和顶盖；所述壳体为两端开口的圆筒结构，底座和顶盖同轴封装在其两端。
优选地，所述底座和顶盖结构相同。
优选地，所述底座和顶盖均为一端同轴开设有圆柱形凹槽的圆柱体；底座上端与壳体和脉冲发动机安装座的下端同轴套装，并通过螺钉将三者紧固，底座下端同轴固定在飞行器机身上；顶盖下端与壳体和脉冲发动机安装座的上端同轴套装，并通过螺钉将三者紧固，顶盖上端同轴固定在飞行器头部上；其中，壳体同轴套装在底座和顶盖的外圆周面上，脉冲发动机安装座同轴套装在底座和顶盖的圆柱形凹槽中，壳体的下端和脉冲发动机安装座的下端与底座上端通过螺钉紧固；壳体的上端和脉冲发动机安装座的上端与顶盖的下端通过螺钉紧固。
优选地，所述底座和顶盖的圆柱形凹槽的内径与脉冲发动机安装座的外径一致。
优选地，所述壳体和脉冲发动机安装座的壁面上沿轴向设有一排以上斜孔组，壳体上每排斜孔组为沿周向分布的两个以上斜形光孔，且斜形光孔的孔轴线均不过壳体的圆心，并与壳体的径向成设定夹角；脉冲发动机安装座上每排斜孔组为沿周向分布的两个以上斜形螺纹孔，且斜形螺纹孔的孔轴线均不过脉冲发动机安装座的圆心，并与脉冲发动机安装座的径向成设定夹角；其中，壳体和脉冲发动机安装座对应位置处的斜形光孔和斜形螺纹孔同轴。
优选地，所述外壳上的若干个斜形光孔沿外壳的轴向和周向分别均匀分布，与之对应，脉冲发动机安装座上的若干个斜形螺纹孔沿轴向和周向分别均匀分布。
优选地，每个所述脉冲发动机由脉冲发动机壳体、推进剂和点火具组成；脉冲发动机壳体一端开口，另一端开孔，开口形状为喇叭状，用于使脉冲发动机壳体内部装有的推进剂燃烧产生的燃气从该开口中喷出；脉冲发动机壳体的开孔端设有外螺纹，用于与脉冲发动机安装座螺纹配合；点火具由点火线和点火药组成，点火药与推进剂接触，点火线从脉冲发动机壳体开孔端的小孔中穿出。
优选地，所述外壳上的若干个斜形光孔沿外壳的轴向和周向分别均匀分布，与之对应，脉冲发动机安装座上的若干个斜形螺纹孔沿轴向和周向分别均匀分布。
优选地，每个所述脉冲发动机由脉冲发动机壳体、推进剂和点火具组成；脉冲发动机壳体一端开口，另一端开孔，开口形状为喇叭状，用于使脉冲发动机壳体内部装有的推进剂燃烧产生的燃气从该开口中喷出；脉冲发动机壳体的开孔端设有外螺纹，用于与脉冲发动机安装座螺纹配合；点火具由点火线和点火药组成，点火药与推进剂接触，点火线从脉冲发动机壳体开孔端的小孔中穿出。
有益效果：
1、本实用新型提供的脉冲推力姿控装置，采用外壳和脉冲发动机安装座定向安装脉冲发动机的方式，既可以产生用于控制弹箭飞行器姿态的法向力，也可以产生使弹箭飞行器绕自身轴线旋转的滚转力矩，在此滚转力矩的作用下，弹箭飞行器的气动导旋即使失效，也可以依靠脉冲推力姿控装置产生的滚转力矩使弹体绕自身轴线旋转，保证脉冲推力姿控装置产生的法向控制力可以对飞行器进行有效控制，从而解决了传统脉冲姿控发动机在气动导旋失效条件下难以实现对飞行器有效控制的问题，保证在弹箭飞行器处于大攻角低速度的条件下依然具有较好的控制效果。
2、本实用新型中外壳的具体设计，保证脉冲发动机的推力方向不经过飞行器轴向，使得脉冲发动机产生法向控制力的同时也可产生滚转力矩，兼具姿态控制和导旋作用，保证了飞行器在大攻角低速度的情况下具有良好的控制效果。
3、本实用新型中脉冲发动机的设计，既保证了其与壳体和脉冲发动机安装座之间的稳定连接，又有利于其点火产生兼具姿态控制和导旋作用的推力。
附图说明
图1为本实用新型所提出的脉冲推力姿控装置在飞行器上的安装位置示意图。
图2为本实用新型所提出的脉冲推力姿控装置的整体结构爆炸图。
图3为本实用新型所提出的脉冲推力姿控装置的整体结构等轴测图。
图4(a)为本实用新型所提出的脉冲推力姿控装置不加顶盖状态下的等轴测视图，(b)为本实用新型所提出的脉冲推力姿控装置不加顶盖状态下的俯视图。
图5为本实用新型中脉冲发动机的剖视图。
图6(a)为本实用新型中脉冲发动机壳体的等轴测视图，(b)为本实用新型中脉冲发动机壳体的剖视图。
其中，0-脉冲推力姿控装置，1-底座，2-壳体，3-顶盖，4-脉冲发动机，5-脉冲发动机安装座，6-脉冲发动机壳体，7-推进剂，8-点火具。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本实用新型进行详细描述。
本实施例提供了一种具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置，用于弹箭飞行器姿态控制，解决了传统脉冲姿控发动机在气动导旋失效条件下难以实现对飞行器有效控制的问题，保证在弹箭飞行器处于大攻角低速度的条件下依然具有较好的控制效果。
如图1所示，脉冲推力姿控装置0与外部的弹箭飞行器同轴安装，且脉冲推力姿控装置0靠近飞行器头部位置(头部和机身之间)；
如图2、图3和图4所示，所述脉冲推力姿控装置0包括：底座1、壳体2、顶盖3、脉冲发动机4和脉冲发动机安装座5；
底座1为上端同轴开设有圆柱形凹槽的圆柱体，其轴向上下两端分别沿周向布置三个以上螺纹通孔Ⅰ和螺纹通孔Ⅱ(优选底座1上下两端分别沿周向均匀布置四个螺纹通孔Ⅰ和螺纹通孔Ⅱ)；底座1上端与壳体2和脉冲发动机安装座5的下端同轴套装，并通过螺钉将三者紧固；其中，壳体2为两端开口的圆筒结构，脉冲发动机安装座5的外形为圆柱形，壳体2同轴套装在底座1的外圆周面上，脉冲发动机安装座5同轴套装在底座1的圆柱形凹槽中，壳体2和脉冲发动机安装座5的下端分别设有与底座1上端螺纹通孔Ⅰ对应的螺纹通孔Ⅲ和螺纹通孔Ⅳ；
底座1下端通过螺钉同轴紧固在飞行器机身前端；
壳体2上开设有若干斜形光孔，脉冲发动机安装座5上开设有对应数量的斜形螺纹孔，三个以上脉冲发动机4均与脉冲发动机安装座5的径向成设定夹角排布在壳体2和脉冲发动机安装座5之间的空间内(即三个以上脉冲发动机4按照同一旋向排布在壳体2和脉冲发动机安装座5之间的空间内)，且每个脉冲发动机4的入口端螺纹连接在脉冲发动机安装座5的斜形螺纹孔中，出口端安装在壳体2的斜形光孔中；
顶盖3的一端封装在壳体2和脉冲发动机安装座5之上，另一端与飞行器的头部相连。
本实施例中，底座1的圆柱形凹槽的内径与脉冲发动机安装座5的外径一致。
本实施例中，顶盖3的形状及尺寸均与底座1相同，且其与壳体2和脉冲发动机安装座5之间的连接及底座1与壳体2和脉冲发动机安装座5之间的连接相同。
本实施例中，壳体2和脉冲发动机安装座5的壁面上沿轴向设有一排以上斜孔组，壳体2上每排斜孔组沿周向分布(优选沿周向均匀分布)有两个以上斜形光孔，且斜形光孔的孔轴线均不过壳体2的圆心，并与壳体2的径向成设定夹角；脉冲发动机安装座5上每排斜孔组沿周向分布(优选沿周向均匀分布)有两个以上斜形螺纹孔，且斜形螺纹孔的孔轴线均不过脉冲发动机安装座5的圆心，并与脉冲发动机安装座5的径向成设定夹角；其中，壳体2和脉冲发动机安装座5对应位置处的斜形光孔和斜形螺纹孔同轴。
本实施例中，如图5和图6所示，每个脉冲发动机4由脉冲发动机壳体6、推进剂7和点火具8组成；脉冲发动机壳体6为一圆柱形壳体，其一端开口，另一端开孔，开口形状为喇叭状，用于使脉冲发动机壳体6内部装有的推进剂7燃烧产生的燃气从该开口中喷出；脉冲发动机壳体6的开孔端设有外螺纹，用于与脉冲发动机安装座5螺纹配合；点火具8由点火线和点火药组成，点火药与推进剂7接触，点火线从脉冲发动机壳体6开孔端的小孔中穿出。
该脉冲推力姿控装置的工作原理为：安装过程：将脉冲发动机安装座5放置于底座1上端面的圆柱形凹槽中，将脉冲发动机安装座5的下端与底座1上端通过螺钉紧固；将壳体2下端与底座1上端通过螺钉紧固；将顶盖3下端面的圆柱形凹槽扣在脉冲发动机安装座5上端，并将脉冲发动机安装座5和壳体2上端分别通过螺钉与顶盖3下端紧固；将各脉冲发动机4穿过壳体2壁面上的斜形光孔，并旋入对应的脉冲发动机安装座5上的螺纹孔中，再将连接好的脉冲推力姿控装置0安装于飞行器靠近头部位置，其轴线与飞行器轴线重合。
使用过程：当脉冲推力姿控装置0工作时，飞行器上的飞行控制计算机输出控制指令，控制脉冲推力姿控装置0中指定位置的脉冲发动机4工作，对应的脉冲发动机4中的点火具8作用，推进剂7被点燃，产生燃气从脉冲发动机壳体6的喇叭状喷口中喷出，产生沿脉冲发动机6轴线方向上的推力；由于脉冲发动机6的轴线方向不经过脉冲推力姿控装置0的轴线，因而也不经过飞行器轴线，因此，该推力可产生沿飞行器切向方向的力矩，使飞行器绕自身轴线转动；同时，该推力可产生控制飞行器姿态变化的法向(与飞行器径向一致)控制力和控制力矩，起到调整飞行器姿态的作用。
综上所述，以上仅为本实用新型的较佳实施例而已，并非用于限定本实用新型的保护范围。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置，其特征在于，设置在飞行器的头部和机身之间，包括：外壳、脉冲发动机(4)和脉冲发动机安装座(5)；所述外壳为圆柱形密闭腔体，脉冲发动机安装座(5)为圆柱形，其同轴设置在外壳中，外壳和脉冲发动机安装座(5)的圆周面上分别设有若干个同轴的斜形光孔和斜形螺纹孔，每个脉冲发动机(4)一端设置在外壳上的斜形光孔中，另一端螺纹连接在脉冲发动机安装座(5)的斜形螺纹孔，且若干个脉冲发动机(4)按同一旋向排布在外壳和脉冲发动机安装座(5)之间；其中，每个脉冲发动机(4)的轴向与外壳的径向之间成设定夹角。
2.如权利要求1所述的具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置，其特征在于，所述外壳包括：底座(1)、壳体(2)和顶盖(3)；所述壳体(2)为两端开口的圆筒结构，底座(1)和顶盖(3)同轴封装在其两端。
3.如权利要求2所述的具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置，其特征在于，所述底座(1)和顶盖(3)结构相同。
4.如权利要求3所述的具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置，其特征在于，所述底座(1)和顶盖(3)均为一端同轴开设有圆柱形凹槽的圆柱体；底座(1)上端与壳体(2)和脉冲发动机安装座(5)的下端同轴套装，并通过螺钉将三者紧固，底座(1)下端同轴固定在飞行器机身上；顶盖(3)下端与壳体(2)和脉冲发动机安装座(5)的上端同轴套装，并通过螺钉将三者紧固，顶盖(3)上端同轴固定在飞行器头部上；其中，壳体(2)同轴套装在底座(1)和顶盖(3)的外圆周面上，脉冲发动机安装座(5)同轴套装在底座(1)和顶盖(3)的圆柱形凹槽中，壳体(2)的下端和脉冲发动机安装座(5)的下端与底座(1)上端通过螺钉紧固；壳体(2)的上端和脉冲发动机安装座(5)的上端与顶盖(3)的下端通过螺钉紧固。
5.如权利要求4所述的具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置，其特征在于，所述底座(1)和顶盖(3)的圆柱形凹槽的内径与脉冲发动机安装座(5)的外径一致。
6.如权利要求2-5中任意一项所述的具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置，其特征在于，所述壳体(2)和脉冲发动机安装座(5)的壁面上沿轴向设有一排以上斜孔组，壳体(2)上每排斜孔组为沿周向分布的两个以上斜形光孔，且斜形光孔的孔轴线均不过壳体(2)的圆心，并与壳体(2)的径向成设定夹角；脉冲发动机安装座(5)上每排斜孔组为沿周向分布的两个以上斜形螺纹孔，且斜形螺纹孔的孔轴线均不过脉冲发动机安装座(5)的圆心，并与脉冲发动机安装座(5)的径向成设定夹角；其中，壳体(2)和脉冲发动机安装座(5)对应位置处的斜形光孔和斜形螺纹孔同轴。
7.如权利要求6所述的具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置，其特征在于，所述外壳上的若干个斜形光孔沿外壳的轴向和周向分别均匀分布，与之对应，脉冲发动机安装座(5)上的若干个斜形螺纹孔沿轴向和周向分别均匀分布。
8.如权利要求7所述的具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置，其特征在于，每个所述脉冲发动机(4)由脉冲发动机壳体(6)、推进剂(7)和点火具(8)组成；脉冲发动机壳体(6)一端开口，另一端开孔，开口形状为喇叭状，用于使脉冲发动机壳体(6)内部装有的推进剂(7)燃烧产生的燃气从该开口中喷出；脉冲发动机壳体(6)的开孔端设有外螺纹，用于与脉冲发动机安装座(5)螺纹配合；点火具(8)由点火线和点火药组成，点火药与推进剂(7)接触，点火线从脉冲发动机壳体(6)开孔端的小孔中穿出。
9.如权利要求1-5中任意一项所述的具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置，其特征在于，所述外壳上的若干个斜形光孔沿外壳的轴向和周向分别均匀分布，与之对应，脉冲发动机安装座(5)上的若干个斜形螺纹孔沿轴向和周向分别均匀分布。
10.如权利要求9所述的具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置，其特征在于，每个所述脉冲发动机(4)由脉冲发动机壳体(6)、推进剂(7)和点火具(8)组成；脉冲发动机壳体(6)一端开口，另一端开孔，开口形状为喇叭状，用于使脉冲发动机壳体(6)内部装有的推进剂(7)燃烧产生的燃气从该开口中喷出；脉冲发动机壳体(6)的开孔端设有外螺纹，用于与脉冲发动机安装座(5)螺纹配合；点火具(8)由点火线和点火药组成，点火药与推进剂(7)接触，点火线从脉冲发动机壳体(6)开孔端的小孔中穿出。
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| CN202122202647.0U CN216205707U (zh) | 2021-09-13 | 2021-09-13 | 一种具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置 |
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Cited By (1)
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|---|---|---|---|---|
| CN113654413A (zh) * | 2021-09-13 | 2021-11-16 | 北京理工大学 | 一种具有自主赋旋功能的脉冲推力姿控装置 |
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2021
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