CN217686888U - 基于脉冲姿控发动机的全程控制飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开一种基于脉冲姿控发动机的全程控制飞行器，涉及飞行器技术领域，所述全程控制飞行器包括：飞行器舱体；固定安装在所述飞行器舱体内的引战组件；固定安装在所述飞行器舱体内位于所述引战组件后方的飞控组件；固定安装在所述飞行器舱体内位于所述飞控组件后方的具有喷管的主发动机；固定安装在所述飞行器舱体内用来控制全程姿态的姿控机构，所述姿控机构包括安装在所述主发动机后方的至少一个姿控发动机组件，所述姿控发动机组件包括至少一个脉冲姿控发动机；其中，所述姿控发动机组件在飞行器轴线上设有通孔，所述主发动机的喷管沿所述飞行器轴线穿过安装在所述主发动机后方的至少一个姿控发动机组件。

Description

基于脉冲姿控发动机的全程控制飞行器

技术领域

本实用新型涉及飞行器技术领域，特别涉及一种基于脉冲姿控发动机的全程控制飞行器。

背景技术

现有的飞行器产品大多以空气舵作为主要飞控执行机构实现飞行器的飞行控制，具有较好的控制品质，相关理论和技术较为成熟。但对于一些技战术指标要求较为严苛的应用场景，如主动防护系统拦截弹、小口径微型弹、低成本弹，该类技术存在以下缺点：1，执行机构产生的侧向控制力较小，动作速度较低，系统响应慢；2，依赖飞行器飞行空速，在飞行器低速飞行状态或空气稀薄环境中控制效果差；3，舵机机械系统精密复杂，难以实现微小型化和低成本化。

实用新型内容

本实用新型提供一种基于脉冲姿控发动机的全程控制飞行器，以解决已有技术中以空气舵作为主要飞控执行机构实现飞行器的飞行控制时存在的上述不足。

本实用新型提供的基于脉冲姿控发动机的全程控制飞行器，包括：飞行器舱体；固定安装在所述飞行器舱体内的引战组件；固定安装在所述飞行器舱体内位于所述引战组件后方的飞控组件；固定安装在所述飞行器舱体内位于所述飞控组件后方的具有喷管的主发动机；固定安装在所述飞行器舱体内用来控制全程姿态的姿控机构，所述姿控机构包括安装在所述主发动机后方的至少一个姿控发动机组件，所述姿控发动机组件包括至少一个脉冲姿控发动机；其中，所述姿控发动机组件在飞行器轴线上设有通孔，所述主发动机的喷管沿所述飞行器轴线穿过安装在所述主发动机后方的至少一个姿控发动机组件。

优选地，所述全程控制飞行器还包括：固定安装在所述飞行器舱体外位于所述姿控发动机组件侧面的空气动力学翼面。

优选地，所述姿控机构还包括安装在所述引战组件与所述飞控组件之间的至少一个姿控发动机组件，和/或，安装在所述飞控组件和所述主发动机之间的至少一个姿控发动机组件，所述姿控发动机组件包括至少一个脉冲姿控发动机。

优选地，所述全程控制飞行器还包括：固定安装在所述飞行器舱体内位于所述引战组件前方的导引头；相应地，所述姿控机构还包括安装在所述导引头前方的至少一个姿控发动机组件，和/或，安装在所述导引头和所述引战组件之间的至少一个姿控发动机组件，所述姿控发动机组件包括至少一个脉冲姿控发动机。

优选地，所述飞行器舱体具有多个舱段，所述姿控发动机组件套接在相邻舱段上，和/或，所述姿控发动机组件通过螺钉固定到相邻舱段上。

优选地，所述姿控发动机组件是具有N个脉冲姿控发动机的一体式结构的发动机组件，包括：1个基体、N个喷喉、N个点火头、N个药柱；其中，所述基体上为每个脉冲姿控发动机加工有与所述基体的轴向平行的燃烧室和点火头安装螺孔、挡药板、与所述燃烧室连通且向所述基体的径向开设的喷喉安装螺孔，所述点火头通过所述点火头安装螺孔与所述基体螺纹连接，所述喷喉通过所述喷喉安装螺孔与所述基体螺纹连接，所述药柱通过所述挡药板和所述点火头固定在所述燃烧室内；所述基体的周向上还加工有用来连接相邻舱段的套接段，以便在装配好包括N个脉冲姿控发动机的姿控发动机组件后通过所述套接段连接其相邻舱段。

优选地，所述点火头安装螺孔的螺纹和所述喷喉安装螺孔上涂抹有密封胶，以使每个脉冲姿控发动机实现气封。

优选地，所述基体是在一整块完整固体材料上使用材料成型工艺一体化加工而成的。

优选地，所述固体材料是金属材料。

优选地，所述基体是中空的圆柱体，所述N个脉冲姿控发动机沿周向排布，所述N是大于或等于1的自然数。

本实用新型提供的基于脉冲姿控发动机的全程控制飞行器，使用由一个或多个脉冲姿控发动机组成的姿控发动机组件，固定连接在飞行器的舱体内，作为飞行器的姿控机构(或称飞控执行机构)，以直接力方式对飞行器从飞离发射器到命中目标之间的全程进行飞行控制，具有系统响应速度快、不依赖飞行器飞行空速、结构简单紧凑成本低的特点，适用于主动防护系统拦截弹、小口径微型弹、低成本弹等多种应用场合。

附图说明

图1a和图1b为未安装引导头且尾部安装姿控发动机组件的全程飞行器的第一和第二整体结构示意图；

图2a和图2b为未安装引导头且中间和尾部安装姿控发动机组件的全程飞行器的第一和第二整体结构示意图；

图3a和图3b为安装引导头且尾部安装姿控发动机组件的全程飞行器的第一和第二整体结构示意图；

图4a和图4b为安装引导头且头部、中间和尾部安装姿控发动机组件的全程飞行器的第一和第二整体结构示意图；

图5为前述整体结构的尾部视图；

图6为一体式结构的姿控发动机组件的立体图；

图7为一体式结构的姿控发动机组件的结构图；

图8为图7中AA’向的剖视图。

具体实施方式

应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。在后续的描述中，使用用于表示元件的诸如“模块”、“部件”或“单元”的后缀仅为了有利于本实用新型的说明，其本身没有特有的意义。因此，“模块”、“部件”或“单元”可以混合地使用。

本实用新型提供一种基于脉冲姿控发动机的全程控制飞行器。该飞行器使用一个或多个沿飞行器径向喷射燃气的脉冲姿控发动机构成姿控发动机组件，所述姿控发动机组件固定连接在飞行器上，作为飞行器的姿控机构(或称飞控执行机构)，以直接力方式对飞行器从飞离发射器到命中目标之间的全程进行飞行控制，具有系统响应速度快、不依赖飞行器飞行空速、结构简单紧凑成本低的特点。

实施例1

参见图1a和图1b，基于脉冲姿控发动机的全程控制飞行器可以包括：飞行器舱体(图中未标识)；固定安装在所述飞行器舱体内的引战组件12；固定安装在所述飞行器舱体内位于所述引战组件12后方的飞控组件13；固定安装在所述飞行器舱体内位于所述飞控组件13后方的具有喷管的主发动机14；固定安装在所述飞行器舱体内用来控制全程姿态的姿控机构，所述姿控机构包括安装在所述主发动机14后方的至少一个姿控发动机组件5，如图1a和图1b所示安装3个姿控发动机组件15，每个姿控发动机组件包括至少一个脉冲姿控发动机。其中，所述姿控发动机组件5在飞行器轴线上设有通孔，参见图5，所述主发动机14的喷管7沿所述飞行器轴线穿过安装在所述主发动机14后方的至少一个姿控发动机组件5。

实施例2

所述姿控机构还可以包括安装在所述引战组件12与所述飞控组件13之间的至少一个姿控发动机组件，和/或，安装在所述飞控组件13和所述主发动机14之间的至少一个姿控发动机组件。例如，参见图2a和图2b，所述引战组件12与所述飞控组件13之间安装1个姿控发动机组件。

本实施例的所述姿控发动机组件与实施例1中的姿控发动机组件15可以相同，均包括至少一个脉冲姿控发动机，例如8个。

实施例3

参见图3a和图3b，与实施例1相比，可以看出，所述全程控制飞行器还可以包括：固定安装在所述飞行器舱体内位于所述引战组件12前方的导引头。

所述导引头11可根据飞行器制导体制选配，具体来说，如果采用寻的制导方式，则安装导引头11，如果不采用寻的制导方式，而是采用指令制导等其它制导方式，可以不安装导引头11。

实施例4

所述姿控机构还可以包括安装在所述导引头11前方的至少一个姿控发动机组件15，和/或，安装在所述导引头11和所述引战组件12之间的至少一个姿控发动机组件15，如图4a和图4b所示，在所述导引头11前方安装一个姿控发动机组件15。

另外，除了在所述导引头11前方安装姿控发动机组件15和在主发动机14后方安装姿控发动机组件15外，也可以在所述导引头11和所述引战组件12之间安装至少一个姿控发动机组件15，和/或，在所述引战组件12与所述飞控组件13之间安装至少一个姿控发动机组件，和/或，在所述飞控组件13和所述主发动机14之间安装至少一个姿控发动机组件，如图4a和图4b所示，在所述飞控组件13和所述主发动机14之间安装有姿控发动机组件15。

本实施例的所述姿控发动机组件与实施例1中的姿控发动机组件15可以相同，均包括至少一个脉冲姿控发动机，例如8个。

实施例5

在上述四个实施例中，所述全程控制飞行器还可以包括固定安装在所述飞行器舱体外位于设置在所述主发动机14后方的姿控发动机组件15侧面的空气动力学翼面16。

参见图5，空气动力学翼面16包括4个尾翼。空气动力学翼面16为可选部件，可根据空气动力学需求的不同选择安装或者不安装。具体地说，根据气动设计要求选配，例如，如果不需要飞行器气动外形具有较大静稳定性，则可以选择不安装尾翼。

实施例6

所述飞行器的姿控机构(或称飞控执行机构)包括由脉冲姿控发动机构成的姿控发动机组件外，还可以与空气舵、主发动机推力矢量控制等控制方式进行组合，以复合的方式对飞行器进行飞行控制。此时，姿控发动机组件为飞行控制的主要机构，空气舵为飞行控制的辅助机构。

所述飞行器舱体具有多个舱段，在上述实施例1至实施例6中，参见图1a，图2a，图3a，图4a，所述姿控发动机组件通过螺钉18固定到相邻舱段上，和/或，参见图1b，2b，3b，4b，所述姿控发动机组件套接在相邻舱段上。每个姿控发动机组件均包括一个或多个脉冲姿控发动机，所述脉冲姿控发动机定义为：燃气喷射方向与飞行器的轴线(例如弹轴)夹角不等于0度从而能对飞行器施加侧向力、单次脉冲推力持续时间不大于1秒的发动机。飞行器侧表面具有一个或多个发动机的喷口，使得发动机的燃气喷射方向与飞行器的轴线夹角不等于0度。

以图3a为例，基于脉冲姿控发动机的全程控制飞行器包括导引头11、引战组件12、飞控组件13、主发动机14、姿控发动机组件15和空气动力学翼面16。导引头11、引战组件12、飞控组件13、主发动机14、姿控发动机组件15和空气动力学翼面16由头至尾顺次连接构成飞行器。姿控发动机组件15通过螺钉18固定连接到相邻舱段上。空气动力学翼面16安装于飞行器侧面，主发动机14采用长尾喷管结构，参见图5，长尾喷管7穿过姿控发动机组件15沿飞行器轴线向后喷出燃气。其中，所述引战组件12包含战斗部、近炸引信和安全执行机构。近炸引信可以控制战斗部在飞行器没有直接命中目标的情况下在离目标最近的位置起爆战斗部，发挥战斗部的最大杀伤效能。安全执行结构依照一定的安全策略直接控制战斗部的起爆链路，确保战斗部的安全使用和可靠起爆，同时具备碰炸和自毁功能，在直接命中目标的情况下以碰撞信号起爆战斗部，在未命中目标也没有通过近炸引信起爆战斗部的情况下延时启动战斗部实现飞行器自毁。所述飞控组件13包含飞控计算机、惯性测量单元、无线通信组件、无线测量组件。其中，无线通信组件和无线测量组件为可选部件，可根据飞行器制导体制、使用需求选择安装或者不安装。例如：1，如果采用寻的制导方式，就可以选择不安装无线通信组件、无线测量组件，而是通过导引头11引导飞行器飞向目标；2，如果采用指令指导方式，就可以选择不安装导引头11，而是通过飞控组件13里的无线测量装置配合地面无线测量装置实时测定飞行器空间位置，然后结合地面目标探测系统实时测定的目标空间位置数据计算得到弹目偏差，然后将偏差数据通过无线通信组件上发到飞行器，弹载计算机结合弹目偏差数据和惯性测量单元测得的飞行器姿态数据，依据一定的导引率控制飞行器飞向目标。主发动机14采用长尾喷管构型，长尾喷管沿飞行器轴线向后穿过姿控发动机组件15到达飞行器尾端，向后喷射燃气为飞行器飞行提供推力。脉冲姿控组件15由一个或多个脉冲姿控发动机构成，在飞行器侧表面具有一个或多个发动机喷口工作时对飞行器施加侧向力，引起飞行器空间指向改变，进而引起主发动机推力方向改变，从而最终实现飞行器质心运动方向的改变。姿控发动机组件以机械固定连接的方式安装在飞行器上，例如以螺钉18紧固。姿控发动机组件在飞行器上的布置方案不唯一，除图3a所示的尾部布置3个组件的方案外，还可以根据飞行器控制和布局的需要，在飞行器从头部到尾部的任意位置布置任意多个姿控发动机组件，例如图1a和图1b、图2a和图2b、图4a和图4b。

在寻的制导模式下，飞行器的典型工作过程如下：1，火控系统截获目标，控制发射系统伺服机构动作，使飞行器锁定目标；2，飞行器以冷发射或热发射的方式飞离发射系统，弹体被发射器赋旋或自主起旋，主发动机14启动；3，导引头11和飞控组件13保持通信，飞控计算机按照给定的制导控制率实时对飞行器飞行状态数据进行计算，形成姿控发动机组件15动作指令；4，姿控发动机组件15按照飞控计算机给出的动作指令(即点火指令)，在合适的时机点火，喷射燃气产生侧向控制力，飞行器飞行姿态随之改变；5，在导引头11、飞控组件13和姿控发动机组件15的协同闭环控制下，在主发动机14的推进下，飞行器最终飞行至目标附近或与目标相撞；6，在近炸引信和安全执行机构的作用下，引战组件12中的战斗部起爆，对目标形成杀伤。

上述实施例提供的基于脉冲姿控发动机的全程控制飞行器具有以下有益效果：1，控制力大，启动迅速，系统响应速度快；2，不依赖飞行器飞行空速，飞行器在刚飞离发射系统的低速飞行阶段、在高层大气以及大气层外都能进行有效的飞行控制。3，与舵机机械系统相比，姿控机构结构简单，姿控发动机组件以固定方式安装在飞行器上，无电机等驱动部件，不存在可动机械部件，有利于实现飞行器设计的微小型化，有利于大批量自动化生产，有利于降低飞行器生产制造成本。

另外，在实施例1至实施例6中，姿控发动机组件15可以由多个固体脉冲发动机组成以采用直接力方式对飞行器进行飞行控制，具有控制力大、系统频响高、结构简单可靠、成本较为低廉的特点，适用于需要做大过载动作的对空和反导拦截弹药、微小型制导弹药、低成本制导弹药。考虑到现有的姿控发动机组件设计大多采用分体式结构，即由多个结构上互相独立的脉冲姿控发动机组装在一起构成姿控发动机组件，例如将多个小脉冲姿控发动机用螺钉等机械连接方式连接在“支撑架”上以形成一个姿控发动机组件。这样设计的优点是能为生产、试验带来一定的便利，但缺点是结构不紧凑，不利于实现微小型化，装配环节较多，不利于自动化生产。作为一种优选，本实用新型的姿控发动机组件也可以采用一种一体式结构的组件，该组件通过在一整块固体材料上加工出多个脉冲姿控发动机的腔室结构制成组件基体，再在个各腔室上安装药柱、点火头、喷喉即构成完整功能的姿控发动机组件。姿控发动机组件的基体作为一个单一零件，既是组件内各脉冲姿控发动机间的支撑和连接结构，也是各脉冲姿控发动机的承压壳体，各脉冲姿控发动机相互间组成无法拆分的一体式组件，无需组装连接，具有结构简洁紧凑、便于自动化生产的特点，适用于微小型和低成本制导弹药。下面结合图6-图8进行详细说明。

一体式结构的姿控发动机组件包括N个脉冲姿控发动机，N是大于等于1的自然数，由1个基体1、N个喷喉2、N个点火头3和N个药柱4组装而成。参见图6-图8，所述基体可以是中空的圆柱体，所述N个脉冲姿控发动机沿周向排布。

所述基体1上为每个脉冲姿控发动机加工有燃烧室1e、具有螺纹1a的点火头安装螺孔、挡药板1f、具有螺纹1b的喷喉安装螺孔。所述燃烧室1e和所述点火头安装螺孔同轴且与所述基体1的轴向平行。所述喷喉安装螺孔开设在所述基体1的径向且与所述燃烧室1e连通。所述药柱4装入所述燃烧室1e，所述点火头3通过所述点火头安装螺孔与所述基体1螺纹连接，所述喷喉2通过所述喷喉安装螺孔与所述基体1螺纹连接，所述药柱4的一面被所述点火头3压紧，所述药柱4的另一面被所述挡药板1f限位，使得所述药柱4通过所述挡药板1f和所述点火头3固定在所述燃烧室1e内。其中，所述挡药板1f能够保证装入所述燃烧室1e的所述药柱4与连接到所述喷喉安装螺孔的所述喷喉2之间具有气道即可。在一个实施方式中，如图8所示，所述挡药板1f沿所述基体1的径向，向所述基体1的轴向延伸，以部分阻挡所述药柱4的另一面，留出所述药柱4与所述喷喉2之间的气道。在另一实施方式中，所述挡药板1f沿所述基体1的径向，向所述基体1的轴向延伸，与前一实施方式不同的是，所述挡药板1f完全阻挡所述药柱4的另一面，所述挡药板1f上开设一个或多个通孔以使所述药柱4与所述喷喉2之间连通。进一步地，所述基体1的周向上还加工有用来连接导弹前舱段的前舱段套接段1c和用来连接导弹后舱段的后舱段套接段1d，以便在装配好包括N个脉冲姿控发动机的姿控发动机组件后通过所述前舱段套接段1c和所述后舱段套接段1d分别连接所述导弹前舱段和所述导弹后舱段。一体式结构的姿控发动机组件的实现过程如下：1.基体1由一整块完整固体材料使用切削工艺或其它材料成型工艺一体化加工制成，直接在基体材料上加工出脉冲火箭发动机(简称每个脉冲姿控发动机)工作所需的燃烧室1e、挡药板1f、连接点火头3所需要的空腔和螺纹1a，连接喷喉2所需要的空腔和螺纹1b，以及连接前舱段所需要的套接段1c和连接后舱段所需要的套接段1d。其中，所述固体材料可以是金属材料，例如铝合金材料。2.基体1加工完成后，以装配形成一个脉冲姿控发动机为例，如图3所示，在燃烧室1e内装入药柱4，在连接喷喉2所需要的空腔中旋入喷喉2，在连接点火头3所需要的空腔中旋入点火头3，用点火头3和挡药板1f配合压紧药柱4，其中，点火头3和喷喉2分别通过螺纹1a、1b与基体1连接，装配时在螺纹1a、1b上涂抹密封胶实现气密。3.全部脉冲姿控发动机组装完成后，待密封胶充分固化，姿控发动机组件便具备了完整的功能。4.使用时，通过电流激活相应的脉冲姿控发动机的点火头，点火头对药柱进行点火，药柱燃烧产生燃气，燃气经由喷喉向外流动，让姿控发动机组件在相应方向上产生侧向推力。

本实用新型的一体式结构的姿控发动机组件具有以下有益效果：1，姿控发动机组件的基体可以由材料成型工艺或切削工艺一次性加工而成，生产效率高，便于实现自动化、无人化生产；2，姿控发动机组件装配工艺简单，产品在大批量生产条件下容易实现自动化、无人化生产；3，姿控发动机组件有利于提高产品的一致性和稳定性，有利于实现产品的大批量和低成本生产；4，直接在一整块材料上加工出多个脉冲姿控发动机的腔室、挡药板以及发动机间连接结构，使得多个脉冲姿控发动机间无需再通过装配连接，结构简洁紧凑，有利于微小型化，适合应用于微小型飞行器，例如微小型弹药。

以上参照附图说明了本实用新型的优选实施例，并非因此局限本实用新型的权利范围。本领域技术人员不脱离本实用新型的范围和实质内所作的任何修改、等同替换和改进，均应在本实用新型的权利范围之内。

Claims (10)

1.基于脉冲姿控发动机的全程控制飞行器，其特征在于，所述全程控制飞行器包括：

飞行器舱体；

固定安装在所述飞行器舱体内的引战组件；

固定安装在所述飞行器舱体内位于所述引战组件后方的飞控组件；

固定安装在所述飞行器舱体内位于所述飞控组件后方的具有喷管的主发动机；

固定安装在所述飞行器舱体内用来控制全程姿态的姿控机构，所述姿控机构包括安装在所述主发动机后方的至少一个姿控发动机组件，所述姿控发动机组件包括至少一个脉冲姿控发动机；

其中，所述姿控发动机组件在飞行器轴线上设有通孔，所述主发动机的喷管沿所述飞行器轴线穿过安装在所述主发动机后方的至少一个姿控发动机组件。

2.根据权利要求1所述的全程控制飞行器，其特征在于，所述全程控制飞行器还包括：

固定安装在所述飞行器舱体外位于所述姿控发动机组件侧面的空气动力学翼面。

3.根据权利要求1所述的全程控制飞行器，其特征在于，所述姿控机构还包括安装在所述引战组件与所述飞控组件之间的至少一个姿控发动机组件，和/或，安装在所述飞控组件和所述主发动机之间的至少一个姿控发动机组件，所述姿控发动机组件包括至少一个脉冲姿控发动机。

4.根据权利要求1所述的全程控制飞行器，其特征在于，所述全程控制飞行器还包括：

固定安装在所述飞行器舱体内位于所述引战组件前方的导引头；

相应地，所述姿控机构还包括安装在所述导引头前方的至少一个姿控发动机组件，和/或，安装在所述导引头和所述引战组件之间的至少一个姿控发动机组件，所述姿控发动机组件包括至少一个脉冲姿控发动机。

5.根据权利要求1-4任意一项所述的全程控制飞行器，其特征在于，所述飞行器舱体具有多个舱段，所述姿控发动机组件套接在相邻舱段上，和/或，所述姿控发动机组件通过螺钉固定到相邻舱段上。

6.根据权利要求5所述的全程控制飞行器，其特征在于，所述姿控发动机组件是具有N个脉冲姿控发动机的一体式结构的发动机组件，包括：1个基体、N个喷喉、N个点火头、N个药柱；其中，所述基体上为每个脉冲姿控发动机加工有与所述基体的轴向平行的燃烧室和点火头安装螺孔、挡药板、与所述燃烧室连通且向所述基体的径向开设的喷喉安装螺孔，所述点火头通过所述点火头安装螺孔与所述基体螺纹连接，所述喷喉通过所述喷喉安装螺孔与所述基体螺纹连接，所述药柱通过所述挡药板和所述点火头固定在所述燃烧室内；所述基体的周向上还加工有用来连接相邻舱段的套接段，以便在装配好包括N个脉冲姿控发动机的姿控发动机组件后通过所述套接段连接其相邻舱段。

7.根据权利要求6所述的全程控制飞行器，其特征在于，所述点火头安装螺孔的螺纹和所述喷喉安装螺孔上涂抹有密封胶，以使每个脉冲姿控发动机实现气封。

8.根据权利要求6所述的全程控制飞行器，其特征在于，所述基体是在一整块完整固体材料上使用材料成型工艺一体化加工而成的。

9.根据权利要求8所述的全程控制飞行器，其特征在于，所述固体材料是金属材料。

10.根据权利要求6所述的全程控制飞行器，其特征在于，所述基体是中空的圆柱体，所述N个脉冲姿控发动机沿周向排布，所述N是大于或等于1的自然数。

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