固體火箭動力控制裝置及控制方法
【專利說明】固體火箭動力控制裝置及控制方法
[0001]
技術領域
[0002]本發(fā)明涉及火箭推進技術領域，且特別涉及一種固體火箭動力控制裝置及控制方法。
[0003]
【背景技術】
[0004]在固體火箭技術領域，固體火箭，如地空/空空導彈，為了達到精確制導的目的，需要通過對固體火箭提供精確有效的推力控制，為此就需要提高固體火箭，如導彈，末端可用過載，減小過載響應時間。
[0005]目前，國外已經(jīng)成功將直接力控制技術應用于防空導彈中，其中典型的應用有歐洲的Aster-30、俄羅斯的9M96E2和美國的PAC-3等。其中，Aster-30利用布置在重心附近翼面上的四個燃氣發(fā)生器產(chǎn)生直接側(cè)向力；9M96E2則是利用安裝在重心處的24個徑向小發(fā)動機產(chǎn)生直接側(cè)向力；PAC-3導彈則利用彈體前部安裝的180個微小型固體脈沖發(fā)動機產(chǎn)生直接側(cè)向力。而在空空導彈武器領域，直接力控制技術的應用尚處于探索研究中。
[0006]由于防空導彈上多采用獨立的燃氣發(fā)生器作為直接力控制的動力裝置，存在結構質(zhì)量較重、占用空間大、工作時間短等缺點，這與未來防空/空空導彈輕小型化、遠射程的發(fā)展趨勢是相悖。
[0007]由此，提供一種輕型化、小型化及長效化的固體火箭動力控制裝置是本技術領域亟待解決的問題。
[0008]_
【發(fā)明內(nèi)容】
[0009]本發(fā)明旨在解決現(xiàn)有的固體火箭推進控制技術中，固體火箭上采用的直接力控制裝置結構復雜、體積較大、重量較重、工作時間短等技術問題。
[0010]為解決現(xiàn)有技術的技術問題，本發(fā)明提供一種固體火箭動力控制裝置，包括:發(fā)動機殼體；噴氣管道，設置于所述發(fā)動機殼體內(nèi)；舵面，通過舵軸與所述發(fā)動機殼體連接，其具有噴氣口 ；燃氣通道，設置于所述發(fā)動機殼體上，其一端口與所述噴氣管道連接，另一端口與所述噴氣口連接，用以將所述噴氣管道與所述噴氣口連通。
[0011]進一步的，所述舵面還包括:噴氣口控制開關，以控制所述噴氣口開關。
[0012]進一步的，所述舵軸還包括:燃氣通道控制開關，以控制所述燃氣通道開關。
[0013]本發(fā)明還提供一種固體火箭動力控制方法，包括:控制發(fā)動機啟動將燃氣通過噴氣管道噴出；通過燃氣通道將燃氣引流到舵面的噴氣口噴出。
[0014]進一步的，當舵面沒有轉(zhuǎn)動時，控制關閉所述燃氣通道；當舵面轉(zhuǎn)動時，控制打開所述燃氣通道，使燃氣引流到所述舵面的噴氣口噴出。
[0015]進一步的，將燃氣引流到舵面的噴氣口噴出的方向為沿舵面法線方向。
[0016]綜上所述，本發(fā)明提供的固體火箭動力控制裝置及控制方法，通過控制主發(fā)動機引流提供直接側(cè)向力來實現(xiàn)固體火箭如:空空導彈，的精確控制，實現(xiàn)了固體火箭動力控制裝置的輕型化、小型化及長效化的效果，滿足了未來防空/空空導彈輕小型化、遠射程的發(fā)展需求。
[0017]
【附圖說明】
[0018]圖1所示為本發(fā)明一實施例提供的固體火箭動力控制裝置的結構示意圖；
圖2所示為本發(fā)明另一實施例提供的固體火箭動力控制裝置的結構示意圖；
圖3所示為本發(fā)明另一實施例提供的固體火箭動力控制裝置的結構示意圖；
圖4所示為本發(fā)明另一實施例提供的固體火箭動力控制方法的方法流程圖。
[0019]_
【具體實施方式】
[0020]鑒于現(xiàn)有的固體火箭動力控制技術中，為了達到精確制導的目的，現(xiàn)有的固體火箭上采用所采用的側(cè)向直接力控制裝置均為獨立的動力控制裝置，其自身需具備動力裝置及控制裝置，不僅存在結構復雜、體積較大、重量較重的缺陷、而且具有工作時間較短等技術問題。本發(fā)明通過將固體火箭主發(fā)動機的燃氣引流至舵面，提供直接側(cè)向力來實現(xiàn)固體火箭精確控制的方法，使側(cè)向直接力控制裝置與固體火箭的主發(fā)動機動力融合在一起，通過動力共享的方式，實現(xiàn)了固體火箭動力控制裝置的輕型化、小型化及長效化的目的。
[0021]為使本發(fā)明的目的、特征更明顯易懂，下面結合附圖對本發(fā)明的【具體實施方式】作進一步的說明。
[0022]請結合參見圖1，其所示為為本發(fā)明一實施例提供的固體火箭動力控制裝置的結構示意圖。
[0023]該固體火箭動力控制裝置，包括:發(fā)動機殼體110 ;噴氣管道120，設置于所述發(fā)動機殼體I1內(nèi)；舵面130，通過舵軸140與所述發(fā)動機殼體110連接，其具有噴氣口 150 ;燃氣通道160，設置于所述發(fā)動機殼體110上，其一端口與所述噴氣管道120連接，另一端口與所述噴氣口 150連接，用以將所述噴氣管道120與所述噴氣口 150連通。
[0024]當固體火箭點火啟動時，主發(fā)動機燃燒噴射出的燃氣經(jīng)由設置于固體火箭的發(fā)動機殼體I1內(nèi)的噴氣管道120噴出，其中一部分燃氣通過設置于所述發(fā)動機殼體110上燃氣通道160被引流到設置在舵面130上的噴氣口 150噴出，從而實現(xiàn)了對固體火箭的側(cè)向直接力控制。
[0025]由于側(cè)向直接力控制所采用的動力是來自固體火箭的主發(fā)動機的動力，即與固體火箭的主發(fā)動機的動力是動力共享，因而在側(cè)向直接力控制時，就不需要獨立的動力提供裝置，進而達到了固體火箭動力控制裝置的輕型化、小型化及長效化的目的。
[0026]進一步的，在本發(fā)明實施例中，請參見圖2，所述舵面還包括:噴氣口控制開關210，以控制所述噴氣口噴氣方向。通過開關的不同選擇，可控制燃氣從舵面的上表面或下表面噴射出去，實現(xiàn)了固體火箭動力的靈活控制。
[0027]進一步的，在本發(fā)明實施例中，請參見圖3，所述舵軸還包括:燃氣通道控制開關310，以控制所述燃氣通道開關。
[0028]在固體火箭飛行過程中，當舵面不轉(zhuǎn)動時，燃氣通道控制開關控制燃氣通道關閉，導彈采用常規(guī)的氣動舵面控制；當舵面轉(zhuǎn)動時，燃氣通道控制開關控制燃氣通道打開，燃氣通過舵面法線方向噴射出去，為導彈提供燃氣控制力矩，從而實現(xiàn)直接力/氣動力復合控制。
[0029]請參見圖4，其所示為本發(fā)明另一實施例提供的固體火箭動力控制方法的方法流程圖。
[0030]該固體火箭動力控制方法，包括以下步驟:
步驟410:控制發(fā)動機啟動將燃氣通過噴氣管道噴出；
步驟420:通過燃氣通道將燃氣引流到舵面的噴氣口噴出。
[0031]通過上述方法，在對固體火箭進行側(cè)向直接力控制時，可以通過共享固體火箭的主發(fā)動機的動力，實現(xiàn)固體火箭動力控制裝置的輕型化、小型化及長效化。
[0032]進一步的，在本發(fā)明實施例中，步驟420具體包括:當舵面沒有轉(zhuǎn)動時，控制關閉所述燃氣通道；當舵面轉(zhuǎn)動時，控制打開所述燃氣通道，使燃氣引流到所述舵面的噴氣口噴出。
[0033]當舵面不偏轉(zhuǎn)時，燃氣通道關閉，導彈采用常規(guī)的氣動舵面控制；當舵面偏轉(zhuǎn)時，燃氣通道打開，燃氣通過舵面法線方向噴射出去，為固體火箭，如導彈提供燃氣控制力矩，從而實現(xiàn)直接力/氣動力復合控制，達到更加精確制導的同時，也節(jié)省了能源，實現(xiàn)了遠程化的目的。
[0034]進一步的，在本發(fā)明實施例中，將燃氣引流到舵面的噴氣口噴出的方向為沿舵面法線方向，為固體火箭提供燃氣控制力矩從而實現(xiàn)側(cè)向力精確控制。
[0035]綜上所述，本發(fā)明實施例提供的固體火箭動力控制裝置及控制方法，通過控制主發(fā)動機引流提供直接側(cè)向力來實現(xiàn)固體火箭如:空空導彈，的精確控制，實現(xiàn)了固體火箭動力控制裝置的輕型化、小型化及長效化的效果，滿足了未來防空/空空導彈輕小型化、遠射程的發(fā)展需求。
[0036]雖然本發(fā)明已以較佳實施例揭露如上，然其并非用以限定本發(fā)明，任何所屬技術領域中具有通常知識者，在不脫離本發(fā)明的精神和范圍內(nèi)，當可作各種的更動與潤飾，因此本發(fā)明的保護范圍當視權利要求書所界定者為準。
【主權項】
1.一種固體火箭動力控制裝置，其特征在于，包括: 發(fā)動機殼體； 噴氣管道，設置于所述發(fā)動機殼體內(nèi)； 舵面，通過舵軸與所述發(fā)動機殼體連接，其具有噴氣口 ； 燃氣通道，設置于所述發(fā)動機殼體上，其一端口與所述噴氣管道連接，另一端口與所述噴氣口連接，用以將所述噴氣管道與所述噴氣口連通。
2.根據(jù)權利要求1所述的固體火箭動力控制裝置，其特征在于，所述舵面還包括:噴氣口控制開關，以控制所述噴氣口開關。
3.根據(jù)權利要求1所述的固體火箭動力控制裝置，其特征在于，所述舵軸還包括:燃氣通道控制開關，以控制所述燃氣通道開關。
4.一種固體火箭動力控制方法，其特征在于，包括以下步驟: 控制發(fā)動機啟動將燃氣通過噴氣管道噴出； 通過燃氣通道將燃氣引流到舵面的噴氣口噴出。
5.根據(jù)權利要求4所述的固體火箭動力控制方法，其特征在于，還包括: 當舵面沒有轉(zhuǎn)動時，控制關閉所述燃氣通道； 當舵面轉(zhuǎn)動時，控制打開所述燃氣通道，使燃氣引流到所述舵面的噴氣口噴出。
6.根據(jù)權利要求4所述的固體火箭動力控制方法，其特征在于，將燃氣引流到舵面的噴氣口噴出的方向為沿舵面法線方向。
【專利摘要】本發(fā)明揭示了一種固體火箭動力控制裝置及控制方法，其中該控制裝置包括：發(fā)動機殼體；噴氣管道，設置于所述發(fā)動機殼體內(nèi)；舵面，通過舵軸與所述發(fā)動機殼體連接，其上具有噴氣口；燃氣通道，設置于所述發(fā)動機殼體上，其一端口與所述噴氣管道連接，另一端口與所述噴氣口連接，用以將所述噴氣管道與所述噴氣口連通。通過主發(fā)動機引流提供直接側(cè)向力來實現(xiàn)固體火箭如：空空導彈的精確控制，實現(xiàn)了固體火箭動力控制裝置的輕型化、小型化及長效化的效果，滿足了未來防空/空空導彈輕小型化、遠射程的發(fā)展需求。
【IPC分類】F02K9-26
【公開號】CN104712459
【申請?zhí)枴緾N201310672630
【發(fā)明人】葛志閃, 孔曉俊, 杜廈, 李瑞康, 王吉, 傅建明, 劉國剛, 呂科
【申請人】上海機電工程研究所
【公開日】2015年6月17日
【申請日】2013年12月12日