一种火箭用嵌入式气动控制舵面及其控制方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN110906807A(43)申请公布日2020.03.24(21)申请号201911281222.4(22)申请日2019.12.13(71)申请人北京中科宇航探索技术有限公司地址100176北京市大兴区北京经济技术开发区科创十三街18号院6号楼12层1201(72)发明人樊鹏飞布向伟赖谋荣李秦峰史晓宁张翔杨毅强(74)专利代理机构北京卓特专利代理事务所(普通合伙)11572代理人陈变花(51)Int.Cl.F42B15/01(2006.01)F42B10/14(2006.01)权利要求书2页说明书6页附图4页(54)发明名称一种火箭用嵌入式气动控制舵面及其控制方法(57)摘要本申请提供一种火箭用嵌入式气动控制舵面及其控制方法，该嵌入式气动控制舵面包括：控制舵面和伺服作动系统，控制舵面通过转轴转动连接在火箭尾部，伺服作动系统固定连接在火箭的尾部，并与控制舵面连接；伺服作动系统包括动力支撑杆和电池动力组件；动力支撑杆与电池动力组件电连接；动力支撑杆连接在控制舵面与火箭尾部外型面之间，动力支撑杆推动控制舵面，使得控制舵面与火箭尾部外型面之间张开一定角度。本申请具有控制能力强、背负重量代价小，火箭飞行阻力小的特点。CN110906807ACN110906807A权利要求书1/2页1.一种火箭用嵌入式气动控制舵面，其特征在于，包括：控制舵面和伺服作动系统，所述控制舵面通过转轴转动连接在火箭尾部，所述伺服作动系统固定连接在火箭的尾部，并与所述控制舵面连接；所述伺服作动系统包括动力支撑杆和电池动力组件；所述动力支撑杆与所述电池动力组件电连接；所述动力支撑杆连接在所述控制舵面与所述火箭尾部外型面之间，所述动力支撑杆推动所述控制舵面，使得所述控制舵面与所述火箭尾部外型面之间张开一定角度。2.根据权利要求1所述的火箭用嵌入式气动控制舵面，其特征在于，所述动力支撑杆与所述转轴之间的距离大于控制舵面长度的1/3，且小于控制舵面长度的1/2。3.根据权利要求2所述的火箭用嵌入式气动控制舵面，其特征在于，所述控制舵面包括均匀间隔开布置在火箭尾部四周的第一控制舵面、第二控制舵面、第三控制舵面和第四控制舵面；所述动力支撑杆包括分别与所述第一控制舵面、所述第二控制舵面、所述第三控制舵面和所述第四控制舵面连接的第一动力支撑杆、第二动力支撑杆、第三动力支撑杆和第四动力支撑杆。4.根据权利要求1所述的火箭用嵌入式气动控制舵面，其特征在于，控制舵面为圆弧板状，所述控制舵面设置在火箭尾部外型面的外周侧。5.根据权利要求1-4任意一项所述的火箭用嵌入式气动控制舵面，其特征在于，所述动力支撑杆包括固定筒和伸缩杆，所述伸缩杆可伸缩连接在所述固定筒内；所述固定筒的端部与火箭尾部外型面固定连接，所述伸缩杆的端部与所述控制舵面铰接。6.根据权利要求1-4任意一项所述的火箭用嵌入式气动控制舵面的控制方法，其特征在于，该方法包括：预先构建控制舵面打开角度与压心后移量的关系模型；确定火箭飞行过程中不同飞行马赫数下的最小压心后移量；根据计算的最小压心后移量和预先构建的控制舵面打开角度与压心后移量的关系模型，获取舵面最小打开角度θmin；动力支撑杆驱动控制舵面张开最小打开角度θmin。7.根据权利要求6所述的火箭用嵌入式气动控制舵面的控制方法，其特征在于，该方法还包括：根据控制舵面需要张开的角度计算动力支撑杆伸出的长度；动力支撑杆的伸长量的计算公式为：L＝h·tanθ；其中，L表示动力支撑杆的伸长量；θ表示控制舵面张开的角度；h表示动力支撑杆在作动器盒内、控制舵面未打开状态下距离转轴的距离。8.根据权利要求7所述的火箭用嵌入式气动控制舵面的控制方法，其特征在于，计算仅打开一片控制舵面下，火箭的控制力矩；火箭的控制力矩的计算公式为：其中，mz表示火箭的控制力矩；ρ表示大气密度；v表示火箭飞行速度；S表示参考面积；CN表示法向力系数；Xcp表示火箭控制舵面打开时压力距离尖点的距离；XG表示火箭重心距离尖点的距离。2CN110906807A权利要求书2/2页9.根据权利要求8所述的火箭用嵌入式气动控制舵面的控制方法，其特征在于，预先构建控制舵面打开角度与压心后移量的关系模型的方法如下：计算控制舵面未打开时，在不同飞行马赫数下火箭的第一压心距离火箭尖点的距离Xcp0；计算控制舵面打开不同角度时，在不同飞行马赫数下火箭的第二压心距离火箭尖点的距离Xcp；根据计算获得的第二压心距离火箭尖点的距离Xcp和第一压心距离火箭尖点的距离Xcp0，计算控制舵面打开不同角度时，在不同飞行马赫数下火箭的压心后移量ΔXcp；根据控制舵面打开不同角度下对应的压心后移量构建舵面打开角度与压心后移量的关系模型。10.根据权利要求9所述的火箭用嵌入