一种栅格翼及基于栅格翼的火箭芯一级残骸散落点控制方法技术

本发明专利技术公开了一种栅格翼及基于栅格翼的火箭芯一级残骸散落点控制方法，解决了现有火箭芯一级残骸落点分散，散布范围较大的问题。栅格翼为弧形结构并且其内弧面半径与运载火箭芯一级半径相同，栅格翼通过外框底部的支撑柱与折叠机构连接，折叠机构前后带有整流罩，折叠转轴处预置压缩弹簧，提供栅格翼初始展开力。利用栅格翼高气动效率和高阻力的特点，将栅格翼安装在现役运载火箭一二级连接舱段上并通过折叠机构折叠和打开。在火箭上升段完全折叠在火箭箭体上，对火箭上升段的安全和运载能力影响均较小；在芯一级残骸高速再入过程中，折叠的栅格翼展开，起到增强火箭残骸本体气动稳定性和气动阻力的目的，从而减小火箭芯一级残骸落点散布面积。

A grid wing and grid based wing core scatter point control method

The invention discloses a method for controlling the falling point of the first stage debris of a rocket core based on a grid wing and a grid wing, which solves the problems of scattering the falling point of the first stage debris of the existing rocket core and widening the spreading range. The lattice wing is an arc-shaped structure and its inner arc surface radius is the same as the first-order radius of the carrier rocket core. The lattice wing is connected with the folding mechanism through the support column at the bottom of the outer frame. The folding mechanism has a fairing before and after the folding mechanism. A compression spring is preset at the folding shaft to provide the initial unfolding force of the lattice wing. Using the characteristics of high aerodynamic efficiency and high drag of the grid wing, the grid wing is installed in the first and second stage connecting cabin of the active launch vehicle and folded and opened by folding mechanism. In the process of high-speed reentry, folded grille wings are deployed to enhance the aerodynamic stability and aerodynamic drag of the rocket debris, thereby reducing the dispersion of the first-stage debris of the rocket core. The measure of area.

【技术实现步骤摘要】
一种栅格翼及基于栅格翼的火箭芯一级残骸散落点控制方法
本专利技术属于运载火箭芯一级落点散布控制
，具体涉及一种栅格翼及基于栅格翼的火箭芯一级残骸散落点控制方法。
技术介绍
失稳飞行器，如飞行器破损产生的残骸、火箭脱落的整流罩和助推级等，通常是不可控的飞行器，坠落到地面时有可能带来安全问题。为了保障这些飞行器的落区安全，可以从两个方面入手:一是将其落点控制在人烟稀少的地方；二是提高落区划定的精度，减小落点散布的范围。由于受到飞行器目标轨道、发射场位置、机动能力、总体设计等方面的限制，这些失稳飞行器的落点难以有效控制到人烟稀少的地方，因此提高落区划定的精度，减小落点散布的范围，对保障落区人员和财产安全，具有十分重要的意义。栅格翼是一种新型控制稳定面，它作为一种新型升力面和控制面，在亚声速和高超声速阶段有比平板翼更优秀的气动特性，可用作稳定翼或全动式舵翼以提高弹箭的机动性，增加其稳定性和可控性。与传统平板翼相比，栅格翼具有一些独特优点，在相同的外形尺寸下，栅格翼的升力面积比平板翼大得多；具有较高的强度质量比；栅格翼弦向尺寸小，可以紧贴主体折叠安装，而不增加主体的外形尺寸；在控制效率和铰链力矩特性方面优于传统平板翼。对于传统的炸弹和导弹等飞行器，栅格翼缺点主要是相较于平板翼阻力较大，而对于高速返回的火箭芯一级箭体，这个缺点却成为了优点，可以提供额外的气动阻力，减小火箭芯一级残骸返回速度。
技术实现思路
本专利技术提供了一种栅格翼及基于栅格翼的火箭芯一级残骸散落点控制方法，解决了现有火箭芯一级残骸落点分散，散布范围较大的问题。利用栅格翼高气动效率和高阻力的特点，采用弧形结构的栅格翼，将栅格翼安装在现役运载火箭芯一二级连接舱段上并通过折叠机构折叠和打开栅格翼，在火箭上升段完全折叠在火箭箭体上与连接舱段完全贴合，对火箭上升段的安全和运载能力影响均较小；在芯一级残骸高速载入过程中，折叠的栅格翼展开，起到增强火箭残骸本体气动稳定性和气动阻力的目的，从而减小火箭芯一级残骸落点散布面积。本专利技术为实现上述目的，主要通过以下技术方案实现：一种栅格翼，其特征在于包括可折叠安装的栅格翼，所述栅格翼为弧形结构，所述栅格翼的内弧面半径与运载火箭芯一级半径相同，所述栅格翼包括外框、设置在外框内由若干栅格壁板构成的格子，所述外框底部沿外框的轴线方向上对称设置有两个支撑柱，在所述两个支撑柱之间设置连接有折叠机构，所述栅格翼通过支撑柱与折叠机构连接，所述折叠机构用于打开和折叠栅格翼。在上述技术方案中，所述格子为菱形结构。在上述技术方案中，所述栅格翼的表面设置有一防热涂层。在上述技术方案中，所述折叠机构包括固定安装在火箭一二级连接舱段上的固定块、与固定块端部连接的整流罩、设置在固定块内的折叠传动机构、和折叠锁紧机构，所述折叠传动机构用于折叠和展开栅格翼，所述折叠锁紧机构用于对折叠状态的栅格翼进行折叠锁紧。在上述技术方案中，所述折叠传动机构包括转动轴和压缩弹簧，所述支撑杆和固定块设置有连接孔，所述转动轴依次穿过支撑杆和固定块上的连接孔将支撑杆和固定块进行连接，所述压缩弹簧的一端与转动轴固定连接，压缩弹簧的另一端设置在固定块内。在上述技术方案中，当栅格翼折叠时，压缩弹簧为压缩状态且通过折叠锁紧机构压缩在固定块内。在上述技术方案中，所述整流罩包括前整流罩和后整流罩，所述前整流罩与固定块的前端连接，所述后整流罩与固定块的后端连接。一种基于栅格翼的火箭芯一级残骸散落点控制方法，其特征在于包括如下步骤：将四片栅格翼固定安装在运载火箭一二级之间的连接舱段上；在火箭上升段，通过折叠机构将栅格翼折叠并且栅格翼的内弧面与连接舱段完全贴合；火箭一二级分离后，在火箭芯一级残骸高速再入到大气层时，折叠机构解锁将折叠的栅格翼展开。在上述技术方案中，与栅格翼连接的连接舱段内表面设置有加强构件。在上述技术方案中，四片栅格翼沿连接舱段的圆周方向呈X型结构分布。综上所述，由于采用了上述技术方案，本专利技术的有益效果是：本专利技术的栅格翼采用弧形结构、菱形格子单元设计，结构强度高，并且内弧面的弧面半径与火箭芯一级半径相同，可以在火箭上升段折叠后完全贴合在火箭箭体表面，设计的折叠机构局部整流，使得上升段的阻力增量最小，同时栅格翼采用轻质的铝合金或钛合金+防热涂层结构，附加质量较小，对火箭上升段的运载能力影响较小，防热涂层设计在再入段可满足高速防热要求。本专利技术的栅格翼安装在火箭一二级连接舱段位置，不需要额外的舵机控制机构，只需要设计相应的折叠机构安装在火箭箭体外表面即可，非常适合现役运载火箭的改造安装，可达到大幅减小火箭芯一级残骸落点散布的目的。附图说明图1是本专利技术的栅格翼整体结构示意图。图2是本专利技术的栅格翼安装在运载火箭一二级的连接舱段折叠状态结构示意图。图3是本专利技术的栅格翼安装在运载火箭一二级的连接舱段展开状态结构示意图。图4是本专利技术的栅格翼上升段折叠安装对火箭整体阻力特性的影响示意图。图5是无栅格翼外形火箭芯一级残骸落点散布拉偏仿真结果示意图。图6是有栅格翼外形火箭芯一级残骸落点散布拉偏仿真结果示意图。图7是弹道拉偏仿真得到的火箭芯一级残骸无栅格翼外形迎角—时间历程散布曲线示意图。图8是弹道拉偏仿真得到的火箭芯一级残骸有栅格翼外形迎角—时间历程散布曲线示意图。其中：1、栅格翼外边框，2、格子，3、双支撑柱，4、固定块，5、整流罩，6、转动轴，7、折叠锁紧机构，8、栅格翼。具体实施方式本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。如图1所示的一种栅格翼，包括外框和设置在外框内由若干栅格壁板构成的多个格子，格子为菱形结构。外框的底部设置有支撑柱，支撑柱的数量为两个，这样形成双立柱支撑，并且两个支撑柱在栅格翼的轴线方向上对称设置。栅格翼整体为弧形结构，其内弧面半径与运载火箭芯一级半径相同，这样栅格翼在折叠状态时能够和栅格翼完全贴合。栅格翼的栅格格片厚度即格栅壁板的厚度需要满足高速再入过程气动热的约束需求，在气动效率方面要求全速域范围内均有较高气动功率，火箭芯一级残骸加装栅格翼后要求自身本体具有气动稳定性，而栅格翼全速域范围内气动稳定性可以通过调节栅格翼的栅格数目，栅格的尺寸和剖面形状等几何参数来实现。针对3.35直径运载火箭芯一级残骸，栅格翼的内部面直径为3.35m，能够保证栅格翼上升段折叠后可以完全贴合在火箭箭体表面，对火箭自身气动性能影响较小，高速返回段栅格翼展开后能够满足气动稳定性要求。栅格翼不需要特殊的倒圆处理，栅格翼的格子数目为6×7，总共有42个格子，栅格翼整体尺寸约为1.416m×1.208m，栅格翼弦长100mm，格宽135mm，格弦比b/t=0.74，栅格壁板厚度为5mm，外框厚度10mm。考虑气动稳定性的同时需要考虑栅格翼高速载入过程中的气动热问题，同时要求上升段的附加质量尽可能小，因此，栅格翼需要具有轻质的特点，本专利技术中的栅格翼由合金材料制备而成，表面涂有防热涂层，合金可以选用铝合金或者钛合金。栅格翼通过设置在外框底部的支撑柱与折叠机构连接，折叠机构用于打开和折叠栅格翼，栅格翼折叠时在转轴处预置有压缩弹簧，为栅格翼展开提供初始的展开力，在火箭上升段，栅格翼被锁死机构固定折叠安装在火箭箭体上，火箭芯本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种栅格翼，其特征在于包括可折叠安装的栅格翼，所述栅格翼为弧形结构，所述栅格翼的内弧面半径与运载火箭芯一级半径相同，所述栅格翼包括外框、设置在外框内由若干栅格壁板构成的格子，所述外框底部沿外框的轴线方向上对称设置有两个支撑柱，在所述两个支撑柱之间设置连接有折叠机构，所述栅格翼通过支撑柱与折叠机构连接，所述折叠机构用于打开和折叠栅格翼。

【技术特征摘要】
1.一种栅格翼，其特征在于包括可折叠安装的栅格翼，所述栅格翼为弧形结构，所述栅格翼的内弧面半径与运载火箭芯一级半径相同，所述栅格翼包括外框、设置在外框内由若干栅格壁板构成的格子，所述外框底部沿外框的轴线方向上对称设置有两个支撑柱，在所述两个支撑柱之间设置连接有折叠机构，所述栅格翼通过支撑柱与折叠机构连接，所述折叠机构用于打开和折叠栅格翼。2.根据权利要求1所述的一种栅格翼，其特征在于所述格子为菱形结构。3.根据权利要求1所述的一种栅格翼，其特征在于所述栅格翼的表面设置有一防热涂层。4.根据权利要求1所述的一种栅格翼，其特征在于所述折叠机构包括固定安装在火箭一二级连接舱段上的固定块、与固定块端部连接的整流罩、设置在固定块内的折叠传动机构、和折叠锁紧机构，所述折叠传动机构用于折叠和展开栅格翼，所述折叠锁紧机构用于对折叠状态的栅格翼进行折叠锁紧。5.根据权利要求4所述的一种栅格翼，其特征在于所述折叠传动机构包括转动轴和压缩弹簧，所述支撑杆和固定块设置有连接孔，所述转动轴依次穿过支撑杆和固定块上...

【专利技术属性】
技术研发人员：贾洪印，吴晓军，徐明兴，张培红，周桂宇，龚小权，张耀冰，和争春，马明生，周乃春，邓有奇，童福林，陈江涛，唐静，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：四川,51