基于脉冲姿控发动机的全程控制飞行器制造技术

本实用新型专利技术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。主发动机后方的至少一个姿控发动机组件。主发动机后方的至少一个姿控发动机组件。

【技术实现步骤摘要】
基于脉冲姿控发动机的全程控制飞行器


[0001]本技术涉及飞行器
，特别涉及一种基于脉冲姿控发动机的全程控制飞行器。

技术介绍

[0002]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。

技术实现思路

[0003]本技术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。
[0004]本技术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。
[0005]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。
[0006]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。
[0007]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。
[0008]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。
[0009]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。
[0010]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。
[0011]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。
[0012]优选地，所述固体材料是金属材料。
[0013]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。
[0014]本技术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
[0015]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；
[0016]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；
[0017]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；
[0018]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；
[0019]图5为前述整体结构的尾部视图；
[0020]图6为一体式结构的姿控发动机组件的立体图；
[0021]图7为一体式结构的姿控发动机组件的结构图；
[0022]图8为图7中AA
’
向的剖视图。
具体实施方式
[0023]应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本技术，并不用于限定本技术。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技术的说明，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。
[0024]本技术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。
[0025]实施例1
[0026]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。
[0027]实施例2
[0028]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。
[0029]本实施例的所述姿控发动机组件与实施例1中的本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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...

【专利技术属性】
技术研发人员：朱伯立，
申请(专利权)人：北京振华领创科技有限公司，
类型：新型
国别省市：