【技术实现步骤摘要】
本公开的实施例通常涉及流体动力学控制。更具体地，本公开的实施例涉及抛射体流体动力学控制。
技术介绍
抛射体是用来穿过空间的具有动カ或者无动カ的流体动力学物体。该空间可以是例如地球大气、外层空间、水、封闭空间等等。抛射体可以是无动カ的，其具有用于由原动カ所提供的飞行的起动功率，原动カ例如气体膨胀、动能、化学反应、电磁轨道炮、线圈炮、质量加速器、压杆式气枪、重力、火器、枪炮、榴弾炮、喷枪等等。抛射体可以是有动カ的。例如，一些抛射体可以在飞行期间依靠火箭发动机或者喷气式发动机提供推进力。现有抛射体利用具有联接高重量和高体积的控制机构，其不能提供其最优控制。
技术实现思路
本专利技术公开了用于流体动态控制抛射体的系统和方法。联接至少ー个普通致动结构的至少ー个致动器被致动从而经由普通的致动结构提供致动カ。普通的致动结构联接至少ー个连接结构，其将致动力通过其传输到至少ー个流体动力学控制表面。然后，该流体动力学控制表面响应于所传输的致动カ延伸/伸展进入气流或者从气流收起。以这个方式，驱动分裂翼瓣型火炬总成(split petal flare assembly)的致动器的数目能够...
【技术保护点】
一种抛射体流体动力学控制系统，包含：至少一个流体动力学控制表面，其联接到流体动力学主体，并且可操作从而围绕所述流体动力学主体延伸进入流体流；至少一个连接结构，其联接到所述至少一个流体动力学控制表面，并且可操作从而使所述至少一个流体动力学控制表面延伸进入所述流体流；至少一个普通致动结构，其联接到所述至少一个连接结构，并且可操作从而将致动力传输通过所述至少一个连接结构，以便所述至少一个流体动力学控制表面延伸进入所述流体流；和至少一个致动器，其联接到所述至少一个普通致动结构，并且可操作从而提供所述致动力。
【技术特征摘要】
2011.08.09 US 13/205,636，可以更完全地理解本公开的实施例，其中贯穿附图，类似的附图标记指代相似的元件。提供附图用于便于理解本公开而不限制本公开的广度、保护范围、比例、或者适用性。附图不需要按比例绘制。图I是根据本公开的实施例的示例性抛射体的侧视图的图示，示例性抛射体包含抛射体飞行主体空气动力学控制系统。图2是根据本公开的实施例的示例性抛射体飞行主体空气动カ控制系统的透视图的图示。图3是根据本公开的实施例在完全闭合的低阻/低阻力位置的图2的抛射体飞行主体空气动力学控制系统的透视图图示。 图4是根据本公开的实施例机动致动环形构造的图2的抛射体飞行主体空气动カ学控制系统的透视图图示。图5是根据本公开的实施例的较高阻的非机动致动环形构造的图2的抛射体飞行主体空气动力学控制系统的透视图图示。图6是根据本公开的实施例的抛射体飞行主体空气动力学控制系统的控制器的示例性的功能方框图图示。图7是根据本公开的实施例示出用于空气动力学控制抛射体的过程的示例性流程图的图不。图8是根据本公开的实施例示出用于提供抛射体飞行主体空气动力学控制系统的过程的示例性流程图的图示。具体实施方式下列详细说明实际上是示例性的，并且不是意图限制本公开或者本公开的实施例的应用和使用。具体装置、技术、和应用的描述只提供作为实例。这里所述的实例的变形对本领域技术人员是显而易见的，并且这里定义的一般原理可以应用到其他实例和应用，而不偏离本公开的精神和保护范围。此外，不意图被前面领域、背景、发明内容或者下列详细说明中存在任何明示或暗示的理论所限定。本公开应该符合按照权利要求的保护范围，而不限于这里所述和所示的实例。本公开的实施例在这里可以按照功能性的和/或逻辑块部件和各种处理步骤描述。应该理解，这些块部件可以由许多硬件、软件、和/或固件部件实现，其经配置从而执行具体功能。为了简短起见，这里可以不详细描述与空气动力学、流体动力学、结构、控制表面、制造、及系统的其他功能性方面有关的普通技术和部件(和系统的单独操作部件)。此夕卜，本领域技术人员会理解，本公开的实施例可以结合许多结构主体实践，并且这里所述的实施例仅仅是本公开的示例实施例。在实际非限制应用的背景中在这里描述了本公开的实施例，也就是说，电磁轨道枪/电磁轨道炮抛射体。然而，本公开的实施例不限制于这些电磁轨道炮应用，并且这里所述的技术也可以用于其他流体动力学的应用。例如，实施例可以适用于子弹、导弹、鱼雷、火箭、再入飞行器等等。如在读取本说明书之后本领域技术人员会显而易见，下列是本公开的示例和实施例，并且不限制于按照这些示例操作。可以利用其他实施例，并且可以作出结构变化，而不偏离本公开的示例性实施例的范围。现有抛射体为每个挡板利用単独的控制机构，因此增加了许多电动机和驱动电子装置及其关联的重量和体积。另外，现有解决方法利用嵌入抛射体尾部的挡板，因此增加了重量和体积。使用尾部控制示例，控制表面挡板通常嵌入固定几何形状的尾部火炬结构中。相反，这里所述的分裂翼瓣型火炬使用整体尾部体积用于控制表面。同时对于现有解决方法，抛射体尾部的固定几何形状设定静稳定裕度(static margin)。这个静稳定裕度随飞行条件变化，并且在整个飞行条件中不是最佳的。因此固定直径的火炬，当对于ー个条件是最佳的时，其通常在整个飞行状态不是最佳的。这里所述的分裂翼瓣型火炬允许变化火炬直径，从而匹配整个飞行状态的飞行条件。根据本公开的实施例，用于抛射体空气动力学控制和/或流体动力学控制的下垂分裂翼瓣型火炬包含翼瓣型火炬控制表面总成，其安装在飞行主体的后端上。翼瓣的数目可以是三个或者更多。该翼瓣由普通致动结构机械互连接，以便整体分裂翼瓣 型火炬总成能够例如只由三个致动器驱动，为飞行主体机动致动环提供尾部下垂并且为可变的飞行主体静余量/静稳定裕度提供火炬直径控制。可变的飞行静稳定裕度是在抛射体的抛射线期间能够变化的静稳定裕度，从而最小化阻力、提高机动性并且增加射程。对于给定的火炬直径，静稳定裕度随飞行条件变化，引起阻カ和稳定性的差异，其影响抛射体性能。通过变化火炬直径，静稳定裕度能够被调节，从而在整个飞行状态中产生想要的静稳定裕度。图I是根据本公开的实施例的示例性抛射体100的侧视图的图示，其包含抛射体飞行主体空气动力学控制系统200 (系统200)。抛射体100可以包含空气动力学主体104和系统200。空气动力学主体104可以包含例如但不限于电磁轨道炮抛射体、子弹、导弹、鱼雷、火箭、再入飞行器等等。在一些实施例中，抛射体100具有大约30cm到大约90cm的长度L124和大约4cm到大约7cm的横截面直径D126。在图I中所示的实施例中，空气动カ学主体104贯穿其长度具有恒定直径D。在其他的实施例中，空气动力学主体104可以具有不同的构造，例如但不限于圆锥形、幂律的前体(power-law fore-body)、船尾后体等等。在一些实施例中，抛射体100具有大约I. 5kg到大约12. 5kg的质量，并且能够到达在大约400km的射程的目标，同时在大约7马赫(Mach)或更高的速度下起飞。系统200可以包含控制表面总成102及其关联的连接结构130、至少ー个普通致动结构108、至少ー个致动器118 (致动器118)、和控制器120。控制表面总成102包含至少ー个空气动力学控制表面106，其包含至少ー个连接结构130。控制表面总成102和空气动力学控制表面106安装并位于空气动力学主体104的后端116。空气动力学控制表面106可以包含至少ー个翼瓣(翼瓣106)。在一个实施例中，可以使用三个或者更多数目的翼瓣106。空气动力学控制表面106联接空气动力学主体104，并且可操作从而延伸进入气流122或者从气流122围绕空气动力学主体104收起。在这个文件中，空气动力学控制表面106、翼瓣106、和下垂分裂翼瓣型火炬106可以互换使用。如下面更详细所述，连接结构130联接空气动力学控制表面106，并且可操作从而延伸空气动力学控制表面106进入气流122，或者使得空气动力学控制表面106远离气流收起(retract)。连接结构130可以包含例如但不限于斜面(例如，图2中204)、推拉杆等等。普通致动结构108可以包含例如但不限于图I所示的普通致动环108、普通致动磁盘、普通致动环形物、普通致动多边形实体等等。普通致动结构108联接连接结构130，并且可操作从而将致动カ传输通过连接结构130。普通致动结构108可以由ー个或更多连接推拉杆114联接到致动器118。致动器118联接普通致动结构108，并且可操作从而提供致动力。致动器118可以由控制器120控制，从而操作控制表面总成102进而控制空气动力学主体104。翼瓣106经由普通致动结构108机械互联，以便整个系统200能够只由经由连接推拉杆114的三个致动器118驱动。控制器120经配置从而控制致动器118操作控制表面总成102。控制器120也经配置从而控制翼瓣106的致动，从而按照需要变化静稳定裕度。当普通致动环108响应于 致动器118由控制器118的致动被机动致动时，翼瓣106为空气动力学主体104提供后端116的下垂。由此，翼瓣106提供火炬直径控制从而提供可变主体静稳定裕度的控制。以这个方式，控制器120根据飞行条件和想要的机动性并且与其有关动态地调节空气动力学主体104的静稳定裕度。在导弹分析中，静稳定裕度被定义为重心(CG) 110和压カ中心(CP) 112之间的距离。如果CGllO在CPl 12 (图I中所示)的前方，那么抛射体100会通过产生空气动カカ矩响应干扰，其使抛射体100返回干扰之前存在的角度。这种条件是ー个正的静稳定性，并且静稳定裕度是正的。如果CGllO在CPl 12后面，那么任何干扰都会产生继续驱动抛射体100远离起始位置的カ矩。这种条件是ー个负的静稳定性，并且静稳定裕度是负的。在图6讨论的背景中额外详细地讨论了控制器120和其中控制静稳定裕度的方式。图2是根据本公开的实施例图I所示的抛射体飞行主体空气动力学控制系统200(系统200)的透视放大图的图示。系统200可以包含多个翼瓣106、普通致动环108、多个推拉杆114、后端116、控制器120、和多个致动器118。翼瓣106 (下垂分裂翼瓣型火炬106)经由普通致动环108彼此链接，并且经配置从而在空气动力学主体104的后端116以下垂运动方式移动。该下垂运动可以大体上围绕轴的旋进(procession)，其类似于例如但不限于硬币在桌面上摇晃的运动、轮胎随着平坦侧向下落下之后在地面上摇晃、其中欧拉角是常数的旋转轴的方向的变化等等。翼瓣106的下垂运动提供对空气动力学主体104的控制例如但不限于方向、旋转等等。下垂允许补偿抛射体100的滚动。例如，如果上翼瓣伸展/延伸影响向上动作/机动(maneuver),那么随着抛射体100旋转，伸展的翼瓣能够收起，并且旋转进入上位置的翼瓣延伸，因此维持动作。翼瓣106经配置从而以协调的方式经由普通致动环108延伸和收起。如上所述，翼瓣106经配置从而当普通致动环108响应于致动器118由控制器118的致动机动致动时，为空气动力学主体104提供后端116的下垂。用这个方式，翼瓣106提供火炬直径控制从而提供可变主体静稳定裕度的控制。每个翼瓣106包含连接结构204 (图I中130)，允许普通致动环108响应于拉致动カ208使翼瓣106向外延伸进入气流122。翼瓣106响应于推致动カ206向内远离气流122收起。翼瓣106的长度LF212可以在例如但不限于大约2cm到大约8cm等等的范围内。每个翼瓣106的宽度W202可以在例如但不限于大约2cm到大约7cm等等的范围内。翼瓣106的数目可以是例如但不限于三个或更多等等。普通致动环108机械地互联并链接翼瓣106。普通致动环108联接连接结构204，并且将致动カ传输通过连接结构204。在操作中，普通致动环108将拉致动カ208传输穿过连接结构204，到至少ー个翼瓣106，以便至少ー个翼瓣106向外延伸进入气流122。类似地，普通致动环108将推致动カ206传输穿过连接结构204，到至少ー个翼瓣106，以便至少一个翼瓣106向内收起/縮回远离气流122。以这个方式，与每个翼瓣106 —个致动器相比，只需要三个致动器118来驱动系统200，由此减轻重量。普通致动环108可以由ー个或更多连接推拉杆114联接到至少ー个致动器118。在图1-2所示的实施例中，环被用作普通致动结构108，从而提供普通致动环 108。然而，如上所述，可以另外或替换地使用其他致动结构。在操作中，翼瓣106能够使用许多适合的致动机构延伸或收起。例如，在一些实施例中，每个翼瓣106的运动都经由普通致动环108通过联接到抛射体100内侧固定的致动器118的推拉杆114的致动控制。可以另外或替换地使用用于普通致动环108的许多其他适合的致动机构。普通致动环108的直径DR210可以在例如但不限于大约2cm到大约5cm等等的范围内。系统200的整个后端116被用作控制表面。这减小了所需要的翼瓣长度LF212和重量。如上所述，与每个翼瓣106 —个致动器相比，只需要三个致动器118驱动系统200，这也减轻重量。使用具有互联翼瓣106的系统200，允许在高动态压力超高速环境中经由使用后端116控制。致动器118可以经定尺寸从而为物理环境在抛射体100的可用功率、重量、和体积约束范围内。以这个方式，尾部重量的减少提高了抛射体100的静稳定裕度。后端116的直径DT302 (图3)可以在例如但不限于大约3cm到大约6cm的范围等等。当完全闭合(图4)时，系统200大体上提供最小直径、底部阻力、和稳定性。当全部打开(图2和5)时，系统200在大气在进入期间为快速抛射体姿态修正(projectile attitudecorrection)大体上提供最大稳定性。系统200允许共模翼瓣命令(common mode petalcommands)在飞行中调节静稳定裕度。以这个方式，飞行的性能益处提供改进范围性能。一组三个致动器118形成用于动作/机动普通致动环108的驱动机构为与翼瓣106关联的致动结构。例如,如上所述,普通致动环108通过将拉致动カ208传输穿过翼瓣106的连接结构204，使至少ー个翼瓣106 (翼瓣106)向外延伸进入气流122。同时，通过将推致动カ206传输通过翼瓣106的连接结构204，普通致动环108向内远离气流122收起翼瓣106。图3是根据本公开的实施例的在低阻的完全闭合位置300的抛射体飞行主体空气动力学控制系统200的透视图图示。在低阻的完全闭合位置300，系统200大体上生成最小阻カ和稳定性。图4是根据本公开的实施例机动致动环形构造400的抛射体飞行主体空气动力学控制系统200的透视图图示。以这个构造，抛射体100通过经由控制器120区别命令翼瓣106，能够执行G动作/机动(maneuver)。图5是根据本公开的实施例的完全配备且较高阻的非机动致动环形构造500的抛射体飞行主体空气动力学控制系统200的透视图图示。以这个构造，抛射体100能够使用普通命令在整个飞行状态和用于机动/动作调节静稳定裕度和机动性(maneuverability)。完整配置提供了对再进入的快速率的获取。图6是根据本公开的实施例的抛射体飞行主体空气动力学控制系统的控制器120(系统600)的不例性的功能方框图的图不。系统600可以包含处理器模块602、存储模块604、静稳定裕度计算模块606、致动器命令模块608、主体状态模块610、和轨迹模块612。这些模块可以经由总线614彼此通信联接。处理器模块602包含处理逻辑，其经配置从而实施与系统600的操作关联的功能、技术、和处理任务。特别是，处理逻辑经配置从而支持这里所述的系统600。例如，处理器模块602可以引导制动器命令模块608，从而命令普通致动结构108经由致动器118致...
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