CN104712459A - 固体火箭动力控制装置及控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明揭示了一种固体火箭动力控制装置及控制方法，其中该控制装置包括：发动机壳体；喷气管道，设置于所述发动机壳体内；舵面，通过舵轴与所述发动机壳体连接，其上具有喷气口；燃气通道，设置于所述发动机壳体上，其一端口与所述喷气管道连接，另一端口与所述喷气口连接，用以将所述喷气管道与所述喷气口连通。通过主发动机引流提供直接侧向力来实现固体火箭如：空空导弹的精确控制，实现了固体火箭动力控制装置的轻型化、小型化及长效化的效果，满足了未来防空/空空导弹轻小型化、远射程的发展需求。
Description
技术领域
本发明涉及火箭推进技术领域，且特别涉及一种固体火箭动力控制装置及控制方法。
背景技术
在固体火箭技术领域，固体火箭，如地空/空空导弹，为了达到精确制导的目的，需要通过对固体火箭提供精确有效的推力控制，为此就需要提高固体火箭，如导弹，末端可用过载，减小过载响应时间。
目前，国外已经成功将直接力控制技术应用于防空导弹中，其中典型的应用有欧洲的Aster-30、俄罗斯的9M96E2和美国的PAC-3等。其中，Aster-30利用布置在重心附近翼面上的四个燃气发生器产生直接侧向力；9M96E2则是利用安装在重心处的24个径向小发动机产生直接侧向力；PAC-3导弹则利用弹体前部安装的180个微小型固体脉冲发动机产生直接侧向力。而在空空导弹武器领域，直接力控制技术的应用尚处于探索研究中。
由于防空导弹上多采用独立的燃气发生器作为直接力控制的动力装置，存在结构质量较重、占用空间大、工作时间短等缺点，这与未来防空/空空导弹轻小型化、远射程的发展趋势是相悖。
由此，提供一种轻型化、小型化及长效化的固体火箭动力控制装置是本技术领域亟待解决的问题。
发明内容
本发明旨在解决现有的固体火箭推进控制技术中，固体火箭上采用的直接力控制装置结构复杂、体积较大、重量较重、工作时间短等技术问题。
为解决现有技术的技术问题，本发明提供一种固体火箭动力控制装置，包括：发动机壳体；喷气管道，设置于所述发动机壳体内；舵面，通过舵轴与所述发动机壳体连接，其具有喷气口；燃气通道，设置于所述发动机壳体上，其一端口与所述喷气管道连接，另一端口与所述喷气口连接，用以将所述喷气管道与所述喷气口连通。
进一步的，所述舵面还包括：喷气口控制开关，以控制所述喷气口开关。
进一步的，所述舵轴还包括：燃气通道控制开关，以控制所述燃气通道开关。
本发明还提供一种固体火箭动力控制方法，包括：控制发动机启动将燃气通过喷气管道喷出；通过燃气通道将燃气引流到舵面的喷气口喷出。
进一步的，当舵面没有转动时，控制关闭所述燃气通道；当舵面转动时，控制打开所述燃气通道，使燃气引流到所述舵面的喷气口喷出。
进一步的，将燃气引流到舵面的喷气口喷出的方向为沿舵面法线方向。
综上所述，本发明提供的固体火箭动力控制装置及控制方法，通过控制主发动机引流提供直接侧向力来实现固体火箭如：空空导弹，的精确控制，实现了固体火箭动力控制装置的轻型化、小型化及长效化的效果，满足了未来防空/空空导弹轻小型化、远射程的发展需求。
附图说明
图1所示为本发明一实施例提供的固体火箭动力控制装置的结构示意图；
图2所示为本发明另一实施例提供的固体火箭动力控制装置的结构示意图；
图3所示为本发明另一实施例提供的固体火箭动力控制装置的结构示意图；
图4所示为本发明另一实施例提供的固体火箭动力控制方法的方法流程图。
具体实施方式
鉴于现有的固体火箭动力控制技术中，为了达到精确制导的目的，现有的固体火箭上采用所采用的侧向直接力控制装置均为独立的动力控制装置，其自身需具备动力装置及控制装置，不仅存在结构复杂、体积较大、重量较重的缺陷、而且具有工作时间较短等技术问题。本发明通过将固体火箭主发动机的燃气引流至舵面，提供直接侧向力来实现固体火箭精确控制的方法，使侧向直接力控制装置与固体火箭的主发动机动力融合在一起，通过动力共享的方式，实现了固体火箭动力控制装置的轻型化、小型化及长效化的目的。
为使本发明的目的、特征更明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步的说明。
请结合参见图1，其所示为为本发明一实施例提供的固体火箭动力控制装置的结构示意图。
该固体火箭动力控制装置，包括：发动机壳体110；喷气管道120，设置于所述发动机壳体110内；舵面130，通过舵轴140与所述发动机壳体110连接，其具有喷气口150；燃气通道160，设置于所述发动机壳体110上，其一端口与所述喷气管道120连接，另一端口与所述喷气口150连接，用以将所述喷气管道120与所述喷气口150连通。
当固体火箭点火启动时，主发动机燃烧喷射出的燃气经由设置于固体火箭的发动机壳体110内的喷气管道120喷出，其中一部分燃气通过设置于所述发动机壳体110上燃气通道160被引流到设置在舵面130上的喷气口150喷出，从而实现了对固体火箭的侧向直接力控制。
由于侧向直接力控制所采用的动力是来自固体火箭的主发动机的动力，即与固体火箭的主发动机的动力是动力共享，因而在侧向直接力控制时，就不需要独立的动力提供装置，进而达到了固体火箭动力控制装置的轻型化、小型化及长效化的目的。
进一步的，在本发明实施例中，请参见图2，所述舵面还包括：喷气口控制开关210，以控制所述喷气口喷气方向。通过开关的不同选择，可控制燃气从舵面的上表面或下表面喷射出去，实现了固体火箭动力的灵活控制。
进一步的，在本发明实施例中，请参见图3，所述舵轴还包括：燃气通道控制开关310，以控制所述燃气通道开关。
在固体火箭飞行过程中，当舵面不转动时，燃气通道控制开关控制燃气通道关闭，导弹采用常规的气动舵面控制；当舵面转动时，燃气通道控制开关控制燃气通道打开，燃气通过舵面法线方向喷射出去，为导弹提供燃气控制力矩，从而实现直接力/气动力复合控制。
请参见图4，其所示为本发明另一实施例提供的固体火箭动力控制方法的方法流程图。
该固体火箭动力控制方法，包括以下步骤：
步骤410：控制发动机启动将燃气通过喷气管道喷出；
步骤420：通过燃气通道将燃气引流到舵面的喷气口喷出。
通过上述方法，在对固体火箭进行侧向直接力控制时，可以通过共享固体火箭的主发动机的动力，实现固体火箭动力控制装置的轻型化、小型化及长效化。
进一步的，在本发明实施例中，步骤420具体包括：当舵面没有转动时，控制关闭所述燃气通道；当舵面转动时，控制打开所述燃气通道，使燃气引流到所述舵面的喷气口喷出。
当舵面不偏转时，燃气通道关闭，导弹采用常规的气动舵面控制；当舵面偏转时，燃气通道打开，燃气通过舵面法线方向喷射出去，为固体火箭，如导弹提供燃气控制力矩，从而实现直接力/气动力复合控制，达到更加精确制导的同时，也节省了能源，实现了远程化的目的。
进一步的，在本发明实施例中，将燃气引流到舵面的喷气口喷出的方向为沿舵面法线方向，为固体火箭提供燃气控制力矩从而实现侧向力精确控制。
综上所述，本发明实施例提供的固体火箭动力控制装置及控制方法，通过控制主发动机引流提供直接侧向力来实现固体火箭如：空空导弹，的精确控制，实现了固体火箭动力控制装置的轻型化、小型化及长效化的效果，满足了未来防空/空空导弹轻小型化、远射程的发展需求。
虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然其并非用以限定本发明，任何所属技术领域中具有通常知识者，在不脱离本发明的精神和范围内，当可作各种的更动与润饰，因此本发明的保护范围当视权利要求书所界定者为准。
Claims (6)
1.一种固体火箭动力控制装置，其特征在于，包括：
发动机壳体；
喷气管道，设置于所述发动机壳体内；
舵面，通过舵轴与所述发动机壳体连接，其具有喷气口；
燃气通道，设置于所述发动机壳体上，其一端口与所述喷气管道连接，另一端口与所述喷气口连接，用以将所述喷气管道与所述喷气口连通。
2.根据权利要求1所述的固体火箭动力控制装置，其特征在于，所述舵面还包括：喷气口控制开关，以控制所述喷气口开关。
3.根据权利要求1所述的固体火箭动力控制装置，其特征在于，所述舵轴还包括：燃气通道控制开关，以控制所述燃气通道开关。
4.一种固体火箭动力控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
控制发动机启动将燃气通过喷气管道喷出；
通过燃气通道将燃气引流到舵面的喷气口喷出。
5.根据权利要求4所述的固体火箭动力控制方法，其特征在于，还包括：
当舵面没有转动时，控制关闭所述燃气通道；
当舵面转动时，控制打开所述燃气通道，使燃气引流到所述舵面的喷气口喷出。
6.根据权利要求4所述的固体火箭动力控制方法，其特征在于，将燃气引流到舵面的喷气口喷出的方向为沿舵面法线方向。
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