專利名稱：控制裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種控制運(yùn)載火箭飛行姿態(tài)的裝置，這種火箭裝有推進(jìn)裝置及有效載荷，并且具有至少一個控制器以及至少一個導(dǎo)向元件以橫向于火箭縱軸改變運(yùn)載火箭飛行軌道。
運(yùn)載火箭運(yùn)動方向橫向于火箭縱軸的改變可以借助于推力矢量控制得以實現(xiàn)。這需要設(shè)置可旋轉(zhuǎn)的推進(jìn)器，借助于這種推進(jìn)器可相對于火箭縱軸改變推進(jìn)方向。
對于特殊的導(dǎo)彈(特別是空對空導(dǎo)彈)，借助于舵面轉(zhuǎn)向是公知的，這種舵面可相對于導(dǎo)彈縱軸調(diào)節(jié)并且通過當(dāng)時的氣流提供橫向力。
在推進(jìn)運(yùn)載火箭時，在上升段，在大氣層中橫向載荷由于疾風(fēng)而出現(xiàn)。這種附加力被引入到火箭結(jié)構(gòu)中并且事先很難計算。因此需要預(yù)先給出一個安全系數(shù)，設(shè)計運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)時要考慮這個安全系數(shù)。如果這樣設(shè)計的火箭投入使用，則必須使最大允許風(fēng)速小于結(jié)構(gòu)設(shè)計時假定出現(xiàn)的風(fēng)速，以便保證有足夠大的安全距離以避免損壞。如果出現(xiàn)更高的風(fēng)速，則不能發(fā)射。因為發(fā)射可能性的大小還受其它多種因素限制，所以運(yùn)載火箭的可供使用性由于對出現(xiàn)疾風(fēng)的敏感而大大降低。
對風(fēng)的敏感還導(dǎo)致可發(fā)射時刻的減少，另一方面，火箭結(jié)構(gòu)必須足夠穩(wěn)固，以便能在允許的范圍內(nèi)承受存在的橫向力。由此導(dǎo)致運(yùn)載火箭質(zhì)量增加，結(jié)果是在同樣的推進(jìn)功率下可攜帶的最大有效載荷減小。
本發(fā)明的任務(wù)是減少疾風(fēng)對上述裝置的影響。
按照本發(fā)明，這個任務(wù)是這樣完成的，即導(dǎo)向元件為一個可旋轉(zhuǎn)的導(dǎo)向翼，此導(dǎo)向翼設(shè)置在運(yùn)載火箭側(cè)面區(qū)域，并且一個定位元件與導(dǎo)向翼相連。為了抵銷橫向力，此定位元件由控制器控制，根據(jù)傳感器提供的側(cè)面風(fēng)載的測量值將導(dǎo)向翼定位。
基于有這樣的控制表面，火箭可依據(jù)實際出現(xiàn)的疾風(fēng)主動進(jìn)行調(diào)節(jié)。由于有傳感器則產(chǎn)生了這樣一種可能性，即在飛行時疾風(fēng)對火箭的影響可以測量。根據(jù)獲得的測量值調(diào)節(jié)系統(tǒng)可以預(yù)先給定各控制表面所需要的偏轉(zhuǎn)量，以便抵抗疾風(fēng)力的擴(kuò)展。由此提供了一個用于火箭的減少疾風(fēng)影響的系統(tǒng)。
借助于控制表面，由質(zhì)量加速度和質(zhì)量減速度引起的橫向力通過導(dǎo)入適當(dāng)?shù)姆聪蛄Φ靡运p即理想地被抵銷。
在應(yīng)用于沒有單獨的推力矢量控制器的火箭時，導(dǎo)向翼可用來進(jìn)行軌道控制，以便根據(jù)其任務(wù)需要影響火箭的姿態(tài)并保持火箭在預(yù)先確定的軌道上。姿態(tài)控制和軌道控制使用附加的傳感器，這些傳感器被連接到控制系統(tǒng)中。
本發(fā)明也可以用在其它的運(yùn)載系統(tǒng)中，以便在完成一個任務(wù)時可主動控制有效載荷。因此，可以延長實際的可完成任務(wù)的時間并且對重新進(jìn)入較厚的大氣層可進(jìn)行直接控制。為了將力施加到運(yùn)載火箭上，將導(dǎo)向翼設(shè)置成大致成三角形的形狀，并且導(dǎo)向翼從而向運(yùn)載火箭的底邊關(guān)于縱軸徑向向外逐漸變尖，這樣可獲得一個具有足夠穩(wěn)定性的、有利的空氣動力模型組合體。也可以將導(dǎo)向翼設(shè)置成帶后掠或不帶后掠的直角形狀。
在導(dǎo)向翼背向運(yùn)載火箭的延伸區(qū)設(shè)置一個平的部分，可以改善功能。
沿運(yùn)載火箭周邊約等距離地設(shè)置4個導(dǎo)向翼，可抵銷來自不同方向的疾風(fēng)的影響。
為了減少導(dǎo)向翼的數(shù)量，可卸去一部分載荷，特別是在火箭承受橫向力的區(qū)域卸荷，建議將多級運(yùn)載火箭的導(dǎo)向翼設(shè)置在第二級向第三級過渡的區(qū)域。
將導(dǎo)向翼設(shè)置在包裹第二級與第三級間過渡區(qū)域的過渡區(qū)外殼上，是特別合乎多級火箭的要求的。
為了保證高效率，建議給控制器設(shè)置兩個相互重疊的調(diào)整回路。
為了將導(dǎo)向翼精確保持在預(yù)先給定的位置上，內(nèi)回路可以由導(dǎo)向翼、定位元件、控制器及位置傳感器組成。
為了高質(zhì)量地抵銷橫向力的影響，外回路具有若干檢測側(cè)風(fēng)影響的傳感器、一個減少疾風(fēng)影響的控制器以及一個額定值發(fā)生器。
附圖簡要描述了本發(fā)明的實施例。


圖1是已裝上導(dǎo)向翼的運(yùn)載火箭的側(cè)視圖。
圖2是表示基本功能元件的方框圖。
控制運(yùn)載火箭(1)的飛行姿態(tài)的裝置主要包括在運(yùn)載火箭(1)的側(cè)面區(qū)域(3)內(nèi)安置的導(dǎo)向翼(2)。
在圖1所示的實施例中，運(yùn)載火箭(1)由第一級(4)、第二級(5)、第三級(6)以及有效載荷(15)構(gòu)成。在第二級(5)與第三級(6)間的過渡區(qū)設(shè)置了過渡區(qū)外殼(7)并且在過渡區(qū)外殼(7)上設(shè)置了4個導(dǎo)向翼(2)，這些導(dǎo)向翼等分過渡區(qū)外殼(7)的外圍，因此，它們互相間隔約90°角。
導(dǎo)向翼(2)具有大致呈三角形的結(jié)構(gòu)。導(dǎo)向翼(2)從而向運(yùn)載火箭的底邊向外逐漸變尖。特別應(yīng)在導(dǎo)向翼(2)背向運(yùn)載火箭(1)的區(qū)域設(shè)置一個平的部分(9)。導(dǎo)向翼(2)的面向第一級(4)的邊線基本上與運(yùn)載火箭(1)的縱軸線(9)垂直。面向第三級的邊線相對于縱軸線(9)傾斜并且在其背向運(yùn)載火箭(1)的端部區(qū)域通過平的部分(8)過渡到面向第一級(4)的邊線。
與運(yùn)載火箭(1)可擺動連接的導(dǎo)向翼(2)的初始位置是這樣確定的，即導(dǎo)向表面(10)最好對沿縱軸線(9)方向的氣流僅有很小的阻力。
基本功能元件的組合電路在圖2中給出。導(dǎo)向翼(2)與一個定位元件(11)相連，定位元件(11)的功能由控制器(12)控制。控制器(12)利用由檢測側(cè)風(fēng)對運(yùn)載火箭(1)的影響的傳感器(13)來的測量信號。為得到一個閉合的控制回路在導(dǎo)向翼(2)的區(qū)域設(shè)置一個位置傳感器(14)，此位置傳感器也與控制器(12)相連。為了建立一個復(fù)雜的控制系統(tǒng)，還可以使用一些附加的傳感器。
為了減少干擾的影響，給控制器(12)特別設(shè)置了兩個相互重疊的控制回路。特別應(yīng)提供一個帶內(nèi)回路和外回路的串聯(lián)控制結(jié)構(gòu)。
內(nèi)回路由導(dǎo)向翼(2)、定位元件(11)、控制器(12)以及位置傳感器(14)組成。此回路用于導(dǎo)向翼(2)的位置控制。
外回路為內(nèi)回路加上若干檢測側(cè)風(fēng)影響的傳感器(13)，一個減少疾風(fēng)影響的控制器(18)以及一個額定值發(fā)生器(16)。兩個回路都對受疾風(fēng)(17)影響的火箭(1)起作用。
權(quán)利要求
1.控制運(yùn)載火箭飛行姿態(tài)的裝置，它裝有推進(jìn)裝置和有效載荷，并且具有至少一個控制器及至少一個導(dǎo)向元件以橫向于火箭縱軸改變運(yùn)載火箭飛行軌道，其特征在于，導(dǎo)向元件為一個可旋轉(zhuǎn)的導(dǎo)向翼，此導(dǎo)向翼設(shè)置在運(yùn)載火箭(1)的側(cè)面區(qū)域(3)，并且一個定位元件(11)與導(dǎo)向翼(2)相連，為了抵銷橫向力，定位元件(11)由控制器(12)根據(jù)傳感器(13)提供的側(cè)面風(fēng)載的測量值控制導(dǎo)向翼(2)定位。
2.權(quán)利要求1所述裝置的特征在于，導(dǎo)向翼(2)設(shè)置成大致三角形的，并且從面向運(yùn)載火箭(1)的底邊關(guān)于縱軸線(9)徑向向外逐漸變尖。
3.權(quán)利要求1或2所述裝置的特征在于，導(dǎo)向翼(2)背向運(yùn)載火箭(1)的延伸區(qū)設(shè)置一個平的部分(8)。
4.權(quán)利要求1至3之一所述裝置的特征在于，沿運(yùn)載火箭(1)的周邊約等距離地設(shè)置4個導(dǎo)向翼(2)。
5.權(quán)利要求1至4之一所述裝置的特征在于，多級運(yùn)載火箭(1)的導(dǎo)向翼(2)設(shè)置第二級(5)與第三級(6)間的過渡區(qū)內(nèi)。
6.權(quán)利要求5所述裝置的特征在于，導(dǎo)向翼(2)設(shè)置在包裹第二級(5)與第三級(6)間過渡區(qū)的過渡區(qū)外殼(7)上。
7.權(quán)利要求1至6之一所述裝置的特征在于，給控制器(12)設(shè)置兩個相互重疊的控制回路。
8.權(quán)利要求1至7之一所述裝置的特征在于，內(nèi)回路由導(dǎo)向翼(2)、定位元件(11)、控制器(12)以及位置傳感器(14)組成。
9.權(quán)利要求1至8之一所述裝置的特征在于，外回路具有若干檢測側(cè)風(fēng)影響傳感器(13)、一個減少疾風(fēng)影響的控制器(18)以及一個額定值發(fā)生器(16)。
全文摘要
控制運(yùn)載火箭飛行姿態(tài)的裝置裝有推進(jìn)裝置及有效載荷。運(yùn)載火箭具有至少一個控制器及至少一個導(dǎo)向元件以橫向于火箭縱軸改變飛行軌道。導(dǎo)向元件為一個可旋轉(zhuǎn)的導(dǎo)向翼，此導(dǎo)向翼設(shè)置在運(yùn)載火箭的側(cè)面區(qū)域。一個定位元件與導(dǎo)向翼相連，為了抵銷橫向力，此定位元件由控制器控制根據(jù)傳感器提供的側(cè)風(fēng)載的測量值將導(dǎo)向翼(2)定位。
文檔編號B64G1/40GK1107114SQ9410192
公開日1995年8月23日 申請日期1994年1月14日 優(yōu)先權(quán)日1993年1月14日
發(fā)明者斯蒂芬·蘭塞姆, 克勞斯-底特·里路塔斯 申請人:埃爾諾航空技術(shù)有限公司