适用于飞行器的八喷管布置结构及三通道阀门姿控飞行器的制作方法

1.本发明涉及飞行器设计技术领域，具体地，涉及一种适用于飞行器的八喷管布 置结构及三通道阀门姿控飞行器，尤其的，涉及一种改善飞行器三通道控制能力的 开关阀姿控八喷管布置方法及三通道阀门姿控飞行器。


背景技术：

2.当飞行器突破大气层后,需要采用姿控发动机实现飞行器的姿态快速调整。开关 阀八喷管固体姿控发动机由于结构简单，质量轻以及可实现性，目前已开展全面研 制与应用。这类姿控发动机采用“井”字形喷管布局，且喷管轴线皆在同一平面。 理论研究表明，为了保证这类发动机的稳定工作，需要严格保证发动机工作期间任 一时刻四个阀门同时开启的条件。当只需俯仰(或偏航)控制时，开启俯仰(或偏 航)方向的一对喷管外，还须偏航(或俯仰)喷管对称开启以实现工作稳定，整体会 损失一半推力，能量利用率不高，由于喷管出口“井”字形的设计，喷管工作后的 合力较大，导致姿态控制精度较小，并且喷管轴线皆在同一平面，为了减小喷管工 作时的相互干涉，需要进行大量计算，设计复杂。因此此类发动机设计复杂、推力 损失严重并且无法满足飞行器复杂的飞行稳定与控制精度需求。
3.专利文献cn 108952998 b公开了一种可上下左右改变喷出气流方向、可连续调节 喷出气流量，并可开、关控制喷出气流的喷气式航空发动机矢量喷管。但这种喷气 式航空发动机矢量喷管，需要将外喷气管套在所述内喷气管外部，并使外喷管可转 动，此方案控制姿态的方式较为复杂，需要控制外喷管转动角度，结构复杂，设计 难度高。


技术实现要素：

4.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于飞行器的八喷管布置 结构及三通道阀门姿控飞行器。
5.根据本发明提供的一种适用于飞行器的八喷管布置结构，包括飞行器机身、第 一喷管、第二喷管、第三喷管、第四喷管、第五喷管、第六喷管、第七喷管以及第 八喷管；所述第一喷管的出口、第二喷管的出口、第三喷管的出口、第四喷管的出 口、第五喷管的出口、第六喷管的出口、第七喷管的出口以及第八喷管的出口沿所 述飞行器机身周向布置；
6.沿飞行器机身径向方向上，所述第一喷管、第二喷管交叉布置，第三喷管、第 四喷管交叉布置，第五喷管、第六喷管交叉布置、第七喷管以及第八喷管交叉布置； 所述第一喷管、第二喷管、第五喷管以及第六喷管的轴线均与飞行器机身竖直对称 面成第一内倾角α；所述第三喷管、第四喷管、第七喷管以及第八喷管的轴线均与 飞行器机身水平对称面成第一内倾角α。
7.优选的，沿飞行器机身轴线方向上，第一喷管、第三喷管、第五喷管以及第七 喷管位于第一平面；第二喷管、第四喷管、第六喷管以及第八喷管位于第二平面。
8.优选的，沿飞行器机身径向方向上，第一喷管、第三喷管、第五喷管以及第七喷 管且绕沿飞行器机身轴线成90
°
旋转对称，第二喷管、第四喷管、第六喷管以及第 八喷管绕机
身轴线成90
°
旋转对称。
9.优选的，所述第一平面与第二平面的间距为1～3倍第一喷管直径。
10.优选的，所述第一内倾角α的取值范围为，0
°
《α《45
°
。
11.根据本发明提供的一种三通道阀门姿控飞行器，采用所述的适用于飞行器的八 喷管布置结构，还包括姿控发动机、飞行器头部以及多个阀门；所述飞行器头部固 定在所述飞行器机身的顶端，姿控发动机安装在飞行器机身的顶端或尾端；
12.所述姿控发动机包括第一喷管、第二喷管、第三喷管、第四喷管、第五喷管、第 六喷管、第七喷管以及第八喷管；
13.所述第一喷管的入口、第二喷管的入口、第三喷管的入口、第四喷管的入口、第 五喷管的入口、第六喷管的入口、第七喷管的入口以及第八喷管的入口均设置有阀 门。
14.优选的，所述姿控发动机包括固体火箭发动机。
15.优选的，所述阀门包括开关阀。
16.优选的，所述第一内倾角α为30
°
。
17.优选的，所述第一喷管出口与第二喷管出口圆心间距50mm，第三喷管出口与第 四喷管出口圆心间距50mm，第五喷管出口与第六喷管出口圆心间距50mm、第七喷管 出口与第八喷管出口圆心间距50mm。
18.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
19.1、本发明通过交叉布置喷管的安装位置，以及α角度的设置，提高了飞行器 的能量利用率。
20.2、本发明通过交叉布置喷管的安装位置，以及α角度的设置，提高了飞行器 的战术灵活性，也提高了姿态控制精度。
21.3、本发明通过将不同喷管分别设置在不同平面(第一平面、第二平面)的设计， 可以有效避免喷管交叉内倾而引起的结构干涉以及喷流干扰问题。
附图说明
22.通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、 目的和优点将会变得更明显：
23.图1为本发明的八喷管布置方法平面布置示意图；
24.图2为本发明的三维示意图；
25.图3为本发明喷管布置与现有技术中喷管布置的对比图。
26.图中示出：
27.具体实施方式
28.下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技 术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域 的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。 这些都属于本发明的保护范围。
29.本发明提供了一种适用于飞行器的八喷管布置结构，包括飞行器机身1、第一 喷管3、第二喷管4、第三喷管5、第四喷管6、第五喷管7、第六喷管8、第七喷管9以及第八喷管10；所述第一喷管3的出口、第二喷管4的出口、第三喷管5的出 口、第四喷管6的出口、第五喷管7的出口、第六喷管8的出口、第七喷管9的出 口以及第八喷管10的出口沿所述飞行器机身1周向布置，优选的，所述第一喷管3 的出口、第二喷管4的出口、第三喷管5的出口、第四喷管6的出口、第五喷管7 的出口、第六喷管8的出口、第七喷管9的出口以及第八喷管10的出口周向分布 在飞行器机身1表面。
30.如图1，通过顺航向看飞行器机身1，8个喷管轴对称或中心对称布置在机体内， 具体的，沿飞行器机身1径向方向上，所述第一喷管3、第二喷管4交叉布置，第 三喷管5、第四喷管6交叉布置，第五喷管7、第六喷管8交叉布置、第七喷管9以 及第八喷管10交叉布置；所述第一喷管3、第二喷管4、第五喷管7以及第六喷管 8的轴线均与飞行器机身1竖直对称面成第一内倾角α；所述第三喷管5、第四喷管 6、第七喷管9以及第八喷管10的轴线均与飞行器机身1水平对称面成第一内倾角 α，也就是说，所述第一喷管3、第二喷管4、第五喷管7以及第六喷管8的轴线分 别与机身竖直对称面之间的角度，与所述第三喷管5、第四喷管6、第七喷管9以及 第八喷管10轴线分别与机身水平对称面之间的角度相同，所述第一内倾角α的取 值范围为，0
°
《α《45
°
。除此以外，沿飞行器机身1径向方向上，第一喷管3、第 三喷管5、第五喷管7以及第七喷管9绕沿飞行器机身1轴线成90
°
旋转对称，第 二喷管4、第四喷管6、第六喷管8以及第八喷管10绕机身轴线成90
°
旋转对称。
31.为避免结构干涉，喷管采用错开位置布置，如图2所示，具体的，沿飞行器机 身1轴线方向上，第一喷管3、第三喷管5、第五喷管7以及第七喷管9位于第一平 面；第二喷管4、第四喷管6、第六喷管8以及第八喷管10位于第二平面，所述第 一平面与第二平面的间距为1～3倍第一喷管直径，远小于飞行器长度。
32.本发明还提供了一种三通道阀门姿控飞行器，采用所述的适用于飞行器的八喷 管布置结构，还包括姿控发动机、飞行器头部2以及多个阀门；所述飞行器头部2 固定在所述飞行器机身1的顶端，姿控发动机安装在飞行器机身1的顶端或尾端； 具体的，姿控发动机安装在远离飞行器质心的飞行器机身1顶端或尾端。
33.所述姿控发动机包括第一喷管3、第二喷管4、第三喷管5、第四喷管6、第五 喷管7、第六喷管8、第七喷管9以及第八喷管10；
34.所述第一喷管3的入口、第二喷管4的入口、第三喷管5的入口、第四喷管6 的入口、第五喷管7的入口、第六喷管8的入口、第七喷管9的入口以及第八喷管10的入口均设置有阀门。需要控制所述飞行器姿态时，须同时开启4个阀门，以开 启4个喷管，各喷管推力大小基本相等；
35.在一个优选例中，所述飞行器机身1为圆柱体结构，所述姿控发动机包括固体 火箭发动机，所述阀门包括开关阀。
36.在现有技术中“井”字形八喷管布局方式(α＝0
°
)中，如图3(粗虚线常规八 喷管布置方式即现有技术中的喷管轴线示意，粗实线为本发明八喷管布置方式的喷 管轴线示意)现有技术中，以飞行器抬头控制为例，则需要开启现有技术中的第九 喷管11、第十喷管12，并且为了不引入滚动，需同时开启第十一喷管13、第十二 喷管14组合或第十三喷管15、第十四喷管16组合喷管对称开启。本发明与现有技 术中“井”字形八喷管布局方式(α＝0
°
)相比，本发明的优势如下：第一，能量 利用率高，控制能力强。当α取0～45
°
之间值时,即0
°
《α《45
°
，则俯仰(偏航) 通道控制的合成推力是原来的(cosα sinα)倍。由勾股定理可知，cosα sinα 大于1，俯仰和偏航控制力提高，俯仰和偏航提供更大的平衡与控制力矩。另外， 选择合适的内倾角，滚动力臂相比原来更大，滚动控制力矩更大，飞行器机动与抗 气动干扰的能力显著提升。当针对相同的发动机推力要求，采用本方案的发动机可 以尺寸较小，则飞行器整体空载质量较小，机动过载能力更强。第二，战术灵活性 高，姿态控制精度提高。本发明中，俯仰或偏航控制有两档，例如抬头控制为例， 第一喷管3、第二喷管4、第三喷管5、第八喷管10开启所带来的控制力矩与第一 喷管3、第二喷管4、第四喷管6、第七喷管9开启所带来的控制力矩不同。当需要 快速抑制大干扰或提供快速控制响应时，可如上述开启第一喷管3、第二喷管4、第 三喷管5以及第八喷管10，获得一个大的控制力矩；当需要保证高精度控制时，可 开启第一喷管3、第二喷管4、第四喷管6以及第七喷管9，此时的喷管合成推力为 (cosα-sinα)倍，获得了一个较小的控制力矩，姿态控制精度显著提高。飞行器 可以根据不同需求灵活选择组合开启模式，战术灵活性提高。第三，结构布置更加 方便简单。与常规的八喷管均在同一平面布置相比，喷管错开平面布置，可以有效 避免喷管交叉内倾而引起的结构干涉以及喷流干扰问题。除此以外，喷管的内径、 长度和间距可以进一步设计，发动机和飞行器性能进一步优化。
37.在一个优选例中，如图3(粗虚线常规八喷管布置方式的喷管轴线示意，粗实线 为本发明八喷管布置方式的喷管轴线示意)。取α＝30
°
，单喷管推力0.5kn，喷管 所在平面距离质心的平均距离为1m，飞行器机身1直径为0.3m，喷管出口圆心间距50mm，具体的，所述第一喷管3出口与第二喷管4出口圆心间距50mm，第三喷管5 出口与第四喷管6出口圆心间距50mm，第五喷管7出口与第六喷管8出口圆心间距 50mm、第七喷管9出口与第八喷管10出口圆心间距50mm。所述第二喷管4的轴线 与第六喷管8的轴线距离为105.22mm；第一喷管3的
轴线与第五喷管7的轴线距离 为105.22mm；所述第八喷管10的轴线与第四喷管6的轴线距离为105.22mm,第三 喷管5的轴线与第七喷管9的轴线距离为105.22mm。需要俯仰通道控制时，开启第 一喷管3、第二喷管4、第三喷管5以及第八喷管10组合或第一喷管3、第二喷管 4、第四喷管6以及第七喷管9组合，则俯仰力矩分别计算可得1.366nm或0.366nm 两档,而如图3常规八喷管布置方式计算得到为1nm。因此，飞行器的最大俯仰控制 力矩可以提高了36.6％，小档力矩控制的俯仰控制精度提高36.6％。偏航力矩同理。
38.需要滚动通道控制时，同时开启第一喷管3、第三喷管5第五喷管7以及第七 喷管9组合或喷管第二喷管4、第四喷管6、第六喷管8以及第八喷管10组合，提 供最大滚动控制力矩。通过计算可得滚动通道力臂为105.22mm,最大滚动力矩为 52.61nm，相比于常规八喷管布置方式计算得到为25nm，滚动控制力矩提高了110％， 滚动控制能力显著提高。因此，证明了采用本发明确实可以显著改善飞行器三通道 控制能力。
39.本发明通过姿控发动机的喷管错位交叉布置来实现飞行器三通道控制能力的改 善；通过选择合适的内倾角度实现最佳改善效果。本发明能够在不改变发动机特性 的前提下，有效改善飞行器的俯仰、偏航以及滚动力矩特性，提高飞行器的三通道 控制能力。
40.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、
ꢀ“
右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或 位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述， 而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操 作，因此不能理解为对本技术的限制。
41.以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上 述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改， 这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的 特征可以任意相互组合。