專利名稱：控制裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種控制運載火箭飛行姿態(tài)的裝置，這種火箭裝有推進裝置及有效載荷，并且具有至少一個控制器以及至少一個導向元件以橫向于火箭縱軸改變運載火箭飛行軌道。
運載火箭運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)的推進器，借助于這種推進器可相對于火箭縱軸改變推進方向。
對于特殊的導彈(特別是空對空導彈)，借助于舵面轉(zhuǎn)向是公知的，這種舵面可相對于導彈縱軸調(diào)節(jié)并且通過當時的氣流提供橫向力。
在推進運載火箭時，在上升段，在大氣層中橫向載荷由于疾風而出現(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。因此需要預先給出一個安全系數(shù)，設(shè)計運載火箭結(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速小于結(jié)構(gòu)設(shè)計時假定出現(xiàn)的風速，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，所以運載火箭的可供使用性由于對出現(xiàn)疾風的敏感而大大降低。
對風的敏感還導致可發(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。由此導致運載火箭質(zhì)量增加，結(jié)果是在同樣的推進功率下可攜帶的最大有效載荷減小。
本發(fā)明的任務是減少疾風對上述裝置的影響。
按照本發(fā)明，這個任務是這樣完成的，即導向元件為一個可旋轉(zhuǎn)的導向翼，此導向翼設(shè)置在運載火箭側(cè)面區(qū)域，并且一個定位元件與導向翼相連。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)面風載的測量值將導向翼定位。
基于有這樣的控制表面，火箭可依據(jù)實際出現(xiàn)的疾風主動進行調(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)可以預先給定各控制表面所需要的偏轉(zhuǎn)量，以便抵抗疾風力的擴展。由此提供了一個用于火箭的減少疾風影響的系統(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入適當?shù)姆聪蛄Φ靡运p即理想地被抵銷。
在應用于沒有單獨的推力矢量控制器的火箭時，導向翼可用來進行軌道控制，以便根據(jù)其任務需要影響火箭的姿態(tài)并保持火箭在預先確定的軌道上。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載系統(tǒng)中，以便在完成一個任務時可主動控制有效載荷。因此，可以延長實際的可完成任務的時間并且對重新進入較厚的大氣層可進行直接控制。為了將力施加到運載火箭上，將導向翼設(shè)置成大致成三角形的形狀，并且導向翼從而向運載火箭的底邊關(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。也可以將導向翼設(shè)置成帶后掠或不帶后掠的直角形狀。
在導向翼背向運載火箭的延伸區(qū)設(shè)置一個平的部分，可以改善功能。
沿運載火箭周邊約等距離地設(shè)置4個導向翼，可抵銷來自不同方向的疾風的影響。
為了減少導向翼的數(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，建議將多級運載火箭的導向翼設(shè)置在第二級向第三級過渡的區(qū)域。
將導向翼設(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。
為了將導向翼精確保持在預先給定的位置上，內(nèi)回路可以由導向翼、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)風影響的傳感器、一個減少疾風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是已裝上導向翼的運載火箭的側(cè)視圖。
圖2是表示基本功能元件的方框圖。
控制運載火箭(1)的飛行姿態(tài)的裝置主要包括在運載火箭(1)的側(cè)面區(qū)域(3)內(nèi)安置的導向翼(2)。
在圖1所示的實施例中，運載火箭(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個導向翼(2)，這些導向翼等分過渡區(qū)外殼(7)的外圍，因此，它們互相間隔約90°角。
導向翼(2)具有大致呈三角形的結(jié)構(gòu)。導向翼(2)從而向運載火箭的底邊向外逐漸變尖。特別應在導向翼(2)背向運載火箭(1)的區(qū)域設(shè)置一個平的部分(9)。導向翼(2)的面向第一級(4)的邊線基本上與運載火箭(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。
與運載火箭(1)可擺動連接的導向翼(2)的初始位置是這樣確定的，即導向表面(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?？刂破?12)利用由檢測側(cè)風對運載火箭(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)風影響的傳感器(13)，一個減少疾風影響的控制器(18)以及一個額定值發(fā)生器(16)。兩個回路都對受疾風(17)影響的火箭(1)起作用。
權(quán)利要求
1.控制運載火箭飛行姿態(tài)的裝置，它裝有推進裝置和有效載荷，并且具有至少一個控制器及至少一個導向元件以橫向于火箭縱軸改變運載火箭飛行軌道，其特征在于，導向元件為一個可旋轉(zhuǎn)的導向翼，此導向翼設(shè)置在運載火箭(1)的側(cè)面區(qū)域(3)，并且一個定位元件(11)與導向翼(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)面風載的測量值控制導向翼(2)定位。
2.權(quán)利要求1所述裝置的特征在于，導向翼(2)設(shè)置成大致三角形的，并且從面向運載火箭(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，導向翼(2)背向運載火箭(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，沿運載火箭(1)的周邊約等距離地設(shè)置4個導向翼(2)。
5.權(quán)利要求1至4之一所述裝置的特征在于，多級運載火箭(1)的導向翼(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)風影響傳感器(13)、一個減少疾風影響的控制器(18)以及一個額定值發(fā)生器(16)。
全文摘要
控制運載火箭飛行姿態(tài)的裝置裝有推進裝置及有效載荷。運載火箭具有至少一個控制器及至少一個導向元件以橫向于火箭縱軸改變飛行軌道。導向元件為一個可旋轉(zhuǎn)的導向翼，此導向翼設(shè)置在運載火箭的側(cè)面區(qū)域。一個定位元件與導向翼相連，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)風載的測量值將導向翼(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