[發(fā)明專(zhuān)利]一種基于火箭增程的新型高速飛行器的控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202110660511.6
• 申請(qǐng)日: 2021-06-15
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN113443119B
• 公開(kāi)（公告）日: 2022-07-29
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 李廣利;崔凱;田中偉
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所
• 主分類(lèi)號(hào): B64C1/38
• 分類(lèi)號(hào): B64C1/38;B64C5/10;B64D27/20;F02K9/97
• 代理公司: 北京和信華成知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 11390
• 代理人: 胡劍輝

1.一種基于火箭增程的新型高速飛行器的控制方法，其特征在于，所述新型高速飛行器包括機(jī)體(1)，與所述機(jī)體(1)連接且位于所述機(jī)體(1)上方的捕獲翼(2)，以及位于所述機(jī)體(1)尾部的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(3)；其中，

所述火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(3)的尾部設(shè)置有噴管(4)；

所述捕獲翼(2)包括固定部(21)和設(shè)置于所述固定部(21)上且向外延展的可調(diào)節(jié)部(22)，所述可調(diào)節(jié)部(22)中至少朝向所述機(jī)體(1)的一側(cè)的面的弧度可調(diào)節(jié)；

所述控制方法包括：

S100、當(dāng)機(jī)體(1)的飛行速度達(dá)到第一預(yù)設(shè)值時(shí)，控制火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(3)對(duì)機(jī)體(1)的飛行速度進(jìn)行加速；

S200、在加速的過(guò)程中通過(guò)調(diào)節(jié)捕獲翼(2)中可調(diào)節(jié)部(22)相對(duì)于機(jī)體(1)的面的弧度；

S300、當(dāng)飛行速度加速至第二預(yù)設(shè)值時(shí)，重新調(diào)節(jié)捕獲翼(2)中可調(diào)節(jié)部(22)相對(duì)于機(jī)體(1)的面的弧度，保持平穩(wěn)的飛行狀態(tài)；

S400、實(shí)時(shí)檢測(cè)平穩(wěn)狀態(tài)下的飛行速度，當(dāng)飛行速度低于第一預(yù)設(shè)值時(shí)，重復(fù)步驟S100-S300。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種控制方法，其特征在于，所述捕獲翼(2)沿所述機(jī)體(1)的中軸線(xiàn)方向?qū)ΨQ(chēng)布置，且所述捕獲翼(2)沿所述機(jī)體(1)的延伸方向自前向后包括順次設(shè)置的后掠部(23)和延伸部(24)，所述后掠部(23)的外緣自前向后向外延展，所述延伸部(24)的外緣與所述機(jī)體(1)的中軸線(xiàn)平行設(shè)置。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種控制方法，其特征在于，所述延伸部(24)的尾部形成為對(duì)稱(chēng)的燕尾形結(jié)構(gòu)，所述燕尾形結(jié)構(gòu)自中心向外側(cè)延伸形成的夾角為大于45°，且小于90°。

4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種控制方法，其特征在于，所述可調(diào)節(jié)部(22)包括自所述固定部(21)向外延伸的蒙皮(221)，貼合于所述蒙皮(221)下表面上的撐桿(222)，以及一端連接于所述固定部(21)上，另一端延伸至所述撐桿(222)中遠(yuǎn)離所述固定部(21)一端的長(zhǎng)度可調(diào)節(jié)的伸縮桿(223)。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種控制方法，其特征在于，每根所述撐桿(222)與連接于所述撐桿(222)上的伸縮桿(223)形成為一組延展組件(224)，每組所述延展組件(224)連接形成的面斜向后延伸，且與所述機(jī)體(1)的中軸線(xiàn)形成有30°-60°的夾角；

多組所述延展組件(224)自前向后間隔設(shè)置有多組。

6.根據(jù)權(quán)利要求1-5中任意一項(xiàng)所述的一種控制方法，其特征在于，所述火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(3)上的噴管(4)的軸線(xiàn)方向與所述機(jī)體(1)的軸線(xiàn)方向形成有夾角，且所述噴管(4)的噴口朝向背離所述機(jī)體(1)中軸線(xiàn)的一側(cè)延伸。

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的一種控制方法，其特征在于，所述火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(3)至少包括安裝于所述機(jī)體(1)尾部，且軸線(xiàn)方向與所述機(jī)體(1)的軸線(xiàn)方向相同的燃燒室(31)，設(shè)置于所述燃燒室(31)中的點(diǎn)火裝置，以及連接于所述燃燒室(31)側(cè)壁中靠近尾部一端上的噴管(4)。

8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的一種控制方法，其特征在于，所述燃燒室(31)的側(cè)壁上形成有開(kāi)口(32)，且自所述開(kāi)口(32)向外延伸形成有截面積逐漸減小的收縮段(33)，所述收縮段(33)中遠(yuǎn)離所述開(kāi)口(32)的一端套接有至少部分位于所述收縮段(33)中的喉襯(34)，所述喉襯(34)的另一端安裝有截面積逐漸增大的擴(kuò)張段(35)。

9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的一種控制方法，其特征在于，所述喉襯(34)的兩端各自位于所述收縮段(33)和所述擴(kuò)張段(35)中，所述收縮段(33)和所述擴(kuò)張段(35)中相對(duì)的端部還各自延伸形成有用于包裹所述喉襯(34)的緊定連接部(36)，所述緊定連接部(36)通過(guò)連接件(37)固定安裝；

所述緊定連接部(36)的內(nèi)表面形成有多個(gè)形成為階梯結(jié)構(gòu)的卡環(huán)(38)，所述喉襯(34)的外表面形成有與所述卡環(huán)(38)相契合的卡圈。