申请/专利权人：北京航空航天大学;北京华研军盛科技有限公司

申请日：2021-08-31

公开（公告）日：2024-04-09

公开（公告）号：CN113899254B

主分类号：F42B15/00

分类号：F42B15/00;F42B15/01;F42B10/38;F42B10/64

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.04.09#授权;2022.11.18#实质审查的生效;2022.01.07#公开

摘要：本发明公开了一种利用增程舱段、导转舱段及控制组件进行滑翔增程、全箭导转及飞行控制的火箭总体方案，实现增程及落点精确控制。中部增加增程舱段，其上一对可展开的升力翼在飞行中产生垂直翼面方向的气动力，通过滚转增程舱段翼座，控制气动力方向，实现滑翔增程；增程舱段后增加导转舱段，其上可展开的四片导转翼在飞行中产生绕箭体轴的导转力矩，维持箭体旋转速度，满足增程舱段发电机发电需求，增加飞行稳定性；尾部控制组件上的一对修正舵在飞行中产生垂直舵面方向的气动力，通过滚转控制组件翼座，控制气动力方向，实现落点精确控制。本发明的火箭总体方案，在有效提高飞行距离基础上可实现落点精确控制。

主权项：1.一种带滑翔增程舱段和全箭导转翼及控制组件的滑翔增程精确控制火箭，其特征在于包括：载荷控制组件1、载荷舱2、增程舱段3、导转舱段4、发动机5、控制组件6；其中载荷控制组件1位于火箭头部，载荷舱2与载荷控制组件1连接，增程舱段3与载荷舱2连接，载荷舱2位于载荷控制组件1与增程舱段3之间，载荷舱2与导转舱段4通过增程舱段3的中间转轴连接件10进行结构连接，导转舱段4固定连接于发动机5，控制组件6安装于发动机5的喷管25外侧，位于火箭尾部；增程舱段3包括的增程舱段翼座7上安装的一对可折叠升力翼8具有一反向的安装偏置角，在火箭飞行过程中可产生同向的垂直翼面方向的气动力，为火箭增程和精确控制提供气动载荷；增程舱段3包括的增程舱段翼座7上安装的一对可折叠减旋翼9具有一同向的安装偏置角，在火箭飞行过程中可产生反向的垂直翼面方向的气动力，该气动力可作为绕箭体轴方向的气动力矩，可实现对增程舱段翼座7的减旋，同时可作为负载平衡增程舱段3所包括的增程舱段控制电机16的控制力矩；导转舱段4包括的导转舱段翼座17上安装的周向均匀分布的两对可折叠的导转翼18具有一同向的安装偏置角，在火箭飞行过程中可产生沿周向同方向的气动力，该气动力可作为绕箭体轴方向的气动力矩，可实现对整个箭体部分的气动加载起旋，使整个火箭箭体部分在飞行过程中维持一相对稳定的自转速度；控制组件6包括的控制组件翼座19上安装的一对修正舵20具有一反向的安装偏置角，在火箭飞行过程中可产生同向的垂直舵面方向的气动力，为火箭精确控制提供气动载荷；控制组件6包括的控制组件翼座19上安装的两对减旋舵21具有一同向的安装偏置角，在火箭飞行过程中可产生反向的垂直舵面方向的气动力，该气动力可作为绕箭体轴方向的气动力矩，可实现对控制组件翼座19的减旋，同时可作为负载平衡控制组件6所包括的控制组件控制电机24的控制力矩。

全文数据：

权利要求：

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