可重复使用飞行试验抛撒平台系统的制作方法

1.本技术涉及航天试验技术领域，尤其是涉及一种可重复使用飞行试验抛撒平台系统。


背景技术：

2.现在的开舱抛撒试验主要为载机搭载抛撒，载机搭载抛撒是利用载机模拟飞行平台，进行抛撒，能验证部分动态抛撒的技术。
3.针对上述中的相关技术，发明人认为存在以下缺陷：
4.1.随着现有飞行器特别是高超声速飞行器的发展，载机的飞行指标，如气动外形、速度、飞行高度、角速度、过载、姿态角度、载重量等与飞行器相差较大，难以进行飞行器的真实模拟飞行，达不到试验验证目的，所以普遍存在载机覆盖性较差的问题；
5.2.由于载机价格昂贵，单台载机价格在3000万～2亿，全国合适载机资源紧张，且行程较满，难以配合进行抛撒试验，通常为了达到真实的投放模拟效果，需要对载机结构进行改造，载机方难以满足要求，所以普遍存在载机资源少的问题；
6.3.利用载机进行抛撒试验，单次费用在数百万量级，价格较高，且载机通常需要提前6个月至12个月进行计划申报，且拖期事件经常发生，造成研制时间和经济成本上的极大提高，所以普遍存在载机使用成本高的问题。


技术实现要素：

7.为了改善普通载机覆盖性较差、资源少、使用成本高的问题，本技术提供一种可重复使用飞行试验抛撒平台系统。
8.本技术提供一种可重复使用飞行试验抛撒平台系统，采用如下的技术方案：
9.一种可重复使用飞行试验抛撒平台系统，包括：
10.头锥舱，所述头锥舱包括幂次曲线外形部以及圆柱外形部，所述幂次曲线外形部内设置有重量可自由调节的配重块，所述圆柱外形部内设置有在飞行过程中通过开伞将该平台系统回收的伞降装置；
11.设备舱，所述设备舱与所述圆柱外形部远离所述幂次曲线外形部的一端固定连接，所述设备舱的侧壁开有用于安装遥测天线和导航天线的天线窗口，所述设备舱内安装有电气设备；
12.载荷舱，所述载荷舱与所述设备舱远离所述头锥舱的一端固定连接，所述载荷舱包括舱体骨架和壳片，所述壳片敷设在所述舱体骨架的外表面以构成圆柱形的所述载荷舱，所述载荷舱内安装有载荷、将载荷以一定的相对速度推离该平台系统的释放装置和在飞行过程中使壳片与舱体骨架分离开的开舱装置，所述释放装置的动力来源于燃气；
13.动力系统舱，所述动力系统舱与所述载荷舱远离所述设备舱的一端固定连接，所述动力系统舱内设置有发动机；
14.尾舱，所述尾舱与所述动力系统舱远离所述载荷舱的一端固定连接，所述发动机
的尾部圆锥形喷管伸入到所述尾舱内；
15.以及用于控制该平台系统飞行姿态的舵翼组合，所述舵翼组合安装于所述尾舱和所述动力系统舱上。
16.进一步地，所述头锥舱、所述设备舱和所述尾舱的壳体由高性能铝合金铸造而成，所述头锥舱在头锥驻点部分用气凝胶外敷处理，所述头锥舱和所述设备舱的壳体外表面涂刷绝热涂层。
17.进一步地，所述电气设备包括但不限于综控计算机、遥测一体机、卫星导航接发装置、电池，所述设备舱在靠近所述载荷舱的内侧舱壁上固定有第一传感器，所述第一传感器用于检测冲击和震动。
18.进一步地，所述载荷设置有两组，所述释放装置位于两组所述载荷之间，所述开舱装置设于所述载荷舱靠近所述设备舱的一端，所述载荷舱靠近所述动力系统舱的内侧舱壁上固定有第二传感器，所述第二传感器用于检测冲击和震动。
19.进一步地，所述开舱装置包括爆炸螺栓和弹簧推力杆，所述壳片与所述舱体骨架之间通过多组所述爆炸螺栓相连接，所述弹簧推力杆布置在所述壳片两端的中部。
20.进一步地，所述舵翼组合包括两片尾翼和四组空气舵，两片所述尾翼对称布置于所述动力系统舱的壳体外周壁，所述尾翼平行于所述动力系统舱的长度方向，四组所述空气舵对称布置于所述尾舱上。
21.进一步地，所述空气舵包括舵机、舵片和舵轴，所述舵机安装在所述尾部圆锥形喷管与所述尾舱的内舱壁之间，所述尾舱的舱壁上设有公布所述舵轴穿过的开孔，所述舵片位于所述尾舱的外部并通过所述舵轴与所述舵机相连接，四个所述舵片呈“x”型分布，所述尾翼与所述舵片之间呈45度夹角布置。
22.进一步地，该平台系统的主体是直径为d的圆柱结构，所述尾翼尾部与所述舵片尾部之间的间距为0.75d，所述舵片呈斜梯形形状，所述舵片的舵根弦长为d，所述舵片的舵稍长为0.75d，所述舵片的展长为d，所述舵片的后掠角为75度；所述尾翼呈直角梯形，所述尾翼的下底边弦长为2d，所述尾翼的上底边弦长为1.5d，所述尾翼(6)的高为0.375d。
23.进一步地，所述载荷包括但不限于火箭和无人机。
24.综上所述，本技术包括以下至少一种有益技术效果：
25.1.改变了原来高速飞行抛撒利用飞机抛撒模拟，而带来的试验不充分的情况，并极大降低了成本；
26.2.根据气动外形设计，形成大静稳定度布局设计，然后在释放载荷后能快速依靠自身回复力矩回归姿态平稳，进入下一次释放；
27.3.设计伞降回收的方式，可多次使用，降低试验成本。
附图说明
28.为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
29.图1是本技术实施例的可重复使用飞行试验抛撒平台系统的结构示意图。
30.图2是本技术实施例的舵片和尾翼的安装结构示意图。
31.图3是本技术实施例的舵片的结构示意图。
32.图4是本技术实施例的尾翼的结构示意图。
33.附图标记说明：
34.1、头锥舱；11、幂次曲线外形部；12、圆柱外形部；13、配重块；14、伞降装置；2、设备舱；21、遥测天线；22、导航天线；23、综控计算机；24、遥测一体机；25、卫星导航接发装置；26、电池；27、第一传感器；3、载荷舱；31、载荷；32、释放装置；33、开舱装置；34、第二传感器；4、动力系统舱；41、尾部圆锥形喷管；5、尾舱；6、尾翼；7、空气舵；71、舵机；72、舵片；73、舵轴。
具体实施方式
35.为了使本技术所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本技术进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本技术，并不用于限定本技术。
36.需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。
37.需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“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。
38.此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本技术的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
39.以下结合附图1至图4对本技术作进一步详细说明。
40.本技术实施例公开一种可重复使用飞行试验抛撒平台系统。参照图1和图2，可重复使用飞行试验抛撒平台系统包括：头锥舱1、设备舱2、载荷舱3、动力系统舱4、尾舱5、以及用于控制该平台系统飞行姿态的舵翼组合。
41.头锥舱1包括幂次曲线外形部11以及圆柱外形部12，幂次曲线外形部11内设置有重量可自由调节的配重块13，配重块13可以为钢块或者铅块，配重块13主要负责进行该平台系统的重心位置调整，圆柱外形部12内设置有在飞行过程中通过开伞将该平台系统回收的伞降装置14，伞降装置14为本领域技术人员较为熟悉且成熟的技术，本实施例不在赘述其工作原理和结构。
42.设备舱2与圆柱外形部12远离幂次曲线外形部11的一端通过螺钉固定连接，设备舱2的侧壁开有用于安装遥测天线21和导航天线22的天线窗口，设备舱2内安装有电气设备，电气设备包括但不限于综控计算机23、遥测一体机24、卫星导航接发装置25、电池26，设备舱2在靠近载荷舱3的内侧舱壁上固定有第一传感器27，第一传感器27用于检测冲击和震动。
43.综控计算机23相当于整个平台的大脑，主要用于对整个平台进行指令发布、供配电管理、数据处理、检测管理等作用；遥测一体机24与综控计算机23通过通讯电缆相连，将重要的数据通过遥测天线21传回给地面发射站；卫星导航接发装置25主要是接受卫星定位信号，对于gps/gnss/bd的卫星定位信号均能接收；电池26主要用于对综控机、遥测一体机24和卫星导航接发装置25、第一传感器27供电。
44.载荷舱3与设备舱2远离头锥舱1的一端固定连接，载荷舱3包括舱体骨架和壳片，壳片敷设在舱体骨架的外表面以构成圆柱形的载荷舱3，载荷舱3内安装有载荷31、将载荷31以一定的相对速度推离该平台系统的释放装置32和在飞行过程中使壳片与舱体骨架分离开的开舱装置33，释放装置32的动力来源于燃气。
45.在本实施例中，载荷31设置有两组，载荷31包括但不限于火箭和无人机，释放装置32位于两组载荷31之间，开舱装置33设于载荷舱3靠近设备舱2的一端，载荷舱3靠近动力系统舱4的内侧舱壁上固定有第二传感器34，第二传感器34用于检测冲击和震动。
46.在本实施例中，开舱装置33包括爆炸螺栓和弹簧推力杆，壳片与舱体骨架之间通过多组爆炸螺栓相连接，弹簧推力杆布置在壳片两端的中部。
47.动力系统舱4与载荷舱3远离设备舱2的一端固定连接，动力系统舱4内设置有发动机，动力系统舱4作为该平台系统的飞行动力，确保该平台系统飞到指定高度，确保该平台系统在指定速度范围内飞行，尾舱5与动力系统舱4远离载荷舱3的一端固定连接，发动机的尾部圆锥形喷管41伸入到尾舱5内，舵翼组合安装于尾舱5和动力系统舱4上。
48.在本实施例中，头锥舱1、设备舱2和尾舱5的壳体由高性能铝合金铸造而成，头锥舱1在头锥驻点部分用气凝胶外敷处理，头锥舱1和设备舱2的壳体外表面涂刷绝热涂层，进而头锥舱1、设备舱2和尾舱5均具有非常高的结构强度，不易损坏，而且具有良好的密封性，同时绝热涂层可以避免头锥舱1和设备舱2内的设备受高温影响。
49.在本实施例中，舵翼组合包括两片尾翼6和四组空气舵7，两片尾翼6对称布置于动力系统舱4的壳体外周壁，尾翼6平行于动力系统舱4的长度方向，四组空气舵7对称布置于尾舱5上。
50.空气舵7包括舵机71、舵片72和舵轴73，舵机71安装在尾部圆锥形喷管41与尾舱5的内舱壁之间，尾舱5的舱壁上设有公布舵轴73穿过的开孔，舵片72位于尾舱5的外部并通过舵轴73与舵机71相连接，四个舵片72呈“x”型分布，尾翼6与舵片72之间呈45度夹角布置。
51.舵片72和尾翼6的形状设计需要结合该平台系统的气动性能来综合考虑，通过增大舵翼组合的面积将全该平台系统纵向压心后移，通过头锥舱1的配重使该平台系统纵向重心前移，使该平台系统静稳定度在30％左右，形成大静稳定度布局；再根据该平台系统的操稳性能，使该平台系统在整个飞行包络条件下(攻角包络、速度包络、侧滑角包络、高度包络等)，舵片72舵效不受尾翼6翼面遮挡，且操稳比在合适的区域间等约束条件来优化舵片72舵面和尾翼6翼面的外形、面积、展长、后掠角以及相对距离等特征值，通过尝试多种不同组合，最后得到合适的舵片72舵面外形和尾翼6翼面外形。
52.本实施例中，参照图2-图4，整个可重复使用飞行试验抛撒平台系统的主体为圆柱结构且直径为d，本实施例中d取值大约为400mm，所得到的外形如下，尾翼6尾部与舵片72尾部之间的间距为300mm，舵片72呈斜梯形形状，舵片72的舵根弦长为400mm，舵片72的舵稍长为300mm，舵片72的展长为400mm，舵片72的后掠角为75
°
；尾翼6呈直角梯形，尾翼6的下底边
弦长为800mm，尾翼6的上底边弦长为600mm，尾翼6的高为150mm。当然尾翼6和舵片72的边角会做圆角处理。
53.通过上述结构设计，尾翼6对空气舵7在10
°
以内的舵偏影响很小，且使该平台系统的压心后移，然后通过在头部进行增加配重块13，将使该平台系统的重心前移。在重心前移且压心后移情况下，达到了大静稳定度，约30％，对于外部气流冲击和冲击释放具有很强的回复力矩，能较快回到姿态平稳，保持良好的飞行试验条件。
54.本技术实施例的一种可重复使用飞行试验抛撒平台系统的工作过程大致如下：
55.1)该平台系统按照预定发射角装载在发射架上；
56.2)动力系统点火，该平台系统离开发射架，在达到特定速度后，该平台系统通过控制空气舵7舵偏来控制该平台系统飞行的姿态；
57.3)发动机点火结束，该平台系统进入爬升段，该平台系统通过控制空气舵7舵偏来控制该平台系统飞行的姿态，并进入到释放窗口条件(一般有速度、高度、姿态角)；
58.4)该平台系统通过控制爆炸螺栓起爆，利用弹簧推力杆将壳片推离；然后按照载荷31的释放要求通过释放装置32释放第一批载荷31；
59.5)载荷31释放后，该平台系统在姿态角上会突然跳跃，通过尾部空气舵7打舵和该平台系统的回复力矩，实现姿态快速调整，回复到满足释放的姿态要求后，该平台系统进行第二批载荷31释放；
60.6)重复第五步的步骤，直到所有载荷31释放完毕；
61.7)该平台系统继续平稳飞行一段，飞出释放区域，该平台系统利用尾部空气舵7快速调整姿态，调整到满足开伞预设姿态角度；
62.8)该平台系统飞行至开伞高度，头锥舱1伞降系统工作，打开伞降装置14；
63.9)该平台系统在伞降装置14作用下，降低飞行速度，直至落到指定回收区域内，实现装置的回收；
64.10)将装置拖回至维护厂房，更换火工品和发动机，补充壳片系统，进行全面检查后，装置实现重复用使用。
65.本技术实施例的一种可重复使用飞行试验抛撒平台系统具有以下可预期的技术效果：
66.该平台系统是基于现在微型弹药技术和蜂群作战的发展需求，建立了一套较为真实且全面的模拟飞行器抛撒释放过程飞行验证平台系统，增加了验证手段；该平台系统是基于飞行器的特征进行研制的，在各项飞行指标和环境上均能覆盖飞行器的抛撒需求，能实现充分验证；该平台系统成本较低，单次飞行价格在几十至百万级别，匹配度高，能多次使用，安全可靠性高。
67.该平台系统改变了原来高速飞行抛撒利用飞机抛撒模拟，而带来的试验不充分的情况，并极大降低了成本；该平台系统根据气动外形设计，形成大静稳定度布局设计，然后在释放载荷31后能快速依靠自身回复力矩回归姿态平稳，进入下一次释放；该平台系统设计伞降回收的方式，可多次使用，降低试验成本。
68.总的来说，该可重复使用飞行试验抛撒平台系统覆盖性较好、资源多、使用成本低。
69.以上仅为本技术的较佳实施例而已，并不用以限制本技术，凡在申请的精神和原
则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本技术的保护范围之内。