本發(fā)明涉及飛行器控制領(lǐng)域，具體涉及一種飛行器模擬裝置。

背景技術(shù)：

在飛行器控制領(lǐng)域，變質(zhì)心控制的特點使得其獲得了廣泛的應(yīng)用，如大氣層外飛行器、水下飛行器和大氣層內(nèi)飛行器。其中大氣層內(nèi)飛行器的變質(zhì)心控制是當前研究的熱點，當前對變質(zhì)心控制技術(shù)的研究主要集中在再入飛行器和攔截彈上，國內(nèi)外研究學(xué)者從建模、機理和性能分析以及制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計等方面開展了工作。但變質(zhì)心構(gòu)型的硬件實現(xiàn)卻遲遲沒有進展。

變質(zhì)心控制技術(shù)是通過主動移動飛行器內(nèi)部的活動質(zhì)量體，改變系統(tǒng)質(zhì)心的位置，引起作用在飛行器上的外力矩發(fā)生改變來獲得期望的控制力矩，從而達到對飛行器機動控制的目的?，F(xiàn)有的變質(zhì)心控制方式為氣動舵面和側(cè)噴發(fā)動機兩種，現(xiàn)有的變質(zhì)心控制方式以及對應(yīng)的飛行器有以下缺陷：

1.不利于飛行器獲得良好的氣動外形。

2.舵面控制帶來超高聲速飛行時的舵面燒蝕等一系列問題。

3.對于高速運動的再入飛行器，采用側(cè)噴發(fā)動機方式不能充分利用氣動力進行機動，獲得很大的控制力和控制力矩，需要大的能量消耗，產(chǎn)生的控制力矩大小與燃料消耗之間的突出矛盾。

所以現(xiàn)有的控制方式所對應(yīng)的飛行器嚴重制約飛行器的研究和發(fā)展。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明為了解決現(xiàn)有的變質(zhì)心控制方式對應(yīng)的飛行器沒有良好的氣動外形和側(cè)噴發(fā)動機方式不能充分利用氣動力進行機動的問題，進而提出了一種變質(zhì)心飛行器模擬裝置，以便推動飛行器的研究和設(shè)計工作。

一種變質(zhì)心飛行器模擬裝置，包括：攻角測量碼盤、飛行器殼體、運動齒條、活動質(zhì)量體、支撐框架、兩個框架聯(lián)結(jié)軸、步進電機轉(zhuǎn)角測量碼盤、步進電機、控制計算機、質(zhì)量體聯(lián)結(jié)軸和齒輪；

支撐框架包括兩個立柱、一個橫梁；橫梁兩端分別于兩個立柱的頂端連接，構(gòu)成門型框架，兩個立柱的底端固定在地面或試驗臺上；橫梁的中部、門型框架內(nèi)側(cè)設(shè)置兩個框架聯(lián)結(jié)軸；攻角測量碼盤設(shè)安裝在框架聯(lián)結(jié)軸上，攻角測量碼盤與控制計算機信號連接；攻角測量碼盤用于測量框架聯(lián)結(jié)軸的角度進而測量飛行器殼體的攻角，并將測量數(shù)值傳輸給控制計算機；

飛行器殼體為籠狀錐體，飛行器殼體的錐體底面通過橫梁的中部設(shè)置的兩個框架聯(lián)結(jié)軸與支撐框架鉸接，飛行器殼體的錐體尖端向下，飛行器殼體能夠繞框架聯(lián)結(jié)軸擺動；

活動質(zhì)量體為錐體形狀，位于飛行器殼體內(nèi)部；活動質(zhì)量體的錐形尖端通過質(zhì)量體聯(lián)結(jié)軸與飛行器殼體的錐體尖端鉸接；活動質(zhì)量體的錐體底面上安裝有步進電機和齒輪，步進電機的輸出軸與齒輪固定連接；弧形的運動齒條固定在飛行器殼體錐體底面的錐體內(nèi)部一側(cè)的面上；齒輪與運動齒條組成齒輪齒條運動副；步進電機通過齒輪齒條運動副驅(qū)動活動質(zhì)量體在飛行器殼體內(nèi)部以質(zhì)量體聯(lián)結(jié)軸為中心擺動；步進電機轉(zhuǎn)角測量碼盤安裝在步進電機與齒輪固定連接的輸出軸一端，步進電機上設(shè)置有電機控制器；控制計算機安裝在活動質(zhì)量體內(nèi)部；步進電機的電機控制器與控制計算機信號連接；控制計算機通過電機控制器控制步進電機轉(zhuǎn)動；步進電機轉(zhuǎn)角測量碼盤測量步進電機轉(zhuǎn)角，將測量數(shù)值反饋給控制計算機。

一種變質(zhì)心飛行器模擬裝置，包括：攻角測量碼盤、飛行器殼體、運動齒條、活動質(zhì)量體、支撐框架、兩個框架聯(lián)結(jié)軸、步進電機轉(zhuǎn)角測量碼盤、步進電機、控制計算機、質(zhì)量體聯(lián)結(jié)軸和齒輪；

支撐框架包括兩個立柱、一個橫梁；橫梁兩端分別于兩個立柱的頂端連接，構(gòu)成門型框架，兩個立柱的底端固定在地面或試驗臺上；橫梁的中部、門型框架內(nèi)側(cè)設(shè)置兩個框架聯(lián)結(jié)軸；攻角測量碼盤設(shè)安裝在框架聯(lián)結(jié)軸上，攻角測量碼盤與控制計算機信號連接；攻角測量碼盤用于測量框架聯(lián)結(jié)軸的角度進而測量飛行器殼體的攻角，并將測量數(shù)值傳輸給控制計算機；

飛行器殼體為籠狀錐體，飛行器殼體的錐體底面通過橫梁的中部設(shè)置的兩個框架聯(lián)結(jié)軸與支撐框架鉸接，飛行器殼體的錐體尖端向下，飛行器殼體能夠繞框架聯(lián)結(jié)軸擺動；

活動質(zhì)量體包括圓形底板和三角形立板，三角形立板與圓形底板垂直固接；活動質(zhì)量體位于飛行器殼體內(nèi)部；活動質(zhì)量體的三角形立板的尖端通過質(zhì)量體聯(lián)結(jié)軸與飛行器殼體的錐體尖端鉸接；活動質(zhì)量體的圓形底板上安裝有步進電機和齒輪，步進電機的輸出軸與齒輪固定連接；弧形的運動齒條固定在飛行器殼體錐體底面的錐體內(nèi)部一側(cè)的面上；齒輪與運動齒條組成齒輪齒條運動副；步進電機通過齒輪齒條運動副驅(qū)動活動質(zhì)量體在飛行器殼體內(nèi)部以質(zhì)量體聯(lián)結(jié)軸為中心擺動；步進電機轉(zhuǎn)角測量碼盤安裝在步進電機與齒輪固定連接的輸出軸一端，步進電機上設(shè)置有電機控制器；控制計算機安裝在活動質(zhì)量體三角形立板的側(cè)面上；步進電機的電機控制器與控制計算機信號連接；控制計算機通過電機控制器控制步進電機轉(zhuǎn)動；步進電機轉(zhuǎn)角測量碼盤測量步進電機轉(zhuǎn)角，將測量數(shù)值反饋給控制計算機。

本發(fā)明具有以下有益效果：

1.本發(fā)明的變質(zhì)心控制機構(gòu)完全在飛行器內(nèi)部工作，有利于飛行器獲得良好的氣動外形。

2.本發(fā)明的變質(zhì)心控制可以避免氣動舵面控制帶來的一系列問題，如超高聲速飛行時的舵面燒蝕問題等。

3.對于高速運動的再入飛行器可以充分利用氣動力進行機動，這樣既節(jié)省了能量上的消耗，同時又能獲得很大的控制力和控制力矩，避免了采用側(cè)噴發(fā)動機方式產(chǎn)生的控制力矩大小與燃料消耗之間的突出矛盾。相比現(xiàn)有的其他飛行器裝置，在調(diào)整相同的攻角情況下，本發(fā)明所對應(yīng)的飛行器的機動能耗理論上降低2.7％以上。

附圖說明

圖1為一種變質(zhì)心飛行器模擬裝置結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為一種變質(zhì)心飛行器模擬裝置結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為一種變質(zhì)心飛行器模擬裝置樣機；

圖4利用樣機實現(xiàn)比例微分控制的階躍響應(yīng)圖像；

圖5階躍響應(yīng)圖像對應(yīng)的步進電機轉(zhuǎn)角變化曲線。

具體實施方式

具體實施方式一：結(jié)合圖1和圖2說明本實施方式，

一種變質(zhì)心飛行器模擬裝置，包括：攻角測量碼盤1、飛行器殼體2、運動齒條3、活動質(zhì)量體4、支撐框架5、兩個框架聯(lián)結(jié)軸6、步進電機轉(zhuǎn)角測量碼盤8、步進電機9、控制計算機10、質(zhì)量體聯(lián)結(jié)軸11和齒輪12；

支撐框架5包括兩個立柱、一個橫梁；橫梁兩端分別于兩個立柱的頂端連接，構(gòu)成門型框架，兩個立柱的底端固定在地面或試驗臺上；橫梁的中部、門型框架內(nèi)側(cè)設(shè)置兩個框架聯(lián)結(jié)軸6；攻角測量碼盤1設(shè)安裝在框架聯(lián)結(jié)軸6上，攻角測量碼盤1與控制計算機10信號連接；攻角測量碼盤1用于測量框架聯(lián)結(jié)軸6的角度進而測量飛行器殼體2的攻角，并將測量數(shù)值傳輸給控制計算機10；

飛行器殼體2為籠狀錐體，飛行器殼體2的錐體底面通過橫梁的中部設(shè)置的兩個框架聯(lián)結(jié)軸6與支撐框架5鉸接，飛行器殼體2的錐體尖端向下，飛行器殼體2能夠繞框架聯(lián)結(jié)軸6擺動；

活動質(zhì)量體4為錐體形狀，位于飛行器殼體2內(nèi)部；活動質(zhì)量體4的錐形尖端通過質(zhì)量體聯(lián)結(jié)軸11與飛行器殼體2的錐體尖端鉸接；活動質(zhì)量體4的錐體底面上安裝有步進電機9和齒輪12，步進電機9的輸出軸與齒輪固定連接；弧形的運動齒條3固定在飛行器殼體2錐體底面的錐體內(nèi)部一側(cè)的面上；齒輪12與運動齒條3組成齒輪齒條運動副；步進電機9通過齒輪齒條運動副驅(qū)動活動質(zhì)量體4在飛行器殼體2內(nèi)部以質(zhì)量體聯(lián)結(jié)軸11為中心擺動；步進電機轉(zhuǎn)角測量碼盤8安裝在步進電機9與齒輪固定連接的輸出軸一端，步進電機9上設(shè)置有電機控制器；控制計算機10安裝在活動質(zhì)量體4內(nèi)部；步進電機9的電機控制器與控制計算機10信號連接；控制計算機10通過電機控制器控制步進電機9轉(zhuǎn)動；步進電機轉(zhuǎn)角測量碼盤8測量步進電機9轉(zhuǎn)角，將測量數(shù)值反饋給控制計算機10。

具體實施方式二：

本實施方式所述的一種變質(zhì)心飛行器模擬裝置還包括限位開關(guān)7，限位開關(guān)7安裝在飛行器殼體2錐體底面的錐體外部一側(cè)的面上，限位開關(guān)7的觸控裝置設(shè)置在運動齒條的兩端。當步進電機9運動至齒條兩端時，觸發(fā)限位開關(guān)，從而使電機停止運動，避免可活動質(zhì)量體與飛行器殼體的直接碰撞。

其他結(jié)構(gòu)和參數(shù)與具體實施方式一相同。

具體實施方式三：

本實施方式所述的活動質(zhì)量體4上裝有可拆卸的質(zhì)量塊。

其他結(jié)構(gòu)和參數(shù)與具體實施方式一或二相同。

具體實施方式四：

本實施方式所述的控制計算機10為單片機。

其他結(jié)構(gòu)和參數(shù)與具體實施方式一至三之一相同。

具體實施方式五：

本實施方式所述的一種變質(zhì)心飛行器模擬裝置，還包括上位機，所述控制計算機10與上位機信號連接，上位機輸出攻角曲線。

其他結(jié)構(gòu)和參數(shù)與具體實施方式一至四之一相同。

具體實施方式六：

一種變質(zhì)心飛行器模擬裝置，包括：攻角測量碼盤1、飛行器殼體2、運動齒條3、活動質(zhì)量體4、支撐框架5、兩個框架聯(lián)結(jié)軸6、步進電機轉(zhuǎn)角測量碼盤8、步進電機9、控制計算機10、質(zhì)量體聯(lián)結(jié)軸11和齒輪12；

支撐框架5包括兩個立柱、一個橫梁；橫梁兩端分別于兩個立柱的頂端連接，構(gòu)成門型框架，兩個立柱的底端固定在地面或試驗臺上；橫梁的中部、門型框架內(nèi)側(cè)設(shè)置兩個框架聯(lián)結(jié)軸6；攻角測量碼盤1設(shè)安裝在框架聯(lián)結(jié)軸6上，攻角測量碼盤1與控制計算機10信號連接；攻角測量碼盤1用于測量框架聯(lián)結(jié)軸6的角度進而測量飛行器殼體2的攻角，并將測量數(shù)值傳輸給控制計算機10；

飛行器殼體2為籠狀錐體，飛行器殼體2的錐體底面通過橫梁的中部設(shè)置的兩個框架聯(lián)結(jié)軸6與支撐框架5鉸接，飛行器殼體2的錐體尖端向下，飛行器殼體2能夠繞框架聯(lián)結(jié)軸6擺動；

活動質(zhì)量體4包括圓形底板和三角形立板，三角形立板與圓形底板垂直固接；活動質(zhì)量體4位于飛行器殼體2內(nèi)部；活動質(zhì)量體4的三角形立板的尖端通過質(zhì)量體聯(lián)結(jié)軸11與飛行器殼體2的錐體尖端鉸接；活動質(zhì)量體4的圓形底板上安裝有步進電機9和齒輪12，步進電機9的輸出軸與齒輪固定連接；弧形的運動齒條3固定在飛行器殼體2錐體底面的錐體內(nèi)部一側(cè)的面上；齒輪12與運動齒條3組成齒輪齒條運動副；步進電機9通過齒輪齒條運動副驅(qū)動活動質(zhì)量體4在飛行器殼體2內(nèi)部以質(zhì)量體聯(lián)結(jié)軸11為中心擺動；步進電機轉(zhuǎn)角測量碼盤8安裝在步進電機9與齒輪固定連接的輸出軸一端，步進電機9上設(shè)置有電機控制器；控制計算機10安裝在活動質(zhì)量體4三角形立板的側(cè)面上；步進電機9的電機控制器與控制計算機10信號連接；控制計算機10通過電機控制器控制步進電機9轉(zhuǎn)動；步進電機轉(zhuǎn)角測量碼盤8測量步進電機9轉(zhuǎn)角，將測量數(shù)值反饋給控制計算機10。

具體實施方式七：

本實施方式所述的一種變質(zhì)心飛行器模擬裝置還包括限位開關(guān)7，限位開關(guān)7安裝在飛行器殼體2錐體底面的錐體外部一側(cè)的面上，限位開關(guān)7的觸控裝置設(shè)置在運動齒條的兩端。當步進電機9運動至齒條兩端時，觸發(fā)限位開關(guān)，從而使電機停止運動，避免可活動質(zhì)量體與飛行器殼體的直接碰撞。

其他結(jié)構(gòu)和參數(shù)與具體實施方式六相同。

具體實施方式八：

本實施方式所述的活動質(zhì)量體4上裝有可拆卸的質(zhì)量塊。

其他結(jié)構(gòu)和參數(shù)與具體實施方式六或七相同。

具體實施方式九：

本實施方式所述的控制計算機10為單片機。

其他結(jié)構(gòu)和參數(shù)與具體實施方式六至八之一相同。

具體實施方式十：

本實施方式所述的一種變質(zhì)心飛行器模擬裝置還包括上位機，所述控制計算機10與上位機信號連接，上位機輸出攻角曲線。

其他結(jié)構(gòu)和參數(shù)與具體實施方式六至九之一相同。

實施例

圖3所示為本發(fā)明的演示樣機。演示樣機的控制計算機10通過串口與上位機連接。上位機向控制計算機10發(fā)送指令攻角，從而使系統(tǒng)開始工作?？刂朴嬎銠C接收到指令攻角后，向步進電機9發(fā)送運動指令，從而驅(qū)動步進電機9沿著飛行器殼體的運動齒條3運動。由于步進電機9與活動質(zhì)量體4相對固定，因而在步進電機9運動的過程中，活動質(zhì)量體4隨著步進電機9繞質(zhì)量體聯(lián)結(jié)軸11的鉸接點相對于飛行器殼體2運動，由于飛行器殼體2與系統(tǒng)支撐框架5為鉸接關(guān)系，因而飛行器殼體4可相對于系統(tǒng)框架5繞框架聯(lián)結(jié)軸6轉(zhuǎn)動，從而使得整個系統(tǒng)的質(zhì)心位置發(fā)生變化，使得攻角測量碼盤1所測得的角度即攻角發(fā)生變化，從而實現(xiàn)攻角的改變。

本發(fā)明中，測量反饋裝置所包含的兩個攻角測量碼盤1和轉(zhuǎn)角測量碼盤8與控制計算機10相連，工作過程中兩碼盤將所測數(shù)據(jù)實時傳送給控制計算機10。

由于步進電機9為步進電機，無測量效果，因而與電機同軸安裝一個轉(zhuǎn)角測量碼盤8，用來作為電機運動角度的反饋，當控制計算機10給電機發(fā)送運動指令后，可以通過轉(zhuǎn)角測量碼盤8來得到電機實際的轉(zhuǎn)動角度。

控制計算機10與上位機連接，輸出以下結(jié)果圖像：

圖4利用樣機實現(xiàn)比例微分控制的階躍響應(yīng)圖像；

圖5階躍響應(yīng)圖像對應(yīng)的步進電機轉(zhuǎn)角變化曲線。