[发明专利]用于抛射体流体动力控制的下垂分裂翼瓣型火炬

说明书

技术领域

本公开的实施例通常涉及流体动力学控制。更具体地，本公开的实施例涉及抛射体流体动力学控制。

背景技术

抛射体是用来穿过空间的具有动力或者无动力的流体动力学物体。该空间可以是例如地球大气、外层空间、水、封闭空间等等。抛射体可以是无动力的，其具有用于由原动力所提供的飞行的起动功率，原动力例如：气体膨胀、动能、化学反应、电磁轨道炮、线圈炮、质量加速器、压杆式气枪、重力、火器、枪炮、榴弹炮、喷枪等等。抛射体可以是有动力的。例如，一些抛射体可以在飞行期间依靠火箭发动机或者喷气式发动机提供推进力。现有抛射体利用具有联接高重量和高体积的控制机构，其不能提供其最优控制。

发明内容

本发明公开了用于流体动态控制抛射体的系统和方法。联接至少一个普通致动结构的至少一个致动器被致动从而经由普通的致动结构提供致动力。普通的致动结构联接至少一个连接结构，其将致动力通过其传输到至少一个流体动力学控制表面。然后，该流体动力学控制表面响应于所传输的致动力延伸/伸展进入气流或者从气流收起。以这个方式，驱动分裂翼瓣型火炬总成（split petal flare assembly）的致动器的数目能够显著减少，提供最佳控制抛射体的低复杂性、低重量方法。

在实施例中，抛射体流体动力学控制系统包含至少一个流体动力学控制表面、至少一个连接结构、至少一个普通致动结构、和至少一个致动器。流体动力学控制表面联接流体动力学主体，并且可操作从而围绕流体动力学主体延伸进入流体流。连接结构联接流体动力学控制表面，并且可操作从而使流体动力学控制表面延伸进入流体流。普通致动结构联接该连接结构，并且可操作从而将致动力传输通过连接结构，以便流体动力学表面延伸进入流体流。致动器联接普通致动结构，并且可操作从而提供致动力。

在另一个实施例中，用于流体动态控制抛射体的方法包含致动联接至少一个普通致动结构的至少一个致动器，并且经由普通致动结构提供致动力。该方法进一步将该致动力传输通过至少一个连接结构到联接于此的至少一个流体动力学控制表面。

在又一个实施例中，提供抛射体流体动力学控制系统的方法包含，提供多个下垂翼瓣型火炬/火焰装置（flare），其每个都包含多个连接结构的各自的连接结构。该方法进一步将下垂翼瓣型火炬联接到抛射体的后端、将普通致动结构联接到连接结构、并且将普通致动结构联接到至少一个致动器。

提供这个发明内容用于介绍以简化形式的概念的选择，这些概念将在下面详细说明中进一步描述。这个发明内容不是意图确定所要求权利的主题的关键特征或者基本特征，也不是意图用作帮助确定所要求权利的主题的保护范围。

附图说明

当与结合下列附图考虑时，通过参考详细说明和权利要求，可以更完全地理解本公开的实施例，其中贯穿附图，类似的附图标记指代相似的元件。提供附图用于便于理解本公开而不限制本公开的广度、保护范围、比例、或者适用性。附图不需要按比例绘制。

图1是根据本公开的实施例的示例性抛射体的侧视图的图示，示例性抛射体包含抛射体飞行主体空气动力学控制系统。

图2是根据本公开的实施例的示例性抛射体飞行主体空气动力控制系统的透视图的图示。

图3是根据本公开的实施例在完全闭合的低阻/低阻力位置的图2的抛射体飞行主体空气动力学控制系统的透视图图示。

图4是根据本公开的实施例机动致动环形构造的图2的抛射体飞行主体空气动力学控制系统的透视图图示。

图5是根据本公开的实施例的较高阻的非机动致动环形构造的图2的抛射体飞行主体空气动力学控制系统的透视图图示。

图6是根据本公开的实施例的抛射体飞行主体空气动力学控制系统的控制器的示例性的功能方框图图示。

图7是根据本公开的实施例示出用于空气动力学控制抛射体的过程的示例性流程图的图示。

图8是根据本公开的实施例示出用于提供抛射体飞行主体空气动力学控制系统的过程的示例性流程图的图示。

具体实施方式

下列详细说明实际上是示例性的，并且不是意图限制本公开或者本公开的实施例的应用和使用。具体装置、技术、和应用的描述只提供作为实例。这里所述的实例的变形对本领域技术人员是显而易见的，并且这里定义的一般原理可以应用到其他实例和应用，而不偏离本公开的精神和保护范围。此外，不意图被前面领域、背景、发明内容或者下列详细说明中存在任何明示或暗示的理论所限定。本公开应该符合按照权利要求的保护范围，而不限于这里所述和所示的实例。