用於拋射體流體動力控制的下垂分裂翼瓣型火炬的製作方法
2023-06-23 15:05:41
專利名稱:用於拋射體流體動力控制的下垂分裂翼瓣型火炬的製作方法
技術領域：
本公開的實施例通常涉及流體動力學控制。更具體地，本公開的實施例涉及拋射體流體動力學控制。
背景技術：
拋射體是用來穿過空間的具有動カ或者無動カ的流體動力學物體。該空間可以是例如地球大氣、外層空間、水、封閉空間等等。拋射體可以是無動カ的，其具有用於由原動カ所提供的飛行的起動功率，原動カ例如氣體膨脹、動能、化學反應、電磁軌道炮、線圈炮、質量加速器、壓杆式氣槍、重力、火器、槍炮、榴弾炮、噴槍等等。拋射體可以是有動カ的。例如，一些拋射體可以在飛行期間依靠火箭發動機或者噴氣式發動機提供推進力。現有拋射體利用具有聯接高重量和高體積的控制機構，其不能提供其最優控制。
發明內容
本發明公開了用於流體動態控制拋射體的系統和方法。聯接至少ー個普通致動結構的至少ー個致動器被致動從而經由普通的致動結構提供致動カ。普通的致動結構聯接至少ー個連接結構，其將致動力通過其傳輸到至少ー個流體動力學控制表面。然後，該流體動力學控制表面響應於所傳輸的致動カ延伸/伸展進入氣流或者從氣流收起。以這個方式，驅動分裂翼瓣型火炬總成(split petal flare assembly)的致動器的數目能夠顯著減少，提供最佳控制拋射體的低複雜性、低重量方法。
在實施例中，拋射體流體動力學控制系統包含至少ー個流體動力學控制表面、至少ー個連接結構、至少ー個普通致動結構、和至少ー個致動器。流體動力學控制表面聯接流體動力學主體，並且可操作從而圍繞流體動力學主體延伸進入流體流。連接結構聯接流體動力學控制表面，並且可操作從而使流體動力學控制表面延伸進入流體流。普通致動結構聯接該連接結構，並且可操作從而將致動カ傳輸通過連接結構，以便流體動力學表面延伸進入流體流。致動器聯接普通致動結構，並且可操作從而提供致動カ。
在另ー個實施例中，用於流體動態控制拋射體的方法包含致動聯接至少ー個普通致動結構的至少ー個致動器，並且經由普通致動結構提供致動力。該方法進ー步將該致動力傳輸通過至少一個連接結構到聯接於此的至少ー個流體動力學控制表面。
在又一個實施例中，提供拋射體流體動力學控制系統的方法包含，提供多個下垂翼瓣型火炬/火焰裝置(flare)，其每個都包含多個連接結構的各自的連接結構。該方法進ー步將下垂翼瓣型火炬聯接到拋射體的後端、將普通致動結構聯接到連接結構、並且將普通致動結構聯接到至少ー個致動器。
提供這個
發明內容
用於介紹以簡化形式的概念的選擇，這些概念將在下面詳細說明中進ー步描述。這個
發明內容
不是意圖確定所要求權利的主題的關鍵特徵或者基本特徵，也不是意圖用作幫助確定所要求權利的主題的保護範圍。
當與結合下列附圖考慮時，通過參考詳細說明和權利要求
，可以更完全地理解本公開的實施例，其中貫穿附圖，類似的附圖標記指代相似的元件。提供附圖用於便於理解本公開而不限制本公開的廣度、保護範圍、比例、或者適用性。附圖不需要按比例繪製。
圖I是根據本公開的實施例的示例性拋射體的側視圖的圖示，示例性拋射體包含拋射體飛行主體空氣動力學控制系統。
圖2是根據本公開的實施例的示例性拋射體飛行主體空氣動カ控制系統的透視圖的圖示。
圖3是根據本公開的實施例在完全閉合的低阻/低阻力位置的圖2的拋射體飛行主體空氣動力學控制系統的透視圖圖示。
圖4是根據本公開的實施例機動致動環形構造的圖2的拋射體飛行主體空氣動カ學控制系統的透視圖圖示。
圖5是根據本公開的實施例的較高阻的非機動致動環形構造的圖2的拋射體飛行主體空氣動力學控制系統的透視圖圖示。
圖6是根據本公開的實施例的拋射體飛行主體空氣動力學控制系統的控制器的示例性的功能方框圖圖示。
圖7是根據本公開的實施例示出用於空氣動力學控制拋射體的過程的示例性流程圖的圖不。
圖8是根據本公開的實施例示出用於提供拋射體飛行主體空氣動力學控制系統的過程的示例性流程圖的圖示。
具體實施方式
下列詳細說明實際上是示例性的，並且不是意圖限制本公開或者本公開的實施例的應用和使用。具體裝置、技術、和應用的描述只提供作為實例。這裡所述的實例的變形對本領域技術人員是顯而易見的，並且這裡定義的一般原理可以應用到其他實例和應用，而不偏離本公開的精神和保護範圍。此外，不意圖被前面領域、背景、
發明內容
或者下列詳細說明中存在任何明示或暗示的理論所限定。本公開應該符合按照權利要求
的保護範圍，而不限於這裡所述和所示的實例。
本公開的實施例在這裡可以按照功能性的和/或邏輯塊部件和各種處理步驟描述。應該理解，這些塊部件可以由許多硬體、軟體、和/或固件部件實現，其經配置從而執行具體功能。為了簡短起見，這裡可以不詳細描述與空氣動力學、流體動力學、結構、控制表面、製造、及系統的其他功能性方面有關的普通技術和部件(和系統的單獨操作部件)。此夕卜，本領域技術人員會理解，本公開的實施例可以結合許多結構主體實踐，並且這裡所述的實施例僅僅是本公開的示例實施例。
在實際非限制應用的背景中在這裡描述了本公開的實施例，也就是說，電磁軌道槍/電磁軌道炮拋射體。然而，本公開的實施例不限制於這些電磁軌道炮應用，並且這裡所述的技術也可以用於其他流體動力學的應用。例如，實施例可以適用於子彈、飛彈、魚雷、火箭、再入飛行器等等。
如在讀取本說明書之後本領域技術人員會顯而易見，下列是本公開的示例和實施例，並且不限制於按照這些示例操作。可以利用其他實施例，並且可以作出結構變化，而不偏離本公開的示例性實施例的範圍。
現有拋射體為每個擋板利用単獨的控制機構，因此增加了許多電動機和驅動電子裝置及其關聯的重量和體積。另外，現有解決方法利用嵌入拋射體尾部的擋板，因此增加了重量和體積。使用尾部控制示例，控制表面擋板通常嵌入固定幾何形狀的尾部火炬結構中。相反，這裡所述的分裂翼瓣型火炬使用整體尾部體積用於控制表面。同時對於現有解決方法，拋射體尾部的固定幾何形狀設定靜穩定裕度(static margin)。這個靜穩定裕度隨飛行條件變化，並且在整個飛行條件中不是最佳的。因此固定直徑的火炬，當對於ー個條件是最佳的時，其通常在整個飛行狀態不是最佳的。這裡所述的分裂翼瓣型火炬允許變化火炬直徑，從而匹配整個飛行狀態的飛行條件。
根據本公開的實施例，用於拋射體空氣動力學控制和/或流體動力學控制的下垂分裂翼瓣型火炬包含翼瓣型火炬控制表面總成，其安裝在飛行主體的後端上。翼瓣的數目可以是三個或者更多。該翼瓣由普通致動結構機械互連接，以便整體分裂翼瓣 型火炬總成能夠例如只由三個致動器驅動，為飛行主體機動致動環提供尾部下垂並且為可變的飛行主體靜餘量/靜穩定裕度提供火炬直徑控制。可變的飛行靜穩定裕度是在拋射體的拋射線期間能夠變化的靜穩定裕度，從而最小化阻力、提高機動性並且增加射程。對於給定的火炬直徑，靜穩定裕度隨飛行條件變化，引起阻カ和穩定性的差異，其影響拋射體性能。通過變化火炬直徑，靜穩定裕度能夠被調節，從而在整個飛行狀態中產生想要的靜穩定裕度。
圖I是根據本公開的實施例的示例性拋射體100的側視圖的圖示，其包含拋射體飛行主體空氣動力學控制系統200 (系統200)。拋射體100可以包含空氣動力學主體104和系統200。
空氣動力學主體104可以包含例如但不限於電磁軌道炮拋射體、子彈、飛彈、魚雷、火箭、再入飛行器等等。在一些實施例中，拋射體100具有大約30cm到大約90cm的長度L124和大約4cm到大約7cm的橫截面直徑D126。在圖I中所示的實施例中，空氣動カ學主體104貫穿其長度具有恆定直徑D。在其他的實施例中，空氣動力學主體104可以具有不同的構造，例如但不限於圓錐形、冪律的前體(power-law fore-body)、船尾後體等等。在一些實施例中，拋射體100具有大約I. 5kg到大約12. 5kg的質量，並且能夠到達在大約400km的射程的目標，同時在大約7馬赫(Mach)或更高的速度下起飛。
系統200可以包含控制表面總成102及其關聯的連接結構130、至少ー個普通致動結構108、至少ー個致動器118 (致動器118)、和控制器120。
控制表面總成102包含至少ー個空氣動力學控制表面106，其包含至少ー個連接結構130。控制表面總成102和空氣動力學控制表面106安裝並位於空氣動力學主體104的後端116。空氣動力學控制表面106可以包含至少ー個翼瓣(翼瓣106)。在一個實施例中，可以使用三個或者更多數目的翼瓣106。空氣動力學控制表面106聯接空氣動力學主體104，並且可操作從而延伸進入氣流122或者從氣流122圍繞空氣動力學主體104收起。在這個文件中，空氣動力學控制表面106、翼瓣106、和下垂分裂翼瓣型火炬106可以互換使用。
如下面更詳細所述，連接結構130聯接空氣動力學控制表面106，並且可操作從而延伸空氣動力學控制表面106進入氣流122，或者使得空氣動力學控制表面106遠離氣流收起(retract)。連接結構130可以包含例如但不限於斜面(例如，圖2中204)、推拉杆等等。
普通致動結構108可以包含例如但不限於圖I所示的普通致動環108、普通致動磁碟、普通致動環形物、普通致動多邊形實體等等。普通致動結構108聯接連接結構130，並且可操作從而將致動カ傳輸通過連接結構130。普通致動結構108可以由ー個或更多連接推拉杆114聯接到致動器118。
致動器118聯接普通致動結構108，並且可操作從而提供致動力。致動器118可以由控制器120控制，從而操作控制表面總成102進而控制空氣動力學主體104。翼瓣106經由普通致動結構108機械互聯，以便整個系統200能夠只由經由連接推拉杆114的三個致動器118驅動。
控制器120經配置從而控制致動器118操作控制表面總成102。控制器120也經配置從而控制翼瓣106的致動，從而按照需要變化靜穩定裕度。當普通致動環108響應於 致動器118由控制器118的致動被機動致動時，翼瓣106為空氣動力學主體104提供後端116的下垂。由此，翼瓣106提供火炬直徑控制從而提供可變主體靜穩定裕度的控制。以這個方式，控制器120根據飛行條件和想要的機動性並且與其有關動態地調節空氣動力學主體104的靜穩定裕度。
在飛彈分析中，靜穩定裕度被定義為重心(CG) 110和壓カ中心(CP) 112之間的距離。如果CGllO在CPl 12 (圖I中所示)的前方，那麼拋射體100會通過產生空氣動カカ矩響應幹擾，其使拋射體100返回幹擾之前存在的角度。這種條件是ー個正的靜穩定性，並且靜穩定裕度是正的。如果CGllO在CPl 12後面，那麼任何幹擾都會產生繼續驅動拋射體100遠離起始位置的カ矩。這種條件是ー個負的靜穩定性，並且靜穩定裕度是負的。在圖6討論的背景中額外詳細地討論了控制器120和其中控制靜穩定裕度的方式。
圖2是根據本公開的實施例圖I所示的拋射體飛行主體空氣動力學控制系統200(系統200)的透視放大圖的圖示。系統200可以包含多個翼瓣106、普通致動環108、多個推拉杆114、後端116、控制器120、和多個致動器118。
翼瓣106 (下垂分裂翼瓣型火炬106)經由普通致動環108彼此連結，並且經配置從而在空氣動力學主體104的後端116以下垂運動方式移動。該下垂運動可以大體上圍繞軸的旋進(procession)，其類似於例如但不限於硬幣在桌面上搖晃的運動、輪胎隨著平坦側向下落下之後在地面上搖晃、其中歐拉角是常數的旋轉軸的方向的變化等等。翼瓣106的下垂運動提供對空氣動力學主體104的控制例如但不限於方向、旋轉等等。下垂允許補償拋射體100的滾動。例如，如果上翼瓣伸展/延伸影響向上動作/機動(maneuver),那麼隨著拋射體100旋轉，伸展的翼瓣能夠收起，並且旋轉進入上位置的翼瓣延伸，因此維持動作。
翼瓣106經配置從而以協調的方式經由普通致動環108延伸和收起。如上所述，翼瓣106經配置從而當普通致動環108響應於致動器118由控制器118的致動機動致動時，為空氣動力學主體104提供後端116的下垂。用這個方式，翼瓣106提供火炬直徑控制從而提供可變主體靜穩定裕度的控制。
每個翼瓣106包含連接結構204 (圖I中130)，允許普通致動環108響應於拉致動カ208使翼瓣106向外延伸進入氣流122。翼瓣106響應於推致動カ206向內遠離氣流122收起。翼瓣106的長度LF212可以在例如但不限於大約2cm到大約8cm等等的範圍內。每個翼瓣106的寬度W202可以在例如但不限於大約2cm到大約7cm等等的範圍內。翼瓣106的數目可以是例如但不限於三個或更多等等。
普通致動環108機械地互聯並連結翼瓣106。普通致動環108聯接連接結構204，並且將致動カ傳輸通過連接結構204。在操作中，普通致動環108將拉致動カ208傳輸穿過連接結構204，到至少ー個翼瓣106，以便至少ー個翼瓣106向外延伸進入氣流122。類似地，普通致動環108將推致動カ206傳輸穿過連接結構204，到至少ー個翼瓣106，以便至少一個翼瓣106向內收起/縮回遠離氣流122。
以這個方式，與每個翼瓣106 —個致動器相比，只需要三個致動器118來驅動系統200，由此減輕重量。普通致動環108可以由ー個或更多連接推拉杆114聯接到至少ー個致動器118。在圖1-2所示的實施例中，環被用作普通致動結構108，從而提供普通致動環 108。然而，如上所述，可以另外或替換地使用其他致動結構。
在操作中，翼瓣106能夠使用許多適合的致動機構延伸或收起。例如，在一些實施例中，每個翼瓣106的運動都經由普通致動環108通過聯接到拋射體100內側固定的致動器118的推拉杆114的致動控制。可以另外或替換地使用用於普通致動環108的許多其他適合的致動機構。普通致動環108的直徑DR210可以在例如但不限於大約2cm到大約5cm等等的範圍內。
系統200的整個後端116被用作控制表面。這減小了所需要的翼瓣長度LF212和重量。如上所述，與每個翼瓣106 —個致動器相比，只需要三個致動器118驅動系統200，這也減輕重量。使用具有互聯翼瓣106的系統200，允許在高動態壓力超高速環境中經由使用後端116控制。致動器118可以經定尺寸從而為物理環境在拋射體100的可用功率、重量、和體積約束範圍內。以這個方式，尾部重量的減少提高了拋射體100的靜穩定裕度。
後端116的直徑DT302 (圖3)可以在例如但不限於大約3cm到大約6cm的範圍等等。當完全閉合(圖4)時，系統200大體上提供最小直徑、底部阻力、和穩定性。當全部打開(圖2和5)時，系統200在大氣在進入期間為快速拋射體姿態修正(projectile attitudecorrection)大體上提供最大穩定性。系統200允許共模翼瓣命令(common mode petalcommands)在飛行中調節靜穩定裕度。以這個方式，飛行的性能益處提供改進範圍性能。
一組三個致動器118形成用於動作/機動普通致動環108的驅動機構為與翼瓣106關聯的致動結構。例如,如上所述,普通致動環108通過將拉致動カ208傳輸穿過翼瓣106的連接結構204，使至少ー個翼瓣106 (翼瓣106)向外延伸進入氣流122。同時，通過將推致動カ206傳輸通過翼瓣106的連接結構204，普通致動環108向內遠離氣流122收起翼瓣106。
圖3是根據本公開的實施例的在低阻的完全閉合位置300的拋射體飛行主體空氣動力學控制系統200的透視圖圖示。在低阻的完全閉合位置300，系統200大體上生成最小阻カ和穩定性。
圖4是根據本公開的實施例機動致動環形構造400的拋射體飛行主體空氣動力學控制系統200的透視圖圖示。以這個構造，拋射體100通過經由控制器120區別命令翼瓣106，能夠執行G動作/機動(maneuver)。
圖5是根據本公開的實施例的完全配備且較高阻的非機動致動環形構造500的拋射體飛行主體空氣動力學控制系統200的透視圖圖示。以這個構造，拋射體100能夠使用普通命令在整個飛行狀態和用於機動/動作調節靜穩定裕度和機動性(maneuverability)。完整配置提供了對再進入的快速率的獲取。
圖6是根據本公開的實施例的拋射體飛行主體空氣動力學控制系統的控制器120(系統600)的不例性的功能方框圖的圖不。系統600可以包含處理器模塊602、存儲模塊604、靜穩定裕度計算模塊606、致動器命令模塊608、主體狀態模塊610、和軌跡模塊612。這些模塊可以經由總線614彼此通信聯接。
處理器模塊602包含處理邏輯，其經配置從而實施與系統600的操作關聯的功能、技術、和處理任務。特別是，處理邏輯經配置從而支持這裡所述的系統600。例如，處理器模塊602可以引導制動器命令模塊608，從而命令普通致動結構108經由致動器118致動。
例如另ー個示例，處理器模塊602可以有關於飛行條件和想要的機動性調節空氣 動力學主體104的靜穩定裕度。以這個方式，處理器模塊602從廢墟控制計算機(未示出)接收飛行形態，並且引導靜穩定裕度計算模塊606根據所接收的飛行形態數據計算靜穩定裕度。然後，處理器模塊602可以引導制動器命令模塊608，從而命令致動器118致動普通致動結構108，從而經由翼瓣106的致動調節靜穩定裕度。然後，當響應於致動器118的致動，普通致動結構108機動致動吋，翼瓣106可以為空氣動力學主體104提供後端116的下垂。由此，翼瓣106提供火炬直徑控制從而提供可變主體靜穩定裕度的控制。
用通用處理器、內容存取存儲器、數位訊號處理器、專用集成電路、現場可編程門陣列、任何適合的可編程邏輯裝置、離散門或者電晶體邏輯、離散硬體元件、或者其任何組合可以執行或者實現處理器模塊602，其被設計成執行這裡所述的功能。以這個方式，處理器可以實現作為微處理器、控制器、微控制器、狀態機等等。處理器也可以執行作為計算裝置的組合，例如數位訊號處理器和微處理器的組合、多個微處理器、一個或更多微處理器結合數位訊號處理器核心、或者任何其他這種構造。
存儲模塊604可以包含數據存儲區，其具有格式化的存儲器，從而支持系統600的操作。存儲模塊604經配置從而按照支持系統600的功能性的需要存儲、維持並提供數據。例如，存儲模塊604可以存儲飛行形態數據、靜穩定裕度數據、火炬直徑數據等等。
在實際的實施例中，存儲模塊604可以包含例如非易失性存儲器裝置(非易失性半導體存儲器、硬碟裝置、光碟裝置等等)、隨機存取存儲裝置(例如，SRAM、DRAM)、或者本領域中已知的任何其他形式的存儲媒體。
存儲模塊604可以聯接處理器模塊602，並且經配置從而存儲例如但不限於資料庫等等。另外，存儲模塊604可以表示動態更新資料庫，其包含用於更新數據的表格等等。存儲模塊604也可以存儲由處理器模塊602執行的電腦程式、作業系統、應用程式、用於執行程序的試驗數據等等。
存儲模塊604可以聯接處理器模塊602，以便處理器模塊602能夠從存儲模塊604讀取信息並將信息寫入到存儲模塊604。例如，處理器模塊602可以存取存儲模塊604，從而存取飛機速度、飛機控制表面位置、撞擊角、馬赫數、海抜、靜穩定裕度數據、火炬直徑數
據坐坐
j/n寸寸o
例如，處理器模塊602和存儲模塊604可以存在於各自的專用集成電路(ASIC)中。存儲模塊604也可以整合到處理器模塊602中。在實施例中，存儲模塊604可以包含高速緩衝存儲器，用於在執行將由處理器模塊602執行的指令期間存儲臨時變量或者其他中間信息。
靜穩定裕度計算模塊606經配置從而計算在各種飛行條件的靜穩定裕度。在ー些實施例中，當翼瓣106向外轉向時，拋射體100具有靜穩定的三錐幾何形狀，其具有大於例如大約10%的淨餘量。可替換地，在一些實施例中，當翼瓣106向內轉向時，拋射體100可以具有接近中性穩定的雙錐幾何形狀，其具有例如接近0%的淨餘量。因此，在拋射體100的飛行的無制導的和制導兩個階段期間，能夠有利地操作翼瓣106。該飛行可以是例如大氣層內的、大氣層外的、水中的(即，在一些實施例中，例如魚雷)，等等。
致動器命令模塊608經配置從而命令普通致動結構108的致動，從而調節靜穩定裕度並影響動作。致動器命令模塊608從主體狀況模塊610和軌跡模塊612接收輸入參數，例如加速度命令、想要的路徑、和主體狀況，並且輸出致動器118位置和相應的致動力，例如推致動カ206和拉致動カ208。然後通過普通致動結構108經由接收通過連接結構204的致動カ206/208，翼瓣106操作。以這個方式，如上所述，系統600允許共模翼瓣命令在飛行中調節靜穩定裕度。由此，提供飛行性能有利於改進範圍性能。
主體狀況模塊610經配置從而測量和/或估算拋射體100的主體狀況。身體狀況可以包含例如速度、位置、海拔、角速度、加速度、加速度命令、反饋信號，例如主體加速度、速率、電流致動器位置、配置數據等等，但不限於此。
軌跡模塊612經配置從而確定動作，從而得到通過例如但不限於空間、流體等等的想要的路徑。
圖7是根據本公開的實施例示出用於空氣動力學控制拋射體的過程700的示例性流程圖的圖示。結合過程700執行的各種任務可以由軟體、硬體、固件、具有用於執行該過程方法的計算機可執行指令的計算機可讀媒體、或者其任何組合機械執行。為了說明性的目的，下列過程700的描述可以涉及上面結合圖1-6所述的元件。在實際的實施例中，過程700的部分可以由空氣動力學控制表面106、連接結構204、普通致動結構108、致動器118、控制器120等等執行。過程700可以具有類似於圖1-6所示的實施例的功能、材料、和結構。因此，這裡可以不過多地描述普通器件、功能、和元件。
過程700可以通過致動至少一個致動器開始，該至少一個致動器例如致動器11 8，其聯接到例如普通致動結構108的至少ー個普通致動結構(任務702)。
過程700可以通過經由普通致動結構108提供致動カ繼續(任務704)。如上所述，普通致動結構108可以包含例如環、盤、環形物、多邊形實體等等。
通過將致動カ傳輸通過例如連接結構204的至少ー個連接結構，到例如空氣動カ學控制表面106的聯接於此的流體動力學控制表面，過程700可以繼續(任務706)。
通過響應於例如拉致動カ208的第一致動カ被傳輸通過至少ー個連接結構204，使流體動力學控制表面延伸進入例如氣流122的流體流，過程700可以繼續(任務708)。空氣動力學控制表面106可以聯接空氣動力學主體，例如空氣動力學主體104。空氣動力學控制表面106可以位於空氣動力學主體104的後端116上。如上所述,空氣動力學主體104可以包含拋射體飛行主體，例如子彈、飛彈、炮彈等等，但不限於此。
然後通過響應於例如推致動カ206的第二致動カ被傳輸通過至少ー個連接結構204，從氣流122收起流體動力學控制表面106，過程700可以繼續(任務710)。
通過使用空氣動力學控制表面106控制空氣動力學主體104的流體動力學性質，例如空氣動力學性質，過程700可以繼續。流體動力學性質可以包含例如方向、旋轉、減速度流體動力學阻力、旋進、上升等等，但不限於此。
圖8是根據本公開的實施例示出用於提供拋射體飛行主體空氣動力學控制系統的過程800的示例性流程圖的圖示。結合過程800所執行的各種任務可以由軟體、硬體、固件、或其任何組合機械地執行。為了說明性的目的，過程800的下列描述可以涉及上面結合圖1-6所述的元件。在實際的實施例中，過程800的部分可以由空氣動力學控制表面106、連接結構204、普通致動結構108、致動器118、控制器120等等執行。過程800可以具有類似於圖1-6所示的實施例的功能、材料、和結構。因此，這裡可以不過多地描述普通器件、功能、和元件。
通過提供例如下垂翼瓣型火炬106的多個下垂翼瓣火炬，過程200可以開始，其中每個下垂翼瓣型火炬包含多個連接結構204的各自的連接結構(任務802)。通過將下垂翼瓣型火炬106聯接到拋射體的後端，例如如空氣動力學主體的拋射體飛行主體的後端116，過程800可以繼續(任務804)。
通過將諸如普通致動結構108的普通致動結構聯接到諸如連接結構204的連接結構，過程800可以繼續(任務806)。
通過將普通致動結構108聯接到諸如致動器118的至少ー個致動器，過程800可以繼續(任務808)。
以這個方法，本公開的各種實施例提供了低複雜性、低重量的控制拋射體的方法。
儘管上述詳細說明中已經顯示至少ー種示例實施例，但是應該理解，存在許多變化。同時應該理解，這裡所述的示例實施例或者實施例不是意圖以任何方式限制本主題的保護範圍、適用性、或者構造。更確切地，上述詳細說明會為本領域技術人員提供用於執行所述ー個實施例或者多個實施例的方便的路線圖。應該理解，能夠對元件的功能和設置作出各種變化，而不偏離由權利要求
所限定的保護範圍，在提交本專利申請時其包括已知的等價物和可預知的等價物。
上面的描述涉及「連接」或者「聯接」在一起的元件或節點或者器件。如這裡所使用的，除非另外清楚陳述，「連接」意思是ー個元件/結點/器件直接接合(或者直接通信)另一個元件/結點/器件，而不是必須機械地。同樣地，除非另外清楚陳述，「聯接」意思是ー個元件/結點/器件直接或者間接地接合(或者直接或者間接地通信)另ー個元件/結點/器件，而不是必須機械地。因此，儘管圖1-6示出元件的示例設置，但是本公開的實施例中可以呈現額外的介於其間元件、裝置、器件、或總成。
本文件中所使用的術語和短語及其變形，除非另外清楚陳述，都應該被看作是開放的，而非限制的。由於上面的實例術語「包括」應該讀作意思「包括，而不限制」等等；術語「示例」用於提供在討論中項目的示例性的情況，而不是其徹底獲取限制的列表；並且例如「常規」、「傳統」、「正常」、「標準」、「已知」的形容詞和類似意思的術語，不應該被看作將所述項目限制到給定時期或者到給定時期的可利用項目，而相反應該讀為涵蓋常規的、傳統的、正常的、或者標準的技術，其現在或者在未來的任何時候可以是可利用的或者已知的。
同樣，與連詞「和」相聯繫的一組術語不應該被讀作要求這些術語的每個都成組存在，而是應該讀作「和/或」，除非另外清楚陳述。類似地，與連詞「或」相聯繫的ー組術語不應該被讀作在該組間相互排他，而也應該讀作「和/或」，除非另外清楚陳述。此外，儘管本公開的術語、元件或部件可以以單數描述或要求權利，但是複數也被預期在其保護範圍內，除非明確陳述對單數的限制。
在一些情況下，例如「一個或更多」、「至少」、「但不限制於」擴展單詞和短語的存在不應該被讀作意思是在可能缺少這些擴展短語的情況中意圖或需要較小情形。術語「大約」當設計數值或者範圍時，意圖用於涵蓋由測量時能夠發生的實驗誤差引起的值。
如這裡所使用的，除非另外清楚陳迷，「可操作」意思是能被使用、適合或者備用的或者服務、為特定目的可用、並且能夠執行這裡所述的列舉或者想要的功能。關於系統和裝置，術語「可操作」意思是系統和/或裝置完全功能性的並完全校準，其包含用於激活時執行列舉功能的可應用操作性技術要求的元件，並且滿足該可應 用技術要求。
權利要求
1.一種拋射體流體動力學控制系統，包含 至少一個流體動力學控制表面，其聯接到流體動力學主體，並且可操作從而圍繞所述流體動力學主體延伸進入流體流； 至少一個連接結構，其聯接到所述至少一個流體動力學控制表面，並且可操作從而使所述至少一個流體動力學控制表面延伸進入所述流體流； 至少一個普通致動結構，其聯接到所述至少一個連接結構，並且可操作從而將致動力傳輸通過所述至少一個連接結構，以便所述至少一個流體動力學控制表面延伸進入所述流體流；和 至少一個致動器，其聯接到所述至少一個普通致動結構，並且可操作從而提供所述致動力。
2.根據權利要求
I所述的系統，其中 所述至少一個致動器進一步可操作從而提供第二致動力；和 所述至少一個普通致動結構進一步可操作從而將所述第二致動力傳輸通過所述至少一個連接結構，以便所述至少一個流體動力學控制表面從所述流體流收起。
3.根據權利要求
I所述的系統，其中所述至少一個流體動力學控制表面進一步可操作從而控制所述流體動力學主體的流體動力學性質。
4.根據權利要求
3所述的系統，其中所述流體動力學性質包含從所述組中選擇的至少一個組分，所述組由下列組成方向、旋轉、減速度、流體動力學阻力、旋進和上升。
5.根據權利要求
I所述的系統，其中所述至少一個流體動力學控制表面位於所述流體動力學主體的後端上。
6.根據權利要求
I所述的系統，其中所述至少一個流體動力學控制表面包含至少一個下垂翼瓣型火炬。
7.根據權利要求
I所述的系統，進一步地包含控制器，其可操作從而控制所述至少一個致動器。
8.根據權利要求
I所述的系統,其中所述流體動力學主體包含拋射體飛行主體。
9.根據權利要求
8所述的系統，其中所述拋射體飛行主體包含從所述分組中選擇的至少一個組分，所述組由下列組成子彈、飛彈和炮彈。
10.根據權利要求
I所述的系統，其中所述至少一個普通致動結構包含從所述組中選擇的至少一個組分，所述組由下列組成環、盤、環形物和多邊形實體。
11.一種用於流體動態控制拋射體的方法，所述方法包含 致動聯接到至少一個普通致動結構的至少一個致動器； 經由所述至少一個普通致動結構提供致動力；和 將所述致動力傳輸通過至少一個連接結構，到聯接於此的至少一個流體動力學控制表面。
12.根據權利要求
11所述的方法，其中傳輸所述致動力的所述步驟進一步包含響應於拉致動力傳輸通過所述至少一個連接結構，使所述至少一個流體動力學控制表面延伸進入流體流。
13.根據權利要求
11所述的方法，其中傳輸所述致動力的所述步驟進一步包含響應於推致動力傳輸通過所述至少一個連接結構，使所述至少一個流體動力學控制表面從流體流收起。
14.根據權利要求
11所述的方法，其中所述至少一個流體動力學控制表面聯接到流體動力學主體。
15.根據權利要求
14所述的方法，進一步包含使用所述至少一個流體動力學控制表面控制所述流體動力學主體的流體動力學性質。
16.根據權利要求
15所述的方法，其中所述流體動力學性質包含從所述組中選擇的至少一個組分，所述組由下列組成方向、旋轉、減速度、流體動力學阻力、旋進和上升。
17.根據權利要求
14所述的方法，其中所述流體動力學主體包含拋射體飛行主體。
18.根據權利要求
17所述的方法，其中所述拋射體飛行主體包含從所述分組中選擇的至少一個組分，所述組由下列組成子彈、飛彈和炮彈。
19.根據權利要求
11所述的方法，其中所述至少一個普通致動結構包含從所述組中選擇的至少一個組分，其由下列組成環、盤、環形物和多邊形實體。
20.一種提供拋射體流體動力學控制系統的方法，所述方法包含 提供多個下垂翼瓣型火炬，其每個都包含多個連接結構的各自的連接結構； 將所述下垂翼瓣型火炬聯接到拋射體的後端； 將普通致動結構聯接到所述連接結構；和 將所述普通致動結構聯接到至少一個致動器。
專利摘要
本發明涉及用於流體動態控制拋射體的系統和方法。聯接至少一個普通致動結構的至少一個致動器被致動從而經由普通致動結構提供致動力。致動力傳輸通過至少一個連接結構，到聯接於此的至少一個流體動力學控制表面。
文檔編號F41B6/00GKCN102954733SQ201210282460
公開日2013年3月6日 申請日期2012年8月9日
發明者J·布龍斯 申請人:波音公司導出引文BiBTeX, EndNote, RefMan