CN101113882A - 一种降低弹体激波阻力的弹体结构及方法 - Google Patents

Abstract

一种降低弹体激波阻力的弹体结构及方法，涉及到一种弹体结构；所述的弹体结构是由弹芯体[1]和套管壳体[2]构成的套管形弹体结构，弹芯体[1]和套管壳体[2]可以直接连接，或通过若干条板条状的肋片[3]连接为一个整体；在一定的超音速的速度范围内，套管壳体[2]能够有效限制弹芯体[1]前端产生的激波向周围的空气中扩散，使弹体的外部没有激波或仅有强度较弱的激波；使流管截面积等于弹体横截面面积的超音速平直迎面气流全部或部分从套管形弹体内的气流通道[15]中流过后，导入到弹体尾部的低压空间，减轻了套管形弹体底部的真空度，从而减小了弹体前后两端面之间的压力差，将波阻和底阻降低到很低的水平。

Description

一种降低弹体激波阻力的弹体结构及方法

技术领域

本发明涉及到一种弹体结构，特别涉及到枪弹、炮弹、火箭弹、导弹等以超音速飞行的武器弹药的弹体结构。

背景技术

1)众所周知，当枪弹、炮弹、火箭、导弹、飞机等以超音速在空气中飞行的物体飞行时会受到空气的阻力，并产生激波。空气的阻力分为激波阻力、弹底阻力和摩擦阻力。激波阻力是由于在弹体头部出现激波而产生的阻力，称为波阻；弹底阻力是由于弹体高速运动时在弹体底部后方出现真空而造成压力降低形成的，称为底阻；在弹体以超音速飞行时，波阻和底阻在全部阻力中占主要部分。当弹体前端出现激波时，弹体迎风面的压力就会升高，形成高压区。而在弹体后方由于弹体的高速运动而出现真空，弹体背风面的压力就会降低，形成低压区。这就使得弹体前后的迎风面和背风面之间出现了一个压力差。构成波阻和底阻的压差阻力就是这个压力差。如果能减小这个压力差，就能减小弹体的阻力。目前使用的方法，一种是减小弹体前面的压力，如改变弹形设计，将弹体头部的形状设计得更为尖细，减小弹体迎风面的面积，以降低头部激波的强度，减小头部波阻；另一种是增大弹体后面的压力，如底排技术，火箭增程技术等。

由于存在空气阻力，不断地消耗弹丸的动能，造成弹丸飞行速度下降、射程减小。而弹丸的动能是怎样被消耗掉的呢？我们知道超音速弹丸在飞行过程中不断地推动挤压前方的空气，使弹丸前方的空气产生与弹丸自身一同运动的趋势。超音速飞行的弹丸前方产生的激波不断地向周围的空气中扩散，而不断扩散的激波之中蕴含了巨大的能量，这个能量的来源正是弹丸的动能。于是在激波扩散的过程中，弹丸的动能就随着扩散的激波一同被消耗掉了。上述现有技术所采用的方法虽然取得了一定的效果，但是由于没有从波阻和底阻形成的根本原因方面寻找解决问题的办法，依然存在着强度较大的波阻和底阻，弹丸在飞行中的速度损失还是十分严重的。

2)在现有技术中，普通的弹药的结构通常是由弹丸(弹头)、药筒(弹壳)、底火、发射药等部分组成，其中弹壳的重量占了很大一部分。以北约SS109型5.56毫米步枪弹为例，该弹总重量为12.7克，弹丸重4克，发射药装药量为1.63克，弹壳重量为7.07克，弹壳占了总重量的近56％。而这56％的重量在枪弹发射后就被抛弃掉，可以说是“无效载荷”。相类似的情况在其它多种定装弹药上都有出现，药筒或弹壳的重量常常接近或超过全弹总重量的50％。中国专利公告号CN2459615，专利号01212320.X，公告日是2001年11月14日，名称为“头壳同体枪炮弹”的实用新型中公开了一种头壳同体枪炮弹的结构，该实用新型设计的枪炮弹在发射后是不用退弹壳的。但其不足之处是在降低激波阻力和弹底阻力方面与现有的其它形状的弹体相比并无明显改进，其在超音速飞行状态下的激波阻力与普通枪炮弹相比几乎是相同的。

发明内容

1)本发明的目的

本发明的目的之一是克服现有技术尚不能解决的上述技术问题，提供一种可以有效降低弹体激波阻力和弹底阻力的弹体结构和方法。应用这种弹体结构和方法可以在一定的超音速速度范围内显著降低弹体的激波阻力和弹底阻力，提高弹体的存速能力，有效增大射程。

本发明的目的之二是提供一种低波阻和底阻的壳弹一体的弹药结构。该弹药在发射后不需要退出弹壳，并且可显著降低弹体重量和制造成本，提高射程和杀伤效力。

2)技术方案

在提出本发明的具体技术方案之前，为了便于理解本发明的内容，首先详细介绍一下本发明人通过应用气体动力学原理研究的有关降低激波阻力的理论(为了便于说明问题，以下所列举的例子仅是较为简单和理想的状态)：

根据气体动力学的有关原理，本发明人设计了一种如图1a所示的套管形弹体结构，它的基本结构是由一个弹芯体1和一个套在弹芯体1之外的套管壳体2组成，在需要的情况下可以再安装上若干条板条状的沿弹体轴向延伸的肋片3。弹芯体1和套管壳体2之间可以是直接连接的，如图1e所示；也可以是通过若干条肋片3连接的，如图1f所示。弹芯体1或套管壳体2的横截面的形状可以根据实际需要设计为适当的形状，如圆形、椭圆形、矩形、菱形、梯形或其它形状的多边形，如图1e-1j所示。不同截面形状的弹芯体1和套管壳体2可以组合成不同形式的套管形弹体。例如：横截面的形状为圆形的弹芯体1，其两端应是圆锥体，中间是一段圆柱体；横截面的形状为矩形的弹芯体1，其两端是楔形体而中间是长方柱体。套管壳体2是前缘尖削的外壁面平直的圆管体、方管体或其它截面形状的管形体，套管壳体2的外壁表面与弹芯体1的中轴线16平行。楔形弹芯体1与方形套管壳体2组合时，在弹芯体1与套管壳体2之间形成两个平面的先收缩后扩张的气流通道15，如图1c所示；锥形弹芯体1与圆管形套管壳体2组合，在弹芯体1与套管壳体2之间就形成一个整体为圆环形的先收缩后扩张的气流通道15，弹芯体1与套管壳体2之间通过若干条肋片3连接，如图1d所示。为了减小激波强度，弹芯体1的前端被做成尖削形状，弹芯体1前端的壁面尽可能是内凹的曲线壁面。本发明人称这种结构的弹体为套管形弹体。弹芯体1突出于套管壳体2之前的一个适当的位置。两种气流通道的结构都是先收缩后扩张，在收缩段与扩张段之间的是气流通道15最狭窄的部分，称为喉部t。对于楔形弹芯体1，当平直迎面超音速气流流过其前端时，将产生平面斜激波14；对于锥形弹芯体1则产生锥面斜激波14。套管形弹体的套管壳体2的外壁面与平直迎面气流的流动方向大致平行，套管壳体2前缘外侧的半顶角(也就是平直迎面气流经过套管壳体2前缘外侧时气流的转折角)为零，当超音速平直迎面气流流过套管壳体2前缘外侧时只产生弱扰动而不会产生强激波。

对于一个结构尺寸确定的套管形弹体，设它的横截面面积为A。套管壳体2前缘气流通道15的入口处平面为i平面，气流通道15入口处的横截面面积为A_i，气流通道15喉部横截面面积为A_t，气流通道15出口横截面面积为A_e，A_t＜A_i＜A＝A_e。弹芯体1前端的半顶角为δ，弹芯体1顶端到套管壳体2前缘入口处平面的轴向距离为h，套管壳体2前缘外壁面至弹芯体1中轴线16的距离为r。

当气流通道15的尺寸确定之后，相对应的几个气动参数也是确定的。本发明人称气流通道15喉部横截面面积A_t与套管形弹体横截面面积A之比为设计面积比(A_t/A)_d。在套管形弹体前方没有出现激波的条件下，气流通道15喉部所能通过的最大流量为

${\stackrel{\·}{m}}_t=K\frac{p_0^{*}}{\sqrt{T_0^{*}}}{A}_t$

如果在套管形弹体前方没有出现激波，当超音速平直迎面气流马赫数为Ma_d时，气流通道17喉部的流量达到最大，进入气流通道15的气体流动的连续方程为

$\stackrel{\·}{m}=K\frac{p_0^{*}}{\sqrt{T_0^{*}}}\mathrm{Aq}\left({\mathrm{Ma}}_d\right)=K\frac{p_0^{*}}{\sqrt{T_0^{*}}}{A}_t$

由上式简化得设计状态的面积比关系式    A_t/A＝q(Ma_d)

此时的气流马赫数Ma_d称为设计马赫数。流量函数q(Ma_d)是设计面积比。

$q\left({\mathrm{Ma}}_d\right)={\mathrm{Ma}}_d^2{\left[\frac{2}{k+1}(1+\frac{k-1}{2}){\mathrm{Ma}}_d^2\right]}^{-\frac{k+1}{2(k-1)}}$

在实际的流动过程中，当超音速平直迎面气流流过尖削的弹芯体1的前端时必然会出现斜激波14，也就必然会使气流的总压受到损失。当套管形弹体前方出现斜激波14时，气流通道15喉部所能通过的最大流量为

${\stackrel{\·}{m}}_t=K\frac{\mathrm{\σ}\left({\mathrm{Ma}}_0\right)p_0^{*}}{\sqrt{T_0^{*}}}{A}_t$

式中σ(Ma₀)是当超音速平直迎面气流马赫数为Ma₀时的气流的总压恢复系数。由于激波的存在使气流总压有损失，从而减小了气流通道15喉部的流通能力。对于设计面积比为(A_t/A)_d＝q(Ma_d)的套管形弹体的气流通道15，当超音速平直迎面气流的马赫数为设计马赫数Ma_d时，流管截面积为A的超音速迎面气流不能完全从气流通道15的喉部通过。只有当超音速平直迎面气流马赫数继续增大到足够大时才能完全通过。如果当超音速平直迎面气流马赫数增大到等于Ma_s时，流管截面积为A的超音速平直迎面气流恰好能够完全从气流通道15中通过，本发明人就称这时的气流的流动状态为临界流动状态，称Ma_s为临界马赫数。以Ma_s为分界点，马赫数为Ma的超音速平直迎面气流在流经套管形弹体时的流动状态可分为三种：1.临界流动状态(Ma＝Ma_s)；2.超临界流动状态(Ma＞Ma_s)；3.亚临界流动状态(Ma＜Ma_s)。只有在临界流动状态和超临界流动状态下，套管形弹体的激波阻力才是很小的。

临界流动状态(Ma＝Ma_s)

当马赫数为Ma＝Ma_s的超音速平直迎面气流在流经前端尖削的弹芯体1前端时产生一道或一组斜激波14，气流经斜激波14后，速度减慢，压强增大，但仍是超音速气流；气流随后进入弹芯体1与套管壳体2之间的气流通道15的收缩段，气流继续减速增压，到达喉部时气流马赫数Ma_t刚好减小到1，Ma_t＝1，成为音速流；随后，气流进入气流通道15的扩张段，气流减压增速，重新成为超音速气流，到达弹体尾部气流通道15出口时气流马赫数增大到Ma_e(Ma_e＞1)。此时弹芯体1前端产生的斜激波14恰好与套管壳体2前缘气流通道15的入口处相会合，斜激波14经套管壳体2前缘内壁反射进入气流通道15内，并在气流通道15内产生一系列反射的斜激波。套管壳体2前缘外侧只对平直迎面超音速气流产生弱扰动，在套管形弹体的外部没有激波。流管横截面面积与套管形弹体横截面面积A相等的超音速平直迎面气流恰好能够全部从气流通道15内流过。这种状态称为临界流动状态。此时弹芯体1前端产生的斜激波14的激波角β_s称为临界激波角。临界流动状态的气体流动图形如图1a所示。

对于套管形弹体，在临界流动状态时，套管形弹体横截面面积A和气流通道15喉部横截面面积A_t之间存在一个面积比的公式。对套管形弹体截面和气流通道15喉部截面运用连续方程，有

$\stackrel{\·}{m}=K\frac{p_0^{*}}{\sqrt{T_0^{*}}}\mathrm{Aq}\left({\mathrm{Ma}}_s\right)=K\frac{p_t^{*}}{\sqrt{T_t^{*}}}{A}_{t}q\left({\mathrm{Ma}}_t\right)$

由于流动是绝能流动，所以 $T_t^{*}=T_0^{*}$ ，由于在弹芯体1前端到气流通道15喉部之间有斜激波14存在，因而气流的总压有损失，所以 $p_t^{*}=\mathrm{\σ}\left({\mathrm{Ma}}_s\right)p_0^{*},$ 其中σ(Ma_s)是斜激波的总压恢复系数，它是斜激波系中各道斜激波的总压恢复系数的乘积。在临界流动状态，Ma_t＝1，因而q(Ma_t)＝1，上式可简化为

A_t/A＝q(Ma_s)/σ(Ma_s)

这就是临界流动状态的面积比关系式。

因为A_t/A＝q(Ma_d)，所以q(Ma_d)＝q(Ma_s)/σ(Ma_s)。

超临界流动状态(Ma＝Ma₀₁＞Ma_s)

当平直迎面超音速气流马赫数为Ma＝Ma₀₁(Ma₀₁＞Ma_s)时，弹芯体1前端产生的斜激波14的激波角β小于临界激波角β_s，斜激波14直接进入气流通道15内部，Ma₀₁越大，激波角β越小，进入的程度越深。斜激波14在气流通道15内经套管壳体2内壁和弹芯体1壁面的连续反射形成一系列反射斜激波。平直迎面超音速气流在经过斜激波14后，在收缩段继续减速增压，但到达喉部时，气流仍是超音速气流，Ma_t＞1；进入扩张段气流则是减压增速，最后从出口喷出，Ma_e＞Ma_t＞1。气流在整个气流通道15内都是以超音速状态流动的，流管横截面面积等于套管形弹体横截面面积A的平直迎面超音速气流能够完全从气流通道15内通过，弹芯体1前端产生的斜激波15没有扩散到周围的空气中，套管壳体2前缘外侧只对气流产生弱扰动，在套管形弹体的外部没有激波。这种状态称为超临界流动状态。超临界流动状态的气体流动图形如图1b所示。

在超临界流动状态下，气体流动的连续方程为

$\stackrel{\·}{m}=K\frac{p_0^{*}}{\sqrt{T_0^{*}}}\mathrm{Aq}\left({\mathrm{Ma}}_{01}\right)=K\frac{\mathrm{\σ}\left({\mathrm{Ma}}_{01}\right)p_0^{*}}{\sqrt{T_0^{*}}}{A}_{t}q\left({\mathrm{Ma}}_t\right)$

在临界流动状态和超临界流动状态下，流管横截面面积等于套管形弹体横截面面积A的超音速平直迎面气流能够全部从套管形弹体的气流通道15内流过，平直迎面气流在流经弹芯体1尖削的前端时只产生斜激波14，并且斜激波14能够通过套管壳体2内壁面的反射完全进入气流通道15内部，因而激波不能扩散到套管形弹体的外面；当气流到达套管形弹体尾部出口时，气流通道15内气流的总压恢复系数较高，气流的压力可以恢复到接近于气流进入气流通道15前的初始状态；同时，在这两种流动状态下，套管形弹体的套管壳体2之外没有激波，只有弱扰动，所以几乎是没有波阻的。由于有高压气流导入尾部的低压空间，套管形弹体底部的真空度得以减轻，弹底阻力也就相应减小了。由于波阻和底阻被大大减小了，所以在临界流动状态和超临界流动状态下，套管形弹体的空气阻力是很低的。

在临界流动状态下，尽管也处于低阻状态，但是由于摩擦阻力的存在，套管形弹体速度会持续降低而成为高阻力的亚临界状态，因此临界流动状态是一个不稳定的低阻状态。如果要保持套管形弹体处于稳定的低阻力的飞行状态，就必须使套管形弹体的速度大于临界飞行速度而处于超临界飞行状态；或者给弹体提供一定的推力来保持弹体的速度不至下降到临界飞行状态以下。

亚临界流动状态(Ma＝Ma₀₂＜Ma_s)

在亚临界流动状态下，超音速平直迎面气流马赫数Ma＝Ma₀₂(Ma₀₂＜Ma_s)，流管横截面面积等于套管形弹体横截面面积A的超音速平直迎面气流不能完全从气流通道15的喉部通过，在气流通道15入口前发生溢流。超音速平直迎面气流在经过弹芯体1前端产生的斜激波(斜激波的激波角大于临界激波角β_s)后变为速度较低的超音速气流，然后通过一道正激波减速变成亚音速气流，气流马赫数小于1。亚音速气流进入气流通道15之后在收缩段内减压增速，到达喉部时，气流马赫数达到1，成为音速流；然后气流进入扩张段，继续减压增速，重新成为超音速气流后从尾部出口喷出。在尾部出口截面，气流压力小于周围气流的压力，p_e＜p_b。在亚临界流动状态下，斜激波和正激波合成的激波系位于套管壳体2的前方，未能进入气流通道15，而是扩散传播到套管壳体2之外的空气之中，因此波阻还是比较大的。

在套管形弹体的结构设计中影响气流状态的几个重要因素是：套管壳体2前缘到弹芯体1前端的轴向距离h，套管壳体2前缘到弹芯体1中轴线的径向距离r，弹芯体1前端楔形体或锥形体的半顶角δ，气流通道15的设计面积比(A_t/A)_d。对于确定的半顶角δ，当平直迎面气流马赫数为临界马赫数Ma_s时，弹芯体1前端产生的斜激波14的激波角β为临界激波角β_s。图1a显示了上述各参数之间的对应关系。对于楔形弹芯体1所产生的平面斜激波14，半顶角(气流转折角)δ与迎面气流马赫数Ma₁和激波角β之间的关系由下式确定。

$\mathrm{tg\δ}=\frac{{\mathrm{Ma}}_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}-1}{[{\mathrm{Ma}}_1^2(\frac{k+1}{2}-{\sin }^2\mathrm{\β})+1]\mathrm{tg\β}}$

只有当h＝r/tgβ_s时，气流马赫数为临界马赫数Ma_s的超音速平直迎面气流在弹芯体1前端产生的斜激波14才能恰好与套管壳体2前缘相交并被反射进入套管形弹体内的气流通道15，使套管形弹体进入低波阻的飞行状态。

在临界流动状态和超临界流动状态下，套管形弹体阻力的大小主要取决于超音速迎面气流在流过套管形弹体内气流通道15的过程中气流总压恢复系数的大小，总压恢复系数越大，阻力越小；总压恢复系数越小，阻力越大。马赫数为Ma₁的气流经过斜激波后总压恢复系数的大小可由下式确定。

$\mathrm{\σ}\left({\mathrm{Ma}}_1\right)=\frac{p_2^{*}}{p_1^{*}}=\frac{{\left[\frac{(k+1){\mathrm{Ma}}_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}}{2+(k-1){\mathrm{Ma}}_1^2{\sin }^2\mathrm{\β}}\right]}^{\frac{k}{k-1}}}{{[\frac{2k}{k+1}{\mathrm{Ma}}_1^2-\frac{k-1}{k+1}]}^{\frac{1}{k-1}}}$

激波前法向马赫数Ma₁ sinβ越大，激波强度就越大，激波后气流的总压恢复系数就越小，通过激波的总压损失越多，当Ma₁ sinβ＝1时，激波变为弱扰动。为了得到最大的总压恢复系数，弹芯体1前端楔形体(或锥形体)的壁面应该尽可能设计成内凹的曲线壁面，应尽量减小半顶角δ的角度。这种形状的壁面所产生的是连续的微弱压缩波，气流总压损失很小。应尽量使气流在流经弹芯体1和气流通道15时的流动状态接近于等熵流动状态，以保证较高的总压恢复系数。这样才能使套管形弹体的飞行阻力降到最低。

套管形弹体的气流通道15流通能力的大小取决于设计面积比(A_t/A)_d的大小，只有适当的面积比才能使套管形弹体在较大的速度范围内保持低阻力的飞行状态。气流通道15的面积比必须设计为一个合理的值，不能太大，也不能太小。气流通道面积比设计得越大，进入低波阻状态所需的速度就越低，套管形弹体就能在较大的速度范围内保持低阻力的飞行状态。但是气流通道15的面积比太大了，气流通道15所占据的空间就会过大，相对应的弹芯体1的体积就要减小，用于安装有效载荷的空间就减小了。而气流通道面积比设计得越小，套管形弹体进入低波阻状态所需的速度就越大，套管形弹体就要在高阻力状态下飞行更长的时间而过多消耗弹体的动能。设计面积比越小，弹芯体1的体积就会大一些，可以有较多的空间安装有效载荷。总之应结合对弹药性能的具体要求选择一个合理的面积比值，既能保证弹体在较大的速度范围内保持低阻力的飞行状态，又能保证有足够的空间用来安装有效载荷。

带有动力装置的管形弹

图1p是装有固体燃料火箭发动机的套管形弹体的结构示意图。图中所示弹芯体1的前半部为战斗部8，后半部为固体发动机9或液体发动机。图中套管形弹体内的固体发动机9的喷管10的喷口位于发动机燃烧室的前端、气流通道15中间的喉部。

当发动机点火工作时，燃气流13向后喷入气流通道15内，与进入气流通道15的迎面气流混合，并对气流加热。由于固体燃料在燃烧室中的燃烧程度常常是不充分的，通常在燃气流13中仍含有一定比例未完全燃烧的可燃气体。在燃气流13进入气流通道15与迎面气流中的空气混合后，燃气流13中的可燃成份就会发生二次燃烧。这样有利于提高燃料的利用效率，并可以增大推力。

这种结构存在的一个问题是：由于发动机喷管位于前端，喷出的高温燃气会使发动机的外壳受到强烈的加热，有可能导致发动机外壳发生烧蚀现象，发动机内的固体燃料可能会因高温而发生变形，或发生燃烧异常。这些都可能会严重影响发动机的正常工作。因此，必须对发动机的外壳采取隔热保护措施，防止发动机壳体烧蚀等不良现象发生，比如安装隔热套管等。同时，气流通道15的内壁也应采用耐热材料，以防止其它弹体构件受热损坏。

以上所述是较为理想的应用方式。在实际的应用中，考虑到各种弹药的技战术要求，套管形弹体的具体结构必须根据实际需要进行适当的设计。弹芯体1前端的形状可以是尖削形的，也可以是圆钝形的；对于前端形状是圆钝形的弹芯体1，超音速平直迎面气流在流经其前端时所产生的激波将不是附体的斜激波，而是脱体的弓形激波14，如图1m所示。由于弓形激波14的剖面线的形状是曲线，这就使得在计算弓形激波14的激波角时不能按照计算斜激波的方法来计算，因而在计算弹芯体1的前端突出于套管壳体2前缘的轴向距离时也不能严格按照上述的方法计算。由图1m可以看出当弓形激波14恰好与套管壳体2前缘会合时，经过会合点的弓形激波14的剖面曲线的外切线与弹体中轴线16相交并与之形成一个夹角β_s，这个夹角β_s就是此状态下的临界激波角；而此时的马赫数就是临界马赫数。在弹芯体1头部形状为圆钝形的状态下，弹芯体1前端突出于套管壳体2前缘的轴向距离h与套管壳体2前缘外壁面与弹体中轴线16的径向距离r的比例关系为h＜r/tgβ_s。由于超音速迎面气流在流经弓形激波14以后的总压恢复系数要明显小于流经斜激波时的总压恢复系数，总压损失很大，所以在技战术要求许可的情况下，弹芯体1前端的形状应当尽可能选择尖削的形状，而且应该尽量减小半顶角的角度。

弹芯体1的形状可以是横截面面积为中间大两端小的柱状体，除了以上所述的形状以外还可以是流线形、枣核形、船形、纺锤形、梭子形、阶梯形等。

对于使用身管武器发射的套管形弹药，为了与发射装置相匹配，可能需要对套管弹体的头部的形状有所改变，主要是为了便于将弹体装填入弹膛内，需要将套管壳体前缘入口处作适当的内收。内收后的套管壳体2前缘对于平直的迎面气流会产生一个迎角δ_k，内收的程度越大产生的迎角δ_k也越大。由于有迎角δ_k的存在，超音速平直迎面气流流过套管壳体2的前缘时气流的方向会发生改变，套管壳体2前缘的外侧会产生激波，并且激波的强度会随着迎角δ_k的增大而增强。由于因此产生的激波不能受到任何的限制必然会扩散到外部的空气之中，造成弹体动能的损失，出现额外的波阻。所以应该尽量减小迎角δ_k的角度，使迎角δ_k小于或等于20度，避免产生过强的外部激波。

套管壳体2前缘内收以后，由于其入口处的横截面面积减小了，能够进入气流通道15的迎面气流的流量相应减小，与套管形弹体最大横截面面积A相等的迎面气流不能全部进入气流通道15，必然有一部分从弹体外部流过。因此会降低套管形弹体的减阻效果。所以应当尽量减小套管壳体2前缘入口处向内收缩的程度，使其入口处的横截面面积与其最大横截面面积之比保持大于或等于80％，以尽可能增加进入气流通道15的迎面气流的流量。

很显然，套管壳体2前缘内收后的套管形弹体在临界马赫数和超临界马赫数的速度飞行时，由于套管壳体2外部出现了一定强度的激波，所以其阻力会明显大于套管壳体2前缘平直的套管形弹体。对于用非身管武器发射的弹药，比如各类火箭弹、导弹等，采用这样的结构显然是很不合算的。而对于用身管武器发射的弹药，在条件允许的情况下也应该尽可能采用套管壳体2前缘平直而不收缩的弹体结构。

总结以上论述，本发明提供的具体技术方案是：

a.一种降低弹体激波阻力的弹体结构，所述的弹体结构是一个由位于内部的弹芯体1和套在弹芯体1之外的套管壳体2构成的套管形弹体结构；弹芯体1和套管壳体2之间可以是直接连接的，或通过若干条沿弹体轴向延伸的板条状的肋片3连接成为一个整体；在弹芯体1和套管壳体2之间形成若干个由前向后先收缩后扩张的气流通道15。

弹芯体1的形状是横截面面积从中间向两端由大变小的柱状体，例如：弹芯体1的形状可以是流线型、船型、枣核型、纺锤型或阶梯形，或与上述形状相近似的形状；弹芯体1的头部或尾部的形状可以是尖削形的或圆钝形的，弹芯体1前端的壁面应尽可能设计成内凹的曲线壁面，半顶角δ的角度应尽量减小。

套管壳体2的形状是横截面面积为等值的外壁面平直的管形壳体，或者是壳体前缘有一定程度向内收缩的入口处横截面面积小于套管壳体2最大横截面面积的直管形壳体；对于套管壳体2前缘向内收缩的弹体结构，套管壳体2前缘向内收缩后对平直迎面气流产生的迎角δ_k小于或等于20度。套管壳体2前缘入口处的横截面面积与套管壳体2最大横截面面积之比大于或等于80％。

肋片3的形状是沿套管形弹体轴线16方向延伸的板条状的支撑结构；它可以是与轴线16平行的平直形，也可以是与轴线16之间有一个倾斜角的螺旋形。

弹芯体1的前端突出于套管壳体2前缘之前；弹芯体1前端突出于套管壳体2前缘的轴向距离h与套管壳体2前缘外壁面到弹体中轴线16的径向距离r所形成的比例关系使得上述套管形弹体在以等于或大于临界马赫数Ma_s的速度飞行时，超音速平直迎面气流在流经弹芯体1前端时产生的激波14与套管壳体2的前缘恰好会合或直接进入气流通道15之内，弹芯体1前端产生的激波14被限制在套管形弹体的气流通道15内反射传播而不能扩散到套管形弹体之外的空气之中，套管形弹体前方被压缩的迎面气流通过套管形弹体内的气流通道15导入到套管形弹体尾部的低压空间；流管截面面积等于套管形弹体横截面面积的超音速平直迎面气流能够全部或部分从套管形弹体内的气流通道15内通过。

在弹芯体1上或在气流通道15内安装有一个或多个固体或液体燃料的火箭发动机9或冲压喷气发动机，发动机的喷口可以位于气流通道15内，或位于弹芯体1的尾部；所安装的多个发动机可以是串联的或并联的。

弹芯体1的横截面的形状可以是圆形、椭圆形，或三角形、矩形、菱形、三叉形、十字形、梯形，或与之近似的形状；套管壳体2的横截面的形状可以是圆形、椭圆形，或三角形、矩形、菱形、梯形，或与之近似的形状；套管形弹体结构中的弹芯体1或套管壳体2可任意选择上述形状中的一种进行组合。

b.一种壳弹一体的低波阻弹体结构，包括套管形弹头、弹托4、装有底火的底座6和发射药5，所述的套管形弹头为上述技术方案a所述的套管形弹体结构，并且套管形弹头中的弹芯体1位于弹头的前部，在弹芯体1后端至套管壳体2尾部出口之间有一段空间用来安装弹托4和发射药5；弹托4位于弹芯体1之后，与弹芯体1和套管壳体2内壁之间形成密封连接但不构成一个整体；弹托4在迎面气流的阻力作用下可以沿套管壳体2内部向后滑动并从套管壳体2尾部出口滑出。

套管壳体2的尾部与安装有底火的底座6密封连接，在弹芯体1之后的套管壳体2内从弹托4的底部至底座6之间的空间内装有发射药5。弹药发射时，在发射药燃气的作用下套管壳体2可以与底座6分离。

c.一种降低弹体激波阻力的方法，是将弹体的结构设计制造成为上述技术方案所述的套管形弹体结构；在发射时，将套管形弹体加速至等于或大于临界马赫数Ma_s的飞行速度，使弹芯体1前端产生的激波14与套管壳体2前缘会合或直接进入套管壳体2之内的气流通道15内；利用套管壳体2限制激波14向周围的空气中扩散，将激波14限制在气流通道15内反射传播，将激波14中所蕴含的能量保留在流经气流通道15的气流中，将套管形弹体前端被压缩的迎面气流通过套管形弹体内的气流通道15导入到套管形弹体尾部的空间，使流管横截面面积等于套管形弹体横截面面积的迎面气流能够全部或部分从套管形弹体内的气流通道15内通过。

3)有益效果

本发明所产生的显著的有益效果就是能够在一定的超音速的速度范围内明显地降低各种套管形弹体所受到的激波阻力和弹底阻力，减轻了弹体在飞行过程中的能量损耗，增强了弹体的存速能力，缩短了弹体的飞行时间，增大了射程。与现有的弹体结构相比减阻效果是十分明显的。在以下的优选的实施例中将作进一步的说明。

附图简要说明

图1a是一种降低弹体激波阻力的弹体结构在临界流动状态时的原理示意图。

图1b是一种降低弹体激波阻力的弹体结构在超临界流动状态时的原理示意图。

图1c是壳体前缘向内收缩的套管形弹体结构在临界流动状态时的原理示意图。

图1d是壳体前缘向内收缩的套管形弹体结构在超临界流动状态时的原理示意图。

图1e-1j是不同横截面形状的弹芯体和套管壳体进行组合的套管形弹体结构的横截面示意图。

图1k、1m、1n是由几种不同形状的弹芯体构成的套管弹体的结构示意图。

图1p是装有固体发动机的套管形弹体的结构示意图。

图2a是一种套管形弹头的结构示意图。

图2b是装有图2a中所示的套管形弹头的弹药的整体结构示意图。

图2c是图2a所示的套管形弹头的前视图。

图2d是图2a中A-A剖面的剖面图。

图2e是装有收口形的套管形弹头的弹药的整体结构示意图

图3a是一种壳弹一体的套管形弹药的整体结构示意图。

图3b是图3a中壳弹一体的套管形弹药的弹体部分的结构示意图。

图3c是图3a中壳弹一体的套管形弹药的外观侧视图。

图3d是图3b中壳弹一体的套管形弹药的弹体部分的前视图。

图3e是图3b中壳弹一体的套管形弹药的弹体部分的B-B剖面的剖面图。

图3f是图3b中壳弹一体的套管形弹药的弹体部分的C-C剖面的剖面图。

图3g是收口形的壳弹一体的套管形弹药的整体结构示意图。

图4a是一种套管形炮弹的结构示意图。

图4b是一种增程套管形炮弹的结构示意图。

图4c是图4a和图4b所示的套管形炮弹及增程弹的前视图(肋片为平直形)。

图4d是图4a和图4b所示的套管形炮弹及增程弹的后视图(肋片为平直形)。

图4e是图4a和图4b所示的套管形炮弹及增程弹的前视图(肋片为螺旋形)。

图4f是图4a和图4b所示的套管形炮弹及增程弹的后视图(肋片为螺旋形)。

图5a是一种外通道型圆壳套管形火箭弹的结构示意图。

图5b是图5a所示外通道型圆壳套管形火箭弹的前视图。

图5c是图5a所示外通道型圆壳套管形火箭弹的后视图。

图5d是图5a所示外通道型圆壳套管形火箭弹的D-D剖面的剖面图。

图5e是一种内通道型圆壳套管形火箭弹的结构示意图。

图5f是图5e所示的内通道型圆套壳套管形火箭弹的前视图。

图5g是图5e所示内通道型圆壳套管形火箭弹的E-E剖面的剖面图。

图5h是图5e所示内通道型圆壳套管形火箭弹的F-F剖面的剖面图。

图5i是一种方壳套管形火箭弹的水平面纵向剖视结构示意图。

图5j是图5i所示的方壳套管形火箭弹的前视图。

图6a是一种方壳套管形导弹的水平面纵向剖视结构示意面。

图6b是图6a所示的方壳套管形导弹的N-N剖面的剖视图。

图6c是图6a所示的方壳套管形导弹的M-M剖面的剖视图。

图中所示，弹芯体1，套管壳体2，肋片3，弹托4，发射药5，底座6，引信7，战斗部8，固体发动机9，发动机喷管10，制导装置11，助推器12，燃气流13，激波14，气流通道15，套管形弹体的中轴线16

优选的实施例及说明

实施例1.套管形弹头及弹药

图2a所示是一种套管形弹头的结构示意图，它是由弹芯体1、套管形体2以及若干条肋片3组成。肋片3的壁面的形状是沿弹体中轴线16呈螺旋形的，与套管形弹体中轴线16之间有一个与膛线的旋转方向相同的倾斜角。目前大量使用的身管武器中大多数都是线膛身管，由于在发射弹药时膛线会对弹丸施加很大的作用力来使其旋转，因而要求弹丸的结构必须能够承受这样大的作用力。为了承受膛线的强大作用力，套管壳体2和肋片3必须具有足够的强度。图2b所示是一种装有套管形弹头的弹药的整体结构示意图，图2e所示是装有套管壳体2前缘向内收缩的套管形弹头的弹药的整体结构示意图；弹药的整体结构由套管形弹头、弹托4、弹壳17以及发射药5构成。弹托4的作用是用来密闭燃气和推动弹头。这种套管形弹头可以使用线膛身管或滑膛身管发射。当使用线膛身管发射这种结构的套管形弹头时，套管形弹头和弹托4在燃气推动下在线膛内加速和旋转，当套管形弹头和弹托4飞出枪膛后，弹托4在空气阻力的作用下与套管形弹头分离。当使用滑膛身管发射这种结构的管形弹时，套管形弹头在枪膛内是不旋转的；当弹头飞出膛口后，由于螺旋形的肋片3的壁面与套管形弹体中轴线16之间有一个倾斜的夹角，在迎面空气动力的作用下，肋片3的迎风一侧的壁面受到相对较大的压力，就会以套管形弹体的中轴线16为旋转轴形成转动力矩引起套管形弹头旋转。

套管形弹头与常规实心弹头相比，有一个很大的不同点是套管形弹头对目标的杀伤机理有了很大变化。现有的传统实心弹头在击中目标时是通过弹头在目标机体内的翻滚来扩大对目标的创伤，而套管形弹头在击中目标时，由于弹芯1体外包裹着套管壳体2，使得目标体内物质快速积聚在气流通道15内，套管形弹体内部的压力瞬间急剧增大而导致套管壳体2炸裂，因而具有更强的杀伤力。

实施例2.壳弹一体的套管形弹药

图3a所示是一种壳弹一体的套管形弹药的结构示意图，图3g所示是套管壳体2前缘向内收缩形的结构示意图。壳弹一体的套管形弹药的整体结构是由套管形弹头、弹托4、发射药5和安装有底火的底座6四部分组成。它的套管形弹头由弹芯体1、套管壳体2及若干条肋片3构成一个整体。弹托4位于弹芯体1之后，与弹芯体1和套管壳体2内壁之间形成密封连接但不构成一个整体；弹托4在迎面空气气流的阻力作用下可以沿套管壳体2内部向后滑动并从套管壳体2尾部滑出。底座6的结构相当于普通的弹壳截去前面的圆筒部分后剩余下的底部的那一部分。套管壳体2的尾部与安装有底火的底座6紧密连接，在弹芯体1之后的套管壳体2内从弹托4底部之后至底座6之间的空间内装有发射药5；弹芯体1的位置在套管形弹头的前部，因而套管形弹头的重心也位于前半部。肋片3的结构可以是平直的薄壁板条状结构，肋片3的壁面与管形弹头的中轴线16平行；也可以是与中轴线16有一个夹角的倾斜的、螺旋形的。弹托4的作用是密闭燃气推动弹体在膛内运动，当弹体飞出膛口后，弹托4在迎面空气阻力的作用下与套管形弹头分离，从套管形弹头内管形通道尾部的出口滑出。由于壳弹一体的套管形弹药的重心位于弹头的前部，因而可以不需要通过套管形弹头的旋转来稳定弹体的飞行姿态，依靠空气动力的作用就可以保持的套管弹头的飞行姿势与飞行方向的一致，因而适于使用滑膛身管发射。采用壳弹一体的套管形弹药所带来的好处有以下几点：

与传统实心弹药相比，壳弹一体的套管形弹药的重量会大大减轻。现有的普通弹药的结构是由弹丸、弹壳、发射药三部分组成，其中弹壳的重量占了很大一部分。以北约SS109型5.56毫米步枪弹为例，该弹总重量为12.7克，弹丸重4克，发射药装药量为1.63克，弹壳重量为7.07克，弹壳占了总重量的近56％。而这56％的重量在枪弹发射后就被抛弃掉，可以说是“无效载荷”。相比之下，如果采用壳弹一体的套管形弹药的弹体结构，假设发射药装药量仍为1.63克，套管形弹头和弹托4的重量合计为4.15克，底座6的重量为0.4克，则全弹的重量仅为6.18克。枪弹发射后只需将底座6抛出即可，整个枪弹的有效重量的比率要大大高于传统实心弹。在不增加负荷重量的条件下，单兵弹药的携带数量也大大多于现有的实心弹，这将提高单兵火力的持续能力。

壳弹一体的套管形弹药最适合使用口径较大的滑膛身管发射，大口径滑膛身管的加工制造和维护保养都更为容易和简便，制造成本也低相同口径的线膛身管；而滑膛身管在发射时的烧蚀和磨损的程度比起线膛身管要轻得多，所以它的使用寿命也会长于线膛身管。采用较大的口径，使得弹头的内弹道性能得到改善，有利于提高弹头的初速。如果用8毫米口径的滑膛身管发射全弹重6.18克的壳弹一体的套管形弹药，假设弹头的膛口动能为2500焦耳，套管形弹头和弹托4合计重4.15克，则套管形弹头的初速就可以达到1090米/秒以上，具有相当高的初速。由于套管形弹的低阻特性使它具有很强的存速能力，就使得壳弹一体的套管形弹药的直射距离更远，侵彻力和杀伤威力都得到增强。

壳弹一体的套管形弹药省去了“无用的弹壳”，大大节省了金属材料，降低了制造成本。全弹重量减轻也会减轻补给运输的成本和负担。壳弹一体的套管形弹药作为枪械弹药时的杀伤机理也不同于传统实心弹。套管形弹头在击中目标时，由于弹芯体1外包围着套管壳体2，使得目标体内物质快速积聚在弹芯体1和套管壳体2之间的气流通道15内，套管形弹体内部的压力瞬间急剧增大而导致套管壳体2爆炸，因而具有更强的杀伤力。

壳弹一体的套管形弹药的适用于各种定装弹药的身管武器，如自动步枪、高射机枪、小口径高射炮、航空机关炮等，在弹芯体1上安装各种不同用途的战斗部就可衍生出普通弹、爆破弹、穿甲弹、穿甲燃烧弹、燃烧弹、曳光弹等不同的弹种。

实施例3.套管形炮弹

图4a所示是一种套管形炮弹的结构，弹芯体1由引信7和战斗部8构成，全弹由弹芯体1、套管壳体2、若干条肋片3和弹托4构成。图4b所示是加装固体发动机9的增程型套管形炮弹，全弹由弹芯体1、套管壳体2、若干条肋片3、弹托4构成，弹芯体1由引信7、战斗部8、固体发动机9构成。肋片3的壁面可以是与弹体中轴线16平行的平直形，也可以是与弹体中轴线16之间有一个与膛线旋转方向相同的倾斜角的螺旋形。

对于套管形炮弹在大口径火炮弹药的应用中所能产生的积极意义，在此以国产PLZ45-155毫米加榴炮弹作为参照做一个对比。根据有关资料，国产PLZ45-155毫米加榴炮所使用的底排复合火箭增程弹的最大射程为50千米，弹丸重量为46千克，炮口初速为903米/秒，弹丸总长960毫米。它的结构由引信、战斗部、火箭增程部、底排弹尾部四部分构成(附图略)。由于本发明人没有掌握这种炮弹的精确技术数据，只能根据它的结构来分析，估算在其整体重量中，底排弹尾部部件和火箭增程部部件约占总重量的1/3。扣除底排弹尾部部件和火箭增程部部件的重量，战斗部(含引信)的重量约为30.67千克。如果用相同的发射药装药量发射30.67千克的套管形弹丸，在具有相同的炮口动能的条件下，套管形弹丸的炮口初速大约为1106米/秒。对于炮口初速为1106米/秒的炮弹，它的理论最大射程可以达到124.76千米(射角为+45度，不考虑空气阻力和地球表面屈度)。如果套管形弹头的实际最大射程能够达到理论最大射程的70％，那么它的实际最大射程就可以达到87千米以上，明显高于现有技术的50千米。限于本发明人的研究条件，目前尚不能精确计算出套管形炮弹的实际最大射程。但是由于套管形弹丸所受到的阻力远小于普通的实心弹丸，所以可以肯定其射程会明显大于传统的实心炮弹。

套管形弹丸的重量轻、初速高、射程远等特性所带来的好处是显而易见的。首先，弹丸的重量减轻，在相同的载重量下就可以增加自行火炮和弹药运输车的载弹量，增强火炮的火力持续性。也可以降低炮弹的制造和运输成本。第二，初速高、射程远的套管形弹丸的存速能力很强，在相同距离上的飞行时间短于传统的实心弹丸，火力打击的突然性更强，射程远的优势也使它具有更强的火力机动性。

套管形炮弹明显存在的不足之处是，由于弹体内部设置气流通道占用了一部分空间，用于安装有效载荷的空间相应就会减少，因此在相同的外形尺寸条件下，套管形炮弹的战斗部的装药量会少于传统的实心炮弹，这会使战斗部的杀伤力有所减弱。补足的办法是，可以适当加长弹丸的长度来增加有效载荷的空间。

套管形炮弹的结构相对比较复杂。在炮弹发射时，由于套管壳体2和肋片3必须承受膛线的强大作用力，这就要求套管壳体2和肋片3必须具有很高的强度。因此，本发明人认为使用滑膛炮发射套管形炮弹更为合适。因为加工制造滑膛炮管的难度和成本都要低于线膛炮，滑膛火炮的日常维护保养也更为简易，滑膛炮管的使用寿命也更长。用滑膛炮发射套管形炮弹对弹体的套管壳体2和肋片3的强度要求都大大低于线膛炮，因此套管壳体2和肋片3都可以做得轻薄一些，也可以适当减少肋片3的数量，这些都可以减少弹丸的无效重量，增大有效载荷。使用滑膛炮还有利于提高弹丸初速，进一步增大射程。

套管形炮弹的应用范围包括各种榴弹炮弹药、套管形迫击炮弹、套管形穿甲弹，以及各种类型的套管形炮射制导弹药，比如炮射动能穿甲导弹、炮射防空导弹、迫击炮射导弹等。

实施例4.套管形火箭弹

将本发明应用于火箭弹的设计，可以设计出圆形横截面的圆壳套管形火箭弹或矩形横截面的方壳套管形火箭弹，以及其它形状横截面的套管型火箭弹，并且有外通道型和内通道型两种不同的结构。

图5a所示的是外通道型圆壳套管形火箭弹，它的基本结构由弹芯体1、套管壳体2和若干条肋片3组成。弹芯体1的结构包括引信7、战斗部8、固体火箭发动机9。这种结构的套管形火箭弹的发动机位于中心，环形的气流通道15位于外侧，发动机喷口位于气流通道15内的喉部。由图中可以看到弹芯体1与套管壳体2之间的空间是十分狭小的，没有空间安装助推器，因此这种结构的圆壳火箭弹在起动的过程中只能依靠主发动机的动力来加速。这种结构的弹形比较适合于机载火箭弹。

图5b所示的是内通道型圆壳套管形火箭弹，其结构特点是它的前半部的结构是套管形弹体结构，由弹芯体[1]、套管壳体[2]和若干条肋片[3]构成；固体发动机9的结构是一个圆管形的固体发动机9，固体发动机9的横截面呈圆环形，气流通道15位于固体主发动机9的内部，发动机的喷口10位于固体发动机9前端，气流通道15的横截面的形状前半部为圆环形，后半部为圆形。战斗部8和引信7作为弹芯体1位于气流通道15的前半部通过若干条肋片3与套管壳体2连接，气流通道15后半部内的空间可以用来安装助推器12，有利于在发射过程中的快速提速。由于能够安装助推器，所以这种结构比较适合于路基和海基发射的火箭弹。

图5f所示的是外通道型方壳套管形火箭弹的结构示意简图，弹芯体1由引信7、战斗部8和固体发动机9组成，弹体的横截面呈横宽竖窄的长方形。在弹芯体1两侧的气流通道15内有较大的空间可以安装两个助推器12。方壳火箭弹的一大优点是它有较大的水平面的面积，在高速飞行时依靠弹体自身能够产生较大的升力，有利于提高火箭弹的射程。因此这种方壳套管形火箭弹的结构尤其适于大威力远程制导火箭弹。由于方壳套管形火箭弹的壳体外壁表面都是平面几何形状的，对于外形体积较大的方壳套管形火箭弹，这种外形还能够起到一定的雷达和红外隐形作用。在实际应用中套管形火箭弹的截面形状也可以根据实际需要设计成各种适当的形状。

实施例5.套管形导弹

传统导弹的气动外形通常是尖锥形的头部、圆柱形的弹体加几副弹翼的布局。为了减小阻力，必须使弹体的迎风面积尽可能减小，所以弹体横截面的直径都是相对较小的，弹体的外形都是细长形的。对于细长的弹体，内部空间很狭小，不利于安装各种电子设备，尤其是导弹头部整流罩内的空间太小，就无法安装较大的搜索雷达天线，使导弹搜索发现目标的能力受到限制。细长形弹体的刚度较弱，会降低导弹抗过载的能力，导弹的机动性也会受到影响。为弹体提供升力的弹翼和控制飞行姿态的舵面在超音速飞行时都会产生激波，增加了额外的阻力。

图6a所示是一种方壳套管形导弹的结构示意图。弹体的整体外形是一个长方体，横截面呈横宽竖窄的矩形，头部尖削，各个外表面均为几何平面。外部表面光滑，无弹翼、舵面等突出物。由于横截面呈横宽竖窄的矩形，所以水平面的面积比较大，有利于产生较大的升力。在其内部，位于中央的弹芯体是由制导装置11、战斗部8和固体发动机9构成的。弹芯体的两侧是二维平面的气流通道15。发动机9的喷口10位于气流通道15内的喉部。在弹芯体的两侧的气流通道15内可以安装助推器12。

套管形导弹最为突出的优点是它的超低阻力的特性，因为具有这一优良特性使它能够实现高超音速巡航飞行，并能达到更远的射程。

因为方壳套管形导弹弹体的外形表面均为几何平面，能够大大减弱雷达信号的反射，所以平面结构的套管形导弹具有良好的雷达隐身能力。由于套管形导弹的发动机的喷口位于弹体内部，燃气流不是直接喷入环境的空气中，而是在与迎面气流中的空气混合后才从尾部喷出的，燃气的温度已经有了一定程度的下降，因而套管形导弹的红外信号特征也会相应的有所降低，使导弹的红外隐身能力得到提高。

方壳套管形导弹弹体的整体结构是一个框架结构，与现有技术的导弹的细长的外形相比，方壳套管形导弹的外形相对较为粗短，结构的刚性强度较好。这就提高了弹体在作高速机动飞行时的抗过载能力，有利于提高导弹的机动性能。

由于方壳套管形导弹弹体的水平面的面积较大，在飞行中依靠弹体自身就可以为导弹提供较大的升力而又不会产生额外的阻力，因而不需要安装弹翼。控制飞行姿态的水平控制面和垂直控制面可以安装在方壳套管壳体2的前缘和后缘的壁面内。

套管形导弹的良好气动外形和结构使它具备了超低阻力、高超音速、远程、雷达和红外隐身、高机动性、高过载等优良特性。这些优良特性对于各种战略、战术导弹都是非常有价值的。本发明可以应用于设计各种高超音速的套管形导弹，最具战略意义的是具有隐身性能的套管形高超音速远程战略巡航导弹。

Claims (10)

1.一种降低弹体激波阻力的弹体结构，其特征是，所述的弹体结构是一个由位于内部的弹芯体[1]和套在弹芯体[1]之外的套管壳体[2]构成的套管形弹体结构；弹芯体[1]和套管壳体[2]之间可以是直接连接，或通过若干条沿弹体轴向延伸的板条状的肋片[3]连接成为一个整体；

弹芯体[1]的形状是横截面面积从中间向两端由大变小的柱状体；套管壳体[2]的形状是横截面面积为等值的外壁面平直的管形壳体，或者是壳体前缘有一定程度向内收缩的入口处横截面面积小于套管壳体[2]最大横截面面积的直管形壳体；在弹芯体[1]和套管壳体[2]之间形成若干个由前向后先收缩后扩张的气流通道[15]；

弹芯体[1]的前端突出于套管壳体[2]前缘之前；弹芯体[1]前端突出于套管壳体[2]前缘的轴向距离h与套管壳体[2]前缘外壁面到弹体中轴线[16]的径向距离r所形成的比例关系使得上述套管形弹体在以等于或大于临界马赫数Ma_s的速度飞行时，超音速平直迎面气流在流经弹芯体[1]前端时产生的激波[14]与套管壳体[2]的前缘恰好会合或直接进入气流通道[15]之内，弹芯体[1]前端产生的激波[14]被限制在套管弹体的气流通道[15]内反射传播而不能扩散到套管形弹体之外的空气之中，套管形弹体前方被压缩的迎面气流通过套管形弹体内的气流通道[15]导入到套管形弹体尾部的低压空间；流管横截面面积等于套管形弹体横截面面积的平直迎面气流能够全部或部分从套管形弹体内的气流通道[15]内通过。

2.一种壳弹一体的低波阻弹体结构，包括套管形弹头、弹托[4]、装有底火的底座[6]和发射药[5]，其特征是所述的套管形弹头为权利要求1所述的套管形弹体结构，套管形弹头中的弹芯体[1]位于弹头的前部，整个套管形弹头的重心也位于弹头的前半部；在弹芯体[1]后端至套管壳体[2]尾部出口之间有一段空间用来安装弹托[4]和发射药[5]；

弹托[4]位于弹芯体[1]之后，与弹芯体[1]和套管壳体[2]内壁之间形成密封连接但不构成一个整体；弹托[4]在迎面气流的阻力作用下可以沿套管壳体[2]内部向后滑动并从套管壳体[2]尾部出口滑出；

套管壳体[2]的尾部与安装有底火的底座[6]密封连接，在弹芯体[1]之后的套管壳体[2]内从弹托[4]底部之后至底座[6]之间的空间内装有发射药[5]；弹药发射时，在发射药燃气的作用下套管壳体[2]可以与底座[6]分离。

3.一种安装有套管形弹头的弹药，包括弹头、弹托[4]、发射药[5]和弹壳[17]，其特征是所述的弹头为如权利要求1所述的套管形弹体结构，在套管形弹头后面与发射药[5]之间安装有弹托[4]。

4.一种套管火箭弹，其特征是，所述的火箭弹的前部是如权力要求1所述的套管形弹体结构，由弹芯体[1]、套管壳体[2]和若干条肋片[3]构成；弹芯体[1]包括引信[7]和战斗部[8]，在弹芯体[1]以后的套管壳体[2]内部装有圆环形横截面的圆管形的火箭发动机[9]；火箭发动机[9]的内部有一个圆形气流通道，火箭发动机[9]的喷口[10]位于其前端的气流通道内；在所述的圆形气流通道内可以安装火箭助推器[12]。

5.根据权利要求1、2、3、4所述的弹体结构，其特征是在所述的弹芯体[1]上或在气流通道[15]内可以安装有一个或多个固体或液体燃料的火箭喷气发动机[9]或冲压喷气发动机；发动机的喷口[10]可以位于气流通道[15]内，或位于弹芯体[1]的尾部；所安装的多个发动机可以是串联的或并联的。

6.如权利要求1、2、3、4所述的弹体结构，其特征是对于套管壳体[2]前缘向内收缩的弹体结构，套管壳体[2]前缘向内收缩后对平直迎面气流产生的迎角δ_k小于或等于20度；套管壳体[2]前缘入口处的横截面面积与套管壳体[2]最大横截面面积之比大于或等于80％。

7.如权利要求1、2、3、4所述的弹体结构，其特征是所述的弹芯体[1]的形状可以是流线形、船形、枣核形、纺锤形或阶梯形，或与之近似的形状；弹芯体[1]的头部或尾部的形状可以是尖削形的或圆钝形的。

8.如权利要求1、2、3、4所述的弹体结构，其特征是所述的肋片[3]的形状是一种沿套管形弹体中轴线[16]延伸的板条状的支撑结构；肋片[3]可以是与轴线[16]平行的平直形，也可以是与轴线[16]之间有一个倾斜角的螺旋形。

9.如权利要求1～7所述的弹体结构，其特征是所述的弹芯体[1]的横截面的形状可以是圆形、椭圆形，或三角形、矩形、菱形、三叉形、十字形、梯形，或与之近似的形状；套管壳体[2]的横截面的形状可以是圆形、椭圆形，或三角形、矩形、菱形、梯形形，或与之近似的形状；弹芯体[1]或套管壳体[2]可任意选择上述形状中的一种进行组合。

10.一种降低弹体激波阻力的方法，其特征是，将弹体的结构设计制造成为如权利要求1～9所记载的套管形弹体结构；

在发射时，将套管形弹体加速至等于或大于临界马赫数Mas的飞行速度，使弹芯体[1]前端产生的激波[14]与套管壳体[2]前缘恰好会合或进入到套管壳体[2]之内的气流通道[15]内，使激波[14]受到套管壳体[2]的限制而不能向周围的空气中扩散；将激波[14]限制在气流通道[15]内反射传播，将激波[14]中所蕴含的能量保留在流经气流通道[15]的气流中；将套管弹体前端被压缩的平直迎面超音速气流通过套管形弹体内的气流通道[15]导入到套管形弹体尾部的空间，使流管截面积等于套管形弹体横截面面积的平直迎面气流能够全部或部分从套管形弹体内的气流通道[15]内通过。

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