CN102155885A - 一种巡航式靶弹 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种巡航式靶弹，包括依次连接的巡航段和助推段，所述巡航段包括依次连接的头罩、舵机舱、电气舱、控制舱和套筒舱，所述头罩为抛物线形的旋转体，所述套筒舱内设置有巡航发动机；所述助推段内设置有助推发动机。本发明通过助推发动机和巡航发动机的自主设计，可以大幅度降低成本，而且未来核心部件批生产不受国外出口限制等因素的影响。该巡航式靶弹的巡航速度≥0.7Ma，可靠性在0.85左右，性能远远高于国内其它的靶弹或靶机。由于大多数零部件都是机加工件，结构简单，加工周期性短，可靠性高，加工成本低。

Description

一种巡航式靶弹
技术领域
本发明涉及武器试验技术领域，特别是涉及一种用于模拟各种导弹的飞行特性、飞行参数等的巡航式靶弹。
背景技术
目前国内靶弹种类偏少，可靠性较低，经常出现脱靶现象，不能满足多种需求。靶弹用做部队训练，属于消耗品，成本不能太高。而国内的导弹军工部门对靶弹这种研发投入经费少、技术难度较高、利润小的项目，要么不感兴趣，要么研发报价太高，阻碍了部队对这一急需产品的装备和使用。个别非正规单位虽对靶标项目感兴趣，但技术力量又太薄弱，难以提供可用的靶弹。
目前已有的一些靶标产品大多采用涡喷发动机为动力。从成本考虑，目前25公斤至50公斤推力的涡喷发动机还主要依赖进口，价格在十万至几十万元，成为靶弹成本控制的瓶颈，而国内的相应产品还没有批生产，或者价格更高而可靠性却不及国外产品。
国外的靶弹产品进口一般受限，即使能引进来，成本比国产的正规导弹还要高，使用和维护成本也较高。
由于长期受弹道导弹威胁，我国现有的靶弹主要是在退役导弹基础上自主研发的，主要包括“重霄”系列和“图强”系列两大靶弹体系。60年代在海鹰系列反舰导弹基础上又研制成功“海鹰一号”靶弹。以上几种型号的靶弹基于实弹改制，难以降低成本。用于部队打靶训练花费过高，部队不易接受，而且退役导弹性能较落后，难以模拟现有威胁目标的战术特性，适用性差。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是如何提高巡航式靶弹的性能并降低成本以有效模拟目标导弹的战术性能。
(二)技术方案
为解决上述技术问题，提供一种巡航式靶弹，包括依次连接的巡航段和助推段，所述巡航段包括依次连接的头罩、舵机舱、电气舱、控制舱和套筒舱，所述头罩为抛物线形的旋转体，所述套筒舱内设置有巡航发动机；所述助推段内设置有助推发动机。
优选地，所述舵机舱、电气舱、控制舱和套筒舱均为圆筒结构，并依次套接在一起。
优选地，在所述巡航发动机的前端安装有球头，在套筒舱的前端安装有与所述球头配合的球窝；套筒舱与巡航发动机的后端通过法兰连接。
优选地，所述球窝设计成底座凸向球头，并且具有加强筋。
优选地，所述头罩内安装有龙伯球透镜。
优选地，所述助推段与所述巡航段通过连接件连接，所述连接件的前端与巡航段套接，所述连接件的后端与助推段套接。
优选地，所述连接件上设置有切割组件。
优选地，在所述舵机舱的外部对称设置有两片鸭翼，每片所述鸭翼分别通过传动轴与所述舵机舱连接。
优选地，在所述套筒舱的外部对称设置有水平翼，所述水平翼包括上、下壁板以及位于所述上、下壁板之间的加强筋。
优选地，在所述套筒舱的外部还设置有垂尾，所述垂尾包括加强筋，且所述水平翼设置为关于所述垂尾对称。
优选地，所述助推段的外部对称设置有四个安定面，所述安定面包括采用网格方式布置的加强筋。
优选地，所述巡航发动机包括第一燃烧室、第一点火器、第一喷管，所述第一喷管与所述第一燃烧室的尾端连接，所述第一点火器位于所述第一喷管内，所述第一燃烧室与所述第一喷管之间通过所述第一密封圈密封。
优选地，所述助推发动机包括第二燃烧室、第二点火器、第二喷管，所述第二点火器位于所述第二燃烧室的前端，所述第二喷管与所述第二燃烧室的尾端连接，所述第二燃烧室与所述第二喷管之间通过所述第二密封圈密封。
(三)有益效果
本发明将巡航式靶弹设计为两级串联式固体发动机的方案，两级依次为助推级和巡航级。其中助推级工作时间较短，主要用于提供靶弹飞行动能；巡航级实现靶弹的长时间巡航，完成靶弹相应的战术演习要求。助推级工作完毕后，通过冷分离方式，抛离靶弹主体，以节约能量并减少控制难度。通过助推发动机和巡航发动机的自主设计，可以大幅度降低成本，而且未来核心部件批生产不受国外出口限制等因素的影响。该巡航式靶弹的巡航速度≥0.7Ma，可靠性在0.85左右，性能远远高于国内其它的靶弹或靶机。由于大多数零部件都是机加工件，结构简单，加工周期性短，可靠性高，加工成本低。
附图说明
图1是依据本发明实施例的巡航式靶弹的结构示意图；
图2a和图2b分别是依据本发明实施例的巡航式靶弹的套筒舱内部结构图，以及球头/球窝配合示意图；
图3是依据本发明实施例的巡航式靶弹的龙伯球安装示意图；
图4是依据本发明实施例的巡航式靶弹的连接件的结构示意图；
图5a和图5b分别是依据本发明实施例的巡航式靶弹的鸭翼结构示意图和鸭翼装配示意图；
图6a是依据本发明实施例的巡航式靶弹的水平翼的主翼面示意图；
图6b是依据本发明实施例的巡航式靶弹的水平翼的副翼转轴图；
图6c是依据本发明实施例的巡航式靶弹的水平翼装配示意图；
图7a是依据本发明实施例的巡航式靶弹的垂尾结构示意图；
图7b是依据本发明实施例的巡航式靶弹的垂尾装配示意图；
图8a是依据本发明实施例的巡航式靶弹的安定面外形图；
图8b是依据本发明实施例的巡航式靶弹的安定面装配图；
图9是依据本发明实施例的巡航式靶弹的巡航发动机的结构示意图；
图10是依据本发明实施例的巡航式靶弹的助推发动机的结构示意图。
其中，1：头罩；2：巡航段；3：助推段；4：舵机舱；5：电气舱；6：控制舱；7：套筒舱；8：鸭翼；9：水平翼；10：垂尾；11：安定面；12：连接件；13：腹鳍；14：球窝；15：球头；16：巡航发动机；17：助推发动机；18：头锥连接环；19：龙伯球；20：支架体；21：塑料底座；22：螺钉。
具体实施方式
下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。
如图1所示，本发明提供了一种巡航式靶弹，弹长2669mm，外径Φ200mm，包括依次连接的巡航段2和助推段3。从靶弹顶端开始，依次分布三组翼面，即两片全动鸭翼8；巡航段2的一片垂尾10和两片水平翼9，垂尾10和两片水平翼9分别设置有方向舵和副翼，在水平翼9的下方还有两片腹鳍13；助推段3上设置呈X字形的四片安定面11。靶弹的主升力面为巡航段，操纵面主要布置在巡航段上，保证了对巡航级转弯和平飞的稳定和控制。巡航段2包括依次连接的头罩1、舵机舱4、电气舱5、控制舱6和套筒舱7，套筒舱7内设置有巡航发动机16；助推段3内设置有助推发动机17。头罩1优选设计为抛物线形的旋转体，以减小头部气动阻力。舵机舱4、电气舱5、控制舱6和套筒舱7优选采用机械加工为圆筒结构，并依次套接在一起。在对接部位，制出配合表面，两舱段相互套入，沿圆周用螺钉连接起来。
如图2a所示，巡航发动机16设置在套筒舱7内；套筒舱7与巡航发动机16采用球头和球窝结构的连接方式，如图2b所示，在巡航发动机16的前端安装有球头15，相应地在套筒舱7的前端安装有与球头15配合的球窝14，在套筒舱7与巡航发动机16的后端采用法兰连接方式。球窝14可以设计成底座凸向球头，并且具有加强筋。
如图3所示，头罩1内安装有龙伯球透镜，用于透波需要。龙伯球安装组件由头锥连接环18、龙伯球19、支架体20、塑料底座21和螺钉22组成。龙伯球19通过支架体20和塑料底座21固定，支架体20和塑料底座21采用软钢丝绳连接，支架体20通过螺钉固定在头锥连接环上。
助推段3与巡航段2通过连接件12连接，连接件12采用整体结构，如图4所示，连接件12的前端与巡航段2套接，连接件12的后端与助推段3套接，套接的方式为沿圆周通过螺钉径向固定。连接件12的主要功能是在靶弹助推工作时连接助推段3和巡航段2，由于切割组件、脱插装置也安装在连接件12上，当助推发动机工作结束时，切割组件工作，连接件12被切割成两半，巡航段2和助推段3分离。
如图5a和图5b所示，在舵机舱4的外部对称设置有两片鸭翼8，鸭翼8为全动式舵面，舵机安装在弹身容腔内，通过一套齿轮装置将扭矩传到一根传动轴上，传动轴直接与两个舵面连接，将扭矩传到舵面上。
如图6a-6c所示，在套筒舱7的外部对称设置有水平翼9，水平翼9包括上、下壁板以及位于上、下壁板之间的加强筋，加强筋的布置形式为辐射梁式和网格式组合形式。此种组合方式是整体加工，可以使加强筋可以合适布置，承载能力大，气动外形较好，结构简单，材料单一，装配工作量小，生产率高，成本低。如图6a所示。上、下壁板通过铆钉进行连接，铆钉头在上壁板，并沉到沉孔中，拧好后用腻子填平。副翼通过副翼的两个叉形接头与主翼连接，如图6b所示，副翼安装在主翼面上之后，再将已经装好舵机的固定架从侧面装到主翼上，舵机的轴插到副翼的孔中，再将舵机固定销插入，用螺母拧紧。
如图7a-图7b所示，在套筒舱7的外部还设置有垂尾10，垂尾10加强筋，水平翼9设置为关于垂尾10对称。垂尾的设计为组合整体式，内部加强筋布置为网格式。副翼转轴、副翼接头、接头固定块、舵机固定架、舵机固定销、固定销用垫板与水平翼9的完全相同。除了主翼和副翼之外，水平翼9和垂尾10中唯一不能通用的是舵机整流罩，垂尾10的整流罩要比水平翼9的长，前端的开口比水平翼9小。
如图8a-图8b所示，助推段3的外部对称设置有四个安定面11，安定面11加强筋，加强筋采用网格布置方式。安定面11的外形为平直翼，结构比较简单，采用组合整体式。加强筋采用网格布置方式。主强筋与根弦的交汇处为安定面11的主接头，通过叉形耳片与弹体连接，耳片则焊于弹体上。
如图9所示，巡航发动机16包括第一燃烧室23、第一点火器24、第一喷管25和第一密封圈26，第一喷管25与所述第一燃烧室23的尾端连接，第一点火器24位于第一喷管25内，第一燃烧室23与所述第一喷管25之间通过第一密封圈26密封。其中前连接件焊接于巡航发动机圆筒段；前封头与巡航发动机前连接件通过前螺套连接；中间采用O型圈实现密封功能；后连接件焊接于巡航发动机圆筒段尾部；喷管与后连接件通过后螺套连接；同样采用O型圈实现密封；第一点火器粘贴在第一喷管的收敛段内。
根据发动机工作时间、壳体长度及推进剂燃速，结合发动机喷管外形结构要求，确定喷管初始喉径为Φ9.3mm。根据发动机结构及工作时间要求，装药采用整体柱装药，端面燃烧。第一密封圈主要采用螺套连接、O型圈密封，其结构简单，连接密封可靠。
如图10所示，助推发动机17包括第二燃烧室27、第二点火器28、第二喷管29和第二密封圈30，第二点火器28位于第二燃烧室27的前端，第二喷管29与第二燃烧室27的尾端连接，第二燃烧室27与第二喷管29之间通过第二密封圈30密封。前封头与后封头焊接组成助推发动机燃烧室的壳体；喷管与后封头通过螺钉进行连接，采用O型圈密封；点火器与前封头螺纹连接，采用O型圈密封。喷管初始喉径为Φ48mm，喷管出口内径为Φ120mm。装药采用孔槽形装药，药柱内孔面燃烧。连接密封结构主要采用螺钉连接、O型圈密封，其结构简单，连接密封可靠。
由以上实施例可以看出，本发明将巡航式靶弹设计为两级串联式固体发动机的方案，两级依次为助推级和巡航级。其中助推级工作时间较短，主要用于提供靶弹飞行动能；巡航级实现靶弹的长时间巡航，完成靶弹相应的战术演习要求。助推级工作完毕后，通过冷分离方式，抛离靶弹主体，以节约能量并减少控制难度。通过助推发动机和巡航发动机的自主设计，可以大幅度降低成本，而且未来核心部件批生产不受国外出口限制等因素的影响。该巡航式靶弹的巡航速度≥0.7Ma，可靠性在0.85左右，性能远远高于国内其它的靶弹或靶机。由于大多数零部件都是机加工件，结构简单，加工周期性短，可靠性高，加工成本低。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。

Claims (13)

1.一种巡航式靶弹，其特征在于，包括依次连接的巡航段和助推段，所述巡航段包括依次连接的头罩、舵机舱、电气舱、控制舱和套筒舱，所述头罩为抛物线形的旋转体，所述套筒舱内设置有巡航发动机；所述助推段内设置有助推发动机。
2.如权利要求1所述的巡航式靶弹，其特征在于，所述舵机舱、电气舱、控制舱和套筒舱均为圆筒结构，并依次套接在一起。
3.如权利要求1所述的巡航式靶弹，其特征在于，在所述巡航发动机的前端安装有球头，在套筒舱的前端安装有与所述球头配合的球窝；套筒舱与巡航发动机的后端通过法兰连接。
4.如权利要求3所述的巡航式靶弹，其特征在于，所述球窝设计成底座凸向球头，并且具有加强筋。
5.如权利要求1所述的巡航式靶弹，其特征在于，所述头罩内安装有龙伯球透镜。
6.如权利要求1所述的巡航式靶弹，其特征在于，所述助推段与所述巡航段通过连接件连接，所述连接件的前端与巡航段套接，所述连接件的后端与助推段套接。
7.如权利要求6所述的巡航式靶弹，其特征在于，所述连接件上设置有切割组件。
8.如权利要求2所述的巡航式靶弹，其特征在于，在所述舵机舱的外部对称设置有两片鸭翼，每片所述鸭翼分别通过传动轴与所述舵机舱连接。
9.如权利要求1所述的巡航式靶弹，其特征在于，在所述套筒舱的外部对称设置有水平翼，所述水平翼包括上、下壁板以及位于所述上、下壁板之间的加强筋。
10.如权利要求9所述的巡航式靶弹，其特征在于，在所述套筒舱的外部还设置有垂尾，且所述水平翼设置为关于所述垂尾对称。
11.如权利要求1所述的巡航式靶弹，其特征在于，所述助推段的外部对称设置有四个安定面，所述安定面具有采用网格方式布置的加强筋。
12.如权利要求1所述的巡航式靶弹，其特征在于，所述巡航发动机包括第一燃烧室、第一点火器、第一喷管，所述第一喷管与所述第一燃烧室的尾端连接，所述第一点火器位于所述第一喷管内，所述第一燃烧室与所述第一喷管之间通过所述第一密封圈密封。
13.如权利要求1所述的巡航式靶弹，其特征在于，所述助推发动机包括第二燃烧室、第二点火器和第二喷管，所述第二点火器位于所述第二燃烧室的前端，所述第二喷管与所述第二燃烧室的尾端连接，所述第二燃烧室与所述第二喷管之间通过所述第二密封圈密封。
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