CN109253666B - 一种低成本模拟训练火箭 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种低成本模拟训练火箭，采用实弹射击训练方式，能够有效提高部队的实弹训练效果，且成本低。该模拟训练火箭包括：安全着陆系统、仪器舱、固体火箭发动机、导向器和尾翼组件。安全着陆系统采用降落伞方式实现火箭残骸的安全着陆，采用活塞式分离开伞机构。仪器舱内部设置有用于对全弹的质心进行调节配重块、用于实现对安全着陆系统1的安全点火的箭上时序控制器；固体火箭发动机为火箭飞行提供动力。该训练火箭采用降落伞方式实现残骸安全着陆，从而避免了弹体残骸对地面人员和设施的伤害或破坏，采用时序控制器控制时序，相比于火工延时装置时序控制准确；采用过载启动的方式，提高了火箭安全性。

Description

一种低成本模拟训练火箭

技术领域

本发明涉及一种训练火箭，具体涉及一种低成本模拟训练火箭，属于部队训练工具。

背景技术

模拟训练火箭是一种可以通过模拟整个导弹发射过程从而达到导弹发射训练效果，进而提高部队战斗力的训练火箭。

导弹等武器装备列装部队后，部队会开展日常训练以提高战斗力。但由于导弹成本很高，训练场地有限，实弹训练和试验不可能大量展开，很多部队一年仅1、2发的实弹指标。目前，国内外通行的方法是使用模拟训练设备代替实弹进行训练。模拟训练设备主要有三类：一类是携带真实导弹的导引头安装在模拟训练弹上，仿真度最高，但成本很高，不利于部队大规模装备和日常训练；第二类是采用虚拟现实技术，使用计算机产生三维场景并投影在大屏幕上，射手在室内完成训练，该系统的特点是仿真性强，但传感器等设备成本昂贵，维护费用高，未在部队推广使用；第三类是使用软件进行仿真计算，以模拟训练，该类型模拟训练火箭系统通常由操作模拟系统、仿真辅助决策系统和教学演示系统三部分组成；其中操作模拟系统完成对操作手训练工作，仿真与辅助决策系统完成对指挥员的训练工作，教学演示系统完成辅助教学工作。操作模拟系统通常由发射车、电子训练弹和训练模拟器三部分组成。通过该系统可以完成火箭的运输、检测、发射前准备等训练工作。但导弹发射却无法进行实物仿真，训练员按下发射按钮后，系统就进入仿真环节，操作员实际发射体验感不强，训练效果较差。因此有必要研究新的低成本模拟训练火箭以提高部队的实弹训练效果。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种低成本模拟训练火箭，能够模拟导弹实弹发射过程，从而提高部队实弹发射训练效果，且成本低。

所述的低成本模拟训练火箭，其特征在于，包括：依次同轴相连的安全着陆系统、仪器舱和固体火箭发动机以及设置在所述固体火箭发动机尾部的导向器和尾翼组件；

所述安全着陆系统包括：伞舱壳体、设置在所述伞舱壳体端部与所述伞舱壳体通过剪切销相连的底座组件、设置在所述伞舱壳体和底座组件连接处的隔离板、位于所述伞舱壳体内部的小伞组件和主降落伞组件；所述小伞组件与所述伞舱壳体固接，所述小伞组件通过连接绳与所述主降落伞组件相连；所述底座组件内部设置有活塞、用于产生燃气以推动活塞向所述伞舱壳体与底座组件的连接处运动以破坏所述剪切销的黑火药以及用于对所述活塞的运动起导向作用的导向柱；所述导向柱同轴设置在活塞的中心孔内，其一端与所述底座组件相连，另一端穿过所述隔离板与伞舱壳体内的主降落伞组件相连；

所述仪器舱与所述安全着陆系统中的底座组件相连，其内部设置有用于对调节火箭质心的配重块和用于控制所述黑火药点火的控制器；

所述固体火箭发动机用于为火箭飞行提供动力。

用于控制所述黑火药点火的控制器为箭上时序控制器；所述箭上时序控制器和配重块均固定在仪器舱壳体内部；

所述箭上时序控制器包括过载开关和时序控制器，所述过载开关在检测到固体火箭发动机推力产生的过载后启动所述时序控制器；所述时序控制器在启动后开始计时，设定时间后控制点火部件对所述黑火药进行点火；

同时在所述仪器舱壳体尾部设置有用于实现仪器舱与固体火箭发动机连接的转接头。

所述固体火箭发动机包括：发动机壳体以及位于发动机壳体内部的前接头组件、点火器、药柱组件、挡药板、喷管和喷管堵盖；所述前接头组件安装在所述发动机壳体内部前端，用于实现与仪器舱的连接；用于点燃所述药柱组件的点火器安装在所述前接头组件中心孔内，在所述发动机壳体内部后端设置喷管，所述喷管一端位于所述发动机壳体内部，与所述发动机壳体连接；另一端伸出发动机壳体；在所述喷管伸出发动机壳体一端的喇叭口内部粘接有喷管堵盖；所述喷管位于发动机壳体内部一端的端部设置有挡药板；所述药柱组件位于喷管与前接头组件之间。

有益效果：

(1)该训练火箭采用实弹射击训练方式，训练逼真性大大提高。

(2)由于火箭采用降落伞方式实现残骸安全着陆，残骸最大着陆速度不大于10m/s，从而避免了弹体残骸对地面人员和设施的伤害或破坏。

(3)火箭采用时序控制器控制时序，相比于火工延时装置时序控制准确。

(4)火箭采用过载启动的方式，提高了火箭安全性。

(5)火箭可以进行随筒运输，避免训练现场装填，使用方便。

(6)火箭贮存、运输过程中均处于短路状态且不带电，安全可靠。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明中的安全着陆系统结构示意图；

图3为本发明中的仪器舱结构示意图；

图4为本发明中的时序控制器组件结构示意图；

图5为本发明中的固体火箭发动机结构剖视图；

图6为本发明中的导向器结构示意图；

图7为本发明中的尾翼结构示意图。

其中：1-安全着陆系统、2-仪器舱、3-固体火箭发动机、4-导向器、5-尾翼组件、6-伞舱壳体、7-小伞组件、8-主降落伞组件、9-隔离板、10-底座组件、11-黑火药、12-活塞、13-缓冲垫、14-止动圈、15-导向柱、16-仪器舱壳体、17-配重块、18-箭上时序控制器、19-转接头、20、时序控制器壳体、21-端盖、22-电路板组件、23-密封垫、24-前接头组件、25-发动机壳体、26-点火器、27-药柱组件、28-挡药板、29-喷管、30-喷管堵盖

具体实施方式

下面结合附图和实施例，对本发明作进一步的详细说明。

本实施例提供一种低成本模拟训练火箭，采用实弹射击训练方式，能够有效提高部队的实弹训练效果，且成本低。

参见附图1，该模拟训练火箭包括：安全着陆系统1、仪器舱2、固体火箭发动机3、导向器4和尾翼组件5。其中仪器舱2一端与安全着陆系统1通过螺纹同轴连接在一起，另一端与固体火箭发动机3的前端通过螺纹同轴连接在一起，固体火箭发动机3的后端依次与导向器4和尾翼组件5同轴粘接在一起。其中导向器4为环形结构，其外圆周面上设置有三角形凸起，如图6所示，该三角形凸起通过与发射架上闭锁机构配合，对火箭起限位作用。尾翼组件5对箭体飞行起稳定作用，包括用于和导向器4同轴粘结的锥台形壳体(锥台形壳体的大端与导向器4连接)以及沿周向均布在壳体外圆周面的四片尾翼，如图7所示，尾翼组件5为整体注塑成型，四片尾翼呈X型布局。

参见附图2，安全着陆系统1采用降落伞方式实现火箭残骸的安全着陆，采用活塞式分离开伞机构。具体为：安全着陆系统1包括：伞舱壳体6、小伞组件7、主降落伞组件8、隔离板9、底座组件10、黑火药11、活塞12、缓冲垫13、止动圈14和导向柱15。伞舱壳体6内部用于装填小伞组件7和主降落伞组件8；小伞组件7与伞舱壳体6固接，小伞组件7与主降落伞组件8通过一根细线相连。伞舱壳体6的末端通过剪切销与底座组件10相连，底座组件10内部设置有活塞12和用于产生燃气以推动活塞12向前运动(即向伞舱壳体6与底座组件10的连接处运动)的黑火药11。同时在底座组件10上安装有导向柱15，导向柱15同轴设置在活塞12的中心孔内，用于在活塞12向前运动时起导向作用。导向柱15的一端通过螺母与底座组件10相连，另一端穿过设置在伞舱壳体6和底座组件10连接处的隔离板9与伞舱壳体6内的主降落伞组件8相连。隔离板9用于隔离黑火药11燃烧产生的燃气，防止燃气进入伞舱壳体6。在导向柱15套装有相对的止动圈14和缓冲垫13，其中止动圈14位于隔离板9端面，缓冲垫13位于活塞12端面，当活塞12向前运动到位后，止动圈14和缓冲垫13相撞，避免直接撞击隔离板9。安全着陆系统工作时，黑火药11被点燃，产生燃气，推动活塞12在导向柱15的导向下向前运动，活塞12撞击伞舱壳体6与底座组件10连接处的台阶，使伞舱壳体6与底座组件10销钉连接处被破坏，伞舱壳体6向前运动，将小伞组件7和主降落伞组件8拉出舱体外，当降落伞拉直后，连接小伞组件7和主降落伞组件8的细线被拉断，两部分实现分离。之后，小伞组件7带着伞舱壳体6安全降落，主降落伞组件8带着火箭残骸安全降落，从而避免了弹体残骸对地面人员和设施的伤害或破坏。

参见附图3，仪器舱2包括：仪器舱壳体16以及位于仪器舱壳体16内部的配重块17、箭上时序控制器18和转接头19。其中仪器舱壳体16为圆柱形壳体，与安全着陆系统1中的底座组件10相连，配重块17为圆柱体，通过螺钉与仪器舱壳体16相连，用于对全弹的质心进行调节。转接头19设置在仪器舱2的尾部，用于实现仪器舱2与固体火箭发动机3的连接。箭上时序控制器18通过螺钉与仪器舱壳体16相连，箭上时序控制器18用于控制安全着陆系统1的工作时序，包括：时序控制器壳体20、端盖21和电路板组件22，参见附图4。其中时序控制器壳体20同轴套装在仪器舱壳体16内部，并与仪器舱壳体16螺纹连接，时序控制器壳体20一端加工有过孔，另一端开口处安装端盖21。电路板组件22通过螺纹紧固在时序控制器壳体20内部的环形凸台上，电路板组件22上设置有过载开关和时序控制器，用于实现对安全着陆系统1的安全点火(即对安全着陆系统1中的黑火药11点火)；具体为：火箭发射时，固体火箭发动机点火后，由于发动机推力产生过载，箭上时序控制器18上的过载开关检测到过载后启动，时序控制器开始计时，5s后，控制点火部件对安全着陆系统1的火工品(即黑火药)进行点火，使安全着陆系统1开始工作。

参见附图5，本实施例中固体火箭发动机3采用准自由填装式固体火箭发动机，既符合自由填装式固体火箭工作原理，又不能自由装填药柱的发动机，固体火箭发动机3用于为火箭飞行提供动力，包括：发动机壳体25以及位于发动机壳体25内部的前接头组件24、点火器26、药柱组件27、挡药板28、喷管29和喷管堵盖30。其中发动机壳体25为一圆柱形玻璃钢壳体，玻璃钢壳体相较于金属壳体质量较轻，并且能够满足强度要求。前接头组件24位于发动机壳体25内部前端，与发动机壳体25内圆周面螺纹连接。点火器26旋拧入(螺纹连接)前接头组件24内部，并通过密封垫23密封。发动机壳体25内部后端设置喷管29，喷管29一端位于发动机壳体25内部，与发动机壳体25内圆周面螺纹连接；另一端伸出发动机壳体25。在喷管29伸出发动机壳体25一端的喇叭口内部粘接有喷管堵盖30。喷管29位于发动机壳体25内部一端的端部粘接有挡药板28。药柱组件27位于喷管29与前接头组件24之间，通过喷管29与前接头组件24进行轴向限位。

药柱组件27采用双铅-2双基药柱，药型为星孔型，药柱不包覆，发动机工作时间较短、初始推力大，若要满足要求，药柱需要较大的初始燃面。由于采用传统的管型、星型内燃药柱，由于工作时间较短，肉厚太小，药柱容易产生裂纹等问题。同时，由于研制周期较短，若设计新的药型，加工药柱模具耗费时间太长。基于此，最后确定，药柱组件27采用内外燃的燃烧方式，大大增加了发动机初始燃面，满足了初始大推力要求。这样既避免了加工新的药柱模具，又解决了肉厚太小的问题。

综上，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种低成本模拟训练火箭，其特征在于，包括：依次同轴相连的安全着陆系统(1)、仪器舱(2)和固体火箭发动机(3)以及设置在所述固体火箭发动机(3)尾部的导向器(4)和尾翼组件(5)；

所述安全着陆系统(1)包括：伞舱壳体(6)、设置在所述伞舱壳体(6)端部与所述伞舱壳体(6)通过剪切销相连的底座组件(10)、设置在所述伞舱壳体(6)和底座组件(10)连接处的隔离板(9)、位于所述伞舱壳体(6)内部的小伞组件(7)和主降落伞组件(8)；所述小伞组件(7)与所述伞舱壳体(6)固接，所述小伞组件(7)通过连接绳与所述主降落伞组件(8)相连；所述底座组件(10)内部设置有活塞(12)、用于产生燃气以推动活塞(12)向所述伞舱壳体(6)与底座组件(10)的连接处运动以破坏所述剪切销的黑火药(11)以及用于对所述活塞(12)的运动起导向作用的导向柱(15)；所述导向柱(15)同轴设置在活塞(12)的中心孔内，其一端与所述底座组件(10)相连，另一端穿过所述隔离板(9)与伞舱壳体(6)内的主降落伞组件(8)相连；

所述仪器舱(2)与所述安全着陆系统(1)中的底座组件(10)相连，其内部设置有用于对调节火箭质心的配重块(17)和用于控制所述黑火药(11)点火的控制器；

所述固体火箭发动机(3)用于为火箭飞行提供动力；

用于控制所述黑火药(11)点火的控制器为箭上时序控制器(18)；所述箭上时序控制器(18)和配重块(17)均固定在仪器舱壳体(16)内部；

所述箭上时序控制器包括过载开关和时序控制器，所述过载开关在检测到固体火箭发动机推力产生的过载后启动所述时序控制器；所述时序控制器在启动后开始计时，设定时间后控制点火部件对所述黑火药(11)进行点火；

同时在所述仪器舱壳体(16)尾部设置有用于实现仪器舱(2)与固体火箭发动机(3)连接的转接头(19)。

2.如权利要求1所述的低成本模拟训练火箭，其特征在于，所述固体火箭发动机(3)包括：发动机壳体(25)以及位于发动机壳体(25)内部的前接头组件(24)、点火器(26)、药柱组件(27)、挡药板(28)、喷管(29)和喷管堵盖(30)；所述前接头组件(24)安装在所述发动机壳体(25)内部前端，用于实现与仪器舱(2)的连接；用于点燃所述药柱组件(27)的点火器(26)安装在所述前接头组件(24)中心孔内，在所述发动机壳体(25)内部后端设置喷管(29)，所述喷管(29)一端位于所述发动机壳体(25)内部，与所述发动机壳体(25)连接；另一端伸出发动机壳体(25)；在所述喷管(29)伸出发动机壳体(25)一端的喇叭口内部粘接有喷管堵盖(30)；所述喷管(29)位于发动机壳体(25)内部一端的端部设置有挡药板(28)；所述药柱组件(27)位于喷管(29)与前接头组件(24)之间。

3.如权利要求2所述的低成本模拟训练火箭，其特征在于，所述药柱组件(27)采用双铅-2双基药柱，药型为星孔型，且采用内外燃的燃烧方式。

4.如权利要求1、2或3所述的低成本模拟训练火箭，其特征在于，所述安全着陆系统(1)中还包括套装在所述导向柱(15)上的止动圈(14)和缓冲垫(13)，所述止动圈(14)和缓冲垫(13)分别位于所述隔离板(9)和所述活塞(12)相对的两端面上。

5.如权利要求1、2或3所述的低成本模拟训练火箭，其特征在于，所述导向器(4)为环形结构，其外圆周面上设置有三角形凸起，所述三角形凸起通过与发射架上闭锁机构配合，对火箭起限位作用。

6.如权利要求1、2或3所述的低成本模拟训练火箭，其特征在于，所述尾翼组件(5)包括用于和导向器(4)同轴粘结的锥台形壳体以及沿周向均布在壳体外圆周面的四片尾翼。

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