CN109441659B - 一种燃气方向可调的引射喷管结构的使用方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种燃气方向可调的引射喷管结构，包括引射筒(1)、安装架(3)、垂直舵(4)、水平舵(5)、垂直舵转轴(6)、水平舵转轴(7)，所述垂直舵(4)、水平舵(5)通过安装架(3)安装在引射筒(1)表面，垂直舵(4)可绕垂直舵转轴(6)转动，水平舵(5)可绕水平舵转轴(7)转动。本发明结构简单，充分利用了引射喷管和弹体之间有限空间；垂直、水平两组舵面能有效控制导弹的爬升降高和转弯机动；由于舵面位于引射喷管后部，减小了导弹本体的阻力，缩小了导弹外廓尺寸，提高了隐身性能。

Description

一种燃气方向可调的引射喷管结构的使用方法
技术领域
本发明属于喷管设计领域，具体涉及一种燃气方向可调的引射喷管结构。
背景技术
现阶段远程隐身巡航导弹和中远程战术空地导弹，主要选用涡喷/涡扇发动机作为主要动力装置，其发展趋势包括突防能力强，隐身性能高等方面，要求空面导弹飞行速度更快、飞行路径更有效，同时导弹本体体积和雷达反射面积更小。
通常情况下，在导弹上采用水平尾翼和垂直尾翼的机械结构来控制巡航飞行的方向和姿态，但会形成一定的雷达反射面，对于雷达隐身会有较大的影响；同时，由于翼面突出导弹本体，会增加导弹的外廓尺寸，而先进战斗机导弹发射舱空间有限，过大的外廓尺寸会对导弹挂载造成较大的限制和影响。
发明内容
本发明的目的：
设计一种燃气方向可调的引射喷管，既能保证导弹在飞行过程中进行各类方向机动，又能有效的减小导弹外廓尺寸并提高导弹的隐身性能。
本发明的技术方案：
本发明提供一种燃气方向可调的引射喷管结构，包括引射筒1、安装架3、垂直舵4、水平舵5、垂直舵转轴6、水平舵转轴7，所述垂直舵4、水平舵5通过安装架3安装在引射筒1表面，垂直舵4可绕垂直舵转轴6转动，水平舵5可绕水平舵转轴7转动。
所述的一种燃气方向可调的引射喷管结构，包括两个独立的垂直舵4安装于两个独立的垂直舵转轴6上，两个独立的水平舵5安装于两个独立的水平舵转轴7上。
所述的一种燃气方向可调的引射喷管结构，还包括两个驱动电机8，控制电缆9，所述驱动电机8包括两个动力控制单元，所述驱动电机8通过控制电缆9分别连接垂直舵转轴6和水平舵转轴7，分别驱动垂直舵4和水平舵5转动。
所述的一种燃气方向可调的引射喷管结构，还包括引射筒支脚2，引射筒1和三个引射筒支脚2焊接连接，引射筒支脚2通过螺钉连接固定在安装架3上。
本发明的优点：
本发明结构简单，充分利用了引射喷管和弹体之间有限空间；垂直、水平两组舵面能有效控制导弹的爬升降高和转弯机动；由于舵面位于引射喷管后部，减小了导弹本体的阻力，缩小了导弹外廓尺寸，提高了隐身性能。
附图说明：
图1是本发明正向平面结构示意图；
图2是本发明立体结构示意图；
其中包括：引射筒1、引射筒支脚2、安装架3、垂直舵4、水平舵5、垂直舵转轴6、水平舵转轴7，驱动电机8，控制电缆9。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步详细描述。
如图1、图2所示，引射筒1和三个引射筒支脚2焊接连接，引射筒支脚2通过螺钉连接固定在安装架3上；两个垂直舵4和两个水平舵5与其对应的垂直舵转轴6和水平舵转轴7相固定，通过套接方式固定在安装架3上；安装架3通过螺钉连接固定在导弹尾舱上，两个驱动电机8及其控制电缆9布置在引射筒1和导弹尾舱后端面之间，驱动电机8通过胶粘等方式固定在引射筒1外侧，每一个驱动电机8控制一个垂直舵4和一个水平舵5旋转。
本发明按下列步骤进行实施：
根据燃气涡轮发动机的推力和舵的转动角度范围，计算确定转轴转动角度与发动机推力在各矢量方向的大小关系；
根据驱动电机功率和转轴尺寸、力矩等参数确定驱动电压和转轴转动角度的关系；
根据导弹本体参数，结合上述1、2点的计算关系，确定导弹爬升降高角度对应水平舵转轴转动幅度的关系，确定转弯角度对应垂直舵转轴转动幅度的关系，同时计算出飞行所需的发动机推力；将对应关系式写入导弹飞行控制系统，实现导弹与该燃气方向可调的引射喷管结构的一体化设计。
导弹实际飞行过程中，根据任务规划，导弹飞行控制系统根据飞行要求，通过驱动电机对水平或垂直舵转轴进行控制，以转动不同的角度，从而改变燃气方向，调整导弹飞行方向和姿态。
本发明具体实现的方法和途径较多，以上所述仅仅是本发明的优选实施方案，对于本技术领域的技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应被视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。

Claims (2)

1.一种燃气方向可调的引射喷管结构的使用方法，其特征在于，该引射喷管结构包括：引射筒(1)、安装架(3)、垂直舵(4)、水平舵(5)、垂直舵转轴(6)、水平舵转轴(7)，所述垂直舵(4)、水平舵(5)通过安装架(3)安装在引射筒(1)表面，垂直舵(4)可绕垂直舵转轴(6)转动，水平舵(5)可绕水平舵转轴(7)转动；
包括两个独立的垂直舵(4)安装于两个独立的垂直舵转轴(6)上，两个独立的水平舵(5)安装于两个独立的水平舵转轴(7)上；
还包括两个驱动电机(8)，控制电缆(9)，所述驱动电机(8)包括两个动力控制单元，所述驱动电机(8)通过控制电缆(9)分别连接垂直舵转轴(6)和水平舵转轴(7)，分别驱动垂直舵(4)和水平舵(5)转动；
该使用方法包括：根据燃气涡轮发动机的推力和舵的转动角度范围，计算确定垂直舵转轴(6)和水平舵转轴(7)的转动角度与发动机推力在各矢量方向的大小关系；
根据驱动电机(8)的功率和垂直舵转轴(6)和水平舵转轴(7)的尺寸和力矩确定驱动电压和转轴转动角度的关系；
根据导弹本体参数，结合上述计算关系，确定导弹爬升降高角度对应水平舵转轴转动幅度的关系，确定转弯角度对应垂直舵转轴转动幅度的关系，同时计算出飞行所需的发动机推力；将对应关系式写入导弹飞行控制系统。
2.根据权利要求1所述的一种燃气方向可调的引射喷管结构的使用方法，其特征在于，该引射喷管结构还包括引射筒支脚(2)，引射筒(1)和三个引射筒支脚(2)焊接连接，引射筒支脚(2)通过螺钉连接固定在安装架(3)上。
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