CN111189363A - 一种直翼飞行稳定器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及弹箭设计领域，尤其涉及一种直翼飞行稳定器,包括稳定支架、尾翼片、连接所述稳定支架和尾翼片的翼轴及使所述尾翼片展开的弹簧；所述稳定支架为圆筒形；所述尾翼片为直板状；所述尾翼片沿所述稳定支架圆周均匀设置多个，所述尾翼片轴线与所述稳定支架圆心重叠合,本发明能更好地提高弹箭结构的飞行稳定性。

Description

一种直翼飞行稳定器

技术领域

本发明涉及弹箭设计领域，尤其涉及一种直翼飞行稳定器。

背景技术

受到原苏联设计理念的影响，我国早期的弹箭稳定器均采用了卷弧翼设计。随着科学技术和综合国力的发展，设计能力增强，同口径的弹箭射程和威力已经处于世界先进水平，但是其设计裕度亦愈来愈小，尤其是在高海拔条件下大射角射击时常发生弹道失稳现象，掉弹事故屡见不鲜。对于掉弹事故的原因进行逐一排查，目前，比较统一的结论认为高海拔射击条件下卷弧翼的马格努斯力矩对主动段的影响很大，容易造成弹道失稳。为了解决这个问题，减小马格努斯力矩效应成为弹箭总体设计的关键技术。

发明内容

本发明的目的是提供一种直翼飞行稳定器，以解决上述问题，能更好地提高弹箭结构的飞行稳定性。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种直翼飞行稳定器，包括稳定支架、尾翼片、连接所述稳定支架和尾翼片的翼轴及使所述尾翼片展开的弹簧；所述稳定支架为圆筒形；所述尾翼片为直板状；所述尾翼片沿所述稳定支架圆周均匀设置多个，所述尾翼片轴线与所述稳定支架圆心重合。这种结构使得翼片对稳定支架圆心即弹轴的力矩为零，能有效减小气动力作用后弹体的转速。

优选的，所述尾翼片一侧端部设置有支耳，所述支耳上开设有尾翼安装孔，所述支耳固定设置有楔形销。

优选的，所述尾翼片远离所述支耳边缘设置有倒角，所述尾翼片远离所述楔形销边缘设置有倒角。

优选的，所述稳定支架外表面设置有与所述支耳相匹配的第一安装耳、第二安装耳及第三安装耳，所述第一安装耳、第二安装耳上开设有与所述楔形销配合的楔形槽。

优选的，所述第一安装耳、第二安装耳及第三安装耳上设置有安装孔。

优选的，所述尾翼片上的倒角角度小于30°。

优选的，所述尾翼片为直角梯形结构，所述倒角分布在梯形的斜边和短边上。

优选的，所述尾翼片数量为6个。

本发明具有如下技术效果：

稳定支架上的尾翼片采用与稳定支架圆心重合的结构方式，保证翼面在轴线上，使得气动力对轴线的作用效果为零，很大程度上减小了马格努斯力矩效应，增强了弹道稳定性。这有别于尾翼片对称但翼面偏心的结构方式，因为只要翼面中心不过稳定支架的轴心，作用在翼面上的气动力都会对弹体产生一个滚转力矩使得火箭弹的转速增大，马格努斯力矩效应也随之增强。

飞行稳定器工作时翼片张开，稳定支架与翼片的全封闭插接式支耳结构集受力、导向、紧固功能于一体，简单实用。导向连接轴能灵活转动是不受力状态的，这避免了因为尾翼开合检测时对翼轴造成划痕、弯曲、折断等机械损伤而导致翼片开合不灵活、打开不同步、入槽不到位等对飞行稳定影响较大的问题。同时，减小了翼轴强度要求，降低了工艺难度，拓宽了材料来源。

本发明结构简单，易于实现，零部件通用性强且更换容易，能满足大批量生产的需求。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明飞行稳定器展开状态结构示意图；

图2为本发明飞行稳定器的侧向结构示意图；

图3为本发明飞行稳定器折叠状态结构示意图；

图4为本发明飞行稳定器尾翼片结构示意图；

图5为图4的主视结构示意图；

图6为图5的A-A剖视结构示意图；

图7为本发明稳定支架结构示意图；

图8为图7的主视结构示意图；

图9为图8的B-B剖视结构示意图。

其中，1为稳定支架，101为第一安装耳，102为第二安装耳，103 为第三安装耳，1021为楔形槽，1022为安装孔，102为翼轴，3为弹簧，4为尾翼片，401为支耳，4011为尾翼安装孔，4012为楔形销。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

实施例一：

参照图1-9，本实施例提供一种直翼飞行稳定器，包括稳定支架 1、尾翼片4、连接稳定支架1和尾翼片4的翼轴2及使尾翼片4展开的弹簧3；稳定支架1为圆筒形；尾翼片4为直板状；尾翼片4沿稳定支架1圆周均匀设置多个，尾翼片4轴线与稳定支架1圆心重叠合，大限度的消除了翼面上气动力对轴线产生的滚转力矩，减小了马格努斯力矩效应，提高了弹道稳定性。

进一步优化方案，尾翼片4一侧端部设置有支耳401，支耳401 上开设有尾翼安装孔4011，支耳401固定设置有楔形销4012。

进一步优化方案，尾翼片4远离支耳401边缘设置有倒角，尾翼片4远离楔形销4012边缘设置有倒角，通过调节尾翼片4的倒角角度的大小可以有效调整火箭弹外弹道转速，为惯导导航和舵机控制提供了良好的弹道性能，这是卷弧翼所不能实现的。

进一步优化方案，稳定支架1外表面设置有与支耳401相匹配的第一安装耳101、第二安装耳102及第三安装耳103，第一安装耳 101、第二安装耳102上开设有与楔形销4012配合的楔形槽1021，楔形销4012与楔形槽1021的配合使用，连接稳固，受力均匀，减小了应力集中现象，稳定支架1和尾翼片4的连接部位受空气动力不易损坏，并且入槽深度一致性高。

进一步优化方案，第一安装耳101、第二安装耳102及第三安装耳103上设置有安装孔1022。

进一步优化方案，尾翼片4上的倒角角度为8°。

进一步优化方案，尾翼片4为直角梯形结构，倒角分布在梯形的斜边和短边上。

进一步优化方案，尾翼片4数量为6个。

本实施例的工作过程如下：

翼轴2从稳定支架1后端穿入安装孔1022，再依次穿入直面尾翼片4后端的尾翼安装孔4011和弹簧3，令翼轴2端面与稳定支架1 端面齐平。用同样的方法将其它直面尾翼片4、弹簧3和翼轴2装配好并合拢尾翼片4，形成一种能减小马格努斯力矩效应的全封闭式支撑的直翼飞行稳定器。

工作时，尾翼片4在弹簧3的扭力作用下先周向展开；当尾翼片 4上的支耳401底面与稳定支架1上的楔形槽1021底面平行时，尾翼片4在弹簧3径向弹力作用下沿着翼轴2向前迅速移动，尾翼片4 的楔形销4012与稳定支架1的楔型槽1021的斜面紧密贴合，到位锁紧。

实施例二

本实施例的飞行稳定器与实施例一的区别仅在于，尾翼片4上的倒角角度为6°，通过减小尾翼片4上的倒角角度，可以提高尾翼片 4破气流能力，可以更进一步减小马格努斯力矩效应，使马格努斯力矩效应产生的条件进一步提高，从而使弹道稳定性更高。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

以上所述的实施例仅是对本发明的优选方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。

Claims (8)

1.一种直翼飞行稳定器，其特征在于：包括稳定支架(1)、尾翼片(4)、连接所述稳定支架(1)和尾翼片(4)的翼轴(2)及使所述尾翼片(4)展开的弹簧(3)；所述稳定支架(1)为圆筒形；所述尾翼片(4)为直板状；所述尾翼片(4)沿所述稳定支架(1)圆周均匀设置多个，所述尾翼片(4)轴线与所述稳定支架(1)圆心重合。

2.根据权利要求1所述的直翼飞行稳定器，其特征在于：所述尾翼片(4)一侧端部设置有支耳(401)，所述支耳(401)上开设有尾翼安装孔(4011)，所述支耳(401)固定设置有楔形销(4012)。

3.根据权利要求2所述的直翼飞行稳定器，其特征在于：所述尾翼片(4)远离所述支耳(401)边缘设置有倒角，所述尾翼片(4)远离所述楔形销(4012)边缘设置有倒角。

4.根据权利要求3所述的直翼飞行稳定器，其特征在于：所述稳定支架(1)外表面设置有与所述支耳(401)相匹配的第一安装耳(101)、第二安装耳(102)及第三安装耳(103)，所述第一安装耳(101)、第二安装耳(102)上开设有与所述楔形销(4012)配合的楔形槽(1021)。

5.根据权利要求4所述的直翼飞行稳定器，其特征在于：所述第一安装耳(101)、第二安装耳(102)及第三安装耳(103)上设置有安装孔(1022)。

6.根据权利要求3所述的直翼飞行稳定器，其特征在于：所述尾翼片(4)上的倒角角度小于30°。

7.根据权利要求3所述的直翼飞行稳定器，其特征在于：所述尾翼片(4)为直角梯形结构，所述倒角分布在梯形的斜边和短边上。

8.根据权利要求1所述的直翼飞行稳定器，其特征在于：所述尾翼片(4)数量为6个。

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