CN113720213A - 制导炮弹用船尾及制导炮弹 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种制导炮弹用船尾及制导炮弹。制导炮弹用船尾包括：船尾外壳，包括壳体；卫星测量模块，用于检测制导炮弹用船尾的位置和速度；电子舱模块与卫星测量模块控制连接；多个脉冲发动机，与多个安装腔对应设置，多个脉冲发动机与电子舱模块控制连接，电子舱模块根据卫星测量模块传递的信号控制脉冲发动机点火；尾盖，与壳体的设有安装腔和电子舱腔体的一端连接；减旋装置，包括设置于尾盖的背离船尾外壳的一侧的多个翼片，多个翼片绕尾盖的轴线均匀间隔设置，翼片相对于尾盖沿尾盖的径向可移动地设置，以使翼片具有靠近尾盖的轴线的第一位置和远离尾盖的轴线的第二位置。本发明的技术方案的制导炮弹船尾能够提高制导炮弹的制导精度。

Description

制导炮弹用船尾及制导炮弹

技术领域

本发明涉及制导炮弹技术领域，具体而言，涉及一种制导炮弹用船尾及制导炮弹。

背景技术

常规制导炮弹船尾舱段一般是弹带或者定心部之后的部分，为减小弹丸在空气中的阻力，弹尾通常是圆柱与截锥的组合型，称之为船尾型。制导船尾一般只安装有减旋尾翼或者装药或者尾舱控制模块。因此，传统制导炮弹的船尾功能单一，难以对自身及炮弹的位置和速度进行精确的检测，从而导致制导炮弹的制导精度较低。

发明内容

本发明的主要目的在于提供一种制导炮弹用船尾及制导炮弹，上述制导炮弹船尾能够提高制导炮弹的制导精度。

为了实现上述目的，根据本发明的一方面，提供了一种制导炮弹用船尾，包括：船尾外壳，包括壳体、设置在壳体的端面的电子舱腔体和设置在壳体的端面的多个安装腔以及位于壳体的周向侧壁的天线安装槽，多个安装腔绕壳体的轴线均匀间隔设置；卫星测量模块，部分卫星测量模块位于天线安装槽内，卫星测量模块用于检测制导炮弹用船尾的位置和速度；电子舱模块，位于电子舱腔体内，电子舱模块与卫星测量模块控制连接；多个脉冲发动机，与多个安装腔对应设置，多个脉冲发动机与电子舱模块控制连接，电子舱模块根据卫星测量模块传递的信号控制脉冲发动机点火；尾盖，与壳体的设有安装腔和电子舱腔体的一端连接；减旋装置，包括设置于尾盖的背离船尾外壳的一侧的多个翼片，多个翼片绕尾盖的轴线均匀间隔设置，翼片相对于尾盖沿尾盖的径向可移动地设置，以使翼片具有靠近尾盖的轴线的第一位置和远离尾盖的轴线的第二位置。

进一步地，减旋装置还包括与多个翼片对应设置的多个安装座，安装座和翼片位于尾盖的同一侧，安装座包括本体和贯穿设置于本体的翼片安装槽，本体与尾盖连接，部分翼片位于翼片安装槽内，且翼片在翼片安装槽内可滑动地设置。

进一步地，翼片包括主体和设置于主体的滑块，主体的一侧设有滑块，安装座还包括与滑块对应设置的滑槽，滑槽与翼片安装槽连通，滑块与滑槽滑动配合。

进一步地，主体具有第一侧面、第二侧面和用于连接第一侧面和第二侧面的导向面，导向面包括多个依次相连接的倾斜表面，且相邻两个倾斜表面之间具有夹角，滑块设置在第一侧面，第一侧面与相邻的倾斜表面之间的夹角为钝角。

进一步地，尾盖上设有安装通孔，减旋装置还包括与安装通孔配合的闭气盖，多个翼片绕闭气盖间隔设置，闭气盖的朝向尾盖的一侧设有卡槽，翼片的主体的靠近尾盖的轴线的一端设有卡扣，当翼片处于第一位置时，卡扣与卡槽卡接配合。

进一步地，本体上设有与翼片安装槽连通的第一销孔，第一销孔位于本体的远离尾盖的轴线的一端，且第一销孔的中心轴线与翼片安装槽的贯通方向之间具有夹角，减旋装置还包括设置在第一销孔内的销轴，翼片还包括设置在翼片的主体上的第二销孔，当翼片处于第二位置时，第二销孔能够与销轴配合。

进一步地，翼片还包括设置在主体上的引导槽，引导槽与第二销孔连通，销轴相对于引导槽可滑动地设置，且沿靠近第二销孔的方向，引导槽的深度尺寸逐渐减小。

进一步地，天线安装槽包括相连通的第一槽段和第二槽段，第一槽段和第二槽段之间具有台阶面，卫星测量模块包括位于第一槽段内的天线电路板、设置在天线电路板上的天线以及位于第二槽段内的天线罩，天线罩与台阶面连接，以将天线电路板和天线封闭在第一槽段内。

进一步地，制导炮弹用船尾包括两个卫星测量模块和与两个卫星测量模块对应设置的两个天线安装槽，两个卫星测量模块相对于壳体的轴线呈对称设置。

进一步地，壳体的端面上还设有过线凹槽，电子舱腔体和多个安装腔绕过线凹槽设置，电子舱腔体和安装腔均与过线凹槽连通，电子舱腔体与两个天线安装槽中的一个天线安装槽对应设置。

进一步地，船尾外壳还包括设置在过线凹槽的底壁上的合路器安装槽，合路器安装槽通过过线凹槽与电子舱腔体连通，两个天线安装槽均与合路器安装槽连通，卫星测量模块包括天线，制导炮弹用船尾还包括位于合路器安装槽内的合路器，两个天线的引线经合路器合并后与电子舱模块连接。

进一步地，船尾外壳还包括设置在壳体的端面上的能源舱腔体，能源舱腔体与过线凹槽连通，能源舱腔体与两个天线安装槽中的另一个天线安装槽对应设置，制导炮弹用船尾还包括位于能源舱腔体内的能源舱模块，卫星测量模块和电子舱模块均与能源舱模块电连接。

进一步地，船尾外壳还包括设置于壳体的第一过线孔，第一过线孔的一端与天线安装槽连通，第一过线孔的另一端与能源舱腔体连通，能源舱腔体的周向侧壁上还设有与过线凹槽连通的第一过线槽。

根据本发明的另一方面，提供了一种制导炮弹，包括弹体、与弹体连接的引信以及与弹体连接的上述的制导炮弹用船尾，其中，弹体位于引信和制导炮弹用船尾之间。

应用本发明的技术方案，通过设置卫星测量模块、电子舱模块、多个脉冲发动机和减旋装置，在船尾高速的旋转过程中，船尾旋转产生的离心力会使减旋装置的翼片沿尾盖的径向向远离尾盖的轴线方向移动至第二位置，这样，在翼片的旋转过程中，空气会对翼片产生较大的阻力，从而在空气阻力的作用下形成滚转阻力力矩，以阻止翼片转动，进而可以瞬间减小船尾的旋转速度，使卫星测量模块对船尾的位置和速度检测的更加精准，然后电子舱模块根据卫星测量模块传递的控制信号控制多个脉冲发动机点火，以为船尾提供侧向力矩，从而进行弹道修正，提高制导炮弹的制导精度。

附图说明

构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1示出了本发明的实施例的制导炮弹用船尾的结构示意图；

图2示出了图1的制导炮弹用船尾的主视图；

图3示出了图1的制导炮弹用船尾的分解结构示意图；

图4示出了图1的制导炮弹用船尾的船尾外壳的结构示意图；

图5示出了图4的船尾外壳的俯视图(其中，示出了脉冲发动机)；

图6示出了图1的制导炮弹用船尾的剖视图(其中，未示出减旋装置)；

图7示出了本发明的实施例的制导炮弹用船尾的卫星检测模块与天线安装槽的连接结构示意图；

图8示出了图7的卫星检测模块的天线电路板和天线的连接结构示意图；

图9示出了图7的卫星检测模块的天线罩的结构示意图；

图10示出了图1的制导炮弹用船尾的减旋装置的结构示意图；

图11示出了图10的减旋装置的安装座的结构示意图；

图12示出了图10的减旋装置的翼片的一个方向的结构示意图；

图13示出了图10的减旋装置的翼片的另一个方向的结构示意图；

图14示出了图1的制导炮弹用船尾的闭气盖的结构示意图；

图15示出了图1的制导炮弹用船尾的尾盖的结构示意图；

图16示出了图1的制导炮弹用船尾的密封堵头的结构示意图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

10、船尾外壳；11、电子舱腔体；12、能源舱腔体；13、安装腔；131、第一腔体；132、第二腔体；14、天线安装槽；141、第一槽段；142、第二槽段；151、第一过线孔；152、第二过线孔；16、过线凹槽；17、壳体；18、合路器安装槽；191、第一过线槽；192、第二过线槽；20、天线；21、天线电路板；22、天线罩；23、轴承安装孔；3、减旋装置；30、翼片；31、主体；311、第一侧面；312、第二侧面；313、导向面；32、滑块；33、卡扣；34、第二销孔；35、引导槽；40、安装座；41、本体；42、翼片安装槽；43、滑槽；44、限位件；45、第一销孔；46、安装孔；50、闭气盖；51、卡槽；52、盖体；53、连接部；54、套筒；60、尾盖；61、安装通孔；70、脉冲发动机；71、电子舱模块；72、能源舱模块；73、堵头。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

本发明的实施例提供了一种集脉冲发动机控制、组合导航数据测量、增程控制及运动减旋为一体的制导炮弹用船尾，进而满足现代化战争制导弹药的实际需求。

如图1、图4、图5和图6所示，本发明的实施例提供了一种制导炮弹用船尾。制导炮弹船尾包括船尾外壳10、卫星测量模块、电子舱模块71、多个脉冲发动机70、尾盖60和减旋装置3。其中，船尾外壳10包括壳体17、设置在壳体17的端面的电子舱腔体11和设置在壳体17的端面的多个安装腔13以及位于壳体17的周向侧壁的天线安装槽14，多个安装腔13绕壳体17的轴线均匀间隔设置；部分卫星测量模块位于天线安装槽14内，卫星测量模块用于检测制导炮弹用船尾的位置和速度；电子舱模块71位于电子舱腔体11内，电子舱模块71与卫星测量模块控制连接；多个脉冲发动机70与多个安装腔13对应设置，多个脉冲发动机70与电子舱模块71控制连接，电子舱模块71根据卫星测量模块传递的信号控制脉冲发动机70点火；尾盖60与壳体17的设有安装腔13和电子舱腔体11的一端连接；减旋装置3包括设置于尾盖60的背离船尾外壳10的一侧的多个翼片30，多个翼片30绕尾盖60的轴线均匀间隔设置，翼片30相对于尾盖60沿尾盖60的径向可移动地设置，以使翼片30具有靠近尾盖60的轴线的第一位置和远离尾盖60的轴线的第二位置。

上述技术方案中，通过设置卫星测量模块、电子舱模块71、多个脉冲发动机70和减旋装置3，在船尾高速的旋转过程中，船尾旋转产生的离心力会使减旋装置3的翼片30沿尾盖60的径向朝远离尾盖60的轴线方向移动至第二位置，这样，在翼片30随着船尾外壳10旋转的过程中，空气会对翼片30产生较大的阻力，从而在空气阻力的作用下形成滚转阻力力矩，以阻止翼片30转动，进而可以瞬间减小船尾的旋转速度，使卫星测量模块对船尾的位置和速度检测的更加精准，然后电子舱模块根据卫星测量模块传递的控制信号控制多个脉冲发动机70点火，以为船尾提供侧向力矩，从而进行弹道修正，提高制导炮弹的制导精度。

进一步地，通过设置减旋装置3可以减小船尾的旋转速度，以解决制导弹药由于转速过高所导致的测量误差较大的问题和制导弹药由于转速过高所导致不可控的问题。

具体地，本发明的实施例中，多个翼片30绕尾盖60的轴线均匀间隔设置，这样，可以使多个翼片30受到均匀的空气阻力，以避免制导炮弹出现失衡的情况。

优选地，本发明的实施例中，翼片30的数量为四个，四个翼片30成十字形排列在尾盖60上，四个翼片30中每两个翼片30之间的夹角为90°。当然，在附图未示出的替代实施例中，翼片30的数量也可以为五个或者六个等等。

优选地，本发明的实施例中，翼片30由延展性较好以及耐疲劳度较高的钛合金板材制成。因此，翼片30在高转速及离心力的作用下能够抗拉伸断裂和低应力脆裂，具有较高的可靠性。

优选地，如图5所示，本发明的实施例中，船尾外壳10还包括设置于本体且与电子舱腔体连通的耳槽。

优选地，如图5所示，脉冲发动机70的数量是八个，其中，八个脉冲发动机70中的四个脉冲发动机70与八个脉冲发动机70中的另外四个脉冲发动机70关于壳体17的轴线成轴对称分布。每侧相邻两个脉冲发动机70之间的夹角均为36°。

具体地，如图5所示，本发明的实施例中，船尾外壳10还包括设置于壳体17的轴承安装孔23，制导炮弹用船尾还包括与弹体连接的轴承组件，轴承组件位于轴承安装孔23内，这样，在弹丸出膛后，船尾与前部弹体可以保持相对运动。优选地，轴承安装孔23为圆柱形台阶孔。

优选地，本发明的实施例中，制导炮弹用船尾还包括与轴承组件连接的增程发动机。

如图1、图2和图10所示，本发明的实施例中，减旋装置3还包括与多个翼片30对应设置的多个安装座40，安装座40和翼片30位于尾盖60的同一侧，安装座40包括本体41和贯穿设置于本体41的翼片安装槽42，本体41与尾盖60连接，部分翼片30位于翼片安装槽42内，且翼片30在翼片安装槽42内可滑动地设置。

通过上述设置，翼片30可以通过安装座40安装在尾盖60的端面，并且翼片30在翼片安装槽42内可滑动地设置，这样可以使翼片30相对于尾盖60沿尾盖60的径向移动，从而可以使翼片30由第一位置切换为第二位置，以对制导炮弹进行减旋。

进一步地，安装座40起到固定翼片30的作用，并将减旋力矩传递给尾盖60，进而使整个装置达到减旋效果。

具体地，如图10所示，本发明的实施例中，安装座40还包括设置于本体41的安装孔46，减旋装置3还包括位于安装孔46内的锁紧件，以将安装座40固定在尾盖60上。优选地，安装孔46为沉孔，锁紧件为沉头螺栓。

如图11至图13所示，本发明的实施例中，翼片30包括主体31和设置于主体31的滑块32，主体31的一侧设有滑块32，安装座40还包括与滑块32对应设置的滑槽43，滑槽43与翼片安装槽42连通，滑块32与滑槽43滑动配合。

上述技术方案中，通过设置滑动配合的滑块32和滑槽43，这样，可以使翼片30沿安装座40的延伸方向更加顺畅地移动。

进一步地，滑槽43可以限制滑块32在图10中的上下方向的移动，避免翼片30在图10中的上下方向发生晃动，并且滑槽43可以限制滑块32在图10中的左右方向的移动，避免翼片30在图1中的尾盖60的周向上发生晃动。

如图2和图11所示，本发明的实施例中，安装座40还包括设置于本体41的限位件44，限位件44位于滑槽43的远离尾盖60的轴线的一侧，以防止翼片30从翼片安装槽42内脱出。

通过上述设置，当翼片30受到离心力的作用，沿尾盖60的径向并且向远离尾盖60的中心的位置移动时，限位件44可以对滑块32移动的极限位置进行限制，即当翼片30处于第二位置时，限位件44与滑块32抵接，以避免翼片30从翼片安装槽42内脱出。

需要说明的是，如图2所示，本发明的实施例中，滑槽43未贯穿本体41，滑槽43的一端是封闭的，这样可以形成的限位件44，从而防止翼片30从翼片安装槽42内脱出。

如图13所示，滑块32为U型结构，滑块32包括相对设置的两个滑块本体和用于连接两个滑块本体的连接段，两个滑块本体分别位于主体31的相对两侧，安装座40包括与两个滑块本体对应设置的两个滑槽43。

上述技术方案中，通过设置两个滑块本体和与两个滑块本体对应地两个滑槽43，这样，可以使翼片30更加顺畅地在翼片安装槽42内滑动。

如图12和图13所示，本发明的实施例中，主体31具有第一侧面311、第二侧面312和用于连接第一侧面311和第二侧面312的导向面313，导向面313包括多个依次相连接的倾斜表面，且相邻两个倾斜表面之间具有夹角，滑块32设置在第一侧面311，第一侧面311与相邻的倾斜表面之间的夹角为钝角。

通过上述设置，当翼片30处于第二位置且翼片30可以提供充足的径向阻力矩时，沿制导炮弹的轴向流动的气流会沿着导向面313流动，这样，可以减小由翼片30产生的轴向空气阻力，从而避免影响制导炮弹射程，以为制导炮弹的测量装置提供合适的低转速工作环境。

进一步，如图13所示，第一侧面311和相邻的倾斜表面之间的夹角为钝角，这样，导向面313就可以向图1的上方倾斜，以起到导流的作用。

需要说明的是，本发明的实施例中，翼片30的减旋效果与减旋力矩有关，影响减旋力矩的因素主要为翼片30的长度和翼片30的外形。

具体地，本发明的实施例中，主体31的厚度为4mm，主体31的长度为44.4mm。上述翼片30的长度能够提供充足的径向阻力矩，并且翼片30的强度也能满足要求不会失效。

优选地，如图12所示，本发明的实施例中，翼片30可以为不规则的梯形结构。

如图3、图14和图15所示，本发明的实施例中，尾盖60上设有安装通孔61，减旋装置3还包括与安装通孔61配合的闭气盖50，多个翼片30绕闭气盖50间隔设置，闭气盖50的朝向尾盖60的一侧设有卡槽51，翼片30的主体31的靠近尾盖60的轴线的一端设有卡扣33，当翼片30处于第一位置时，卡扣33与卡槽51卡接配合。

通过上述设置，当弹药还未发射时，卡扣33与卡槽51卡接配合，可以将翼片30限制在第一位置，之后，制导弹药出膛后，并且在发动机的作用下，闭气盖50脱离尾盖60，这样，由于高速离心力的作用，翼片30上的滑块32会沿滑槽43向外滑动甩出直至移动至第二位置，处于第二位置的翼片30在径向空气阻力作用下，产生滚转阻力力矩，从而达到减旋的效果。

如图14所示，本发明的实施例中，闭气盖50包括盖体52、连接部53和套筒54。盖体52与安装通孔61配合；连接部53与盖体52连接；套筒54位于部分盖体52的外周，套筒54的一端与连接部53连接，套筒54通过连接部53与盖体52连接，套筒54的内壁面和盖体52的外壁面之间具有间隔，间隔形成卡槽51。

通过上述设置，可以形成环形卡槽51，这样，绕闭气盖50间隔设置的多个翼片30的多个卡扣33均可以与卡槽51配合，以将多个翼片30锁定在第一位置。

进一步地，套筒54的内壁在翼片30未张开前为翼片30提供力，以使翼片30不会因高速旋转而甩出，即使翼片30保持在第一位置，盖体52在伸入安装通孔61后还与轴承安装孔23内的轴承组件配合。

优选地，本发明的实施例中，套筒54的内壁设有螺纹，以使其可以与壳体17进行连接。

如图10至图13所示，本发明的实施例中，本体41上设有与翼片安装槽42连通的第一销孔45，第一销孔45位于本体41的远离尾盖60的轴线的一端，且第一销孔45的中心轴线与翼片安装槽42的贯通方向之间具有夹角，减旋装置3还包括设置在第一销孔45内的销轴，翼片30还包括设置在翼片30的主体31上的第二销孔34，当翼片30处于第二位置时，第二销孔34能够与销轴配合。

通过上述设置，在高速离心力的作用下，翼片30上的滑块32会沿滑槽43向外滑动直至移动至第二位置，销轴会与第二销孔34配合，从而可以将翼片30锁定在第二位置，避免翼片30在处于第二位置时发生晃动，影响滚转阻力力矩的形成，这样可以使翼片30进入减旋的工作状态。

如图13所示，本发明的实施例中，翼片30还包括设置在主体31上的引导槽35，引导槽35与第二销孔34连通，销轴相对于引导槽35可滑动地设置，且沿靠近第二销孔34的方向，引导槽35的深度尺寸逐渐减小。

通过上述设置，引导槽35可以为销轴提供导向的作用，使销轴相对于翼片30滑动的更加顺畅。

具体地，本发明的实施例中，自图13中的左边至右边，引导槽35的深度逐渐减小，这样，当销轴沿引导槽35移动时，销轴与引导槽35的底壁之间的距离会逐渐减小，直至销轴移动至第二销孔34所在的位置后与第二销孔34配合。

如图3、图4、图6、图7和图8所示，本发明的实施例中，天线安装槽14包括相连通的第一槽段141和第二槽段142，第一槽段141和第二槽段142之间具有台阶面，卫星测量模块包括位于第一槽段141内的天线电路板21、设置在天线电路板21上的天线20以及位于第二槽段142内的天线罩22，天线罩22与台阶面连接，以将天线电路板21和天线20封闭在第一槽段141内。

通过上述设置，天线罩22可以将天线电路板21和天线20封闭在第一槽段141内，从而可以保护天线系统免受外部环境的影响。

本发明的实施例中，炮弹船尾还包括缓冲垫，缓冲垫位于天线电路板21和天线罩22之间。

上述技术方案中，通过在天线电路板21和天线罩22之间设置缓冲垫，这样，可以在安装天线罩22时避免天线电路板21被损坏。

具体地，如图3和图9所示，沿壳体17的轴线且远离尾盖60的方向，天线罩22的厚度逐渐增大，这样，可以使天线罩22的外壁面与壳体17的外壁面之间的连接处更加平滑。

优选地，如图3所示，天线罩22的外表面与其所在壳体17的外表面的锥度一致，天线罩22的内部表面为平面。天线罩22通过螺钉与壳体17固定连接。

如图6所示，本发明的实施例中，制导炮弹用船尾包括两个卫星测量模块和与两个卫星测量模块对应设置的两个天线安装槽14，两个卫星测量模块相对于壳体17的轴线呈对称设置。

上述技术方案中，通过设置两个卫星测量模块可以更加精确地对船尾的位置和速度进行检测。

如图4和图5所示，本发明的实施例中，壳体17的端面上还设有过线凹槽16，电子舱腔体11和多个安装腔13绕过线凹槽16设置，电子舱腔体11和安装腔13均与过线凹槽16连通，电子舱腔体11与两个天线安装槽14中的一个天线安装槽14对应设置。

通过上述设置，电子舱模块71与脉冲发动机70连接时，脉冲发动机70的连接线束可以穿过过线凹槽16后与电子舱模块71连接。这样，可以更好地将线束放置过线凹槽16内，使线束能够更加的整齐的布置。

进一步地，将各部分的连线置于过线凹槽16内，能够使电线不被挤压，从而使各部分连接正常。

需要说明的是，本发明的实施例中，电子舱腔体11与两个天线安装槽14中的一个天线安装槽14对应设置是指，电子舱腔体11与两个天线安装槽14中的一个天线安装槽14在船尾的轴线方向上对齐设置。

如图4和图6所示，本发明的实施例中，船尾外壳10还包括设置在壳体17的端面上的能源舱腔体12，能源舱腔体12与过线凹槽16连通，能源舱腔体12与两个天线安装槽14中的另一个天线安装槽14对应设置，制导炮弹用船尾还包括位于能源舱腔体12内的能源舱模块72，卫星测量模块和电子舱模块71均与能源舱模块72电连接。

上述技术方案中，能源舱模块72可以为电子舱模块71和卫星测量模块供电，以使船尾形成一体化的结构。

具体地，本发明的实施例中，能源舱模块72为电子舱模块71供电时，能源舱模块72连接的线束可以穿过过线凹槽16后与电子舱模块71连接。这样，可以更好地将线束放置过线凹槽16内，使线束能够更加整齐的布置。

需要说明的是，本发明的实施例中，能源舱腔体12与两个天线安装槽14中的另一个天线安装槽14对应设置是指，能源舱腔体12与两个天线安装槽14中的另一个天线安装槽14在船尾的轴线方向上对齐设置，即电子舱腔体11和能源舱腔体12分别与两个天线安装槽14对齐，也就是说电子舱腔体11和能源舱腔体12分别位于两个天线安装槽14的对称面的两侧。

如图5和图6所示，本发明的实施例中，船尾外壳10还包括设置于壳体17的第一过线孔151，第一过线孔151的一端与两个天线安装槽14中的一个天线安装槽14连通，第一过线孔151的另一端与能源舱腔体12连通，能源舱腔体12的周向侧壁上还设有与过线凹槽16连通的第一过线槽191。

通过上述设置，与能源舱模块72所对应的天线20的引线可以沿第一过线孔151进入能源舱腔体12内，然后再由第一过线槽191进入过线凹槽16内，再进入电子舱腔体11内与电子舱模块71控制连接，这样，可以使馈线更加规整地布置在壳体17内。

具体地，本发明的实施例中，第一过线孔151包括第一孔段和与第一孔段连接的第二孔段，且第一孔段和第二孔段呈夹角设置，其中，第一孔段与天线安装槽14连通，第二孔段与能源舱腔体连通。

具体地，本发明的实施例中，船尾外壳10还包括设置于壳体17的第二过线孔152，第二过线孔152的一端与两个天线安装槽14的另一个天线安装槽14连通，第二过线孔152的另一端与电子舱腔体11连通，电子舱腔体11的周向侧壁上还设有与过线凹槽16连通的第二过线槽192。这样，与电子舱模块71所对应的天线20的引线可以沿第二过线孔152进入电子舱腔体11内，然后再由第二过线槽192进入过线凹槽16内，并与能源舱模块72所对应的天线20的引线合并后再进入电子舱腔体11内与电子舱模块71控制连接，这样，可以使馈线更加规整地布置在壳体17内。

具体地，本发明的实施例中，第二过线孔152包括第三孔段和与第三孔段连接的第四孔段，且第三孔段和第四孔段呈夹角设置，其中，第三孔段与天线安装槽14连通，第四孔段与能源舱腔体12连通。

如图5所示，本发明的实施例中，船尾外壳10还包括设置在过线凹槽16的底壁上的合路器安装槽18，合路器安装槽18通过过线凹槽16与电子舱腔体11连通，两个天线安装槽14均与合路器安装槽18连通，卫星测量模块包括天线20，制导炮弹用船尾还包括位于合路器安装槽18内的合路器，两个天线20的引线经合路器合并后与电子舱模块71连接。

通过上述设置，两个卫星测量模块中的一个卫星测量模块的天线20的引线经第二过线孔152、电子舱腔体11和过线凹槽16进入到合路器安装槽18内，两个卫星测量模块中的另一个卫星测量模块的天线20的引线经第一过线孔151、能源舱腔体12和过线凹槽16后进入到合路器安装槽18内，然后两个引线经合路器合并后进入电子舱腔体11内与电子舱模块71控制连接。

具体地，如图3和图5所示，本发明的实施例中，安装腔13包括第一腔体131和与第一腔体连通的第二腔体132，第一腔体131与过线凹槽16连通，第一腔体131的轴线与壳体17的轴线平行；第二腔体132的轴线与第一腔体131的轴线之间具有夹角；脉冲发动机70还包括位于第二腔体132内的喷管以及位于喷管内的封口垫和密封堵头73，密封堵头73位于封口垫的背离第一腔体的一侧。

具体地，第二腔体132在装配时用密封堵头73堵死，而在工作状态下用密封堵头73喷出。优选地，第二腔体132为圆柱形台阶孔。

优选地，本发明的实施例中，密封堵头73通过胶粘的方式与第二腔体132连接。

如图16所示，本发明的实施例中，密封堵头73包括相连接的两个轴段，其中一个轴段与封口垫配合，另一轴段与喷管配合。

具体地，本发明的实施例中，脉冲发动机70还包括位于第一腔体131内的支撑管和与支撑管连接的点火具，点火具与电子舱模块71连接。

本发明的实施例提供了一种制导炮弹，包括弹体、与弹体连接的引信以及与弹体连接的上述的制导炮弹用船尾，其中，弹体位于引信和制导炮弹用船尾之间。上述制导炮弹具有上述制导炮弹用船尾的全部优点，此处不再赘述。

从以上的描述中，可以看出，本发明上述的实施例实现了如下技术效果：通过设置卫星测量模块、电子舱模块、多个脉冲发动机和减旋装置，在船尾高速的旋转过程中，船尾旋转产生的离心力会使减旋装置的翼片沿尾盖的径向向远离尾盖的轴线方向移动至第二位置，这样，在翼片的旋转过程中，空气会对翼片产生较大的阻力，从而在空气阻力的作用下形成滚转阻力力矩，以阻止翼片转动，进而可以瞬间减小船尾的旋转速度，使卫星测量模块对船尾的位置和速度检测的更加精准，然后电子舱模块根据卫星测量模块传递的控制信号控制多个脉冲发动机点火，以为船尾提供侧向力矩，从而进行弹道修正，提高制导炮弹的制导精度。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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 (14)

1.一种制导炮弹用船尾，其特征在于，包括：

船尾外壳(10)，包括壳体(17)、设置在所述壳体(17)的端面的电子舱腔体(11)和设置在所述壳体(17)的端面的多个安装腔(13)以及位于所述壳体(17)的周向侧壁的天线安装槽(14)，多个所述安装腔(13)绕所述壳体(17)的轴线均匀间隔设置；

卫星测量模块，部分所述卫星测量模块位于所述天线安装槽(14)内，所述卫星测量模块用于检测所述制导炮弹用船尾的位置和速度；

电子舱模块(71)，位于所述电子舱腔体(11)内，所述电子舱模块(71)与所述卫星测量模块控制连接；

多个脉冲发动机(70)，与多个所述安装腔(13)对应设置，多个所述脉冲发动机(70)与所述电子舱模块(71)控制连接，所述电子舱模块(71)根据所述卫星测量模块传递的信号控制所述脉冲发动机(70)点火；

尾盖(60)，与所述壳体(17)的设有所述安装腔(13)和所述电子舱腔体(11)的一端连接；

减旋装置(3)，包括设置于所述尾盖(60)的背离所述船尾外壳(10)的一侧的多个翼片(30)，多个所述翼片(30)绕所述尾盖(60)的轴线均匀间隔设置，所述翼片(30)相对于所述尾盖(60)沿所述尾盖(60)的径向可移动地设置，以使所述翼片(30)具有靠近所述尾盖(60)的轴线的第一位置和远离所述尾盖(60)的轴线的第二位置。

2.根据权利要求1所述的制导炮弹用船尾，其特征在于，所述减旋装置(3)还包括与多个所述翼片(30)对应设置的多个安装座(40)，所述安装座(40)和所述翼片(30)位于所述尾盖(60)的同一侧，所述安装座(40)包括本体(41)和贯穿设置于所述本体(41)的翼片安装槽(42)，所述本体(41)与所述尾盖(60)连接，部分所述翼片(30)位于所述翼片安装槽(42)内，且所述翼片(30)在所述翼片安装槽(42)内可滑动地设置。

3.根据权利要求2所述的制导炮弹用船尾，其特征在于，所述翼片(30)包括主体(31)和设置于所述主体(31)的滑块(32)，所述主体(31)的一侧设有所述滑块(32)，所述安装座(40)还包括与所述滑块(32)对应设置的滑槽(43)，所述滑槽(43)与所述翼片安装槽(42)连通，所述滑块(32)与所述滑槽(43)滑动配合。

4.根据权利要求3所述的制导炮弹用船尾，其特征在于，所述主体(31)具有第一侧面(311)、第二侧面(312)和用于连接所述第一侧面(311)和所述第二侧面(312)的导向面(313)，所述导向面(313)包括多个依次相连接的倾斜表面，且相邻两个倾斜表面之间具有夹角，所述滑块(32)设置在所述第一侧面(311)，所述第一侧面(311)与相邻的所述倾斜表面之间的夹角为钝角。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的制导炮弹用船尾，其特征在于，所述尾盖(60)上设有安装通孔(61)，所述减旋装置(3)还包括与所述安装通孔(61)配合的闭气盖(50)，多个所述翼片(30)绕所述闭气盖(50)间隔设置，所述闭气盖(50)的朝向所述尾盖(60)的一侧设有卡槽(51)，所述翼片(30)的主体(31)的靠近所述尾盖(60)的轴线的一端设有卡扣(33)，当所述翼片(30)处于所述第一位置时，所述卡扣(33)与所述卡槽(51)卡接配合。

6.根据权利要求2至4中任一项所述的制导炮弹用船尾，其特征在于，所述本体(41)上设有与所述翼片安装槽(42)连通的第一销孔(45)，所述第一销孔(45)位于所述本体(41)的远离所述尾盖(60)的轴线的一端，且所述第一销孔(45)的中心轴线与所述翼片安装槽(42)的贯通方向之间具有夹角，所述减旋装置(3)还包括设置在所述第一销孔(45)内的销轴，所述翼片(30)还包括设置在所述翼片(30)的主体(31)上的第二销孔(34)，当所述翼片(30)处于所述第二位置时，所述第二销孔(34)能够与所述销轴配合。

7.根据权利要求6所述的制导炮弹用船尾，其特征在于，所述翼片(30)还包括设置在所述主体(31)上的引导槽(35)，所述引导槽(35)与所述第二销孔(34)连通，所述销轴相对于所述引导槽(35)可滑动地设置，且沿靠近所述第二销孔(34)的方向，所述引导槽(35)的深度尺寸逐渐减小。

8.根据权利要求1至4中任一项所述的制导炮弹用船尾，其特征在于，所述天线安装槽(14)包括相连通的第一槽段(141)和第二槽段(142)，所述第一槽段(141)和所述第二槽段(142)之间具有台阶面，所述卫星测量模块包括位于所述第一槽段(141)内的天线电路板(21)、设置在所述天线电路板(21)上的天线(20)以及位于所述第二槽段(142)内的天线罩(22)，所述天线罩(22)与所述台阶面连接，以将所述天线电路板(21)和所述天线(20)封闭在所述第一槽段(141)内。

9.根据权利要求1至4中任一项所述的制导炮弹用船尾，其特征在于，所述制导炮弹用船尾包括两个所述卫星测量模块和与两个所述卫星测量模块对应设置的两个所述天线安装槽(14)，两个所述卫星测量模块相对于所述壳体(17)的轴线呈对称设置。

10.根据权利要求9所述的制导炮弹用船尾，其特征在于，所述壳体(17)的端面上还设有过线凹槽(16)，所述电子舱腔体(11)和多个所述安装腔(13)绕所述过线凹槽(16)设置，所述电子舱腔体(11)和所述安装腔(13)均与所述过线凹槽(16)连通，所述电子舱腔体(11)与两个所述天线安装槽(14)中的一个所述天线安装槽(14)对应设置。

11.根据权利要求10所述的制导炮弹用船尾，其特征在于，所述船尾外壳(10)还包括设置在所述过线凹槽(16)的底壁上的合路器安装槽(18)，所述合路器安装槽(18)通过所述过线凹槽(16)与所述电子舱腔体(11)连通，两个所述天线安装槽(14)均与所述合路器安装槽(18)连通，所述卫星测量模块包括天线(20)，所述制导炮弹用船尾还包括位于所述合路器安装槽(18)内的合路器，两个所述天线(20)的引线经所述合路器合并后与所述电子舱模块(71)连接。

12.根据权利要求10所述的制导炮弹用船尾，其特征在于，所述船尾外壳(10)还包括设置在所述壳体(17)的端面上的能源舱腔体(12)，所述能源舱腔体(12)与所述过线凹槽(16)连通，所述能源舱腔体(12)与两个所述天线安装槽(14)中的另一个所述天线安装槽(14)对应设置，所述制导炮弹用船尾还包括位于所述能源舱腔体(12)内的能源舱模块(72)，所述卫星测量模块和所述电子舱模块(71)均与所述能源舱模块(72)电连接。

13.根据权利要求12所述的制导炮弹用船尾，其特征在于，所述船尾外壳(10)还包括设置于所述壳体(17)的第一过线孔(151)，所述第一过线孔(151)的一端与所述天线安装槽(14)连通，所述第一过线孔(151)的另一端与所述能源舱腔体(12)连通，所述能源舱腔体(12)的周向侧壁上还设有与所述过线凹槽(16)连通的第一过线槽(191)。

14.一种制导炮弹，其特征在于，包括弹体、与所述弹体连接的引信以及与所述弹体连接的权利要求1至13中任一项所述的制导炮弹用船尾，其中，所述弹体位于所述引信和所述制导炮弹用船尾之间。

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