CN115111973B - 具有至少一个用于产生前向推力的发动机的制导导弹 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种具有至少一个用于产生前向推力的发动机的制导导弹(100)，其具有套筒状导弹主体(105)、用于产生前向推力的至少一个发动机(300)、至少一个飞行方向控制装置(107)以及至少一个气动延伸部(106)。至少一个飞行方向控制装置(107)被可旋转地安装在套筒状导弹主体(105)的顶部区域(103)和/或底部区域(104)上，以调整制导导弹(100)的飞行方向(113、114)。至少一个气动延伸部(106)包括设置在套筒状导弹主体(105)的左侧部(101)和/或右侧部(102)上的气动截面形状(112a、112b、112c)。

Description

具有至少一个用于产生前向推力的发动机的制导导弹

技术领域

当前的实施方式涉及一种制导导弹，其具有用于产生前向推力的至少一个发动机和至少一个飞行方向控制装置。

背景技术

制导导弹总体上被设计为用于多种严苛的应用，其通常需要精确的运动信息(包括导弹速度、加速度和位置信息)来实现飞行中转向和目标调整。这种精确的运动信息在涉及低空飞行的制导导弹的军事应用中是尤为重要的。

总体上，制导导弹可分为四种不同的导弹类型：空对空导弹、地对地导弹、地对空导弹以及空对地导弹。例如，可通过地面车辆、船只、潜艇和/或飞行器来发射相应的制导导弹。这种制导导弹通常包括四个元件：有效载荷、用于将有效载荷推进至所需速度的推进系统、沿着预编程的轨迹将导弹引导至预定目的地的制导控制系统以及将所有元件保持在一起的整体结构。

更具体地，制导导弹是独立自主的飞行器，其在内部携带燃料并且将其有效载荷加速至高速。在发射前，制导导弹的相应的飞行计划或轨迹被编入到制导导弹的相应的制导控制系统的制导计算机中，其对制导导弹进行控制和转向，从而保持相关轨迹。在燃料耗尽之后，有效载荷可继续沿着基本上无动力的弹道轨迹到达指定目标。

通常，特定的制导导弹在与目标进行可能的相互作用之前具有三个主要飞行阶段：“起始阶段”、“飞行阶段”和“最终阶段”。在“起始阶段”中，制导导弹的导弹推进系统燃烧燃料(即，相应的液体或固体推进剂)产生推力来发射制导导弹，其随后被推进加速到其最大速度。在“飞行阶段”中，制导导弹在通过或不通过主动发动机推进的情况下进行飞行。在“最终阶段”中，制导导弹通常在不使用主动发动机的情况下或在特定发动机的帮助下接近目标。

然而，在“最终阶段”中，制导导弹可能需要执行高G机动来贴近指定目标和/或例如为了躲避反导防御系统而进行规避机动修正。这需要相应的所需方向上的高控制效能和高升力。

此外，可能在“飞行阶段”与“最终阶段”之间具有“巡飞阶段”。在这种“巡飞阶段”中，制导导弹可以相对较低的速度长时间滑翔，从而收集情报、找寻目标或机动进入有利的接近矢量。在这个阶段中，升力产生效率是重要的。

例如，在文件US2005/0211827A1、US6,923,404B1和US5,154,370A中描述了示例性制导导弹。更具体地，文件US2005/0211827A1描述了一种高速导弹，其包括弹体构件以及通过弹体构件承载且能够在飞行中推动导弹的发动机。翼致动器通过弹体构件承载并且翼构件可通过翼致动器进行枢转运动。翼构件从弹体构件的下表面伸出。三个鳍片附接至弹体构件的后部。

文件US6,923,404B1描述了一种具有主体和主体共形翼的无人飞行器装置。主体共形翼被构造为通过围绕枢转点旋转而从闭合位置可变地扫掠至完全展开位置。该无人飞行器装置可具有可展开的尾鳍。

文件US5,154,370A描述了一种空对地导弹，其包括三角形截面弹体以及三个可折叠的尾鳍。该导弹通过在弹体的后部中堆放为三角形的三个固体燃料火箭发动机或容纳在弹体后部中的单一的固体燃料火箭发动机来推动。可展开的翼被收纳在弹体的三个侧部中的一个上。

然而，所有这些文件都描述了具有固定在相应的导弹的顶部或底部上的可旋转翼的制导导弹，该可旋转翼旋转至多种后掠角，以调整制导导弹的后掠角。此外，所有这些制导导弹都具有传统的圆柱形或三角形弹体，这在气动效率方面不是最优的。

与此相反，文件US4,836,470A描述了一种在可旋转翼构件上具有多个推进系统的可重复利用的航天飞行器，其能够进行起飞和随后的降落。多个推进系统围绕翼构件分布，以提供推力和气动控制。火箭发动机可以安装在翼构件内或者可伸缩地安装在翼面上且能够缩入到翼构件中。翼构件的适当的腔室可以被设置为用于容纳机组人员和乘客。

然而，这种航天飞行器不是制导导弹。相反地，其被设置为是可重复利用的并且用于运送乘客。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种新型制导导弹，其提高了气动效率并且允许相应的所需方向上的高控制效能和高升力。

该目的通过一种包括以下特征的制导导弹来实现。更具体地，该制导导弹包括套筒状导弹主体，其沿着纵向轴线从前部延伸至后部、沿着高度轴线从底部区域延伸至顶部区域并且沿着横向轴线从左侧部延伸至右侧部。该制导导弹还包括用于产生前向推力的至少一个发动机、被可旋转地安装在套筒状导弹主体的顶部区域和/或底部区域上的用于调整制导导弹的飞行方向的至少一个飞行方向控制装置以及具有设置在套筒状导弹主体的左侧部和/或右侧部上的气动截面形状的至少一个气动延伸部。至少一个发动机被容纳在套筒状导弹主体内并且包括设置在套筒状导弹主体的后部处的喷口。至少一个气动延伸部与套筒状导弹主体一起形成与纵向轴线成倾斜角度的升力产生翼型，以在飞行期间产生附加升力。

有利地，该制导导弹特别是以倾斜飞行构造形成相对较大的升力矢量。这是通过以倾斜角度形成有效翼型的套筒状导弹主体的至少一个气动延伸部来实现的。优选地，套筒状导弹主体左侧部和右侧部中的至少一个被延长，因此形成翼型的后缘。

更具体地，通过至少一个气动延伸部，制导导弹的整个套筒状主体优选成为具有相对较大的参考面积和相对较大的有效翼展的升力产生翼型。这能够有效地形成较大的升力矢量。此外，制导导弹在最终飞行阶段中(即，即将与目标相互作用时)能够进行急转弯，这在追踪目标或躲避反导防御系统时是有利的。此外，如果在飞行操作中设想到巡飞阶段，则具有相对较大的参考面积和相对较大的有效翼展的升力产生翼型就能够实现较长的巡飞时间并由此为收集情报、找寻目标或飞入所需的接近矢量提供更多的时间。

优选地，所设置的飞行方向控制装置的基础数量是根据任务特定的和/或根据飞行任务特定的。更具体地，可在制导导弹的后部处安装单一的飞行方向控制装置。此外，可在制导导弹的前部处安装单一的飞行方向控制装置。同样地，可在制导导弹的中心部中安装单一的飞行方向控制装置。这些飞行方向控制装置例如可以成对地设置。此外，飞行方向控制装置可通过三个以上的成组的飞行方向控制装置来设置。举例来说，飞行方向控制装置可通过任何合适的主要和次要的控制面来实现，例如用于进行控制的前缘缝翼、前缘襟翼、扰流板、减速板、可变形翼型、小型火箭发动机、气体发生器和/或爆炸物等等。

有利地，制导导弹可包括合适的传感器和发动机。更特别地，每个发动机都可以是火箭发动机、吸气式火箭、涡轮发动机、冲压发动机、超燃冲压发动机、电动风扇或螺旋桨或者适于在制导导弹上使用的任何其他发动机。此外，每个发动机都可以是圆柱形、椭球形的或者包括接近翼型截面的任何其他形状。

根据一个方面，至少一个飞行方向控制装置是方向舵型并且可围绕高度轴线旋转被包括在-45°与135°之间的旋转角度。

优选地，一个或多个飞行方向控制装置被设置为使得它们可以从直线位置旋转到倾斜位置，从而在倾斜方向上对制导导弹进行稳定和控制。相应的飞行方向控制装置的旋转优选导致从具有基本上与制导导弹的纵向轴线平行的基础飞行方向的飞行构造转变到具有与制导导弹的纵向轴线成较大角度(例如，20°至90°)的飞行方向的不同的飞行构造。

根据一个方面，具有气动截面形状的至少一个气动延伸部被设置在套筒状导弹主体的左侧部和右侧部中的一个上。弧形延伸部被设置在套筒状导弹主体的左侧部和右侧部中的另一个上。

有利地，除了至少一个气动延伸部之外的弧形延伸部可以更有效地用于亚音速飞行。

根据一个方面，套筒状导弹主体、至少一个气动延伸部和弧形延伸部的截面轮廓一起形成翼形翼型。

根据一个方面，至少一个气动延伸部包括尖缘。

至少一个气动延伸部包括尖缘对于超音速飞行是有利的。有利地，一个气动延伸部包括可被设置在左侧部上的尖缘，并且一个附加气动延伸部包括可被设置在套筒状导弹主体的右侧部上的尖缘。

根据一个方面，至少一个飞行方向控制装置中的至少一个第一飞行方向控制装置被可旋转地安装在套筒状导弹主体的顶部区域上。至少一个飞行方向控制装置中的至少一个第二飞行方向控制装置被可旋转地安装在套筒状导弹主体的底部区域上。

根据一个方面，至少一个第一飞行方向控制装置和至少一个第二飞行方向控制装置包括彼此同轴地设置或以倾斜角度设置的旋转轴线。

根据一个方面，至少一个第一飞行方向控制装置和至少一个第二飞行方向控制装置设置在套筒状导弹主体的前部中或其附近。

根据一个方面，至少一个第一飞行方向控制装置和至少一个第二飞行方向控制装置设置在套筒状导弹主体的后部中或其附近。

有利地，相应的飞行方向控制装置被设置在套筒状导弹主体的顶部区域和/或底部区域上。优选地，飞行方向控制装置成对地组合，它们设置在套筒状导弹主体的顶部区域和底部区域上。例如，一对可被安装为靠近套筒状导弹主体的前部和/或一对可被安装为靠近套筒状导弹主体的后部。

根据一个方面，至少一个气动延伸部包括至少一个副翼，其安装在至少一个气动延伸部的后缘上。

根据一个方面，至少一个副翼包括控制轴线，其被定向为与套筒状导弹主体的纵向轴线成倾斜角度。

至少一个气动延伸部可包括具有以倾斜角度定向的控制轴线的至少一个副翼，由此允许在直线飞行构造和倾斜飞行构造下进行有效控制。至少一个副翼优选作为两种飞行构造下的附加控制面。替代地，至少一个副翼可包括被定向为与套筒状导弹主体的纵向轴线平行或成垂直角度的控制轴线。

根据一个方面，制导导弹还包括安装在套筒状导弹主体的前部上的至少一个传感器。

根据一个方面，制导导弹还包括至少一个附加发动机。

有利地，制导导弹可包括多个发动机来增强操纵性。多个发动机可串联地堆放，或者被设置为彼此平行。

根据一个方面，至少一个飞行方向控制装置包括前缘缝翼、襟翼、栅格翼、扰流板、减速板、可变形翼型、小型火箭发动机、气体发生器和/或爆炸物，以用于飞行方向控制。

根据一个方面，至少一个发动机包括火箭发动机、吸气式火箭、涡轮发动机、冲压发动机、超燃冲压发动机和/或电动风扇或螺旋桨。

附图说明

在以下说明中参考附图通过举例的方式概述实施方式。在这些附图中，相同的或相同功能的部件和元件标有相同的参考数字和字母，并因此仅在以下说明中描述一次。

图1示出了在右侧部上具有气动延伸部的制导导弹的立体图；

图2a示出了在右侧部上具有气动延伸部的图1的制导导弹的俯视图；

图2b示出了在左侧部上具有气动延伸部的图1的制导导弹的俯视图；

图3a示出了根据一些实施方式的具有一对飞行方向控制装置的图1的制导导弹的示意性剖视图；

图3b示出了根据一些实施方式的具有单一的飞行方向控制装置的图1的制导导弹的示意性剖视图；

图3c示出了根据一些实施方式的在制导导弹的顶部区域上具有一对飞行方向控制装置的图1的制导导弹的示意性剖视图；

图3d示出了根据一些实施方式的具有两对飞行方向控制装置的图1的制导导弹的示意性剖视图；

图4a示出了根据一些实施方式的具有弧形延伸部的图1的制导导弹的示意性剖视图；

图4b示出了根据一些实施方式的具有包括尖缘的气动延伸部的图1的制导导弹的示意性剖视图；

图4c示出了根据一些实施方式的具有两个包括尖缘的气动延伸部的图1的制导导弹的示意性剖视图；并且

图5示出了根据一些实施方式的具有附加发动机的图1的制导导弹的示意性剖视图。

具体实施方式

图1示出了具有套筒状导弹主体105的示例性制导导弹100。说明性地，套筒状导弹主体105沿着纵向轴线R从前部110延伸至后部111、沿着高度轴线Y从底部区域(图3a中的104)延伸至顶部区域103并且沿着横向轴线P从左侧部101延伸至右侧部102。

套筒状导弹主体105可由金属或具有吸热材料或保护涂层的复合材料制成。套筒状导弹主体105的前部110可被实现为锥形、椭圆形或球形的整流罩。

需要时，套筒状导弹主体105可包括用于有效载荷的内部隔间(未示出)。例如，有效载荷可包括专用的制导、导航和控制设备、对抗设备和/或任何类型的弹药。

制导导弹100可包括至少一个传感器117，其优选被安装在套筒状导弹主体105的前部110上。可使用多种类型的传感器117。举例来说，可使用雷达传感器或光学传感器。

优选地，制导导弹100包括用于在操作期间产生前向推力的至少一个发动机(图3a中的300)。至少一个发动机(图3a中的300)可被容纳在套筒状导弹主体105内。

至少一个发动机(图3a中的300)可包括设置在套筒状导弹主体105的后部111处的喷口115。在至少一个发动机(图3a中的300)启动时，膨胀的高温气体可穿过喷口115高速逸出。

说明性地，喷口115的形状是锥形。替代地，喷口115的形状可以是圆柱形或任何其他合适的形状。

优选地，制导导弹100包括被可旋转地安装在套筒状导弹主体105的顶部区域103和/或底部区域(图3a中的104)上的至少一个飞行方向控制装置107。至少一个飞行方向控制装置107可被设置为用于调整制导导弹100的飞行方向113、114。

说明性地，飞行方向113被定向为平行于纵向轴线R并因此表示直线飞行方向。飞行方向114又被定向为相对于纵向轴线R倾斜并因此表示倾斜飞行方向。

至少一个飞行方向控制装置107优选是方向舵型。至少一个飞行方向控制装置107可围绕高度轴线Y旋转被包括在-45°与135°之间、优选0°与90°之间的旋转角度(图2a和2b中的α1、α2)。

更具体地，至少一个飞行方向控制装置107可用于控制制导导弹100的偏航。因此，制导导弹100的飞行方向113、114可优选被控制为至少处于被包括在0°与90°之间的范围内。换句话说，直线飞行方向113与倾斜飞行方向114之间的基础角度应优选至少可在被包括在0°与90°之间的范围内进行控制。

为了在操作中控制至少一个飞行方向控制装置107的旋转，制导导弹100可包括传统控制系统(未示出)。至少一个飞行方向控制装置107可在该传统控制系统的控制下通过液压或电动单元来驱动。

至少一个飞行方向控制装置107可被实现为翼形飞行方向控制装置107。需要时，至少一个飞行方向控制装置107可包括前缘缝翼、襟翼、栅格翼、扰流板、减速板、可变形翼型、小型火箭发动机、气体发生器和/或爆炸物，以用于飞行方向控制。

举例来说，至少一个飞行方向控制装置107包括第一飞行方向控制装置108和第二飞行方向控制装置109。说明性地，第一飞行方向控制装置108设置在套筒状导弹主体105的前部110中或其附近，并且第二飞行方向控制装置109设置在套筒状导弹主体105的后部111中或其附近。举例来说，第一飞行方向控制装置108和第二飞行方向控制装置109被可旋转地安装在套筒状导弹主体105的顶部区域103上。

优选地，制导导弹100包括至少一个气动延伸部106，其设置在套筒状导弹主体105的左侧部101和/或右侧部102上。至少一个气动延伸部106优选包括气动截面形状112a、112b、112c。

说明性地，制导导弹100包括设置在套筒状导弹主体105的右侧部102上的气动延伸部106。气动延伸部106的气动截面形状112a、112b、112c例如形成气动翼。

优选地，至少一个气动延伸部106与套筒状导弹主体105一起形成升力产生翼型。这种构造有利地在飞行期间产生了附加升力，因为增加了套筒状导弹主体的整体面积。

气动延伸部106优选从套筒状导弹主体105的前部110延伸至套筒状导弹主体105的后部111。说明性地，气动延伸部106被实现为斜截三棱柱。

此外，至少一个气动延伸部106可包括至少一个副翼116。至少一个副翼116可被枢转地安装在至少一个气动延伸部106的后部或后缘102a、102b上。至少一个副翼116可以是双向副翼116。

至少一个副翼116可用于控制制导导弹100围绕纵向轴线R的运动，即，制导导弹100的滚转。至少一个副翼116由此作为附加控制面。

至少一个副翼116可包括被定向为与套筒状导弹主体105的纵向轴线R成倾斜角度δ1、δ2的控制轴线118a、118b。控制轴线118a、118b以倾斜角度δ1、δ2被定向允许在直线飞行方向和倾斜飞行方向上进行有效控制。需要时，至少一个副翼116可替代地包括被定向为与套筒状导弹主体105的纵向轴线R平行或成垂直角度的控制轴线118a、118b。

说明性地，两个副翼116被枢转地安装在气动延伸部106的后缘102a、102b上。这两个副翼116可大约从气动延伸部106的中点向外朝向气动延伸部106的相应的尖端延伸。

举例来说，第一副翼116沿着控制轴线118a被枢转地安装在气动延伸部106的后缘102a的前部上。控制轴线118a被定向为与套筒状导弹主体105的纵向轴线R成倾斜角度δ1。倾斜角度δ1可被包括在0°与90°之间。

举例来说，第二副翼116沿着控制轴线118b被可旋转地安装在气动延伸部106的后缘102b的后部上。控制轴线118b被定向为与纵向轴线R成被包括在0°与90°之间的倾斜角度δ2。

说明性地，重心G被实现在制导导弹100的中心位置处。重心G可被限定为制导导弹100的重量的平均位置。说明性地，纵向轴线R、横向轴线P和高度轴线Y穿过重心G彼此成90°的角度。无论何时制导导弹100改变其飞行姿态或飞行中的位置，其都围绕这三条轴线中的一个或多个进行旋转。说明性地，沿着纵向轴线R的气动延伸部106的相应的中心和/或气动延伸部106的最大伸长点可与重心G对准。

图2a示出了图1的制导导弹100具有被示例性地设置在套筒状导弹主体105的右侧部102上的至少一个气动延伸部106。该制导导弹100包括至少一个飞行方向控制装置107。该至少一个飞行方向控制装置107说明性地为方向舵类型。

举例来说，至少一个飞行方向控制装置107被可旋转地安装在套筒状导弹主体105的顶部区域103上。至少一个飞行方向控制装置107说明性地包括第一飞行方向控制装置108和第二飞行方向控制装置109。第一飞行方向控制装置108被设置为靠近套筒状导弹主体105的前部110并且第二飞行方向控制装置109被设置为靠近套筒状导弹主体105的后部111。

第一飞行方向控制装置108和/或第二飞行方向控制装置109的旋转改变跨过和围绕制导导弹100的气流和压力分布。如上所述，第一飞行方向控制装置108和第二飞行方向控制装置109可围绕高度轴线(图1中的Y)旋转被包括在-45°与135°之间的旋转角度α1、α2。因此，飞行方向113、114可在0°至90°之间的范围内受到控制。

举例来说，在发射之前或在第一飞行构造中，制导导弹100在直线飞行方向113上飞行并且第一飞行方向控制装置108和第二飞行方向控制装置109与制导导弹100的纵向轴线R对齐。在操作期间，第一飞行方向控制装置108和第二飞行方向控制装置109可旋转被包括在-45°与135°之间的旋转角度α1、α2，以使制导导弹100将其飞行方向从直线飞行方向113改变为倾斜飞行方向114。

更具体地，第一飞行方向控制装置108和第二飞行方向控制装置109优选被实现为使得它们可从直线位置旋转到倾斜位置，从而在倾斜飞行方向114上对制导导弹100进行稳定和控制。因此，第一飞行方向控制装置108和第二飞行方向控制装置109的旋转导致从具有直线飞行方向113的飞行构造转变到具有倾斜飞行方向114的飞行构造。

例如，为了调整制导导弹100的所需飞行方向，第一飞行方向控制装置108和第二飞行方向控制装置109旋转进入到通过虚线的第一飞行方向控制装置208和第二飞行方向控制装置209表示的位置中。虚线的第一飞行方向控制装置208和第二飞行方向控制装置209说明性地限定了与倾斜飞行方向114平行的长度轴线114a、114b。

在第一飞行方向控制装置108和第二飞行方向控制装置109旋转之后，制导导弹100被稳定，以在倾斜飞行方向114上飞行，而无需使制导导弹100的前部110进行旋转。

图2b示出了图1和图2a的制导导弹100具有至少一个气动延伸部106。更具体地，图2b示出了在根据图1和图2a的直线飞行方向113上飞行期间并且在通过限定了长度轴线114a’、114b’的虚线的飞行方向控制装置208’、209’表示的第一飞行方向控制装置108和第二飞行方向控制装置109旋转之后的制导导弹100，使得制导导弹100被调整为在说明性的倾斜飞行方向114’上飞行。

然而，与图1和图2a相反，至少一个气动延伸部106现在示例性地设置在套筒状导弹主体105的左侧部101上。此外，至少一个副翼116现在被枢转地安装在左侧部101上的气动延伸部106的后缘201a、201b上。举例来说，第一副翼116被枢转地安装在后缘201a的前部上，并且第二副翼116被枢转地安装在后缘201b的后部上。这两个副翼116可优选在相反的方向上枢转，以产生使制导导弹100滚转的气动力。

图3a示出了图1的制导导弹100具有至少一个飞行方向控制装置107，其现在说明性地被实现为一对第一飞行方向控制装置307和第二飞行方向控制装置308，它们二者例如是方向舵型。第一飞行方向控制装置307说明性地被可旋转地安装在套筒状导弹主体105的顶部区域103上。第二飞行方向控制装置308说明性地被可旋转地安装在套筒状导弹主体105的底部区域104上。

举例来说，第一飞行方向控制装置307可围绕旋转轴线304旋转。第二飞行方向控制装置308可类似地围绕旋转轴线304旋转。换句话说，第一飞行方向控制装置307和第二飞行方向控制装置308共用共同的旋转轴线304，其说明性地平行于高度轴线Y。第一飞行方向控制装置307和第二飞行方向控制装置308说明性地相对于套筒状导弹主体105的横向轴线P对称。

此外，示出了内部隔间301，其位于套筒状导弹主体105内。内部隔间301说明性地容纳至少一个发动机300。至少一个发动机300可包括火箭发动机、吸气式火箭、涡轮发动机、冲压发动机、超燃冲压发动机和/或电动风扇或螺旋桨。

如上文针对图1所述那样，套筒状导弹主体105在右侧部102上设置有至少一个气动延伸部106。此外，至少一个副翼116被枢转地安装在至少一个气动延伸部106上。至少一个副翼116可被实现为三棱柱。

更具体地，至少一个副翼116可说明性地在第一位置116a与第二位置116b之间枢转。举例来说，至少一个副翼116可枢转角度γ。角度γ可被包括在0°与180°之间。

举例来说，至少一个气动延伸部106包括两个副翼116。说明性地，第一副翼被表示在第一位置116a，并且第二副翼被表示在第二位置116b。

图3b示出了图1的制导导弹100具有至少一个飞行方向控制装置107，其现在说明性地仅通过图3a的飞行方向控制装置307来实现。如针对图3a所述那样，飞行方向控制装置307优选被可旋转地安装在套筒状导弹主体105的顶部区域103上。然而，需要时，飞行方向控制装置307可替代地被可旋转地安装在套筒状导弹主体105的底部区域104上。

图3c示出了图1的制导导弹100具有至少一个飞行方向控制装置107，其现在说明性地通过一对第一飞行方向控制装置和第二飞行方向控制装置来实现，它们包括图3b的飞行方向控制装置307和优选也为方向舵型的附加飞行方向控制装置306。举例来说，第一飞行方向控制装置307和第二飞行方向控制装置306都被可旋转地安装在套筒状导弹主体105的顶部区域103上。

说明性地，第一飞行方向控制装置307现在可围绕旋转轴线302旋转，并且第二飞行方向控制装置306可围绕旋转轴线303旋转。举例来说，旋转轴线302、303相对于彼此设置为角度β。更具体地，旋转轴线302优选相对于高度轴线Y设置为倾斜角度β1。类似地，旋转轴线303相对于高度轴线Y设置为倾斜角度β2。

举例来说，β1等于β2，其中β1＝β2＝β/2。因此，第一飞行方向控制装置307和第二飞行方向控制装置306在套筒状导弹主体105上设置为相对于高度轴线Y对称。然而，需要时，倾斜角度β1和倾斜角度β2可具有不同的值。

图3d示出了图1的制导导弹100具有至少一个飞行方向控制装置107，其现在说明性地通过两对第一飞行方向控制装置和第二飞行方向控制装置311、312；309、310来实现，它们例如全部是方向舵型。更具体地，这两对包括第一飞行方向控制装置311、第二飞行方向控制装置312、第三飞行方向控制装置309和第四飞行方向控制装置310。

说明性地，第一飞行方向控制装置311和第二飞行方向控制装置312被可旋转地安装在套筒状导弹主体105的顶部区域103上。第三飞行方向控制装置309和第四飞行方向控制装置310被可旋转地安装在套筒状导弹主体105的底部区域104上。

举例来说，第一飞行方向控制装置311和第四飞行方向控制装置310设置在公共旋转轴线302上。第二飞行方向控制装置312和第三飞行方向控制装置309设置在公共旋转轴线303上。举例来说，为了获得相等的重量重分配，旋转轴线302和303在至少一个发动机300的中心处相交。

说明性地，第一飞行方向控制装置311和第二飞行方向控制装置312相对于彼此设置为图3c的倾斜角度β。类似地，第三飞行方向控制装置309和第四飞行方向控制装置310也设置为倾斜角度β。

此外，旋转轴线302优选相对于高度轴线Y设置为图3c的倾斜角度β1并且旋转轴线303相对于高度轴线Y设置为倾斜角度β2。举例来说，β1等于β2，其中β1＝β2＝β/2。然而，需要时，倾斜角度β1和倾斜角度β2可具有不同的值。

图4a示出了图1的制导导弹100具有设置在套筒状导弹主体105的右侧部102上的至少一个气动延伸部106。举例来说，制导导弹100包括根据图3a的至少一个飞行方向控制装置107，其包括被可旋转地安装在套筒状导弹主体105的顶部区域103上的第一飞行方向控制装置307以及被可旋转地安装在套筒状导弹主体105的底部区域104上的第二飞行方向控制装置308。然而，可替代地考虑相应的单独的飞行方向控制装置的任何其他的数量、取向和/或定位。

与图1和图3a相反，套筒状导弹主体105现在还设置有设置在左侧部101上的弧形延伸部400。除了至少一个气动延伸部106之外设置弧形延伸部400可以更有效地用于亚音速飞行。

说明性地，套筒状导弹主体105、至少一个气动延伸部106和弧形延伸部400的截面轮廓一起形成翼形翼型412。实施翼形翼型412在升力方面是有利的。此外，翼形翼型412可减少制导导弹飞行期间的阻力。

图4b示出了图1的制导导弹100具有设置在套筒状导弹主体105的右侧部102上的至少一个气动延伸部106。举例来说，制导导弹100包括根据图3a的至少一个飞行方向控制装置107，其包括被可旋转地安装在套筒状导弹主体105的顶部区域103上的第一飞行方向控制装置307以及被可旋转地安装在套筒状导弹主体105的底部区域104上的第二飞行方向控制装置308。然而，可替代地考虑相应的单独的飞行方向控制装置的任何其他的数量、取向和/或定位。

然而，与图1和图3a相反，至少一个气动延伸部106现在还在套筒状导弹主体105的左侧部101上延伸。换句话说，至少一个气动延伸部106设置在套筒状导弹主体105的左侧部101和套筒状导弹主体105的右侧部102上。举例来说，套筒状导弹主体105的左侧部101和右侧部102上的至少一个气动延伸部106分别包括尖缘401。尖缘401可有利地用于制导导弹100的超音速飞行。

此外，制导导弹100说明性地包括图3a的至少一个发动机300。举例来说，至少一个发动机300在套筒状导弹主体105的截面中居中地设置，这在重量重分配方面是有利的。

图4c示出了图1的制导导弹100具有根据图4b的在套筒状导弹主体105的左侧部101和右侧部102上延伸的至少一个气动延伸部106。此外，制导导弹100说明性地包括图1的至少一个飞行方向控制装置107，其说明性地根据图3d实现，即，具有两对第一飞行方向控制装置和第二飞行方向控制装置311、312；309、310。然而，还可考虑更多数量的飞行方向控制装置，这对于快速且有效地改变超音速下的制导导弹100的基础飞行方向来说是有利的。

图5示出了根据图4a的制导导弹100具有套筒状导弹主体105和至少一个发动机300。然而，与图4a相反，制导导弹100现在优选包括附加发动机500，其也可被设置为用于产生前向推力。

类似于至少一个发动机300，附加发动机500优选被容纳在套筒状导弹主体105内。说明性地，附加发动机500被容纳在套筒状导弹主体105的右侧部102上并且更具体地被容纳在至少一个发动机300的右侧部上。举例来说，至少一个发动机300和附加发动机500彼此平行地设置。

需要时，附加发动机500可如所示那样设置在至少一个气动延伸部106内。更具体地，套筒状导弹主体105优选包括附加内部隔间501，附加发动机500定位在其中。

优选地，附加发动机500比至少一个发动机300更小。然而，需要时，附加发动机500可具有与至少一个发动机300类似的尺寸。

优选地，附加发动机500包括火箭发动机、吸气式火箭、涡轮发动机、冲压发动机、超燃冲压发动机和/或电动风扇或螺旋桨。

应注意，上述的实施方式仅仅是为了说明本发明的可行的实现形式而描述的，并非是将本发明限制于此。相反，所述实施方式的多种修改和变型是可行的并因此也应被认为是本发明的一部分。

举例来说，根据本发明，飞行方向控制装置的任何组合都是可行的。此外，可使用任何数量的附加发动机。需要时，发动机可在制导导弹内串联堆放。

附图标记列表

100 制导导弹

101 左侧部

102 右侧部

102a，201a后缘前部

102b，201b后缘后部

103 顶部区域

104 底部区域

105 套筒状导弹主体

106 气动延伸部

107 多种飞行方向控制装置

108，109，306，307，308，309，310，311，312独立飞行方向控制装置110 前部

111 后部

112a，112b，112c截面形状

113，114，114’飞行方向

114a，114b，114a’，114b’飞行方向控制装置的轴线

115 火箭发动机的喷口

116 副翼

116a，116b副翼的位置

117传感器

118a，118b控制轴线

208，208’旋转后的第一飞行方向控制装置

209，209’旋转后的第二飞行方向控制装置

300 发动机

301内部隔间

302，303，304旋转轴线

400 弧形延伸部

401 尖缘

412 翼形翼型

500 附加发动机

501 附加内部隔间

R 纵向轴线

Y 高度轴线

P 横向轴线

G 重心

α1，α2旋转角度

β，β1，β2，δ1，δ2倾斜角度

γ副翼枢转角度

Claims (14)

1.一种制导导弹(100)，其包括：

套筒状导弹主体(105)，其沿着纵向轴线(R)从前部(110)延伸至后部(111)、沿着高度轴线(Y)从底部区域(104)延伸至顶部区域(103)并且沿着横向轴线(P)从左侧部(101)延伸至右侧部(102)；

用于产生前向推力的至少一个发动机(300)，所述至少一个发动机(300)被容纳在所述套筒状导弹主体(105)内并且包括设置在所述套筒状导弹主体(105)的所述后部(111)处的喷口(115)；

至少一个飞行方向控制装置(107)，其被可旋转地安装在所述套筒状导弹主体(105)的所述顶部区域(103)或所述底部区域(104)上，以调整所述制导导弹(100)的飞行方向(113，114)；以及

至少一个气动延伸部(106)，其具有气动截面形状(112a，112b，112c)，并被设置在所述套筒状导弹主体(105)的所述左侧部(101)和所述右侧部(102)中的一个上，其中所述至少一个气动延伸部(106)与所述套筒状导弹主体(105)一起形成与所述纵向轴线(R)成倾斜角度的升力产生翼型，以在飞行期间产生附加升力，并且其中弧形延伸部(400)被设置在所述套筒状导弹主体(105)的所述左侧部(101)和所述右侧部(102)中的另一个上。

2.根据权利要求1所述的制导导弹(100)，其中，所述至少一个飞行方向控制装置(107)是方向舵型，并且能够从与纵向轴线(R)对齐的位置围绕所述高度轴线(Y)旋转被包括在-45°与135°之间的旋转角度(α1，α2)。

3.根据权利要求1所述的制导导弹(100)，其中，所述套筒状导弹主体(105)、所述至少一个气动延伸部(106)和所述弧形延伸部(400)的截面轮廓一起形成翼形翼型(412)。

4.根据权利要求1所述的制导导弹(100)，其中，所述至少一个气动延伸部(106)包括尖缘(401)。

5.根据权利要求1所述的制导导弹(100)，其包括至少两个飞行方向控制装置(107)，其中，所述至少两个飞行方向控制装置(107)中的至少一个第一飞行方向控制装置(108，109，306，307，308，309，310，311，312)被可旋转地安装在所述套筒状导弹主体(105)的所述顶部区域(103)上，并且其中所述至少两个飞行方向控制装置(107)中的至少一个第二飞行方向控制装置(108，109，306，307，308，309，310，311，312)被可旋转地安装在所述套筒状导弹主体(105)的所述底部区域(104)上。

6.根据权利要求5所述的制导导弹(100)，其中，所述至少一个第一飞行方向控制装置(108，109，306，307，308，309，310，311，312)和所述至少一个第二飞行方向控制装置(108，109，306，307，308，309，310，311，312)包括彼此同轴地设置或相对于高度轴线(Y)以倾斜角度(β)设置的旋转轴线(302，303，304)。

7.根据权利要求5所述的制导导弹(100)，其中，所述至少一个第一飞行方向控制装置(108，109，306，307，308，309，310，311，312)和所述至少一个第二飞行方向控制装置(108，109，306，307，308，309，310，311，312)设置在所述套筒状导弹主体(105)的所述前部(110)中或其附近。

8.根据权利要求5所述的制导导弹(100)，其中，所述至少一个第一飞行方向控制装置(108，109，306，307，308，309，310，311，312)和所述至少一个第二飞行方向控制装置(108，109，306，307，308，309，310，311，312)设置在所述套筒状导弹主体(105)的所述后部(111)中或其附近。

9.根据权利要求1所述的制导导弹(100)，其中，所述至少一个气动延伸部(106)包括至少一个副翼(116)，其安装在所述至少一个气动延伸部(106)的后缘(102a，102b，201a，201b)上，其中所述后缘是所述至少一个气动延伸部(106)的远离所述套筒状导弹主体(105)的外缘。

10.根据权利要求9所述的制导导弹(100)，其中，所述至少一个副翼(116)包括控制轴线(118a，118b)，其被定向为与所述套筒状导弹主体(105)的所述纵向轴线(R)成倾斜角度(δ1，δ2)。

11.根据权利要求1所述的制导导弹(100)，其还包括安装在所述套筒状导弹主体(105)的所述前部(110)上的至少一个传感器(117)。

12.根据权利要求1所述的制导导弹(100)，其还包括至少一个附加发动机(500)。

13.根据权利要求1所述的制导导弹(100)，其中，所述至少一个飞行方向控制装置(107)包括前缘缝翼、襟翼、栅格翼、扰流板、减速板、可变形翼型、小型火箭发动机、气体发生器和爆炸物中的一个，以用于飞行方向控制。

14.根据权利要求1所述的制导导弹(100)，其中，所述至少一个发动机(300)包括火箭发动机、吸气式火箭、涡轮发动机、冲压发动机、超燃冲压发动机和电动风扇或螺旋桨中的一个。