CN115164652A - 一种利用气动热进行抛罩的方法 - Google Patents

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李泽峰
孟凡强
张欣召
井孟凯
张振华
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
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Abstract

本发明公开了一种利用气动热进行抛罩的方法，属于高超声速导弹技术领域。利用高超声速导弹飞行过程中产生的气动热对导弹壁面的加热效应，将加热效应产生的热量传导入鼻锥罩内的抛罩装置中并存储，当鼻锥罩需要抛罩时，弹载计算机向抛罩装置发送分离信号，抛罩装置接收分离信号后将存储的热量释放，鼻锥罩在热能的作用下瞬间产生开裂，随后，开裂的鼻锥罩在气动力的作用下分开并脱离弹体，完成抛罩过程。本发明通过利用气动热产生的高温，转换成可利用的空气内能，提供抛罩分离所需要的能量，实现鼻锥罩抛罩目的。

Description

一种利用气动热进行抛罩的方法
技术领域
本发明属于高超声速导弹技术领域，具体涉及一种利用气动热进行抛罩的方法及装置。
背景技术
导弹等飞行器在大气中以超声速或者以高超声速飞行时，由于空气的剧烈压缩和粘性作用，物面边界层内具有很大速度梯度的各气流层产生了强烈的摩擦，造成壁面附近气温升高，这就是高速飞行器的气动加热现象。在飞行过程中，强烈的气动摩擦使壁面附近的气温非常的高，飞行器壁面温度可高达2000℃，高温空气将不断向飞行器低温壁面传热，引起很强的气动加热。极有可能致使飞行器结构外形发生烧蚀、结构强度以及刚度等发生改变，还会在飞行器结构内部产生热应力、热变形，甚至过高的温度会影响设备舱内仪器的工作性能，对高超飞行器的正常飞行以及安全带来极为严重的影响。这种强烈的气动加热既是飞行器设计中需要解决的棘手问题，同时也是一种可利用的能量来源。
当前导弹等飞行器为提高命中精度，纷纷加装导引头进行末制导。可见光等类型的导引头在工作时必须无遮挡，因此需要在导引头工作前将导弹头部的鼻锥罩进行抛罩分离露出导引头视场。导弹高速飞行中进行抛罩时，要求抛罩过程对导弹飞行干扰小，抛罩产生的散落物少。因此，导弹抛罩是一种复杂的技术，对采用可见光等类型导引头进行末制导的导弹具有重要作用。现有抛罩技术中，多采用爆炸螺栓等火工品将鼻锥罩连接处进行分离。现有方法带有火工品，结构复杂，重量较大，具有较大的改进空间。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种利用气动热进行抛罩的方法，通过利用气动热产生的高温，转换成可利用的空气内能，提供抛罩分离所需要的能量，实现鼻锥罩抛罩目的。
一种利用气动热进行抛罩的方法，利用高超声速导弹飞行过程中产生的气动热对导弹壁面的加热效应，将加热效应产生的热量传导入鼻锥罩内的抛罩装置中并存储，当鼻锥罩需要抛罩时，弹载计算机向抛罩装置发送分离信号，抛罩装置接收分离信号后将存储的热量释放，鼻锥罩在热能的作用下瞬间产生开裂，随后，开裂的鼻锥罩在气动力的作用下分开并脱离弹体，完成抛罩过程。
进一步地，所述抛罩装置包括由左右两半组成的鼻锥罩、密封腔、密封薄膜和电磁销钉；所述鼻锥罩的连接面位于导弹飞行过程中的纵向对称面；所述密封腔同样由左右两部分组成，左右两部分分别连接在鼻锥罩上，左右两部分的密封腔在连接处打有销钉孔，通过电磁销钉进行连接紧固；所述密封腔内沿周向均布安装四个电磁销钉，并在电磁销钉外围安装密封薄膜，所述电磁销钉接收弹载计算机发送的电信号后，能够同时对密封腔进行解锁。
进一步地，所述密封腔的下封板为复合绝热材料，其他部位为金属导热材料。
进一步地，所述鼻锥两部分的连接面通过高温胶进行粘接。
进一步地，所述电磁销钉的连接强度远远大于鼻锥连接面高温胶的粘接强度。
有益效果：
1、本发明的抛罩方法利用高超声速导弹飞行过程中产生的气动热对导弹壁面的加热效应，将加热效应产生的热量传导入鼻锥罩内部并存储，既缓解了气动热防护压力，同时将被动的气动热转化为可利用的能量，解决了抛罩过程的动力问题，达到抛罩结构简单化，轻量化的效果。
2、本发明的抛罩装置中，鼻锥罩的连接面位于导弹飞行过程中的纵向对称面，能够保证鼻锥罩分离方向为左右方向，此外，抛罩装置在电磁销钉解锁后，鼻锥罩在密闭腔内高温高压空气的作用下瞬间弹开，左右开裂的鼻锥罩在气动力的作用下左右分开脱离弹体，完成抛罩过程，抛罩装置避免使用火工品，结构简单、安全可靠。
3、本发明抛罩装置密封腔的下封板为复合绝热材料，其他部位为金属导热材料，能够保证高温区的热量能够迅速导入密封腔内的空气中，同时减少密封腔内的热量往导弹后部的低温区传导，从而使密封腔内的空气内能随着导弹高速飞行迅速增大。
4、本发明抛罩装置中电磁销钉的连接强度远远大于鼻锥连接面高温胶的粘接强度，因此能够承受密封腔内高温空气的高压。
附图说明
图1为本发明利用气动热抛罩装置的结构示意图。
其中，1-鼻锥罩、2-密封腔、3-下封板、4-电磁销钉、5-密封薄膜、6-空气。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种利用气动热进行抛罩的方法，具体是利用高超声速导弹飞行过程中产生的气动热对导弹壁面的加热效应，通过抛罩装置将气动热转换成可控动力，完成抛罩过程。
如图1所示，本实施例中所述抛罩装置包括：鼻锥罩1、密封腔2、复合绝热板3、电磁销钉4和密封薄膜5。
本实施例中，导弹以高超声速飞行时，鼻锥罩1头部表面最高温度能够达到2000℃左右。鼻锥罩1分为两部分，并保证导弹飞行过程中鼻锥罩1左右两部分以导弹纵向对称面对称；鼻锥1两部分的连接面通过高温胶进行粘接。
本实施例中，密封腔2由左右两部分组成，分别连接在鼻锥罩1上，两部分密封腔2沿周向均布4对销钉孔，通过安装在密封腔2上的电磁销钉4进行连接紧固。密封腔2后底板采用复合绝热材料，减缓密封腔内热量向弹体后部传递，起到对弹体后面舱体热防护的效果。密封腔2其他结构采用金属导热材料，将鼻锥罩表面的高温导入密封腔中。密封腔2安装电磁销钉4处，通过密封薄膜5进行密封，密封腔内充满空气6作为工作介质。
本实施例中，电磁销钉4的连接强度远远大于鼻锥连接面高温胶的粘接强度，因此能够承受密封腔内高温空气的高压。
本实施例中，电磁销钉信号线连接弹载计算机，当导弹飞行到末制导阶段时，弹载计算机发出抛罩信号，电磁销钉接到信号后同时进行解锁。密封腔内的高温高压空气冲破鼻锥罩的高温胶连接强度，分开成左右两半。分开后的两半鼻锥罩在气动力的作用下进行脱离，完成抛罩。
本实施例中，抛罩装置所有零件在抛罩过程中随鼻锥罩进行抛离，无多余散落物。
综上所述，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 (5)

1.一种利用气动热进行抛罩的方法，其特征在于，利用高超声速导弹飞行过程中产生的气动热对导弹壁面的加热效应，将加热效应产生的热量传导入鼻锥罩内的抛罩装置中并存储，当鼻锥罩需要抛罩时，弹载计算机向抛罩装置发送分离信号，抛罩装置接收分离信号后将存储的热量释放，鼻锥罩在热能的作用下瞬间产生开裂，随后，开裂的鼻锥罩在气动力的作用下分开并脱离弹体，完成抛罩过程。
2.如权利要求1所述的利用气动热进行抛罩的方法，其特征在于，所述抛罩装置包括由左右两半组成的鼻锥罩、密封腔、密封薄膜和电磁销钉；所述鼻锥罩的连接面位于导弹飞行过程中的纵向对称面；所述密封腔同样由左右两部分组成，左右两部分分别连接在鼻锥罩上，左右两部分的密封腔在连接处打有销钉孔，通过电磁销钉进行连接紧固；所述密封腔内沿周向均布安装四个电磁销钉，并在电磁销钉外围安装密封薄膜，所述电磁销钉接收弹载计算机发送的电信号后，能够同时对密封腔进行解锁。
3.如权利要求2所述的利用气动热进行抛罩的方法，其特征在于，所述密封腔的下封板为复合绝热材料，其他部位为金属导热材料。
4.如权利要求3所述的利用气动热进行抛罩的方法，其特征在于，所述鼻锥两部分的连接面通过高温胶进行粘接。
5.如权利要求3或4所述的利用气动热进行抛罩的方法，其特征在于，所述电磁销钉的连接强度远远大于鼻锥连接面高温胶的粘接强度。
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Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2070739A (en) * 1980-02-01 1981-09-09 Diehl Gmbh & Co A projectile having a thermo- electrical generator
US4867357A (en) * 1987-12-21 1989-09-19 General Dynamics Corp., Pomona Division Jettisonable protective cover device
JPH06241700A (ja) * 1993-02-17 1994-09-02 Daikin Ind Ltd 高速飛翔体
JPH06265300A (ja) * 1993-03-11 1994-09-20 Mitsubishi Electric Corp 誘導飛翔体
JPH07294200A (ja) * 1994-04-28 1995-11-10 Daikin Ind Ltd 高速飛翔体
JP2003112698A (ja) * 2001-10-02 2003-04-15 Kawasaki Heavy Ind Ltd 高速飛翔体フェアリングの熱抵抗抑制構造
US20120187235A1 (en) * 2008-03-04 2012-07-26 Edward Bergmann Guidance control system for projectiles
US20170131076A1 (en) * 2014-06-25 2017-05-11 Mbda France Missile provided with a separable protective fairing

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2070739A (en) * 1980-02-01 1981-09-09 Diehl Gmbh & Co A projectile having a thermo- electrical generator
US4867357A (en) * 1987-12-21 1989-09-19 General Dynamics Corp., Pomona Division Jettisonable protective cover device
JPH06241700A (ja) * 1993-02-17 1994-09-02 Daikin Ind Ltd 高速飛翔体
JPH06265300A (ja) * 1993-03-11 1994-09-20 Mitsubishi Electric Corp 誘導飛翔体
JPH07294200A (ja) * 1994-04-28 1995-11-10 Daikin Ind Ltd 高速飛翔体
JP2003112698A (ja) * 2001-10-02 2003-04-15 Kawasaki Heavy Ind Ltd 高速飛翔体フェアリングの熱抵抗抑制構造
US20120187235A1 (en) * 2008-03-04 2012-07-26 Edward Bergmann Guidance control system for projectiles
US20170131076A1 (en) * 2014-06-25 2017-05-11 Mbda France Missile provided with a separable protective fairing

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