CN202511716U - 试验或训练用大口径超音速靶弹 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种试验或训练用大口径超音速靶弹，包括火箭发动机和靶弹头，所述火箭发动机包括燃烧室、喷管和多个翼片，所述燃烧室的前端与所述靶弹头联接、后端与所述喷管连接，所述多个翼片布设在所述喷管的外圆周上，所述靶弹头包括壳体、配重体和配重环，所述壳体为空心结构，所述配重体嵌固在所述壳体内的前端，所述配重环在壳体中部用预置挡片固定。本实用新型一方面通过改进火箭发动机的装药结构及装药方案，来增大发动机推力；另一方面减小头部结构的重量，以使得全弹获得较高的发射初速；能够较好地模拟巡航导弹飞行末段的几何、速度、红外、雷达反射面积等目标特性，满足试验或训练对于模拟目标相似性、经济性以及可重复性的要求。

Description

试验或训练用大口径超音速靶弹

技术领域

本实用新型涉及一种用于雷达性能调试和检测的信标，尤其是涉及一种可以模拟巡航导弹相关目标特性的大口径超音速靶弹，属于试验或训练用模拟靶弹技术领域。

背景技术

目前，国内外拦截巡航导弹训练、超近程反导武器系统联调试验等所用的目标一般采用以下几种方式：

1.飞机投放法

这是试验精确制导武器的传统方法，其特点是直观性强，但是也有很多不足之处，如：成本太高；难以控制飞行轨迹和落点；对试验场区要求高；因此，试验用途与适用范围有限，风险性大。

2.火箭撬法

在地面建设专用滑轨，用火箭撬推动并加速模拟弹丸达到要求的速度。该方法设备投资大，进行威力试验有一定困难，受试验本身条件的约束，其终点效应也不能完全反映客观实际，而且，没有空中飞行轨迹，因此，其应用范围也受到限制。

3.捆绑火箭助推法

即用火箭发动机推动模拟弹丸，达到所要求的速度。该方法具有一定的可操作性，相对于前两种方法，成本已大大降低，但是，若要进行多次试验，其成本还是较高，而且，由于需要捆绑火箭，模拟弹的飞行姿态和轨迹的控制将变得更加困难。

4.航模替代法；

航模替代法成本低廉，可重复使用，也能较好的模拟巡航导弹的几何特征，但其缺点是速度偏低，无法模拟巡航导弹的速度特征；

综上所述，现有的替代目标方式均难以满足试验或训练对于模拟目标相似性、经济性以及可重复性的要求。

发明内容

为拦截巡航导弹训练、超近程反导武器系统联调试验等提供一种试验或训练用大口径超音速靶弹，能够较好模拟巡航导弹飞行末段的几何、速度、红外、雷达反射面积等目标特性，满足试验或训练对于模拟目标相似性、经济性以及可重复性的要求，本实用新型提供了一种试验或训练用大口径超音速靶弹，包括火箭发动机和靶弹头，所述火箭发动机包括燃烧室、喷管和多个翼片，所述燃烧室的前端与所述靶弹头联接、后端与所述喷管连接，所述多个翼片布设在所述喷管的外圆周上，所述靶弹头包括壳体、配重体和配重环，所述壳体为空心结构，所述配重体嵌固在所述壳体内的前端，所述配重环在壳体中部用预置挡片固定。

在上述技术方案中，所述配重体为实心锥形钢锭结构。

在上述技术方案中，所述配重环为有一定壁厚的空心钢圈。

在上述技术方案中，所述壳体采用高强薄壁钢材制作，厚度为1.5mm。

在上述技术方案中，所述火箭发动机燃烧室的前端和所述靶弹头之间采用螺纹可拆卸连接。

在上述技术方案中，所述火箭发动机的燃烧室采用单室双推力装药结构，两种不同类型的推进剂混合装药置于燃烧室内部。

本实用新型一方面通过改进火箭发动机的装药结构及装药方案，来增大发动机推力；另一方面减小头部结构的重量，以使得全弹获得较高的发射初速，头部结构的重量减小后要保证全弹飞行的稳定性，取得了以下技术效果：

1.使弹径252mm，弹长不小于2800mm的火箭弹最大速度达到500m/s左右，且飞行姿态稳定，弹道重复性好；

2.采用相当口径的靶弹试验成本大幅降低；

3.能够较好模拟巡航导弹飞行末段的几何、速度、红外、雷达反射面积等目标特性。

4.满足试验或训练对于模拟目标相似性、经济性以及可重复性的要求。

附图说明

图1为本实用新型的靶弹结构示意图；

图2为本实用新型火箭发动机结构示意图；

图3为本实用新型靶弹头结构示意图。

图中标记：1、靶弹头，2、火箭发动机，3、翼片，7、配重体，8、配重环。

具体实施方式

为了便于本领域普通技术人员理解和实施本实用新型，下面结合附图及具体实施方式对本实用新型作进一步的详细描述。

图1所示为本实用新型的靶弹结构示意图，其为火箭发动机推动的252mm口径超音速靶弹，全弹长约2.8m，最大速度可达500m/s左右，包括火箭发动机2和靶弹头1，火箭发动机和靶弹头之间采用螺纹联接。温度为20℃时，火箭发动机推力为187.5kN，靶弹头部结构长度不小于2m，质量45.5kg。

图2为火箭发动机结构示意图，主要包括燃烧室，喷管和翼片3。燃烧室的前端与靶弹头螺纹联接、后端与喷管相连，在喷管的外圆周均匀布设有翼片3，其可以采用现有的Φ252mm火箭破障弹的火箭部改进而成。

由于现有Φ252mm火箭破障弹重137.5kg，最大速度为290m/s，当直接采用其火箭发动机来推动本实用新型的靶弹时，若靶弹重90kg则最大初速只能到400m/s左右，不满足试验或训练需求，因此需要进行改进。为了提高炮口速度，减小火箭的散布，本实用新型利用两种不同燃速推进剂及不同尺寸的装药药柱，采用单室双推力装药方案来实现，即采用GHTO型推进剂(GHTO-1A)和GLQ型推进剂(GLQ-3)混合装药置于燃烧室内部，装药总质量17.22kg。经过上述改进，采用混合装药方式的90kg靶弹的最大初速能达到500m/s左右。

发射药点火燃烧后从喷管喷出，产生推力。靶弹发射离开炮膛后，翼片3张开，在空气动力的作用下，靶弹绕弹轴转动。全弹在翼片和自转的共同作用下保持飞行稳定。

图3为本靶弹头结构示意图。其由壳体、配重体7和配重环8组成。为了增大目标面积，壳体为空心结构，采用高强薄壁钢材制作，厚度为1.5mm，以承受发射和飞行过程中的发动机推力和飞行阻力。同时，为了满足全弹稳定飞行的要求，进行了配重结构设计，在头部结构的设置多个配重体。配重体7采用Q235结构钢制作，其为实心锥形钢锭结构，嵌固在壳体内的前端。配重环8为有一定壁厚的空心钢圈，其作用是调整靶弹重量和质心位置，以达到稳定飞行的目的，多个配重环在壳体中部用预置挡片固定。经验证，本实用新型中所述靶弹的稳定储备量Γ＝19.86％，能够保证全弹的稳定飞行。

本实用新型所述靶弹可在制式252mm火箭炮上发射，也可在经过改装的其它专用发射器上发射。发射前，将靶弹从火箭炮身管尾部装填到位，靶弹的点火引线与延长导线可靠联接，导线另一端接电点火器，发射时采用电触发方式点火发射。

以上实施方式仅为本实用新型的一种实施方式，其描述较为具体和详细，但不能因此而理解为对本实用新型专利范围的限制。其具体结构和尺寸可根据实际需要进行相应的调整。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本实用新型的保护范围。

Claims (6)

1.一种试验或训练用大口径超音速靶弹，包括火箭发动机和靶弹头，所述火箭发动机包括燃烧室、喷管和多个翼片，所述燃烧室的前端与所述靶弹头联接、后端与所述喷管连接，所述多个翼片布设在所述喷管的外圆周上，其特征在于：所述靶弹头包括壳体、配重体和配重环，所述壳体为空心结构，所述配重体嵌固在所述壳体内的前端，所述配重环在壳体中部用预置挡片固定。

2.根据权利要求1所述的试验或训练用大口径超音速靶弹，其特征在于：所述配重体为实心锥形钢锭结构。

3.根据权利要求1所述的试验或训练用大口径超音速靶弹，其特征在于：所述配重环为有一定壁厚的空心钢圈。

4.根据权利要求1所述的试验或训练用大口径超音速靶弹，其特征在于：所述壳体采用高强薄壁钢材制作，厚度为1.5mm。

5.根据权利要求1所述的试验或训练用大口径超音速靶弹，其特征在于：所述火箭发动机燃烧室的前端和所述靶弹头之间采用螺纹可拆卸连接。

6.根据权利要求1所述的试验或训练用大口径超音速靶弹，其特征在于：所述火箭发动机的燃烧室采用单室双推力装药结构，两种不同类型的推进剂混合装药置于燃烧室内部。

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