CN203385332U - 一种子母式引雷火箭弹 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种子母式引雷火箭弹，属于弹箭技术领域。本实用新型采用子母弹结构解决了一次远距离投送并释放多个引雷子弹的问题。本实用新型通过将传统引雷弹中的单向放线改为双向放线，加快金属线解除螺旋释放的速度，有效缓解了引雷弹金属线放线时产生的轴向拉伸张力；通过在金属线前端与铅垂头螺之间引入轴承，避免金属线带动整个铅垂头螺高速旋转，有效缓解了引雷子弹放线金属线时产生的旋转张力；从而减小了金属线断裂的可能。本实用新型在引雷子弹中应用的延时引信，将达到预订海拔高度作为输出点火信号的时刻，根本解决了通过飞行时间推算弹道高度的误差会随着射程的增加而增大的技术难点。

Description

一种子母式引雷火箭弹

技术领域

本实用新型涉及一种子母式引雷火箭弹，属于弹箭技术领域。

背景技术

采用金属线引雷是一种常用的人工引雷方法，该方法是从地面向空中发射引雷弹丸进行人工引雷。传统引雷弹丸的结构如图1所示，包括绕线内衬、金属线、铅垂头螺、分离抛射药和时间延时引信；金属线一端螺旋缠绕在绕线内衬上，另一端直接固定在铅垂头螺后端。弹丸发射后，经时间延时引信延时启动分离抛射药，使铅垂头螺与弹丸主体分离；铅垂头螺牵引金属线下降时，金属线沿着绕线内衬单向螺旋释放，完成引雷作业。

传统结构的引雷弹丸存在如下缺点：

1引雷弹丸采用地面发射药发射的发射方法，弹丸的飞行距离较近而且一次只能发射一个引雷弹丸，缺乏一次远程发射投放多个引雷弹丸的能力。

2金属线抛撒药起爆分离铅垂头螺与壳体时，分离速度较大，金属线单向旋转释放，旋转释放速度较慢，使金属线得承受较大的拉伸张力，容易断裂。

3铅垂头螺牵引缠绕在绕线内衬上的金属线下降时，金属线边解除绕线内衬的螺旋缠绕边下降，金属线产生的旋转力带动铅垂头螺在空中旋转，由于铅垂头螺质量较大，使得金属承受较大的旋转张力，容易断裂。

4弹丸将发射时的点火时刻作为计时零点，通过一定的时间延时后打开降落伞、释放金属线，这种结构只能通过弹丸的飞行速度和飞行时间估算弹丸抛开降落伞和释放金属线时离地面的距离，单发弹丸作业时存在较大的用延时时间和飞行速度换算高度的换算误差，多发弹丸作业时打开降落伞、释放金属线高度一致性较差。

实用新型内容

本实用新型的目的是要解决传统引雷弹丸存在的弹丸的飞行距离较近而且一次只能发射一个引雷弹丸、金属线释放过程承受较大的旋转张力和拉伸张力使其容易断裂、以及不能在准确高度释放金属线等问题，而提供一种子母式引雷火箭弹。

本实用新型的目的是通过以下技术方案实现的：

本实用新型的一种子母式引雷火箭弹，包括风帽、子弹舱壳体、控制舱壳体、发动机、稳定装置、引雷子弹、子弹推板、子弹抛射药、开舱引信、点火具；

引雷子弹包括铅垂头螺、轴承、下绕线内衬、子弹壳体、上绕线内衬、金属线、分离抛射药、子弹分离引信、降落伞拉板、引信电源开关、挡环、降落伞；

铅垂头螺的前端为实芯锥体结构，铅垂头螺的后端外沿向后延伸有连接台，铅垂头螺的后端端部加工有轴承安装孔；

下绕线内衬为一端有底的筒形件，下绕线内衬的有底一端的端面向前延伸出轴承连接台；

上绕线内衬为一端有底的筒形件，上绕线内衬的有底一端的外沿向外延伸出连接台，且该底面中心开有抛射药安装孔；

子弹分离引信的后端设计有拉开启动的引信电源开关，子弹分离引信的前端引出点火信号输出接口；

下绕线内衬前端的轴承连接台安装在铅垂头螺后端的轴承安装孔内，且下绕线内衬的轴承连接台与铅垂头螺的轴承安装孔通过轴承连接；上绕线内衬通过其后端外沿处的连接台固定在子弹壳体内部的前段，上绕线内衬底面的抛射药安装孔内固定分离抛射药；子弹壳体内部上绕线内衬的后端依次装入子弹分离引信、降落伞拉板；子弹分离引信前端引出的点火信号输出接口与分离抛射药的点火电路连接，子弹分离引信后端的引信电源开关通过拉绳与降落伞拉板的前端相连，子弹壳体后端端部内壁螺纹连接挡环，降落伞通过伞绳连接在降落伞拉板的后端，并折叠在降落伞拉板与挡环之间的子弹壳体内；子弹壳体的前端与铅垂头螺后端的连接台通过剪切销连接，使子弹壳体内部的上绕线内衬与铅垂头螺内部的下绕线内衬对接；金属线一端螺旋缠绕在上绕线内衬的侧壁并固定在上绕线内衬后端连接台上，金属线的另一端螺旋缠绕在下绕线内衬的侧壁并固定在下绕线内衬的后端；

子弹舱壳体的后端端部向内加工有卡位环，所有引雷子弹首尾相接依次放入火箭弹的子弹舱壳体内，且最后端的引雷子弹的后端与子弹舱壳体的卡位环之间放置子弹推板；

控制舱壳体内从前向后依次安装子弹抛射药、开舱引信；子弹抛射药的点火电路与开舱引信点火信号输出接口相连；

子弹舱壳体的前端与风帽通过剪切销连接，子弹舱壳体的后端与控制舱壳体螺纹连接，使控制舱壳体内部前端的子弹抛射药与子弹舱壳体内部后端的子弹推板对正；控制舱壳体后端连接发动机及稳定装置，控制舱壳体内部后端开舱引信的延时启动电路与发动机内部前端的点火具导线连接。

子弹推板的侧壁开有密封圈安装槽，子弹推板与子弹舱壳体连接处安装密封圈。

子弹分离引信包括高度判断模块、装订模块、GPS卫星定位模块、启动模块；

GPS卫星定位模块实时测量引雷弹所处的海拔高度，并将该海拔高度数据传输模块传给高度判断模块；

装订模块接收高度信息装订，并将该高度数据传输给高度判断模块；

高度判断模块储存装订模块高度比较信息，并实时接收GPS卫星定位模块的海拔高度信息，判断GPS卫星定位模块实时传入的海拔高度信息满足装订模块的高度比较信息时，向启动模块发送启动信号；

启动模块接收高度判断模块的启动信号后即时控制点火电路点火；

装订模块和GPS卫星定位模块分别通过数据线与高度判断模块相连，装订模块和GPS卫星定位分别向高度判断模块传输高度信息；高度判断模块通过数据线与启动模块相连，高度判断模块向启动模块发送启动信号；启动模块与分离抛射药的点火电路导线连接。

工作过程：

在引雷火箭弹发射前，分别通过每个引雷子弹的子弹分离引信中的装订模块对其装订高度比较信息，即预订铅垂头螺与子弹壳体分离时的高度值，装订模块将高度比较信息发送给高度判断模块，高度判断模块将该高度比较信息进行存储；火箭弹通过点火具使发动机工作，点火具点火的同时使开舱引信开始计时；开舱引信延时结束后，向子弹抛射药输出点火信号，子弹抛撒药点火起爆，产生的火药气体使子弹推板推动前端的引雷子弹向火箭弹头部运动，将风帽与子弹舱壳体连接的剪切销剪断，使风帽与子弹舱壳体脱落，引雷子弹依次从子弹舱壳体中抛出；引雷子弹被抛出后在空气阻力的作用下，将子弹壳体后端的降落伞打开，使引雷子弹减速下降；降落伞打开的同时拉动与其后端通过伞绳连接的降落伞拉板相对子弹壳体向上移动，并通过子弹壳体后端端部内壁螺纹连接的挡环向上限位，降落伞拉板在上移过程中通过拉绳拉动子弹分离引信后端的引信电源开关，使子弹分离引信的电源开启并开始工作；

子弹分离引信的GPS卫星定位模块实时测量引雷子弹所处的海拔高度，并将该海拔高度数据传输模块传给高度判断模块，当高度判断模块判断GPS卫星定位模块实时传入的海拔高度信息满足装订模块的高度比较信息时，向启动模块发送启动信号；启动模块接收高度判断模块的启动信号后即时向分离抛射药的点火电路输出点火信号，使分离抛射药点火起爆；分离抛射药产生的火药气体经过上绕线内衬和下绕线内衬内筒作用至铅垂头螺的后端，剪断铅垂头螺与子弹壳体之间的连接的剪切销，实现铅垂头螺与子弹壳体的分离；金属线的两端随着铅垂头螺的迅速下降，分别沿着上绕线内衬和下绕线内衬同时螺旋释放，从而实施引雷作业。

有益效果

本实用新型采用子母弹结构解决了一次远距离投送并释放多个引雷子弹的问题，在能够远距离飞行的母弹中安装多个引雷子弹。

本实用新型通过将传统引雷弹中的单向放线改为双向放线，加快金属线解除螺旋释放的速度，有效缓解了引雷弹金属线放线时产生的轴向拉伸张力；通过在金属线前端与铅垂头螺之间引入轴承，避免金属线带动整个铅垂头螺高速旋转，有效缓解了引雷子弹放线金属线时产生的旋转张力；从而减小了金属线断裂的可能。

本实用新型在引雷子弹中应用的延时引信，摒弃了传统引信中通过预设时间启动点火的设计思路，将达到预订海拔高度作为输出点火信号的时刻，根本解决了通过飞行时间推算弹道高度的误差会随着射程的增加而增大的技术难点。

附图说明

图1为传统引雷弹的结构示意图；

图2为本实用新型子母式引雷火箭弹的结构示意图；

图3为本实用新型子母式引雷火箭弹中引雷子弹的结构示意图；

图4为本实用新型子母式引雷火箭弹中引雷子弹分离过程示意图；

图5为本实用新型子母式引雷火箭弹中子弹分离引信的模块示意图；

其中，1-风帽；2-子弹舱壳体；3-控制舱壳体；4-发动机；5-稳定装置；6引雷子弹；7-子弹推板；8-子弹抛射药；9-开舱引信；10-点火具；11-铅垂头螺；12-轴承；13-下绕线内衬；14-子弹壳体；15-上绕线内衬；16-金属线；17-分离抛射药；18-子弹分离引信；19-降落伞拉板；20-子弹分离引信开关；21-挡环；22-降落伞。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本实用新型的内容作进一步描述。

实施例

本实用新型的一种子母式引雷火箭弹，如图2所示，包括风帽1、子弹舱壳体2、控制舱壳体3、发动机4、稳定装置5、引雷子弹6、子弹推板7、子弹抛射药8、开舱引信9、点火具10；

如图3所示，引雷子弹6包括铅垂头螺11、轴承12、下绕线内衬13、子弹壳体14、上绕线内衬15、金属线16、分离抛射药17、子弹分离引信18、降落伞拉板19、引信电源开关20、挡环21、降落伞22；

铅垂头螺11的前端为实芯锥体结构，铅垂头螺的后端外沿向后延伸有连接台，铅垂头螺的后端端部加工有轴承安装孔；

下绕线内衬13为一端有底的筒形件，下绕线内衬13的有底一端的端面向前延伸出轴承连接台；

上绕线内衬15为一端有底的筒形件，上绕线内衬15的有底一端的外沿向外延伸出连接台，且该底面中心开有抛射药安装孔；

子弹分离引信18的后端设计有拉开启动的引信电源开关20，子弹分离引信18的前端引出点火信号输出接口；

下绕线内衬13前端的轴承连接台安装在铅垂头螺后端的轴承安装孔内，且下绕线内衬的轴承连接台与铅垂头螺的轴承安装孔通过轴承12连接；上绕线内衬15通过其后端外沿处的连接台固定在子弹壳体14内部的前段，上绕线内衬15底面的抛射药安装孔内固定分离抛射药17；子弹壳体14内部上绕线内衬15的后端依次装入子弹分离引信18、降落伞拉板19；子弹分离引信18前端引出的点火信号输出接口与分离抛射药17的点火电路连接，子弹分离引信18后端的引信电源开关20通过拉绳与降落伞拉板19的前端相连，子弹壳体14后端端部内壁螺纹连接挡环21，降落伞22通过伞绳连接在降落伞拉板19的后端，并折叠在降落伞拉板19与挡环21之间的子弹壳体14内；子弹壳体14的前端与铅垂头螺11后端的连接台通过剪切销连接，使子弹壳体14内部的上绕线内衬15与铅垂头螺11内部的下绕线内衬13对接；金属线16一端螺旋缠绕在上绕线内衬15的侧壁并固定在上绕线内衬15后端连接台上，金属线的另一端螺旋缠绕在下绕线内衬13的侧壁并固定在下绕线内衬13的后端；

子弹舱壳体2的后端端部向内加工有卡位环，所有引雷子弹首尾相接依次放入火箭弹的子弹舱壳体2内，且最后端的引雷子弹的后端与子弹舱壳体2的卡位环之间放置子弹推板7；

控制舱壳体3内从前向后依次安装子弹抛射药8、开舱引信9；子弹抛射药8的点火电路与开舱引信9点火信号输出接口相连；

子弹舱壳体2的前端与风帽通过剪切销连接，子弹舱壳体2的后端与控制舱壳体3螺纹连接，使控制舱壳体3内部前端的子弹抛射药8与子弹舱壳体2内部后端的子弹推板7对正；控制舱壳体3后端连接发动机4及稳定装置5，控制舱壳体3内部后端开舱引信9的延时启动电路与发动机4内部前端的点火具导线连接。

子弹推板7的侧壁开有密封圈安装槽，子弹推板7与子弹舱壳体2连接处安装密封圈。

子弹分离引信18，如图5所示，包括高度判断模块、装订模块、GPS卫星定位模块、启动模块；

GPS卫星定位模块实时测量引雷弹所处的海拔高度，并将该海拔高度数据传输模块传给高度判断模块；

装订模块接收高度信息装订，并将该高度数据传输给高度判断模块；

高度判断模块储存装订模块高度比较信息，并实时接收GPS卫星定位模块的海拔高度信息，判断GPS卫星定位模块实时传入的海拔高度信息满足装订模块的高度比较信息时，向启动模块发送启动信号；

启动模块接收高度判断模块的启动信号后即时控制点火电路点火；

装订模块和GPS卫星定位模块分别通过数据线与高度判断模块相连，装订模块和GPS卫星定位分别向高度判断模块传输高度信息；高度判断模块通过数据线与启动模块相连，高度判断模块向启动模块发送启动信号；启动模块与分离抛射药17的点火电路导线连接。

工作过程：

在引雷火箭弹发射前，分别通过每个引雷子弹6的子弹分离引信18中的装订模块对其装订高度比较信息，即预订铅垂头螺11与子弹壳体14分离时的高度值，装订模块将高度比较信息发送给高度判断模块，高度判断模块将该高度比较信息进行存储；火箭弹通过点火具10使发动机4工作，点火具10点火的同时使开舱引信9开始计时；开舱引信9延时结束后，向子弹抛射药8输出点火信号，子弹抛撒药点火起爆，产生的火药气体使子弹推板7推动前端的引雷子弹6向火箭弹头部运动，将风帽1与子弹舱壳体2连接的剪切销剪断，使风帽1与子弹舱壳体2脱落，引雷子弹依次从子弹舱壳体2中抛出；引雷子弹6被抛出后在空气阻力的作用下，将子弹壳体14后端的降落伞22打开，使引雷子弹6减速下降；降落伞22打开的同时拉动与其后端通过伞绳连接的降落伞拉板19相对子弹壳体14向上移动，并通过子弹壳体14后端端部内壁螺纹连接的挡环21向上限位，降落伞拉板19在上移过程中通过拉绳拉动子弹分离引信18后端的引信电源开关20，使子弹分离引信18的电源开启并开始工作；

子弹分离引信18的GPS卫星定位模块实时测量引雷子弹所处的海拔高度，并将该海拔高度数据传输模块传给高度判断模块，当高度判断模块判断GPS卫星定位模块实时传入的海拔高度信息满足装订模块的高度比较信息时，向启动模块发送启动信号；启动模块接收高度判断模块的启动信号后即时向分离抛射药17的点火电路输出点火信号，使分离抛射药17点火起爆；分离抛射药17产生的火药气体经过上绕线内衬15和下绕线内衬13内筒作用至铅垂头螺11的后端，剪断铅垂头螺11与子弹壳体14之间的连接的剪切销，实现铅垂头螺11与子弹壳体14的分离，如图4所示；金属线16的两端随着铅垂头螺的迅速下降，分别沿着上绕线内衬15和下绕线内衬13同时螺旋释放，从而实施引雷作业。

Claims (3)

1.一种子母式引雷火箭弹，其特征是：包括风帽、子弹舱壳体、控制舱壳体、发动机、稳定装置、引雷子弹、子弹推板、子弹抛射药、开舱引信、点火具；

引雷子弹包括铅垂头螺、轴承、下绕线内衬、子弹壳体、上绕线内衬、金属线、分离抛射药、子弹分离引信、降落伞拉板、引信电源开关、挡环、降落伞；

铅垂头螺的前端为实芯锥体结构，铅垂头螺的后端外沿向后延伸有连接台，铅垂头螺的后端端部加工有轴承安装孔；

下绕线内衬为一端有底的筒形件，下绕线内衬的有底一端的端面向前延伸出轴承连接台；

上绕线内衬为一端有底的筒形件，上绕线内衬的有底一端的外沿向外延伸出连接台，且该底面中心开有抛射药安装孔；

子弹分离引信的后端设计有拉开启动的引信电源开关，子弹分离引信的前端引出点火信号输出接口；

下绕线内衬前端的轴承连接台安装在铅垂头螺后端的轴承安装孔内，且下绕线内衬的轴承连接台与铅垂头螺的轴承安装孔通过轴承连接；上绕线内衬通过其后端外沿处的连接台固定在子弹壳体内部的前段，上绕线内衬底面的抛射药安装孔内固定分离抛射药；子弹壳体内部上绕线内衬的后端依次装入子弹分离引信、降落伞拉板；子弹分离引信前端引出的点火信号输出接口与分离抛射药的点火电路连接，子弹分离引信后端的引信电源开关通过拉绳与降落伞拉板的前端相连，子弹壳体后端端部内壁螺纹连接挡环，降落伞通过伞绳连接在降落伞拉板的后端，并折叠在降落伞拉板与挡环之间的子弹壳体内；子弹壳体的前端与铅垂头螺后端的连接台通过剪切销连接，使子弹壳体内部的上绕线内衬与铅垂头螺内部的下绕线内衬对接；金属线一端螺旋缠绕在上绕线内衬的侧壁并固定在上绕线内衬后端连接台上，金属线的另一端螺旋缠绕在下绕线内衬的侧壁并固定在下绕线内衬的后端；

子弹舱壳体的后端端部向内加工有卡位环，所有引雷子弹首尾相接依次放入火箭弹的子弹舱壳体内，且最后端的引雷子弹的后端与子弹舱壳体的卡位环之间放置子弹推板；

控制舱壳体内从前向后依次安装子弹抛射药、开舱引信；子弹抛射药的点火电路与开舱引信点火信号输出接口相连；

子弹舱壳体的前端与风帽通过剪切销连接，子弹舱壳体的后端与控制舱壳体螺纹连接，使控制舱壳体内部前端的子弹抛射药与子弹舱壳体内部后端的子弹推板对正；控制舱壳体后端连接发动机及稳定装置，控制舱壳体内部后端开舱引信的延时启动电路与发动机内部前端的点火具导线连接。

2.如权利要求1所述的一种子母式引雷火箭弹，其特征是：子弹推板的侧壁开有密封圈安装槽，子弹推板与子弹舱壳体连接处安装密封圈。

3.如权利要求1所述的一种子母式引雷火箭弹，其特征是：子弹分离引信包括高度判断模块、装订模块、GPS卫星定位模块、启动模块；

GPS卫星定位模块实时测量引雷弹所处的海拔高度，并将该海拔高度数据传输模块传给高度判断模块；

装订模块接收高度信息装订，并将该高度数据传输给高度判断模块；

高度判断模块储存装订模块高度比较信息，并实时接收GPS卫星定位模块的海拔高度信息，判断GPS卫星定位模块实时传入的海拔高度信息满足装订模块的高度比较信息时，向启动模块发送启动信号；

启动模块接收高度判断模块的启动信号后即时控制点火电路点火；

装订模块和GPS卫星定位模块分别通过数据线与高度判断模块相连，装订模块和GPS卫星定位分别向高度判断模块传输高度信息；高度判断模块通过数据线与启动模块相连，高度判断模块向启动模块发送启动信号；启动模块与分离抛射药的点火电路导线连接。

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