CN205825823U - 一种具有乘波体结构的民用制导火箭弹 - Google Patents
一种具有乘波体结构的民用制导火箭弹 Download PDFInfo
- Publication number
- CN205825823U CN205825823U CN201620173608.9U CN201620173608U CN205825823U CN 205825823 U CN205825823 U CN 205825823U CN 201620173608 U CN201620173608 U CN 201620173608U CN 205825823 U CN205825823 U CN 205825823U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- waverider
- head
- curve
- cylindrical section
- bomb body
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Abstract
本实用新型涉及一种具有乘波体结构的民用制导火箭弹，属于弹箭技术领域。本实用新型的制导火箭弹包括乘波体头部、乘波体与圆柱体过渡段、圆柱段弹身、弹翼和舵翼；乘波体头部为前端起点向乘波体与圆柱体过渡段前端面各点延伸而成的锥体结构；乘波体头部的前端起点位于圆柱段弹身上端侧壁的轴向延长线上，乘波体头部的末端截面上部为等腰直角三角形，且该等腰直角三角形的三个点均位于圆柱段弹身侧壁的轴向延长线上；乘波体头部的末端截面下部为等腰直角三角形的下部两点按乘波体曲线相连。本实用新型的制导火箭弹解决了常规气动布局火箭弹的阻力大、升阻比小的难题，同时保证了火箭弹的飞行稳定性，进而有效提高了火箭弹射程。
Description
技术领域
本实用新型涉及一种具有乘波体结构的民用制导火箭弹，属于弹箭技术领域。
背景技术
常规火箭弹为了优化的气动外形，通常将头部外形设计成半球形、球头截锥形、圆锥形、抛物线形、尖拱形等，但这种轴对称头部外形设计对降低全弹阻力系数和提高升力系数是有限的。针对火箭弹常规升阻比较小的气动外形，提出了具有良好的外形、流线型、低阻、高升力、高升阻比的乘波体技术，而乘波体技术主要应用在大型的超高音速飞行器如美国的X-43、X-51等，通常将头部、弹身、进气口采用一体化设计形成整体上的乘波体布局，这种布局方式对常规制导火箭弹的通用发射平台有较高的要求，同时给制导火箭弹设计带来了较大的困难。
实用新型内容
本实用新型目的是为了有效提高常规火箭弹的升阻比、降低阻力系数，同时满足火箭弹基本外形接口和通用发射平台，提出了一种具有火箭乘波体结构外形的制导火箭弹。通过火箭弹头部采用乘波体外形，中间段采用乘波体与圆柱体过渡，后段为圆柱体弹身，同时为匹配头部乘波体较大的升力、满足全弹飞行稳定性要求在弹身上增加弹翼，解决了火箭弹的阻力大、升阻比小难题，进而有效提高了火箭弹射程。
本实用新型的目的是通过以下技术方案实现的：
本实用新型的一种具有乘波体结构的民用制导火箭弹，包括乘波体头部、乘波体与圆柱体过渡段、圆柱段弹身、弹翼和舵翼；
其中，制导火箭弹中圆柱段弹身为直径D的的圆柱体，制导火箭弹1总长度为10.0D～25.5D；乘波体头部的长度为2.0D～5.0D；乘波体与圆柱体过渡段的长度为1.0D～2.5D；圆柱段弹身的长度为7.0D～18.0D；
乘波体头部为前端起点向乘波体与圆柱体过渡段前端面各点延伸而成的锥体结构；乘波体头部的前端起点位于圆柱段弹身上端侧壁的轴向延长线上，乘波体头部的末端截面上部为等腰直角三角形，且该等腰直角三角形的三个点均位于圆柱段弹身侧壁的轴向延长线上；乘波体头部的末端截面下部为等腰直角三角形的下部两点按乘波体曲线相连；该乘波体曲线具体为：以乘波体头部的末端截面上部等腰直角三角形的上端点为原点o，以平行于等腰直角三角形下部两点连线的左侧为oz轴，以垂直于等腰直角三角形下部两点连线的下侧为oy轴，建立直角坐标系；该乘波体曲线为6段曲线平滑过渡连接而成，6段曲线的各端点从左向右依次为dcbaefg；其中曲线dc是以坐标点(0.65D～1.15D，0.4D～0.65D)为圆心，半径为0.35D～0.45D，圆心角为15°～21°的圆弧；曲线cb是以坐标点(0.15D～0.25D，0.02D～0.05D)为圆心，半径为0.35D～0.55D，圆心角为17°～25°的圆弧；曲线ba是以坐标点(-0.2D～-1.2D，0)为圆心，半径为1.0D～2.0D，圆心角为7°～10°的圆弧；曲线ae、ef、fg分别与曲线ba、cb、dc呈y轴对称。
乘波体与圆柱体过渡段为乘波体头部后端面各点向圆柱段弹身的前端面各点的延伸过渡。
为匹配火箭乘波体头部较大的升力、满足全弹飞行稳定性要求，在圆柱段弹身的后端固定有弹翼，弹翼的根弦长为4.0D～6.0D，根弦前缘距火箭乘波体头部距离为8.0D～20.0D，弹翼展长为2.0D～3.5D，单片弹翼面积为2.5D2～4.0D2，弹翼的安装角范围为0′～10′。
在圆柱段弹身的尾部侧壁加工有锥度为20°的舵翼固定锥面，舵翼固定锥面上固定有舵翼，舵翼根弦长为0.6D～0.8D，根弦前缘距火箭乘波体头部距离为9.6D～24.6D，舵翼展长为1.5D～2.5D，单片舵翼面积为0.25D2～0.45D2。
有益效果
本实用新型的制导火箭弹头部采用了乘波体结构外形，乘波体与圆柱体弹身采用光滑过渡，同时为匹配头部乘波体较大的升力、满足全弹飞行稳定性要求在弹身上增加弹翼，这种具有火箭乘波体结构外形的制导火箭弹在1.5M以上的超音速、飞行高度在40km及以下、飞行不旋转的条件下，阻力系数较常规火箭弹外形布局减小5％～10％，升力系数提高了180％～450％以上，大大提高了全弹的升阻比，进而提高了制导火箭弹的射程。
附图说明
图1为本实用新型制导火箭弹的整体结构示意图；
图2为本实用新型制导火箭弹中乘波体头部结构主视图；
图3为本实用新型制导火箭弹中乘波体头部结构俯视图；
图4为本实用新型制导火箭弹中乘波体头部结构右视图；
图5为本实用新型制导火箭弹中乘波体与圆柱体过渡段结构主视图；
图6为本实用新型制导火箭弹中乘波体与圆柱体过渡段结构俯视图；
图7为本实用新型制导火箭弹中乘波体与圆柱体过渡段结构右视图；
图中，1-制导火箭弹，2-乘波体头部，3-乘波体与圆柱体过渡段，4-圆柱段弹身，5-弹翼，6-舵翼。
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的描述：
实施例
如图1所示，本实用新型的一种具有乘波体结构的民用制导火箭弹，包括乘波体头部2、乘波体与圆柱体过渡段3、圆柱段弹身4、弹翼5和舵翼6；
其中，制导火箭弹中圆柱段弹身4为直径D的的圆柱体，制导火箭弹1总长度为25.5D；乘波体头部2的长度为3.5D；乘波体与圆柱体过渡段3的长度为1.7D；
如图2、3、4所示乘波体头部2为前端起点向乘波体与圆柱体过渡段3前端面各点延伸而成的锥体结构；乘波体头部2的前端起点位于圆柱段弹身4上端侧壁的轴向延长线上，乘波体头部2的末端截面上部为等腰直角三角形，且该等腰直角三角形的三个点均位于圆柱段弹身4侧壁的轴向延长线上；乘波体头部2的末端截面下部为等腰直角三角形的下部两点按乘波体曲线相连；如图2所示，该乘波体曲线具体为：以乘波体头部2的末端截面上部等腰直角三角形的上端点为原点O，以平行于等腰直角三角形下部两点连线的左侧为Oz轴，以垂直于等腰直角三角形下部两点连线的下侧为Oy轴，建立直角坐标系；该乘波体曲线为6段曲线平滑过渡连接而成，6段曲线的各端点从左向右依次为dcbaefg；其中曲线dc是以坐标点O3(0.9117D，0.53D)，半径R3为0.372D，圆心角为17°的圆弧；曲线cb是以坐标点O2(0.2163D，0.0283D)，半径R2为0.485D，圆心角为20°的圆弧；曲线ba是以坐标点O1(-0.3D，0)，半径R1为1.0D，圆心角为8°的圆弧；曲线ae是以坐标点O4(-0.3D,0)，半径R4为1.0D，圆心角为8°的圆弧；ef是以坐标点O5(0.2163D，-0.0283D)，半径R5为0.485D，圆心角为20°的圆弧；fg是以坐标点O6(0.9117D，-0.53D)，半径R6为0.372D，圆心角为17°的圆弧。
如图5、6、7所示，乘波体与圆柱体过渡段3为乘波体头部2后端面各点向圆柱段弹身4的前端面各点的延伸过渡。
为匹配火箭乘波体头部较大的升力、满足全弹飞行稳定性要求，在圆柱段弹身4的后端固定有弹翼5，弹翼的根弦长为4.6D，根弦前缘距火箭乘波体头部距离为20.0D，弹翼展长为2.5D,，翼片高度为0.75D，前缘后掠角为45°，后缘前掠角为0°，单片弹翼面积为3.17D2，安装角为5′，根弦中心位置为安装角中心。
在圆柱段弹身4的尾部侧壁加工有锥度为20°、长度为0.9D的舵翼固定锥面，舵翼固定锥面上固定有舵翼6，舵翼根弦长为0.7D，根弦前缘距火箭乘波体头部距离为24.6D，舵翼展长为2D，翼片高度为0.5D，前缘后掠角为19°，后缘前掠角为0°，根弦与水平夹角为10°，并与圆柱段弹身4尾部船尾角20°相贴合；单片舵翼面积为0.32D2。
Claims (1)
1.一种具有乘波体结构的民用制导火箭弹，其特征是：包括乘波体头部、乘波体与圆柱体过渡段、圆柱段弹身、弹翼和舵翼；
其中，制导火箭弹中圆柱段弹身为直径D的圆柱体，制导火箭弹1总长度为10.0D～25.5D；乘波体头部的长度为2.0D～5.0D；乘波体与圆柱体过渡段的长度为1.0D～2.5D；圆柱段弹身的长度为7.0D～18.0D；
乘波体头部为前端起点向乘波体与圆柱体过渡段前端面各点延伸而成的锥体结构；乘波体头部的前端起点位于圆柱段弹身上端侧壁的轴向延长线上，乘波体头部的末端截面上部为等腰直角三角形，且该等腰直角三角形的三个点均位于圆柱段弹身侧壁的轴向延长线上；乘波体头部的末端截面下部为等腰直角三角形的下部两点按乘波体曲线相连；该乘波体曲线具体为：以乘波体头部的末端截面上部等腰直角三角形的上端点为原点o，以平行于等腰直角三角形下部两点连线的左侧为oz轴，以垂直于等腰直角三角形下部两点连线的下侧为oy轴，建立直角坐标系；该乘波体曲线为6段曲线平滑过渡连接而成，6段曲线的各端点从左向右依次为dcbaefg；其中曲线dc是以坐标点(0.65D～1.15D，0.4D～0.65D)为圆心，半径为0.35D～0.45D，圆心角为15°～21°的圆弧；曲线cb是以坐标点(0.15D～0.25D，0.02D～0.05D)为圆心，半径为0.35D～0.55D，圆心角为17°～25°的圆弧；曲线ba是以坐标点(-0.2D～-1.2D，0)为圆心，半径为1.0D～2.0D，圆心角为7°～10°的圆弧；曲线ae、ef、fg分别与曲线ba、cb、dc呈y轴对称；
乘波体与圆柱体过渡段为乘波体头部后端面各点向圆柱段弹身的前端面各点的延伸过渡；
在圆柱段弹身的后端固定有弹翼，弹翼的根弦长为4.0D～6.0D，根弦前缘距火箭乘波体头部距离为8.0D～20.0D，弹翼展长为2.0D～3.5D，单片弹翼面积为2.5D2～4.0D2，弹翼的安装角范围为0′～10′；
在圆柱段弹身的尾部侧壁加工有锥度为20°的舵翼固定锥面，舵翼固定锥面上固定有舵翼，舵翼根弦长为0.6D～0.8D，根弦前缘距火箭乘波体头部距离为9.6D～24.6D，舵翼展长为1.5D～2.5D，单片舵翼面积为0.25D2～0.45D2。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201620173608.9U CN205825823U (zh) | 2016-03-07 | 2016-03-07 | 一种具有乘波体结构的民用制导火箭弹 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201620173608.9U CN205825823U (zh) | 2016-03-07 | 2016-03-07 | 一种具有乘波体结构的民用制导火箭弹 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN205825823U true CN205825823U (zh) | 2016-12-21 |
Family
ID=58148682
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201620173608.9U Active CN205825823U (zh) | 2016-03-07 | 2016-03-07 | 一种具有乘波体结构的民用制导火箭弹 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN205825823U (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110588977A (zh) * | 2019-09-25 | 2019-12-20 | 北京凌空天行科技有限责任公司 | 一种固体火箭飞行器 |
| CN114036651A (zh) * | 2022-01-11 | 2022-02-11 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种低阻的次口径旋成体弹身及设计方法 |
-
2016
- 2016-03-07 CN CN201620173608.9U patent/CN205825823U/zh active Active
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110588977A (zh) * | 2019-09-25 | 2019-12-20 | 北京凌空天行科技有限责任公司 | 一种固体火箭飞行器 |
| CN110588977B (zh) * | 2019-09-25 | 2021-03-23 | 北京凌空天行科技有限责任公司 | 一种固体火箭飞行器 |
| CN114036651A (zh) * | 2022-01-11 | 2022-02-11 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种低阻的次口径旋成体弹身及设计方法 |
| CN114036651B (zh) * | 2022-01-11 | 2022-03-25 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种低阻的次口径旋成体弹身及设计方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN103552682B (zh) | 一种飞翼与前掠翼联翼布局飞机 | |
| CN202279235U (zh) | 变体鸭式无尾气动布局 | |
| CN207860452U (zh) | 一种可垂直起降的联翼无人机 | |
| CN106043668B (zh) | 一种三翼面飞机的气动布局 | |
| CN205022861U (zh) | 垂直起降固定翼飞行器 | |
| CN105235889B (zh) | 一种飞行器自适应菱形翼布局 | |
| CN103419933B (zh) | 基于增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器 | |
| CN203666968U (zh) | 一种下反式机翼小翼尖结构 | |
| CN205738058U (zh) | 一种三翼面飞机的气动布局 | |
| CN205825823U (zh) | 一种具有乘波体结构的民用制导火箭弹 | |
| CN106335624A (zh) | 一种采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的飞行器 | |
| CN203740128U (zh) | 乘波体飞行器 | |
| CN107867387A (zh) | 一种内外流乘波飞行器布局 | |
| CN207809757U (zh) | 一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机 | |
| CN103523223B (zh) | 飞翼布局的横航向控制系统及横航向控制方法 | |
| CN110143282B (zh) | 一种采用大展弦比双机身飞翼布局的飞行器 | |
| CN103419935B (zh) | 基于新型增升装置的碟形布局垂直起降飞行器 | |
| CN105674811B (zh) | 一种具有乘波体结构的制导火箭弹 | |
| CN103419923A (zh) | 高速附壁流动的推力增益装置 | |
| CN203714171U (zh) | 一种高效且稳定的斜形逆变机翼 | |
| CN101758921B (zh) | 排式飞翼高空飞艇的气动布局 | |
| CN104097763B (zh) | 一种异形机翼翼型 | |
| CN109808871A (zh) | 一种具有高机动特性的飞翼组合舵面 | |
| CN115924059A (zh) | 一种单后掠飞翼平尾融合气动布局飞机 | |
| CN210793629U (zh) | 直升机旋翼桨尖结构及旋翼 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant |