CN212340051U - 一种多联装筒射巡飞弹及系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及弹药技术领域，具体公开了一种多联装筒射巡飞弹及系统，巡飞弹单元包括弹身，弹身前端两侧设置有左前翼和右前翼，弹身后端两侧设置有左后翼和右后翼，弹身上两侧设置有左垂尾和右垂尾，弹身的后端设置有电机，电机的输出端连接有折叠螺旋桨；弹身的前端内部设置战斗部，弹身中部的内部设置电池组和电源管理系统，弹身后端的内部设置有数传、导航与飞行控制系统和电调。本实用新型的优点是采用集成度高的多联装发射筒装载多枚弹体翼面可折叠收纳的巡飞弹，便于模块化安装在车载或船载平台上，机动部署灵活，同时可实现多发连续发射，可用于对敌方野战防空阵地、野战驻地、火炮阵地等进行群袭扰攻击作战，提高作战灵活性。

Description

一种多联装筒射巡飞弹及系统

技术领域

本实用新型涉及弹药技术领域，特别是一种多联装筒射巡飞弹及系统。

背景技术

巡飞弹是一种既可在空中长时间巡飞、又可对目标发动自杀式实时攻击的新型弹药，具有翼面可折叠便于多平台装载投放、目标特征小、机动部署灵活、成本低等特点。

无人机自杀式攻击目前已被用于实战并取得良好实战效果，采用自杀式无人机对敌方导弹阵地、野战驻地等进行群袭扰攻击已成为一种新型高效费比作战手段正不断被大量使用，由于自杀式无人机目标特征小、探测难度大、成本低、价值交换比高、便于发动群袭扰攻击等，给敌方现役近程防空系统带来巨大挑战。

目前，已有自杀式无人机大多为在现有固定翼或旋翼无人机平台上进行的改装，如在固定翼或旋翼无人机上加装战斗部或挂装手榴弹等，已有自杀式无人机由于机翼固定、体积大等，通常需在己方阵地通过跑道或火箭助推完成起飞，不便于在其他平台上装载携带和机动部署，作战机动灵活性严重受限。

实用新型内容

本实用新型的目的在于克服现有技术的缺点，提供一种多联装筒射巡飞弹及系统，采用集成度高的多联装发射筒装载多枚弹体翼面可折叠收纳的巡飞弹，便于模块化安装在车载或船载平台上，机动部署灵活，同时可实现多发连续发射，可用于对敌方野战防空阵地、野战驻地、火炮阵地等进行群袭扰攻击作战，大大提高作战灵活性。

本实用新型的目的通过以下技术方案来实现：一种多联装筒射巡飞弹，所述巡飞弹单元包括弹身，所述弹身前端的两侧对称设置有左前翼和右前翼，展开时左前翼和右前翼与弹身的夹角为87°，所述弹身的后端两侧对称设置有左后翼和右后翼，展开时左后翼和右后翼与弹身的夹角为90°，所述弹身上两侧还对称设置有左垂尾和右垂尾，展开时左垂尾和右垂尾竖向垂直于弹身，其中，所述左前翼、右前翼、左后翼、右后翼、左垂尾、右垂尾均可折叠与弹身贴合；

所述的弹身的后端还设置有电机，所述电机的输出端连接有折叠螺旋桨；

所述弹身的前端内部设置战斗部，弹身中部的内部设置电池组和电源管理系统，所述弹身后端的内部设置有数传、导航与飞行控制系统和电调，所述电源管理系统与电池组电连接，所述电源管理系统与导航与飞行控制系统和战斗部连接，所述导航与飞行控制系统与数传和电调连接，所述电调与电机连接。

具体的，所述的左垂尾上设置有数传天线，所述数传天线与数传连接，所述的右垂尾上设置空速管，所述空速管与导航与飞行控制系统连接。

具体的，所述的战斗部上设置有引信，引信与电源管理系统连接。

具体的，所述的左后翼上设置有左舵面，所述的左后翼上设置第一控制舵机，所述第一控制舵机的输出端连接左舵面，所述的右后翼上设置有第二控制舵机，所述第二控制舵机的输出端连接有右舵面，所述右舵面与右后翼转动连接，所述左舵面与左后翼转动连接，所述第一控制舵机和第二控制舵机均与导航与飞行控制系统连接。

具体的，所述的左垂尾、右垂尾的一端均设置有垂尾挡杆。

具体的，所述弹身的前端还设置有卫星定位天线，所述卫星定位天线与导航与飞行控制系统连接。

一种多联装筒射巡飞弹系统，包括巡飞弹，还包括发射筒，所述的发射筒包括发射筒筒体，所述发射筒筒体的底部设置有发射装置，所述的巡飞弹放置于所述发射筒筒体内；所述发射装置包括燃气发生器和助推活塞，所述的燃气发生器设置在发射筒筒体内，所述助推活塞滑动设置在发射筒筒体内，其中，所述助推活塞通过活塞拉绳与发射筒筒体连接。

具体的，还包括发射架，所述的发射架上设置有多个发射筒安装位，所述发射筒安装于所述发射筒安装位上并联装。

本实用新型具有以下优点：

1．巡飞弹通过多联装发射筒装载和发射，集成度高，便于向车载、船载平台进行模块化移植安装；

2.巡飞弹通过多联装发射筒装载，可多发连续发射，便于进行快速群攻击作战；

3.巡飞弹翼面可折叠收纳，各翼面收纳后不超出弹身最大外轮廓圆尺寸，发射出筒后各翼面可展开锁定，极大的节省了发射筒装载空间，便于在圆形发射筒中装载和发射；

4.各巡飞弹起飞前即完成任务航线装订，减少了飞行过程中与地面指控站的信息交互，即使飞行过程中数传通信被干扰也能保证完成作战任务；

5.巡飞弹发射出筒后，飞控通过感受发射过载延时启动电机，既可避免电机启动后螺旋桨桨叶旋转与活塞发生干涉，又可及时为巡飞弹爬升提供动力；

6.巡飞弹发射出筒后，按照满油门量和初始舵偏角度爬升，保证了巡飞弹发射出筒后可以最大推力和稳定飞行姿态快速完成爬升；

7.巡飞弹引信发射前不加电，待发射出筒由导航与飞行控制系统判断距离发射点达到预定安全距离后再控制电源系统给引信上电，确保引信发射过程安全；

8.巡飞弹不装载导引头、图传等高价值器件，大大降低了单发巡飞弹成本，同时为增大战斗部节省了空间、提高了搭载战斗部重量，提升了效费比；

9.巡飞弹垂尾上加装挡杆，可确保前翼展开后垂尾再展开，避免垂尾展开对前翼的干扰；

10.发射筒助推活塞通过拉绳与发射筒筒体连接，可保证巡飞弹发射后巡飞弹与活塞可靠分离，确保巡飞弹螺旋桨启动旋转不与活塞发生干涉。

附图说明

图1 为本实用新型的巡飞弹翼面展开及弹体组成示意图；

图2 为本实用新型的巡飞弹弹上设备安装示意图；

图3 为本实用新型的多联装筒射巡飞弹系统组成示意图；

图4 为本实用新型的发射筒内部剖视示意图；

图5 为本实用新型的巡飞弹翼面折叠在发射筒中装载示意图；

图6 为本实用新型的多联装筒射巡飞弹系统控制过程图；

图中：1-巡飞弹，2-发射筒，3-发射架，4-发射筒筒体，5-助推活塞，6-活塞拉绳，7-燃气发生器，8-卫星定位天线，9-右前翼，10-垂尾挡杆，11-右垂尾，12-右后翼，13-右舵面，14-折叠螺旋桨，15-第一控制舵机，16-左舵面，17-左后翼，18-左垂尾，19-数传天线，20-空速管，21-弹身，22-左前翼，23-战斗部，24-引信，25-电源管理系统，26-能源电池组，27-导航与飞行控制系统，28-电调，29-电机，30-数传，31-第二控制舵机。

具体实施方式

为了使本实用新型的目的，技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型，即所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本实用新型实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本实用新型的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本实用新型的范围，而是仅仅表示本实用新型的选定实施例。基于本实用新型的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

需要说明的是，术语“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”，“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程，方法，物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程，方法，物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程，方法，物品或者设备中还存在另外的相同要素。

下面结合附图对本实用新型做进一步的描述，但本实用新型的保护范围不局限于以下所述。

如图1～5所示，一种多联装筒射巡飞弹，所述巡飞弹1单元包括弹身21，所述弹身21前端的两侧对称设置有左前翼22和右前翼9，展开时左前翼22和右前翼9与弹身21的夹角为87°，所述弹身21的后端两侧对称设置有左后翼17和右后翼12，展开时左后翼17和右后翼12与弹身的夹角为90°，所述弹身21上两侧还对称设置有左垂尾18和右垂尾11，展开时左垂尾18和右垂尾11竖向垂直于弹身21，其中，所述左前翼22、右前翼9、左后翼17、右后翼12、左垂尾18、右垂尾11均可折叠与弹身21贴合，各翼面折叠后周向不超过弹身21直径外轮廓、轴向不超过弹身长度，便于在发射筒2中装载；所述的弹身21的后端还设置有电机29，所述电机29的输出端连接有折叠螺旋桨14；折叠螺旋桨14随电机29转动产生推力，其桨叶可向前折叠收在弹身21左右两侧，桨叶与桨毂间安装扭簧，保证巡飞弹1发射出筒后螺旋桨桨叶可靠展开。

所述弹身21的前端内部设置战斗部23，弹身21中部的内部设置电池组26和电源管理系统25，所述弹身21后端的内部设置有数传30、导航与飞行控制系统27和电调28，所述电源管理系统25与电池组26电连接，所述电源管理系统25与导航与飞行控制系统27和战斗部23连接，所述导航与飞行控制系统27与数传30和电调28连接，所述电调28与电机29连接。本方案中在弹身21设置可以折叠的机翼和电机29，电机29作为驱动的动力推动弹身21在空中飞行，左前翼22、右前翼9、左后翼17和右后翼12作为机翼，提供升力并保持弹身21的平衡，相较于传统的弹药采用火箭发动机作为动力的方式，本方案采用电机作为动力可以大大的降低制造的成本，无人机自杀式攻击目前已被用于实战并取得良好实战效果，采用自杀式无人机对敌方导弹阵地、野战驻地等进行群袭扰攻击已成为一种新型高效费比作战手段正不断被大量使用，由于自杀式无人机目标特征小、探测难度大、成本低、价值交换比高、便于发动群袭扰攻击等，给敌方现役近程防空系统带来巨大挑战，现有自杀式无人机由于机翼固定、体积大等，通常需在己方阵地通过跑道或火箭助推完成起飞，不便于在其他平台上装载携带和机动部署，作战机动灵活性严重受限，为了解决上述的问题，本方案在弹身21上设置可有折叠的左前翼22、右前翼9、左后翼17、右后翼12、左垂尾18、右垂尾11，折叠后的巡飞弹1为圆柱状，这样可以将巡飞弹1整体放入发射筒2内进行发射，其中，弹身21的顶部削去部分形成一个平台，这样左前翼22和右前翼9的一端均与平台的连接，通过左前翼22和右前翼9向后折叠左前翼22和右前翼9重叠在平台上，同样的在弹身21的底部和两侧面均削去部分形成容纳部，左后翼17和右后翼12向前折叠置于弹身21的下方，左垂尾18和右垂尾11向前折叠置于弹身21的两侧，这样巡飞弹1就完成折叠变成柱状的结构，这种状态的巡飞弹1就能放入发射筒2内进行发射，同时在弹身内的头部设置战斗部23，优选采用预置活性材料破片的杀爆战斗部，战斗部23后端安装引信24，用于引爆战斗部23，电源管理系统25位于引信24的后方，用于控制弹上设备电路通断并给弹上设备按要求配电，能源电池组26位于电源管理系统25的后方，为整个弹上设备及动力系统供电，与电源管理系统25通过供电线缆连接，导航与飞行控制系统27位于电池组26的后方，与弹身21的骨架固定连接，用于巡飞弹1飞行时感知飞行状态、稳定飞行姿态、控制巡飞弹1按航线飞行、控制巡飞弹1飞向目标及向第一控制舵机15、第二控制舵机31、电调28发送控制指令，数传30吊装在导航与飞行控制系统27上方，数传30的底板作为巡飞弹舱盖与弹身骨架连接，有助于数传30飞行过程中散热，电调28安装在导航与飞行控制系统27后方弹身21的隔板上，电机29安装在弹身21后端面上，电调28接收导航与飞行控制系统27控制指令控制电机29转动。

巡飞弹1各翼面折叠后外轮廓不大于发射筒2装载内径，长度不大于发射筒2装载长度。

进一步的，所述的左垂尾18上设置有数传天线19，所述数传天线19与数传30连接，数传30为数据传输模块，所述的右垂尾11上设置空速管20，空速管20预埋在垂尾中，通过塑料软管分别跟导航与飞行控制系统27的总压、静压口连接，所述的左垂尾18、右垂尾11的一端均设置有垂尾挡杆10，垂尾挡杆10分别安装在左垂尾18和右垂尾11顶端向内侧延伸，折叠时左垂尾18、右垂尾11需先折叠，后折叠左前翼22和右前翼9使垂尾挡杆10压在左前翼22和右前翼9下方，置于弹身21与左前翼22和右前翼9之间，用于控制左前翼22、右前翼9和左垂尾18、右垂尾11展开时序，数传天线19和空速管20可分别安装于左垂尾18、右垂尾11中的任意一个上，也可安装在同一个垂尾上，其中空速管20进气口需朝向弹身21头部，安装数传天线19的垂尾需采用具有透电磁波功能的玻璃纤维等材料制作，数传天线19和空速管20折叠式随垂尾一起转动，弹身21、左前翼22和右前翼9采用碳纤维复合材料制作，优选采用3K碳纤维复合材料，战斗部破片活性材料选用Zr-Ti-W合金，碰炸引信24，安装于战斗部23后端，碰撞目标后向战斗部23发送起爆指令起爆战斗部23；优选地，碰炸引信24采用具有惯性解保和指令解保两级保险的机电引信，同时引信24发射前不上电，发射后飞出安全距离后上电，实现炮口保险，确保发射安全。

进一步的，所述的左后翼17上设置有左舵面16，左舵面16设置在左后翼17的后缘，所述的左后翼17上设置第一控制舵机15，所述第一控制舵机15的输出端连接左舵面16，所述的右后翼12上设置有第二控制舵机31，所述第二控制舵机31的输出端连接有右舵面13，所述右舵面13与右后翼12转动连接，右舵面13设置在右后翼12的后缘，所述左舵面16与左后翼17转动连接。第一控制舵机15设置在左后翼17的根部，左舵面16与第一控制舵机15通过舵摇臂连接，右舵面13与第二控制舵机31通过舵摇臂连接，第一控制舵机15和第二控制舵机31随左后翼17和右后翼12一起转动。

进一步的，所述弹身21的前端还设置有卫星定位天线8，所述卫星定位天线8与导航与飞行控制系统27连接。

如图1～5所示，一种多联装筒射巡飞弹系统，包括巡飞弹1，还包括发射筒2，所述的发射筒2包括发射筒筒体4，所述发射筒筒体4的底部设置有发射装置，所述的巡飞弹1放置于所述发射筒筒体4内；所述发射装置包括燃气发生器7和助推活塞5，所述的燃气发生器7设置在发射筒筒体4内，所述助推活塞5滑动设置在发射筒筒体4内，其中，所述助推活塞5通过活塞拉绳6与发射筒筒体4连接，还包括发射架3，所述的发射架3上设置有多个发射筒安装位，所述发射筒2安装于所述发射筒安装位上并联装，发射架3可整体集成安装在车载或船载运输平台上，发射架3上安装的发射筒2数量可根据搭载运输平台的运载能力具体确定。本方案中的发射筒2用于发射巡飞弹1，其中将巡飞弹1折叠后放置于发射筒筒体4内，助推活塞5前端面与巡飞弹1弹身21后端面接触，设置在发射筒筒体4底部的燃气发生器7作为动力，发射时燃气发生器7点火瞬间产生高压气体推动助推活塞5运动，燃气发生器7点火药采用黑火药、发射药采用双基药，助推活塞5推动装载在发射筒2中的巡飞弹1加速，同时活塞拉绳6不断被拉直，当活塞拉绳6被拉直后助推活塞5减速，发射筒2完成发射，巡飞弹1射出发射筒2，之后巡飞弹1在左后翼17和右后翼12、左前翼22和右前翼9、左垂尾18和右垂尾11依次按时序展开并锁定，其中，机翼的折叠可以采用专利号为CN201921807999.5的结构；巡飞弹1的导航与飞行控制系统27向第一控制舵机15和第二控制舵机31给出保持初始舵偏角度PWM指令信息，巡飞弹1继续向前飞行，电机29接收到油门指令信息后快速启动并保持最大转速带动折叠螺旋桨14旋转，为巡飞弹1继续飞行提供动力，发射筒筒体4采用玻璃纤维材料制成，优选采用SW280玻璃纤维，助推活塞材料采用尼龙PA6，活塞拉绳6采用两根具有高温阻燃性能的3-500芳Ⅲ尼龙绳。

如图1～6所示，本实用新型的多联装筒射巡飞弹系统工作步骤如下：

S1、地面指控系统根据作战任务需求确定需要发射巡飞弹1数量，通过多联装发射筒2给各需要发射的巡飞弹1上电；

S2、各上电巡飞弹1完成自检，各上电巡飞弹1弹载设备向地面指控系统回报自检状态信息，同时各上电巡飞弹1弹上数传30与地面数传建立通信，各上电巡飞弹1弹载卫星定位模块完成卫星搜星及定位；

S3、地面指控系统通过数传给各上电巡飞弹1装订各自任务航线及目标经纬度坐标信息，完成装订后下载各巡飞弹1任务航线及目标经纬度坐标信息，确认是否装订正确、成功；

S4、地面指控系统根据各上电巡飞弹1弹载设备下传的自检状态信息判断各上电巡飞弹1是否具备发射条件，若出现状态异常巡飞弹1，则将该异常巡飞弹1退出本次发射任务，剩余巡飞弹1继续执行发射任务，若各巡飞弹1状态均正常具备发射条件，地面指控系统发出发射指令，按既定时序依次向装载各上电巡飞弹1发射筒燃气发生器7发送点火指令，燃气发生器7点火；

S5、燃气发生器7点火后瞬间产生高压气体推动助推活塞5运动，助推活塞5推动巡飞弹1出筒，巡飞弹1在助推活塞5的推动下加速运动，同时巡飞弹1的导航与飞行控制系统27和引信24分别感受发射过载nx，当发射过载大于nx0时导航与飞行控制系统27开始倒计时t0，当发射过载大于nx1时引信24解除第一级保险；

S6、巡飞弹1在助推活塞5的推动下继续加速出筒，出筒后巡飞弹1的左前翼22、右前翼9、左后翼17、右后翼12、左垂尾18、右垂尾11依次按时序展开并锁定，同时助推活塞5被活塞拉绳6拉扯减速，助推活塞5与巡飞弹1分离，巡飞弹1的导航与飞行控制系统27向第一控制舵机15和第二控制舵机31给出保持初始舵偏角度PWM指令信息，巡飞弹1继续向前飞行；

S7、巡飞弹1出筒后导航与飞行控制系统27感受到预设过载nx0时开始计时倒计时至预设时间t0时导航与飞行控制系统27给电调28发送电机29最大转速PWM控制信号，电调28接收到控制指令后控制电机29带动折叠螺旋桨14转动，为巡飞弹1起飞提供爬升动力，同时巡飞弹1的导航与飞行控制系统27向第一控制舵机15和第二控制舵机31发送保持舵机初始零位PWM控制指令，控制舵面处于初始零位，巡飞弹1以最大油门和初始零为舵偏保持爬升；

S8、巡飞弹1爬升至导航与飞行控制系统27测量判断达到预设安全高度H0时，导航与飞行控制系统27向电源管理系统25发送引信24上电指令，同时开始进入航点制导飞行，首先飞向任务航线中的第一个航点，依次按装订的任务航线飞行；

S9、待前一发已发射的巡飞弹1发射出筒并完成爬升进入任务航线飞行后，再发射下一发巡飞弹1，各需要发射的巡飞弹1依次按预定顺序完成发射起飞；

S10、各发射出筒的巡飞弹1飞完所有各自任务航线中的航点后，各自导航与飞行控制系统27向各自引信24发送解除二级保险指令，引信24解除二级保险并向导航与飞行控制系统27回报引信24二级保险是否解除确认信息，导航与飞行控制系统27以装订的目标点经纬度坐标为导引点，各自通过数字导引头模型解算虚拟视线角速度信息，采用比例导引律飞向目标；

S11、各发射出筒的巡飞弹1飞向目标点碰撞到目标或触地后弹上安装的碰炸引信24作用，引爆各自战斗部23，战斗部23上预置的活性破片对目标及周围附带物进行侵彻和引燃双重毁伤，完成作战。

以上所述，仅为本实用新型的较佳实施例，并非对本实用新型做任何形式上的限制。任何熟悉本领域的技术人员，在不脱离本实用新型技术方案范围情况下，都可利用上述所述技术内容对本实用新型技术方案做出许多可能的变动和修饰，或修改为等同变化的等效实施例。因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术对以上实施例所做的任何改动修改、等同变化及修饰，均属于本技术方案的保护范围。

Claims (8)

1.一种多联装筒射巡飞弹，其特征在于：所述巡飞弹（1）单元包括弹身（21），所述弹身（21）前端的两侧对称设置有左前翼（22）和右前翼（9），所述弹身（21）的后端两侧对称设置有左后翼（17）和右后翼（12），所述弹身（21）上两侧还对称设置有左垂尾（18）和右垂尾（11），其中，所述左前翼（22）、右前翼（9）、左后翼（17）、右后翼（12）、左垂尾（18）、右垂尾（11）均可折叠与弹身（21）贴合；

所述的弹身（21）的后端还设置有电机（29），所述电机（29）的输出端连接有折叠螺旋桨（14）；

所述弹身（21）的前端内部设置战斗部（23），弹身（21）中部的内部设置电池组（26）和电源管理系统（25），所述弹身（21）后端的内部设置有数传（30）、导航与飞行控制系统（27）和电调（28），导航与飞行控制系统（27）用于为巡飞弹（1）飞行提供导航信息，电池组（26）用于为弹上设备工作及电机（29）转动提供电能，并控制巡飞弹（1）飞行，所述电源管理系统（25）与电池组（26）电连接，所述电源管理系统（25）与导航与飞行控制系统（27）和战斗部（23）连接，所述导航与飞行控制系统（27）与数传（30）和电调（28）连接，所述电调（28）与电机（29）连接，电调（28）用于接收飞行控制系统（27）给出的PWM控制指令，并按PWM控制指令要求调节电机（29）转速。

2.根据权利要求1所述的一种多联装筒射巡飞弹，其特征在于：所述的左垂尾（18）上设置有数传天线（19），所述数传天线（19）与数传（30）连接，用于遥控遥测信息的上传和下传，所述的右垂尾（11）上设置空速管（20），所述空速管（20）与导航与飞行控制系统（27）连接。

3.根据权利要求1所述的一种多联装筒射巡飞弹，其特征在于：所述的战斗部（23）上设置有引信（24），引信（24）与电源管理系统（25）连接。

4.根据权利要求1所述的一种多联装筒射巡飞弹，其特征在于：所述的左后翼（17）上设置有左舵面（16），所述的左后翼（17）上设置第一控制舵机（15），所述第一控制舵机（15）的输出端连接左舵面（16），所述的右后翼（12）上设置有第二控制舵机（31），所述第二控制舵机（31）的输出端连接有右舵面（13），所述右舵面（13）与右后翼（12）转动连接，所述左舵面（16）与左后翼（17）转动连接，所述第一控制舵机（15）和第二控制舵机（31）均与导航与飞行控制系统（27）连接。

5.根据权利要求1所述的一种多联装筒射巡飞弹，其特征在于：所述的左垂尾（18）、右垂尾（11）的一端均设置有垂尾挡杆（10）。

6.根据权利要求1所述的一种多联装筒射巡飞弹，其特征在于：所述弹身（21）的前端还设置有卫星定位天线（8）用于巡飞弹（1）飞行过程中的位置定位，所述卫星定位天线（8）与导航与飞行控制系统（27）连接。

7.一种多联装筒射巡飞弹系统，其特征在于：包括权利要求1～6任意一项所述的巡飞弹（1），还包括发射筒（2），所述的发射筒（2）包括发射筒筒体（4），所述发射筒筒体（4）的底部设置有发射装置，所述的巡飞弹（1）放置于所述发射筒筒体（4）内；所述发射装置包括燃气发生器（7）和助推活塞（5），所述的燃气发生器（7）设置在发射筒筒体（4）内，所述助推活塞（5）滑动设置在发射筒筒体（4）内，其中，所述助推活塞（5）通过活塞拉绳（6）与发射筒筒体（4）连接。

8.根据权利要求7所述的一种多联装筒射巡飞弹系统，其特征在于：还包括发射架（3），所述的发射架（3）上设置有多个发射筒安装位，所述发射筒（2）安装于所述发射筒安装位上并联装。

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