CN212458140U - 筒式亚音速小型导弹 - Google Patents
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Abstract
本申请涉及一种筒式亚音速小型导弹，包括弹体、折叠式的舵翼和折叠式的尾翼，弹体呈筒状；舵翼沿弹体的周向折叠，尾翼沿弹体的轴向折叠；舵翼安装在弹体的侧壁上，舵翼设有多个，多个舵翼沿弹体的周向分布，多个舵翼均邻近弹体的弹头；舵翼的折叠轴与弹体平行，以使舵翼的翼面从与弹体垂直折叠成与弹体平行；舵翼设有第一展弦比λ1，第一展弦比λ1的比值小于1：1；尾翼安装在弹体的侧壁上，尾翼设有多个，多个尾翼沿弹体的周向分布，且多个尾翼均设置在弹体的尾部；其中，尾1翼的折叠轴与弹体垂直设置，以使尾翼的翼面从与弹体垂直折叠成与弹体的侧壁相贴合。其可以降低弹体的外形尺寸，满足了筒式亚音速小型导弹的飞行时产生的过载要求。
Description
技术领域
本公开涉及导弹设计制造领域，尤其涉及一种筒式亚音速小型导弹。
背景技术
在筒式发射亚音速飞行小型导弹气动外形设计中，无论正常是布局还是鸭式布局，尾翼和舵翼的展长和弦长的比值都大大超过1：1，为了提高其法向机动过载能力，一般采用提高翼展长度的设计，绝大多数飞行法向有效过载难以达到10g以上，一般在6g以下。
对于小型筒式发射导弹，传统舵翼一般折叠在弹体内部，这样就限定了舵翼的弦长小于弹体直径的一半，使得舵翼在弹体攻角较大时的控制效率迅速降低。
发明内容
有鉴于此，本公开提出了一种筒式亚音速小型导弹，其可以降低弹体的外形尺寸，满足了筒式亚音速小型导弹的飞行时产生的过载要求。
根据本公开的一方面，提供了一种筒式亚音速小型导弹，包括弹体、折叠式的舵翼和折叠式的尾翼，其中，所述弹体呈筒状；所述舵翼沿所述弹体的周向折叠和所述尾翼沿所述弹体的轴向折叠；
所述舵翼安装在所述弹体的侧壁上，所述舵翼设有多个，多个所述舵翼沿所述弹体的周向分布，且多个所述舵翼均邻近所述弹体的弹头；
其中，所述舵翼的折叠轴与所述弹体平行，以使所述舵翼的翼面从与所述弹体垂直折叠成与所述弹体平行；
所述舵翼设有第一展弦比λ1，所述第一展弦比λ1的比值小于1：1；
所述尾翼安装在所述弹体的侧壁上，所述尾翼设有多个，多个所述尾翼沿所述弹体的周向分布，且多个所述尾翼均设置在所述弹体的尾部；
其中，所述尾翼的折叠轴与弹体垂直设置，以使所述尾翼的翼面从与所述弹体垂直折叠成与所述弹体的侧壁相贴合。
在一种可能的实现方式中，所述第一展弦比λ1的比例大于或者等于0.2： 1，且小于或者等于0.9：1；
所述尾翼设有第二展弦比λ2，所述第二展弦比λ2的比例大于或者等于2:1，且小于或者等于6：1。
在一种可能的实现方式中，所述第一展弦比λ1为0.2：1；
所述第二展弦比λ2为2.8：1。
在一种可能的实现方式中，所述舵翼邻近所述弹体的质心位置。
在一种可能的实现方式中，所述舵翼包括舵翼本体和复位装置，所述弹体内部设有安装台；
所述舵翼本体与所述安装台之间适用于通过销轴铰接，设置所述舵翼本体的弹体侧壁上开设有旋转槽，所述舵翼本体沿着所述旋转槽滑动；
所述复位装置安装在所述舵翼本体与所述安装台的铰接处，所述复位装置用于使所述舵翼本体的翼面恢复与所述弹体垂直的状态。
在一种可能的实现方式中，所述复位装置包括一号弹性扭件，所述一号弹性扭件套设在所述舵翼本体与所述安装台之间的铰接处；
所述一号弹性扭件的一端与所述安装台固定连接，所述一号弹性扭件的另一端与所述舵翼本体连接。
在一种可能的实现方式中，所述尾翼包括尾翼本体和弹回装置，所述弹体的尾部设有旋转座，所述旋转座与所述弹体同轴设置，所述旋转座以所述弹体的轴心线为轴转动；
所述旋转座与所述尾翼本体适用于通过连接轴铰接，所述弹回装置安装在所述尾翼本体与所述旋转座的铰接处，以使所述尾翼的翼面恢复与所述弹体垂直的状态。
在一种可能的实现方式中，所述旋转座包括旋转轴承和铰座，所述旋转轴承的内圈安装在所述弹体的尾部，所述铰座设置在所述旋转轴承的外圈；
所述尾翼本体与所述铰座适用于通过所述连接轴铰接，所述铰座的数量与所述尾翼本体的数量相匹配；
所述弹回装置包括二号弹性扭件，所述二号弹性扭件套设在所述尾翼本体与所述铰座的铰接处；
所述二号弹性扭件的一端与所述铰座固定连接，所述二号弹性扭件的另一端与所述尾翼本体连接。
在一种可能的实现方式中，所述旋转轴承为自由端轴承。
在一种可能的实现方式中，所述筒式亚音速小型导弹的重量小于或者等于十五千克。
本申请实施例筒式亚音速小型导弹由整体的外形呈鸭式气动布局，其舵翼为舵翼，由于舵翼的折叠转轴在方形发射筒内部对角线顶端并与弹体的轴心线重合设置，所以舵翼能够沿舵翼的转轴折叠舵翼，使得舵翼能够从垂直于弹体的状态转变成与弹体平行状态。本申请实施例筒式音速小型导弹的尾翼也为尾翼，由于尾翼的折叠转轴在方形发射筒内部对角线顶端并与弹体垂直设置，所以尾翼能沿尾翼的转轴折叠尾翼，使得尾翼能够从垂直于弹体的状态转变与弹体贴合的状态。本申请实施例筒式亚音速小型导弹的舵翼折叠在弹体的外部，使得舵翼的长度不受弹体长度的限制，从而使得舵翼的第一展弦比λ1小于1：1，增加了舵翼的气动效率。同时也可以降低弹体的外形尺寸，满足了筒式亚音速小型导弹的飞行时产生的过载要求。
根据下面参考附图对示例性实施例的详细说明，本公开的其它特征及方面将变得清楚。
附图说明
包含在说明书中并且构成说明书的一部分的附图与说明书一起示出了本公开的示例性实施例、特征和方面，并且用于解释本公开的原理。
图1示出本公开实施例的筒式亚音速小型导弹的主体结构示意图。
具体实施方式
以下将参考附图详细说明本公开的各种示例性实施例、特征和方面。附图中相同的附图标记表示功能相同或相似的元件。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
其中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型或简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本实用新型的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。
另外，为了更好的说明本公开，在下文的具体实施方式中给出了众多的具体细节。本领域技术人员应当理解，没有某些具体细节，本公开同样可以实施。在一些实例中，对于本领域技术人员熟知的方法、手段、元件和电路未作详细描述，以便于凸显本公开的主旨。
图1示出根据本公开实施例筒式亚音速小型导弹的主体结构示意图。如图1所示，该筒式亚音速小型导弹采用鸭式气动布局，该筒式亚音速小型导弹包括：可折叠式的舵翼200、弹体100和可折叠式的尾翼300，其中，弹体 100呈筒状，舵翼200沿所述弹体100的周向折叠，尾翼300沿弹体100的轴向向折叠。舵翼200安装在弹体100的侧壁上，舵翼200设有多个，多个舵翼200 沿弹体100的周向分布，且多个舵翼200均邻近的弹体100的弹头设置。舵翼 200设有第一展弦比λ1，第一展弦比λ1的比值小于1：1。上述的舵翼200的折叠轴与弹体100平行设置，以使得舵翼200的翼面能够从与弹体100垂直的关系折叠成与弹体100平行的关系。尾翼300安装在弹体100的侧壁上，尾翼300 设有多个，多个尾翼300沿弹体100的周向分布，且多个尾翼300均设置在弹体100的尾部。其中，尾翼300的折叠轴与弹体100垂直设置，以使尾翼300的翼面从与弹体100垂直折叠成与弹体100的侧壁相贴合。
此处，应当指出的是，本申请实施例筒式亚音速小型导弹的舵翼200采用小展弦比，尾翼300采用大展弦比的设计。此处，还需要指出的是，弹体 100呈方形筒状。
本申请实施例筒式亚音速小型导弹由整体的外形呈鸭式气动布局，其舵翼200为可折叠式的舵翼200，由于舵翼200的折叠转轴在方形发射筒内部对角线顶端并与弹体100的轴心线重合设置，所以舵翼200能够沿舵翼200的转轴折叠舵翼200，使得舵翼200能够从垂直于弹体100的状态转变成与弹体100 平行状态。本申请实施例筒式音速小型导弹的尾翼300也为可折叠式的尾翼 300，由于尾翼300的折叠转轴在方形发射筒内部对角线顶端并与弹体100垂直设置，所以尾翼300能沿尾翼300的转轴折叠尾翼300，使得尾翼300能够从垂直于弹体100的状态转变与弹体100贴合的状态。本申请实施例筒式亚音速小型导弹的舵翼200折叠在弹体100的外部，使得舵翼200的长度不受弹体100 长度的限制，从而使得舵翼200的第一展弦比λ1小于1：1，增加了舵翼200的气动效率。同时也可以降低弹体100的外形尺寸，满足了筒式亚音速小型导弹的飞行时产生的过载要求。
在一种可能的实现方式中，第一展弦比λ1的比例大于或者等于0.2：1，且小于或者等于0.9：1。尾翼300设有第二展弦比λ2，第二展弦比λ2的比例大于或者等于2:1，且小于或者等于6：1。
更进一步的，在一种可能的实现方式中，第一展弦比λ1为0.2：1，第二展弦比λ2为2.8：1。
在一种可能的实现方式中，舵翼200靠近弹体100的质心，且舵翼200设置在弹体100的质心靠近弹体100的弹头一侧。
舵翼200靠近弹体100的质心，确保控制力和力矩均对弹体100的控制有利，距离质心距离较小，可以产生质心直接推动力，进一步增加了弹体100 变轨能力，进一步提升了本申请实施例筒式亚音速小型导弹法向机动过载。
基于上述，在一种可能的实现方式中，筒式亚音速小型导弹的重量小于或者等于十五千克。
在一种可能的实现方式中，第一展弦比λ1的比例大于或者等于0.2：1，且小于或者等于0.9：1。尾翼300设有第二展弦比λ2，第二展弦比λ2的比例大于或者等于2:1，且小于或者等于6：1。
更进一步的，在一种可能的实现方式中，第一展弦比λ1为0.2：1，第二展弦比λ2为2.8：1。
在一种可能的实现方式中，舵翼200靠近弹体100的质心，且舵翼200设置在弹体100的质心靠近弹体100的弹头一侧。
舵翼200靠近弹体100的质心，确保控制力和力矩均对弹体100的控制有利，距离质心距离较小，可以产生质心直接推动力，进一步增加了弹体100 变轨能力，进一步提升了本申请实施例筒式亚音速小型导弹法向机动过载。
在一种可能的实现方式中，舵翼200包括舵翼本体和复位装置，弹体100 内部设有安装台，舵翼本体与安装台之间适用于通过销轴铰接，设置舵翼本体的弹体100侧壁上开设有旋转槽，舵翼本体沿着旋转槽滑动。复位装置安装在舵翼本体与安装台的铰接处，复位装置用于使舵翼本体的翼面恢复与弹体100垂直的状态。
更进一步的，在一种可能的实现方式中，复位装置包括一号弹性扭件，一号弹性扭件套设在舵翼本体与安装台之间的铰接处。一号弹性扭件的一端与安装台固定连接，一号弹性扭件的另一端与舵翼本体连接。由此，可以通过复位装置控制舵翼本体复位。
更进一步的，在一种可能的实现方式中，一号弹性扭件为扭力弹簧，扭力弹簧套接在销轴上。
在一种可能的实现方式中，尾翼300包括尾翼本体和弹回装置，弹体100 的尾部设有旋转座400，旋转座400与弹体100同轴设置，旋转座400以弹体100 的轴心线为轴转动。旋转座400与尾翼本体适用于通过连接轴铰接，弹回装置安装在尾翼本体与旋转座400的铰接处，以使尾翼300的翼面恢复与弹体 100垂直的状态。
更进一步的，在一种可能的实现方式中，旋转座400包括旋转轴承和铰座，旋转轴承的内圈安装在弹体100的尾部，铰座设置在旋转轴承的外圈。尾翼本体与铰座适用于通过连接轴铰接，铰座的数量与尾翼本体的数量相匹配。弹回装置包括二号弹性扭件，二号弹性扭件套设在尾翼本体与铰座的铰接处。二号弹性扭件的一端与铰座固定连接，二号弹性扭件的另一端与尾翼本体连接。
综上所述，舵翼200和尾翼300解决了小展弦比气动外形舵翼200、大展弦比尾翼300气动外形弹体100紧凑折叠于方形发射筒的问题，有效减小了筒装导弹的外形尺寸和重量。
在一种可能的实现方式中，旋转轴承为自由端轴承。由此使得旋转轴承能沿弹体100的轴线方向移动，进一步的增加了本申请实施例筒式亚音速小型导弹的气动效率。
基于上述，在一种可能的实现方式中，筒式亚音速小型导弹的重量小于或者等于十五千克。
综上所述，本申请实施例筒式亚音速小型导弹的工作原理为：采用小展弦比舵翼200组合大展弦比尾翼300形成的鸭式气动布局，增加了弹体100升阻比，提高了舵机的控制效率，不但提高了筒式亚音速小型导弹在小攻角下的机动过载能力，而且实现了筒式亚音速小型导弹在较大攻角下仍然具有较高的控制效率，实现了筒式亚音速小型导弹的大法向过载飞行，适应小视场捷联导引头，提高了导弹的可攻击距离。利用方形发射筒与圆形弹体100的4 个对角线方向的空间，将舵翼200和尾翼300沿弹体100轴向折叠。舵翼200在质心前部与质心距离较近的位置，可为导弹提供直接力控制，提高了导弹的机动变轨能力，进一步提升了导弹法向机动过载。本申请采用舵翼200沿弹体100的周向折叠、尾翼300沿弹体100轴向折叠和方形发射筒的方式，解决了小展弦比气动外形舵翼200、大展弦比尾翼300气动外形弹体100紧凑折叠于方形发射筒的问题，有效减小了筒装导弹的外形尺寸和重量。本发明的技术方案适用于重量不大于15kg、筒式发射的小型导弹的气动外形结构，使其飞行速在0.1～1.0Ma亚音速飞行时，具有较好的飞行稳定性、较大的机动能力、较高的制导精度和较小的外形尺寸和重量。
以上已经描述了本公开的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。本文中所用术语的选择，旨在最好地解释各实施例的原理、实际应用或对市场中的技术的改进，或者使本技术领域的其它普通技术人员能理解本文披露的各实施例。
Claims (10)
1.一种筒式亚音速小型导弹，采用鸭式气动布局，其特征在于，包括弹体、折叠式的舵翼和折叠式的尾翼，其中，所述弹体呈筒状；所述舵翼沿所述弹体的周向折叠，所述尾翼沿所述弹体的轴向折叠；
所述舵翼安装在所述弹体的侧壁上，所述舵翼设有多个，多个所述舵翼沿所述弹体的周向分布，且多个所述舵翼均邻近所述弹体的弹头；
其中，所述舵翼的折叠轴与所述弹体平行，以使所述舵翼的翼面从与所述弹体垂直折叠成与所述弹体平行；
所述舵翼设有第一展弦比λ1，所述第一展弦比λ1的比值小于1：1；
所述尾翼安装在所述弹体的侧壁上，所述尾翼设有多个，多个所述尾翼沿所述弹体的周向分布，且多个所述尾翼均设置在所述弹体的尾部；
其中，所述尾翼的折叠轴与弹体垂直设置，以使所述尾翼的翼面从与所述弹体垂直折叠成与所述弹体的侧壁相贴合。
2.根据权利要求1所述的筒式亚音速小型导弹，其特征在于，所述第一展弦比λ1的比例大于或者等于0.2：1，且小于或者等于0.9：1；
所述尾翼设有第二展弦比λ2，所述第二展弦比λ2的比例大于或者等于2:1，且小于或者等于6：1。
3.根据权利要求2所述的筒式亚音速小型导弹，其特征在于，所述第一展弦比λ1为0.2：1；
所述第二展弦比λ2为2.8：1。
4.根据权利要求2所述的筒式亚音速小型导弹，其特征在于，所述舵翼邻近所述弹体的质心位置。
5.根据权利要求1所述的筒式亚音速小型导弹，其特征在于，所述舵翼包括舵翼本体和复位装置，所述弹体内部设有安装台；
所述舵翼本体与所述安装台之间适用于通过销轴铰接，设置所述舵翼本体的弹体侧壁上开设有旋转槽，所述舵翼本体沿着所述旋转槽滑动；
所述复位装置安装在所述舵翼本体与所述安装台的铰接处，所述复位装置用于使所述舵翼本体的翼面恢复与所述弹体垂直的状态。
6.根据权利要求5所述的筒式亚音速小型导弹，其特征在于，所述复位装置包括一号弹性扭件，所述一号弹性扭件套设在所述舵翼本体与所述安装台之间的铰接处；
所述一号弹性扭件的一端与所述安装台固定连接，所述一号弹性扭件的另一端与所述舵翼本体连接。
7.根据权利要求1所述的筒式亚音速小型导弹，其特征在于，所述尾翼包括尾翼本体和弹回装置，所述弹体的尾部设有旋转座，所述旋转座与所述弹体同轴设置，所述旋转座以所述弹体的轴心线为轴转动；
所述旋转座与所述尾翼本体适用于通过连接轴铰接，所述弹回装置安装在所述尾翼本体与所述旋转座的铰接处，以使所述尾翼的翼面恢复与所述弹体垂直的状态。
8.根据权利要求7所述的筒式亚音速小型导弹，其特征在于，所述旋转座包括旋转轴承和铰座，所述旋转轴承的内圈安装在所述弹体的尾部，所述铰座设置在所述旋转轴承的外圈；
所述尾翼本体与所述铰座适用于通过所述连接轴铰接，所述铰座的数量与所述尾翼本体的数量相匹配；
所述弹回装置包括二号弹性扭件，所述二号弹性扭件套设在所述尾翼本体与所述铰座的铰接处；
所述二号弹性扭件的一端与所述铰座固定连接，所述二号弹性扭件的另一端与所述尾翼本体连接。
9.根据权利要求8所述的筒式亚音速小型导弹，其特征在于，所述旋转轴承为自由端轴承。
10.根据权利要求1至9任一项所述的筒式亚音速小型导弹，其特征在于，所述筒式亚音速小型导弹的重量小于或者等于十五千克。
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| CN202020883265.1U CN212458140U (zh) | 2020-05-22 | 2020-05-22 | 筒式亚音速小型导弹 |
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| CN202020883265.1U CN212458140U (zh) | 2020-05-22 | 2020-05-22 | 筒式亚音速小型导弹 |
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| CN212458140U true CN212458140U (zh) | 2021-02-02 |
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| CN202020883265.1U Active CN212458140U (zh) | 2020-05-22 | 2020-05-22 | 筒式亚音速小型导弹 |
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113899255A (zh) * | 2021-08-31 | 2022-01-07 | 北京航空航天大学 | 一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭 |
| CN114216647A (zh) * | 2021-12-16 | 2022-03-22 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种风洞试验用舵翼瞬态展收装置 |
| CN114909959A (zh) * | 2022-04-29 | 2022-08-16 | 西北工业大学 | 一种微小型子导弹多单元协同作战发射平台及方法 |
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2020
- 2020-05-22 CN CN202020883265.1U patent/CN212458140U/zh active Active
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113899255A (zh) * | 2021-08-31 | 2022-01-07 | 北京航空航天大学 | 一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭 |
| CN113899255B (zh) * | 2021-08-31 | 2024-04-09 | 北京航空航天大学 | 一种带控制舱段和滑翔增程舱段的精确控制火箭 |
| CN114216647A (zh) * | 2021-12-16 | 2022-03-22 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种风洞试验用舵翼瞬态展收装置 |
| CN114909959A (zh) * | 2022-04-29 | 2022-08-16 | 西北工业大学 | 一种微小型子导弹多单元协同作战发射平台及方法 |
| CN114909959B (zh) * | 2022-04-29 | 2024-01-16 | 西北工业大学 | 一种微小型子导弹多单元协同作战发射平台及方法 |
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