CN214701950U - 一种空地式靶弹 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种空地式靶弹，所述靶弹包括以下组件：头罩、电气舱、控制系统、巡航发动机、主翼、舵面、舵机转接舱、助推发动机和旋转尾翼。本实用新型提供的空地式靶弹适用于地面防空兵基地深化训练和实弹/战术演习中，模拟敌方空地导弹和三代战机的战术技术特性，满足现役典型防空武器系统实弹射击训练要求，为地面防空兵部队提供靶标服务。
Description
技术领域
本实用新型公开了一种空地式靶弹，属于武器试验和检查领域，更具体地，涉及用于模拟导弹的飞行特性、飞行参数等技术指标的空地靶弹。
背景技术
空地导弹是指从航空器上发射攻击地(水)面目标的导弹，是航空兵进行空中突击的主要武器之一，其主要特点为：目标毁伤概率高、机动性强、隐蔽性好，能从地方防空武器射程以外发射，可减少地面防空火力对载机的威胁，但是造价高，使用维修比较复杂。大多数技术先进国家的空军在执行对地攻击任务时都主要使用空地导弹。
目前国内靶弹种类偏少，可靠性较低，经常出现脱靶现象，不能满足多种需求。靶弹用做部队训练，属于消耗品，成本不能太高。而国内的导弹军工部门对靶弹这种研发投入经费少、技术难度较高、利润小的项目研发成本和报价高，阻碍了部队对这一急需产品的装备和使用。总之，针对目前的靶标项目缺乏足够的技术力量和资金支持，难以提供可用的靶弹。
本实用新型要解决的技术问题是如何提高空地式靶弹的性能并降低成本以有效模拟目标导弹的战术性能。
为解决上述存在的技术问题，本实用新型的目的就是在地面防空兵基地深化训练和实弹/战术演习中，模拟敌方空地导弹和三代战机的战术技术特性，满足现役典型防空武器系统实弹射击训练要求，为地面防空兵部队提供靶标服务。
实用新型内容
基于上述目的，本实用新型提供了一种采用巡航级和助推级串联结构形式，由转接段连接的空地式靶弹，所述靶弹包括以下组件：头罩1、电气舱2、控制舱3、巡航发动机4、舵机转接舱5、助推发动机6和旋转尾翼7。
本实用新型中，电气舱及控制舱壳体采用铝合金材料，在满足强度要求的前提下，同时降低了材料及加工成本；巡航发动机与助推发动机通过舵机转接舱连接在一起，助推级工作完毕后，通过切割分离方式，助推级抛离靶弹主体，以节约能量，降低控制难度；通过助推发动机和巡航发动机的自主设计，可以大幅度降低成本，而且未来核心部件批生产不受国外出口限制等因素的影响；舵机转接舱使用锥台形尾部，尾部收缩比为0.86。大大降低了弹体尾部阻力，同等射程的前提下，可以节约能量降低发动机设计要求；尾部安装旋转尾翼，使靶弹不会由于尾翼的因素在飞行过程中影响舵效，降低控制难度。
在一个优选的技术方案中，在所述头罩1内安置有龙伯球，所述龙伯球作为RCS(雷达散射截面积)增强设备使用。
在另一个优选的技术方案中，在所述电气舱2内安装双路大功率供电热电池。
在一个优选的技术方案中，所述控制舱3内安置有惯测组合31和综合控制器32，所述惯测组合31主要包括陀螺、加速度计、GPS等，为制导和稳定提供姿态、位置、速度、线加速度和角速度信息；所述综合控制器32包含计算机板、电源时序板、舵机控制板、舵机功放板、接口底板。
在另一个优选的技术方案中，所述巡航发动机4为靶弹巡航级提供飞行动力，周向布置四片主翼41以及一个前滑块42。
在一个优选的技术方案中，所述舵机转接舱5内安装舵机，轴向布置四片舵面51，使全弹按照控制系统要求进行偏转、控制全弹的俯仰、偏航和滚转动作，舵机转接舱5内布置了切割分离装置52，保证助推段和巡航段的可靠分离。
在另一个优选的技术方案中，所述助推发动机6为靶弹发射提供动力，表面焊有后滑块61。
在又一个优选的技术方案中，旋转尾翼段7内置大轴承71，周向布置4个安定面72，整体安装在助推发动机6上，用于控制滚转通道进行。
在一个更为优选的技术方案中，所述靶弹弹体直径为150mm的圆柱，巡航级长2081mm，全弹长2908mm。
本实用新型提供的靶弹有效提高了空地靶弹的性能，靶弹射程50km，速度0.6～1.2Ma，飞行高度100-8000m(海拔高度)。由于大多数零部件都是机加工件，结构简单，加工周期性短，可靠性高，加工成本低；同时可有效地模拟目标导弹的战技术性能，解决了部队打靶训练花费过高，适用性差的问题；适用于地面防空兵基地深化训练和实弹/战术演习中，模拟敌方空地导弹和三代战机的战术技术特性，满足现役典型防空武器系统实弹射击训练要求，为地面防空兵部队提供靶标服务。
附图说明
图1.本实用新型空地式靶弹结构示意图；
图2.空地式靶弹控制舱内部结构装配示意图；
图3.空地式靶弹巡航发动机外部主翼及前滑块的装配示意图；
图4.空地式靶弹巡航发动机外部主翼及前滑块的详细设计图；
图5.空地式靶弹舵机转接舱装配示意图；
图6.空地式靶弹舵机转接舱舵面及切割分离装置的细节图；
图7.空地式靶弹助推发动机装配示意图；
图8.空地式靶弹助推发动机后滑块的细节图；
图9.空地式靶弹旋转尾翼的装配示意图；
图10.空地式靶弹旋转尾翼安定面细节图。
附图标识:
1.头罩；
2.电气舱；
3.控制舱，31.惯测组合，32.综合控制器；
4.巡航发动机，41.主翼，42.前滑块；
5.舵机转接舱，51.舵面，52.切割分离装置；
6.助推发动机，61.后滑块；
7.旋转尾翼，71.大轴承，72.安定面。
具体实施方式
下面结合具体实施例来进一步描述本实用新型，本实用新型的优点和特点将会随着描述而更为清楚。但这些实施例仅是范例性的，并不对本实用新型权利要求所限定的保护范围构成任何限制。
实施例
图1显示了本实用新型的设计结构图，本实用新型包括头罩1、电气舱2、控制舱3、巡航发动机4、舵机转接舱5、助推发动机6和旋转尾翼7。
图2显示的是控制舱3内部结构装配示意图，展示出惯测组合31及综合控制器32的安装位置。
图3显示的巡航发动机4外部主翼41及前滑块42的装配示意图，展示出主翼41及前滑块42的安装位置。周向布置四片主翼41，主翼41与焊接在发动机表面的耳片通过螺钉固定在一起；前滑块42通过焊接的形式固定在发动机表面。图4显示了主翼41及前滑块42的详细设计图。
图5显示的是舵机转接舱5装配示意图，展示出舵面51及切割分离装置52的安装位置，轴向布置四片舵面，舵面固定在转接舱内部的舵机上；切割分离装置52通过防护套固定卡子与转接舱壳体径向连接。图6显示的舵面51及切割分离装置52的细节图。
图7显示的是助推发动机6装配示意图，展示出后滑块61的安装位置，后滑块61通过焊接的形式与发动机可以固定在一起。图8显示的是后滑块的细节图。
图9显示的是旋转尾翼7的装配示意图，安定面72通过螺钉与旋转尾翼壳体连接在一起。大轴承71(大轴承安装在旋转尾翼壳体内部；在外部气动载荷作用下，使旋转尾翼装置借助大轴承实现自身旋转，以更好地控制滚转通道)。图10显示的安定面细节图。
该靶弹射程50km，速度0.6～1.2Ma，飞行高度100-8000m(海拔高度)，靶弹可采用巡航级和助推级两级串联布局形式，即助推级将靶弹发射至预定高度和速度，巡航51发动机维持巡航速度飞行并完成战术动作。
靶弹采用巡航级和助推级串联结构形式，由转接段连接，气动布局为正常式布局。弹体直径为150mm的圆柱，巡航级长2081mm，全弹长2908mm。从靶弹弹头顶端开始依次分布三组翼面。即主翼，舵面，安定面。全弹从头到尾依次布置头罩、电气舱、控制舱、巡航发动机、舵机转接舱、助推发动机、旋转尾翼。头罩内装有龙伯球，作为RCS(雷达散射截面积)增强设备；电气舱内安装双路大功率供电热电池(平均功率不低于430W)；控制舱内安装惯测组合(主要包括陀螺、加速度计、GPS等，为制导和稳定提供姿态、位置、速度、线加速度和角速度信息)和综合控制器(包含计算机板、电源时序板、舵机控制板、舵机功放板、接口底板等)等组件；巡航发动机(平均推力不低于1200N)为靶弹巡航级提供飞行动力，周向布置四片主翼以及一个前滑块(滑块是靶弹的挂载机构，为靶弹在导轨上的滑行提供支撑，巡航发动机上焊接的滑块靠近靶弹头部，因此命名为前滑块)；舵机转接舱段内安装舵机，轴向布置四片尾舵使全弹按照控制系统要求进行偏转、控制全弹的俯仰、偏航和滚转动作，同时转接段内布置了切割分离装置，保证助推段和巡航段的可靠分离；助推发动机为靶弹发射提供动力，表面焊有后滑块(滑块是靶弹的挂载机构，为靶弹在导轨上的滑行提供支撑，助推发动机上焊接的滑块相对靠近靶弹尾部，因此命名为后滑块)；旋转尾翼段内置大轴承(在外部气动载荷作用下，使旋转尾翼装置借助大轴承实现自身旋转，以更好地控制滚转通道)，周向布置安定面，整体安装在助推发动机上焊接的耳片上，用于更好地控制滚转通道。
本技术方案的靶弹已经通过了半实物仿真试验、发动机地面试车、风洞试验、切割分离试验等试验验证，方案可行，试验结果显示靶弹射程50km，速度0.6～1.2Ma，飞行高度100-8000m(海拔高度)等设计指标均能满足。
Claims (8)
1.一种采用巡航级和助推级串联结构形式，由转接段连接的空地式靶弹，其特征在于，所述靶弹包括以下组件：头罩(1)、电气舱(2)、控制舱(3)、巡航发动机(4)、舵机转接舱(5)、助推发动机(6)和旋转尾翼(7)。
2.根据权利要求1所述的空地式靶弹，其特征在于，在所述头罩(1)内安置龙伯球。
3.根据权利要求1所述的空地式靶弹，其特征在于，在所述电气舱(2)内安装双路大功率供电热电池。
4.根据权利要求1所述的空地式靶弹，其特征在于，所述控制舱(3)内安置有惯测组合(31)和综合控制器(32)，所述惯测组合(31)包括陀螺、加速度计、GPS；所述综合控制器(32)包含计算机板、电源时序板、舵机控制板、舵机功放板、接口底板。
5.根据权利要求1所述的空地式靶弹，其特征在于，所述巡航发动机(4)为靶弹巡航级提供飞行动力，周向布置四片主翼(41)以及一前滑块(42)。
6.根据权利要求1所述的空地式靶弹，其特征在于，所述舵机转接舱(5)内安装舵机，轴向布置四片舵面(51)，使全弹按照控制系统要求进行偏转、控制全弹的俯仰、偏航和滚转动作，舵机转接舱(5)内布置了切割分离装置(52)，保证助推段和巡航段的可靠分离。
7.根据权利要求1所述的空地式靶弹，其特征在于，所述助推发动机(6)为靶弹发射提供动力，表面焊有后滑块(61)。
8.根据权利要求1所述的空地式靶弹，其特征在于，旋转尾翼(7)内置大轴承(71)，周向布置4个安定面(72)，整体安装在助推发动机(6)上，用于控制滚转。
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114234734A (zh) * | 2021-12-24 | 2022-03-25 | 中国工程物理研究院总体工程研究所 | 一种微小型导弹气动布局 |
| CN114963888A (zh) * | 2022-04-19 | 2022-08-30 | 湖北航天飞行器研究所 | 一种集成式导弹控制器及其安装和使用方法 |
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2021
- 2021-04-13 CN CN202120752571.6U patent/CN214701950U/zh active Active
Cited By (3)
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| CN114963888A (zh) * | 2022-04-19 | 2022-08-30 | 湖北航天飞行器研究所 | 一种集成式导弹控制器及其安装和使用方法 |
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