CN217585529U

CN217585529U - 一种制导迫弹搭接折叠翼结构

Info

Publication number: CN217585529U
Application number: CN202221448633.5U
Authority: CN
Inventors: 李国兰; 余昭福; 王闵; 杨青山; 陈颂
Original assignee: Wuhan Liangyu Intelligent Technology Co ltd
Current assignee: Wuhan Liangyu Intelligent Technology Co ltd
Priority date: 2022-06-10
Filing date: 2022-06-10
Publication date: 2022-10-14
Anticipated expiration: 2032-06-10

Abstract

本实用新型属于飞行器技术领域，具体涉及一种制导迫弹搭接折叠翼结构，包括若干片呈旋转对称布置的卷弧翼片，在折叠状态时，所述卷弧翼片的端部与相邻卷弧翼片的根部部分重叠。通过重叠搭接的方式，突破迫击炮筒发射口径对卷弧尾翼面积的限制，使得在不牺牲其他性能的情况下，增加了翼面大小的调整范围，提高了翼面的可设计性，更容易达到最佳的静稳定度和升阻比，从而提高射程。

Description

一种制导迫弹搭接折叠翼结构

技术领域

本实用新型属于飞行器技术领域，具体涉及一种制导迫弹搭接折叠翼结构。

背景技术

小型制导迫弹(简称“导弹”)是一种轻型小口径导弹，发射方式为迫式发射，射程5km～6km，主要用于打击轻型装甲车辆、小型军用建筑、简易工事、火力点等目标。目前，“鸭式”卷弧尾翼的制导迫弹存在舵效率低，静稳定度差的问题，较难达到理想的射程。合理的设计“鸭式”布局中卷弧尾翼的结构形式，可以很容易提高静稳定度，平衡升阻比，从而达到增大射程的目的。

然而，小口径制导迫弹需要用小口径迫击炮筒进行发射，发射筒的口径限制了卷弧尾翼的调整空间。目前现存的卷弧尾翼均为口径等分分割方案(如图5所示)，为达到更大的面积，往往通过增加卷弧尾翼的长度，从而牺牲了制导迫弹其他舱段的长度，比如增速发动机或者战斗部的长度，这样，要么降低增速发动机的续航能力，要么降低战斗部的毁伤能力，则偏离了设计初衷。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种制导迫弹搭接折叠翼结构，通过重叠搭接的方式，突破迫击炮筒发射口径对卷弧尾翼面积的限制，使得在不牺牲其他性能的情况下，增加了翼面大小的调整范围，提高了翼面的可设计性，更容易达到最佳的静稳定度和升阻比，从而提高射程。

为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：

一种制导迫弹搭接折叠翼结构，包括若干片呈旋转对称布置的卷弧翼片，其特征在于：在折叠状态时，所述卷弧翼片的端部与相邻卷弧翼片的根部部分重叠。

进一步地，所述卷弧翼片通过旋转轴和转轴座安装在制导迫弹的尾部，所述旋转轴和转轴座转动配合连接，所述卷弧翼片根部安装在旋转轴上，所述旋转轴上设有用于驱动卷弧翼片展开的扭力弹簧。

进一步地，所述制导迫弹尾部的发动机喷管齿上设有圆筒形的基座，所述基座上套有旋转筒，所述旋转筒与基座之间通过轴承配合连接；所述转轴座安装在旋转筒上。

进一步地，所述基座中部向内凹陷，在折叠状态时，所述卷弧翼片整体位于凹陷内部。

进一步地，所述卷弧翼片的根弦设置有后掠角。

进一步地，所述卷弧翼片至少有三片。

进一步地，所述卷弧翼片为n片，每片卷弧翼片的卷弧角度大于360/n度，且小于2×360/n度。

与现有技术相比，本实用新型的有益效果如下：本实用新型采用重叠搭接的方式设计卷弧尾翼结构，突破迫击炮筒发射口径对卷弧尾翼面积的限制，使得在不牺牲其他性能的情况下，增加了翼面大小的调整范围，提高了翼面的可设计性，更容易达到最佳的静稳定度和升阻比，从而提高射程。

附图说明

图1是实施例中制导迫弹搭接折叠翼结构在折叠状态时的示意图。

图2是实施例中制导迫弹搭接折叠翼结构在展开状态时的示意图。

图3是实施例中制导迫弹搭接折叠翼结构的剖视示意图。

图4是实施例中卷弧翼片的立体示意图。

图5是背景技术中卷弧尾翼均为口径等分分割方案时的示意图。

图中，1、卷弧翼片；2、旋转轴；3、转轴座；4、扭力弹簧；5、发动机喷管齿；6、基座；7、旋转筒；8、轴承；9、后掠角。

具体实施方式

下面将结合具体实施例对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，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。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动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。

如图1、2所示，一种制导迫弹搭接折叠翼结构，其主要布置在导弹的尾部。

包括四片呈旋转对称布置的卷弧翼片1，在折叠状态时，任一卷弧翼片1的端部都会与相邻卷弧翼片1的根部部分重叠，如图1所示，图中A部为重叠部分(B为发射筒口径)。所述卷弧翼片1至少有三片，本实施例以四片卷弧翼片1为例，每片卷弧翼片1的卷弧角度大于360/4度，且小于2×360/4度。

如图4所示，卷弧翼片1的根弦设置有后掠角9，用于减小飞行过程中的空气阻力。

如图2、3所示，所述卷弧翼片1通过旋转轴2和转轴座3安装在制导迫弹的尾部，旋转轴2和转轴座3转动配合连接，卷弧翼片1根部安装在旋转轴2上，旋转轴2上设有用于驱动卷弧翼片1展开的扭力弹簧4。

如图3所示，制导迫弹尾部的发动机喷管齿5上设有圆筒形的基座6，所述基座6上套有旋转筒7，所述旋转筒7与基座6之间通过轴承8配合连接，基座6右端设有轴承端盖，轴承端盖使轴承在旋转运动过程中不至于从旋转筒7上松脱。所述转轴座3安装在旋转筒7上，旋转筒7与基座6之间安装有轴承8，使旋转筒7上的卷弧翼片1能够灵活地绕着基座6中心轴上旋转。

如图3所示，基座6左端部凸起，中部向内凹陷；旋转轴2、转轴座3、扭力弹簧4和旋转筒7都位于凹陷内部，整体位于凹陷内部；在折叠状态时，卷弧翼片1也藏在凹陷内。

发射初始时，通过发射筒的内径约束(如图1中的B)，使得整个尾翼为折叠状态；导弹发射出筒后，卷弧翼片1在扭力弹簧4的作用下迅速展开，并锁定在转轴座3上。飞行过程中，卷弧翼片1在不对称流场的作用下，产生反向的滚转力矩，抵消了飞行过程中产生的有害滚转力矩，从而得到优异的气动特性。

尽管已经示出和描述了本实用新型的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本实用新型的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本实用新型的范围由所附权利要求及其等同物限定。

Claims

1.一种制导迫弹搭接折叠翼结构，包括若干片呈旋转对称布置的卷弧翼片（1），其特征在于：在折叠状态时，所述卷弧翼片（1）的端部与相邻卷弧翼片（1）的根部部分重叠；

所述卷弧翼片（1）通过旋转轴（2）和转轴座（3）安装在制导迫弹的尾部，所述旋转轴（2）和转轴座（3）转动配合连接，所述卷弧翼片（1）根部安装在旋转轴（2）上，所述旋转轴（2）上设有用于驱动卷弧翼片（1）展开的扭力弹簧（4）。

2.根据权利要求1所述的一种制导迫弹搭接折叠翼结构，其特征在于：所述制导迫弹尾部的发动机喷管齿（5）上设有圆筒形的基座（6），所述基座（6）上套有旋转筒（7），所述旋转筒（7）与基座（6）之间通过轴承（8）配合连接；所述转轴座（3）安装在旋转筒（7）上。

3.根据权利要求2所述的一种制导迫弹搭接折叠翼结构，其特征在于：所述基座（6）中部向内凹陷，在折叠状态时，所述卷弧翼片（1）整体位于凹陷内部。

4.根据权利要求1所述的一种制导迫弹搭接折叠翼结构，其特征在于：所述卷弧翼片（1）的根弦设置有后掠角（9）。

5.根据权利要求1所述的一种制导迫弹搭接折叠翼结构，其特征在于：所述卷弧翼片（1）至少有三片。

6.根据权利要求1所述的一种制导迫弹搭接折叠翼结构，其特征在于：所述卷弧翼片（1）为n片，每片卷弧翼片（1）的卷弧角度大于360/n度，且小于2×360/n度。