JP7137255B2 - Composite cruising distance extension system and method that can be separated from flying objects - Google Patents
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Description
本発明は、飛翔体制御分野に関し、具体的に飛翔体から分離可能な複合航続距離延長システム及び方法。 FIELD OF THE INVENTION The present invention relates to the field of projectile control, and specifically to a compound range extension system and method that can be separated from a projectile.
現代の戦場では、誘導飛翔体の射程に対してより高く要求され、射程の増加は戦闘員の生存確率を高め、より豊富な戦略及び戦術を生み出すことができる。しかし、従来技術において、飛翔体の射程を向上させる方法が幾つかがあり、例えば、ロケットエンジンによるブーストにより、高さ及び速度をさらに増加させる方法、最下段インジェクター方法により飛翔体の尾部の空気温度を上昇させて抵抗力を低下させる方法等が挙げられ、これらの方法は協調的に統一されず、同一飛翔体に集積することができない。その他の解決策において、グライドセクションのグライド角度を調整するが、このグライド角度を過度に調節すると、飛翔体が目標を命中する時の速度値が低下し、即ち、落下速度が低下してしまうので、ほとんどの場合、この航続距離延長方案を放棄せざるを得なくなった。なお、従来技術における航続距離延長効果は依然として日増しに増加する高射程の要求を満足することができず、より多くのより良い航続距離延長方案の考案及び設計がさらに要求されている。 Modern battlefields place higher demands on the range of guided projectiles, and increased range can increase combatants' survival odds and create richer strategies and tactics. However, in the prior art, there are several methods for increasing the range of the projectile, such as boosting by rocket engines to further increase height and speed, and lowering the air temperature in the tail of the projectile by using the bottom injector method. However, these methods are not coordinated and cannot be integrated into the same projectile. Another solution is to adjust the glide angle of the glide section, but if the glide angle is adjusted too much, the velocity value when the projectile hits the target will be reduced, i.e. the fall velocity will be reduced. , in most cases, had no choice but to abandon this cruising range extension plan. In addition, the cruising range extension effect of the prior art still cannot meet the increasing demand for high range, and there is a need to devise and design more and better cruising range extension solutions.
上記の原因により、本発明者は従来の飛翔体航続距離延長システム及び方法を鋭意に研究し、上記課題を解決できる航続距離延長システム及び方法を設計し、飛翔体の射程を最大限に増加することを望んでいる。 Due to the above reasons, the present inventors intensively researched the conventional range extension system and method for flying objects, designed a range extension system and method that can solve the above problems, and maximized the range of the flying object. I hope that
上記課題を解決するために、本発明者は鋭意に研究した上、飛翔体から分離可能な複合航続距離延長システム及び方法を設計し、該システムにおいて、ロケット航続距離延長モジュール、最下段航続距離延長モジュール、ロール航続距離延長モジュール及びグライド航続距離延長モジュールが同時に設置されており、各モジュール同士が協調に動作し、所定の順序に従い、異なる飛行段階で交互に動作し、互いに妨害せずに、飛翔体の射程を向上させることができ、これにより、飛翔体の最終射程を最大限に向上させる。なお、前記ロケット航続距離延長モジュールは、燃料を充填するために体積の大きい収納空間が必要とされ、該ロケット燃料タンクは、飛翔体の後続の飛行に大きな負担を増加させるので、ロケットエンジンの動作が完成した後、該ロケット燃料タンクをそれが位置する飛翔体の尾部とともに飛翔体本体から脱離させることにより、飛翔体の射程をさらに向上させ、本発明に至った。 In order to solve the above problems, the present inventors have made intensive research and designed a combined range extension system and method that can be separated from the flying object. The module, the roll range extension module and the glide range extension module are installed at the same time, and each module works in coordination, according to a predetermined order, alternately works in different flight stages, and does not interfere with each other in flight. It can improve the range of the body, thereby maximizing the final range of the projectile. In addition, the rocket range extension module requires a large storage space to fill with fuel, and the rocket fuel tank greatly increases the burden on the subsequent flight of the projectile, so the operation of the rocket engine is completed, the rocket fuel tank is detached from the body of the projectile along with the tail portion of the projectile in which it is located, thereby further improving the range of the projectile, leading to the present invention.
具体的に、本発明の目的は、複数種の協調に動作可能な航続距離延長モジュールを含むことにより、飛翔体の射程を向上させる飛翔体から分離可能な複合航続距離延長システムを提供することにある。 Specifically, it is an object of the present invention to provide a combined range extension system separable from a projectile that improves the range of the projectile by including multiple types of range extension modules that can operate cooperatively. be.
その中、前記複合航続距離延長システムは、ロケット航続距離延長モジュールを含み、前記ロケット航続距離延長モジュールは、飛翔体の尾部に設けられたロケットエンジン１を含み、前記ロケットエンジン１は、飛翔体の上昇段階において動作を開始し、飛翔体の速度及び最大高さを向上させるために用いられ、好ましくは、前記ロケットエンジン１の動作時間が５～１０秒である。
Wherein, the combined range extension system includes a rocket range extension module, the rocket range extension module includes a
その中、前記飛翔体の尾部には、前記ロケットエンジン１と接続されているロケット燃料タンク２が設置されており、好ましくは、前記飛翔体の尾部は、飛翔体本体から分離可能であり、より好ましくは、前記飛翔体の尾部は、飛翔体が最高点付近にあるときに飛翔体本体から分離する。
Among them, a
前記複合航続距離延長システムは、最下段航続距離延長モジュールを含み、前記最下段航続距離延長モジュールは、飛翔体の尾部側方に設置された排気装置３及びそれと接続する燃焼室４を含み、前記燃焼室４における燃料が燃焼した後に発生する高温気体が前記排気装置から排出された後、飛翔体底部の空気の温度を上昇させ、空気流れ場を変化させることにより、飛翔体底部の抵抗力を低下させ、飛翔体の射程を向上させる。
The compound cruising range extension system includes a lowest cruising range extending module, the lowest cruising range extending module includes an
その中、前記最下段航続距離延長モジュールは、飛翔体が最高点に到達する前に燃焼室４における燃料が消耗し尽くすまで動作し続け、好ましくは、前記燃焼室４における燃料の燃焼時間が１５～２５秒である。
Wherein, the lowest cruising range extension module continues to operate until the fuel in the
その中、前記複合航続距離延長システムは、ロール航続距離延長モジュールを含み、前記ロール航続距離延長モジュールは、飛翔体本体の側部に設置されて尾翼と間隔を置いて設置されたパルスジェット装置５を含み、前記パルスジェット装置５は、ジェット推進力の作用により、飛翔体の揺動幅を低下させ、飛翔体の射程を向上させる。
Wherein, said compound range extension system includes a roll range extension module, said roll range extension module is installed on the side of the flying object body and spaced apart from the tail wing
その中、前記パルスジェット装置５は、動作を開始した後、一定時間ごとに尾翼の左側に、飛翔体本体に垂直する方向に気体を噴射することにより、飛翔体の回転速度を向上させ、飛翔体の揺動幅を低下させ、好ましくは、前記尾翼が８枚設置されており、これに対応して、前記ジェット装置も８つ設置されている。
Among them, the
その中、前記複合航続距離延長システムは、グライド航続距離延長モジュールを含み、前記グライド航続距離延長モジュールは、グライド傾斜角調節モジュールを含み、前記グライド傾斜角調節モジュールは、グライドセクションにおいて飛翔体の傾斜角を制御するためであり、好ましくは、前記グライド傾斜角調節モジュールは、グライドセクションにおいて飛翔体傾斜角の角度を２０度以下に制御する。 Wherein, the compound range extension system includes a glide range extension module, the glide range extension module includes a glide tilt angle adjustment module, the glide tilt angle adjustment module is adapted to tilt a projectile in a glide section. This is for controlling the angle, and preferably, the glide inclination angle adjustment module controls the angle of the projectile inclination angle in the glide section to 20 degrees or less.
その中、前記グライド航続距離延長モジュールは、飛翔体本体の底部に設置されているターミナル誘導増速ノズル７をさらに含み、前記ターミナル誘導増速ノズル７は、飛翔体がターミナル誘導段階に入って所定時間経過した後に動作を開始し、前記ターミナル誘導増速ノズル７から噴射してきた高温高圧気体により、飛翔体の落下速度を向上させ、これにより、飛翔体はグライド角度が２０度未満の条件を満足する場合でも３００メートル／秒より大きい落下速度を有し、好ましくは、ターミナル誘導増速ノズル７は、飛翔体がターミナル誘導段階に入って３秒経過した後に動作を開始し、動作時間が２～３秒である。
Among them, the glide range extension module further includes a terminal
本発明は、飛翔体上の複合航続距離延長方法をさらに提供し、該方法において、飛翔体が打ち上げられた後、最下段航続距離延長モジュールが最初に動作を開始し、尾翼がはじき出し、機体の回転速度が低下し、姿勢が徐々に安定化した後、ロケット航続距離延長モジュールが動作を開始し、この時、ロケット航続距離延長モジュールが最下段航続距離延長モジュールと同期的に動作し、飛翔体が飛行軌跡の頂点に接近するときに、飛翔体の尾部が飛翔体本体から分離し、飛翔体の尾部と飛翔体本体との分離が完成した後、ロール航続距離延長モジュールが動作を開始し、パルスジェット装置により飛翔体の揺動幅を低下させ、飛翔体が起動した後、グライド航続距離延長モジュールが動作を開始し、グライド傾斜角調節モジュールにより飛翔体を、２０度未満の傾斜角でグライドするように制御し、ターミナル誘導段階に入って３秒経過した後、ターミナル誘導増速ノズルが動作を開始し、その内部の燃料が燃焼した後に気体を噴射し、飛翔体の落下速度を向上させることにより、飛翔体が所定の落下速度で目標場所に到達する。 The present invention further provides a method for compound range extension on a flying object, in which after the flying object is launched, the lowest tier range extending module first starts to operate, the tail wing flips out, and the fuselage After the rotation speed slows down and the attitude gradually stabilizes, the rocket range extension module starts to operate. At this time, the rocket range extension module operates synchronously with the lowest stage range extension module, approaches the apex of the flight trajectory, the tail of the projectile separates from the body of the projectile, and after the separation of the tail and the body of the projectile is completed, the roll range extension module starts operating, After the pulse jet device reduces the swing width of the projectile and the projectile starts, the glide range extension module starts operating, and the glide inclination angle adjustment module glides the projectile at an inclination angle of less than 20 degrees. 3 seconds after entering the terminal induction stage, the terminal induction acceleration nozzle starts operating, and after the fuel inside it burns, it injects gas to increase the falling speed of the projectile. As a result, the flying object reaches the target location at a predetermined falling speed.
本発明は、下記の有益な効果を有する。 The invention has the following beneficial effects.
（１）本発明が提供する飛翔体から分離可能な複合航続距離延長システムには、少なくとも４種類の航続距離延長モジュールが設置されており、飛翔体が飛行する各段階において飛行速度を増加させ、抵抗力を低下させ、エネルギー損失を低下させ、最後に飛翔体の射程を増加させることができる。 (1) The combined range extension system that can be separated from the projectile provided by the present invention is equipped with at least four types of range extension modules to increase the flight speed of the projectile at each stage of flight, It can lower resistance, lower energy loss, and finally increase projectile range.
（２）本発明が提供する飛翔体から分離可能な複合航続距離延長システムにおいて、ロケット航続距離延長モジュール及び最下段航続距離延長モジュールが取り付けられた飛翔体の尾部は、動作を完成した後に飛翔体本体から分離、飛翔体の負担を軽減し、飛翔体の射程をさらに向上させることができる。 (2) In the combined cruising range extension system that can be separated from the flying object provided by the present invention, the tail of the flying object to which the rocket cruising range extending module and the lowest cruising range extending module are attached is attached to the tail of the flying object after completing the operation. It can be separated from the main body, reducing the burden on the projectile, and further improving the range of the projectile.
以下、図面及び実施例によって本発明をさらに詳しく説明する。これらの説明により、本発明の特徴及び利点がより明瞭かつ明確になる。 The present invention will be described in more detail below with reference to drawings and examples. With these descriptions, the features and advantages of the invention will become clearer and clearer.
ここで専用する「例示的」という用語の意味は、「例、実施例又は説明的に用いる」ことである。ここで「例示的」に説明するあらゆる実施例は、その他の実施例より好ましいと解釈される必要はない。図面において実施例の各種の態様を示しているが、特に指摘がない限り、図面を縮尺して描く必要はない。 The term "exemplary" as used herein exclusively means "used as an example, example, or illustration." Any embodiment described herein as "exemplary" should not be construed as preferred over other embodiments. Although the drawings illustrate various aspects of the embodiments, the drawings are not necessarily drawn to scale unless otherwise indicated.
飛翔体は、打ち上げ点から打ち上げられて最終に目標に命中する過程において、一般的に、以下の過程を含み、図２に示すように、飛翔体は、打ち上げ装置から飛び出した後、まず、尾翼が弾き出され、飛翔体の上昇過程において、もうすぐ頂点に到達する時に、プログラム起動を開始し、ジャイロスコープをアンロックし、制御開始の準備を行い、制御開始した後、最高点を経過し、飛翔体がグライド段階に入り、なるべく平滑な曲線で目標にグライドし、目標に近づく時にターミナル誘導段に入り、操舵装置によって最終に目標に命中できるように飛翔体の姿勢及び方向を調整する。 The process of a flying object being launched from a launch point and finally hitting a target generally includes the following processes. As shown in FIG. is ejected, and when the projectile is about to reach the top in the ascending process, start the program, unlock the gyroscope, prepare to start control, after starting control, pass the highest point, fly The body enters the glide phase, glides to the target in a curve that is as smooth as possible, enters the terminal guidance stage when approaching the target, and adjusts the attitude and direction of the projectile by the steering system so that it can finally hit the target.
本発明が提供する飛翔体から分離可能な複合航続距離延長システムによれば、図１及び図２に示すように、該システムは、複数種の協調に動作可能な航続距離延長モジュールを含むことにより、飛翔体の射程を向上させる。前記複数種の航続距離延長モジュールは、ロケット航続距離延長モジュール、最下段航続距離延長モジュール、ロール航続距離延長モジュール及びグライド航続距離延長モジュールを含み、飛翔体が飛行する各段階において飛翔体に動力を提供する、あるいはエネルギー損失を低減し、航続距離延長の目的を達成する。 According to the compound range extension system separable from the flying object provided by the present invention, as shown in FIGS. , to improve the range of projectiles. The plurality of range extension modules include a rocket range extension module, a lowest stage range extension module, a roll range extension module and a glide range extension module, and provide power to the projectile at each stage of flight of the projectile. or reduce energy loss to achieve the purpose of extending the cruising range.
１つの好適な実施形態において、図１、図２に示すように、前記ロケット航続距離延長モジュールは、飛翔体の尾部に設置されたロケットエンジン１を含み、前記ロケットエンジン１は、飛翔体の上昇段階で動作を開始し、飛翔体の速度及び最大高さを向上させるために用いられ、好ましくは、前記ロケットエンジン１の動作時間が５～１０秒であり、この時間内に、飛翔体に全力積が１０００００～１３００００（ニュートン・秒）のエネルギーを提供し、飛翔体の速度を２００～４００メートル／秒から９００～１３００メートル／秒に向上させることができる。
In one preferred embodiment, as shown in FIGS. 1 and 2, the rocket range extension module includes a
より好ましくは、前記飛翔体の尾部には、前記ロケットエンジン１に接続するロケット燃料タンク２が設置されており、その動作過程は、ロケットエンジンが前記ロケット燃料タンク２に収納される燃料を燃焼し、燃焼により得られた高温気体を飛翔体の尾部から迅速に排出することにより、極めて大きい反作用力を有し、飛翔体の加速に助力を提供し、この過程において、飛翔体が上昇段階にあり、その速度が大きいほど、打ち上げの高さが遠くなり、後続にグライド可能な距離も遠くなり、当然、その射程を延長することができる。
More preferably, a
好ましくは、前記飛翔体の尾部は、飛翔体本体から分離可能であり、該分離は、砲弾ロケット分離とも称され、分離により、飛翔体本体の体積及び重量を低下させることができ、後続のエネルギー損失を低下させ、飛翔体の飛行距離を延長し、即ち、射程を向上させることができる。 Preferably, said projectile tail is separable from the projectile body, said separation also referred to as artillery rocket detachment, the separation allows the volume and weight of the projectile body to be reduced and the subsequent energy consumption to be reduced. Losses can be reduced and the flight distance of the projectile can be extended, that is, the range can be improved.
より好ましくは、前記飛翔体の尾部は、飛翔体が最高点近傍にあるときに飛翔体本体から分離し、この時、飛翔体の尾部に取り付けられた最下段航続距離延長モジュールも動作内容を完成し、携帯した燃料を使い果たし、航続距離延長に助力を提供できなくなるので、この時に分離することで、ロケット航続距離延長モジュールと最下段航続距離延長モジュールとを共に脱離させ、さらに飛翔体本体の底部を外部に露出させ、後続の更なる航続距離延長作業に十分な作業空間を残す。 More preferably, the tail of the projectile separates from the body of the projectile when the projectile is near the highest point, and at this time the lowest range extension module attached to the tail of the projectile also completes the operation content. However, the fuel carried on the rocket will run out, and it will not be possible to provide assistance in extending the cruising range. The bottom is exposed to the outside, leaving sufficient working space for subsequent further range extension work.
本発明において、前記飛翔体の尾部と飛翔体本体との間に、爆発ボルトにより接続され、飛翔体の速度又は飛翔体の飛行時間により砲弾ロケット分離のタイミングを選択することができ、飛翔体打ち上げ後に内蔵のタイマーが時間を計り、時間が分離時間に達する、あるいは飛翔体速度が分離速度に達する時に、内蔵電池が電力供給を開始し、爆発ボルトを起爆させることにより、飛翔体の尾部を飛翔体本体から分離させ、通常、分離時間が３～５秒であり、分離速度が５００～１１００メートル／秒であり、即ち、分離時間又は分離速度のうちのいずれかが所定値に達した場合、砲弾ロケット分離作業が実行される。本発明に記載の爆発ボルト等の接続／分離構造は、本分野で常用される構造であり、具体的には、「低荷重ロケット砲の砲弾ロケット分離機構の改進及び設計」，張世林，王剛『砲弾ロケットと誘導学報』，２０１７を参照することができる。 In the present invention, an explosion bolt is connected between the tail of the flying object and the main body of the flying object, and the timing of separation of the shell rocket can be selected according to the speed of the flying object or the flight time of the flying object. Afterwards, the built-in timer will time out, and when the time reaches the separation time, or the projectile speed reaches the separation speed, the internal battery will start supplying power, detonating the explosion bolt, causing the projectile to fly down the tail. Separated from the body, usually with a separation time of 3-5 seconds and a separation speed of 500-1100 m/s, that is, when either the separation time or the separation speed reaches a predetermined value, A shell rocket separation operation is carried out. The connection/separation structure of the explosion bolt, etc., described in the present invention is a structure commonly used in this field. Cannonball Rocket and Guidance Journal”, 2017.
１つの好適な実施形態において、図１、図２に示すように、前記最下段航続距離延長モジュールは、飛翔体の尾部側方に設置された排気装置３及びそれと接続する燃焼室４を含み、前記燃焼室４における燃料が燃焼した後に発生する高温気体は、前記排気装置から排出された後に飛翔体底部の空気の温度を上昇させ、空気の流れ場を変化させることにより、飛翔体底部の抵抗力を低下させ、飛翔体の射程を高めることができる。該高温気体は、排気装置において遅い速度で排出され、それとロケットエンジンとは動作目的が異なり、ジェットの反作用力による加速が必要とされず、飛翔体底部の温度をのみ上昇させればよい。
In one preferred embodiment, as shown in FIGS. 1 and 2, the lowest cruising range extension module includes an
前記排気装置が飛翔体の尾部側方に位置し、飛翔体の尾部に取り付けられたロケットエンジン１と互いに妨害しないので、協調に共存でき、ひいては同時に動作することができる。
Since the exhaust device is located on the side of the tail of the flying object and does not interfere with the
好ましくは、前記最下段航続距離延長モジュールは、飛翔体が最高点に到達する前に、燃焼室４における燃料が消耗しつくすまで動作し、前記最下段航続距離延長モジュールは、尾翼が弾き出された後に動作を開始し、具体的な動作時間が装薬量により決められ、燃料が消耗しつくす前にずっと動作することができる。
Preferably, said lowest tier range extension module operates until the fuel in the
好ましくは、前記燃焼室４における燃料の燃焼時間が１５～２５秒であり、即ち、携帯する燃料は、最下段航続距離延長モジュールを１５～２５秒、より好ましくは２０～２５秒動作させることができる。
Preferably, the combustion time of the fuel in the
１つの好適な実施形態において、図１、図２に示すように、前記ロール航続距離延長モジュールは、飛翔体本体の側部に設置され、尾翼と間隔を置いて設置されたパルスジェット装置５を含み、前記パルスジェット装置５は、ジェット推進力の作用により、飛翔体の揺動幅を低下させ、飛翔体の飛行過程におけるエネルギー損失を低下させることにより、飛翔体の射程を向上させる。パルスジェット装置５は、パルス燃料タンク６に接続され、パルス燃料タンク６は、前記パルスジェット装置５に燃料を提供し、前記パルスジェット装置５は、飛翔体の尾部が飛翔体本体から分離した後に動作を開始し、主にグライドセクションで動作し、前記パルスジェット装置５の動作時間が７０～１００秒であり、この動作時間がグライドセクションの時間長さにより決められ、グライドセクションの時間長さに応じて対応する動作時間を選択する必要がある。
In one preferred embodiment, as shown in FIGS. 1 and 2, the roll range extension module is installed on the side of the flying object body and has a
前記パルスジェット装置５が動作を開始した後に、前記パルスジェット装置５は、特定の時間ごとに尾翼左側に、飛翔体本体に垂直する方向にガスを噴射し、その中、前記特定の時間を３秒とすることが好ましく、これにより、飛翔体の回転速度を向上させ、飛翔体の揺動幅を低下させる。
After the
好ましくは、前記尾翼が８枚設けられており、これに対応して、前記ジェット装置も８個設けられている。従来の４枚の尾翼の飛翔体と比べて、本願では８枚の尾翼を設置することにより、飛翔体の安定性を向上させ、飛翔体の揺動幅を低下させ、飛行過程におけるエネルギー損失を低下させ、これに基づき、ジェット装置を設置して、エネルギー損失をさらに低下させ、飛翔体の射程を向上させることができる。 Preferably, eight tail wings are provided, and correspondingly eight jet devices are provided. Compared to the conventional flying object with four tails, the present application has eight tails to improve the stability of the flying object, reduce the swing width of the flying object, and reduce the energy loss during the flight process. Based on this, jet devices can be installed to further reduce energy loss and improve projectile range.
複数のパルスジェット装置が動機に動作し、全体の応力を均一にさせる。 A plurality of pulse jet devices are motives to even out the overall stress.
１つの好適な実施形態において、図１、図２に示すように、前記グライド航続距離延長モジュールは、グライド傾斜角調節モジュールを含み、前記グライド傾斜角調節モジュールは、グライドセクションにおいて飛翔体の傾斜角を制御するために用いられ、好ましくは、前記グライド傾斜角調節モジュールは、グライドセクションにおいて飛翔体の傾斜角度を２０度以下、好ましくは１５～２０度に制御する。従来技術において、飛翔体は、通常、グライド段階でのグライド傾斜角を３０～５０度の範囲内に維持することにより、十分な落下速度を取得し、そのグライド距離が当然短くなる。 In one preferred embodiment, as shown in FIGS. 1 and 2, the glide range extension module includes a glide tilt angle adjustment module, and the glide tilt angle adjustment module adjusts the tilt angle of the projectile in the glide section. Preferably, the glide inclination angle adjustment module controls the inclination angle of the projectile in the glide section to 20 degrees or less, preferably 15 to 20 degrees. In the prior art, the flying object normally obtains a sufficient falling speed by maintaining the glide inclination angle within the range of 30 to 50 degrees during the glide stage, and the glide distance is naturally shortened.
具体的に言えば、グライド傾斜角調節モジュールは、操舵装置の操舵を制御することにより、飛翔体の方向及び姿勢を調整し、飛翔体をこの特定の速度及び傾斜角でグライドさせ、即ち、２０度の傾斜角、好ましくは１５～２０度の傾斜角を選択する。 Specifically, the glide tilt angle adjustment module adjusts the direction and attitude of the projectile by controlling the steering of the steering gear to cause the projectile to glide at this particular speed and tilt angle, i.e., 20 A tilt angle of 15-20 degrees is selected, preferably 15-20 degrees.
前記グライド傾斜角調節モジュールとしては、ＴＩ社のＤＳＰ２８３３５のワンチップコンピュータを使用することができる。 A TI DSP28335 one-chip computer can be used as the glide tilt angle adjustment module.
好ましくは、前記グライド航続距離延長モジュールは、飛翔体本体の底部に設置されたターミナル誘導増速ノズル７をさらに含む。
Preferably, the glide range extension module further includes a terminal
前記ターミナル誘導増速ノズル７は、飛翔体がターミナル誘導段階に入って所定時間経過した後に動作を開始し、前記ターミナル誘導増速ノズル７から高温高圧気体を噴射することにより飛翔体の落下速度を向上させ、飛翔体のグライド角度が２０度未満の条件を満足する場合でも３００メートル／秒超えの落下速度を有することとなる。従来技術においてグライド傾斜角を３０～５０度の範囲以内に制御することにより、飛翔体の落下速度が２００～２４０メートル／秒に到達することができ、ほとんど最も基本的な使用要求を満足でき、もちろん、落下速度を向上させることができれば、飛翔体の作用効果をさらに向上させることができる。
The terminal induction speed-up
前記ターミナル誘導増速ノズル７がターミナル誘導増速燃料タンク８に接続され、ターミナル誘導増速燃料タンク８はターミナル誘導増速ノズル７に燃料を提供し、燃料が燃焼して発生する高温高圧気体がターミナル誘導増速ノズル７から噴射され、反作用力の作用により、飛翔体本体に前進の動力を提供し、飛翔体本体の速度を向上させ、即ち、飛翔体の落下速度を増加させる。
The terminal induction speed-up
好ましくは、ターミナル誘導増速ノズル７は、飛翔体がターミナル誘導段階に入って３秒経過した後に動作を開始し、動作時間が２～３秒である。この時間帯において、飛翔体に全力積が１８０００～３２０００（ニュートン・秒）のエネルギーを提供し、飛翔体の速度を１００～１５０メートル／秒から３００～５００メートル／秒に向上させることができる。
Preferably, the terminal
本発明において、飛翔体上の複合航続距離延長方法をさらに提供し、該方法において、以下のステップを含む。 The present invention further provides a method for compound range extension on a flying object, which method includes the following steps.
飛翔体が打ち上げられた後、最下段航続距離延長モジュールがまず動作を開始し、飛翔体の尾部における空気を加熱し、空気抵抗力を低下させ、尾翼が弾き出され、機体の回転速度が低下し、姿勢が徐々に安定化した後、ロケット航続距離延長モジュールが動作を開始し、この時、ロケット航続距離延長モジュールが最下段航続距離延長モジュールと同期に動作し、飛翔体の速度を迅速に向上させ、飛翔体がより高い高度位置に到達することができ、飛翔体が飛行軌跡の頂点に近づく時に、飛翔体の尾部が飛翔体本体から分離し、飛翔体の尾部の飛翔体本体からの分離が完成した後、ロール航続距離延長モジュールが動作を開始し、パルスジェット装置により飛翔体の揺動幅を低下させ、飛翔体制御開始した後に、グライド航続距離延長モジュールが動作を開始し、グライド傾斜角調節モジュールにより飛翔体を１５～２０度の傾斜角でグライドさせるように制御し、ターミナル誘導段階に入って３秒経過した後、ターミナル誘導増速ノズルが動作を開始し、その中の燃料が燃焼した後に気体を噴射し、飛翔体の落下速度を向上させ、飛翔体を所定の落下速度で目標点に到達させる。 After the projectile is launched, the lowest cruising range extension module starts to work first, heats the air in the tail of the projectile, reduces the air resistance, the tail is ejected, and the rotation speed of the aircraft is reduced. , After the attitude is gradually stabilized, the rocket range extension module will start working.At this time, the rocket range extension module will work synchronously with the bottom stage range extension module to quickly increase the speed of the projectile. so that the projectile can reach a higher altitude position, and when the projectile approaches the apex of the flight trajectory, the tail of the projectile separates from the body of the projectile, and the tail of the projectile separates from the body of the projectile. is completed, the roll cruising range extension module starts operating, the pulse jet device reduces the swing width of the projectile, and after starting the projectile control, the glide cruising range extension module starts operating and glide inclination The angle adjustment module controls the projectile to glide at an inclination angle of 15 to 20 degrees. After 3 seconds into the terminal guidance stage, the terminal guidance acceleration nozzle starts to operate, and the fuel in it starts to operate. After burning, gas is injected to increase the falling speed of the flying object, and the flying object reaches the target point at a predetermined falling speed.
実験例
飛翔体シミュレーションシステムにより、飛翔体の飛行軌跡をシミュレーションし、シミュレーション実験において、同一打ち上げ場所で、同一方向に同一型番の５枚の飛翔体を打ち上げ、各々の飛翔体についてなるべく遠い目標を選択し、もって飛翔体が落下速度の制約を満足する場合に命中可能な最も遠い目標を判断し、その中、本実験において落下速度制約が３００メートル／秒より大きい。
Experimental example Using the projectile simulation system, the flight trajectory of the projectile is simulated. In the simulation experiment, 5 projectiles of the same model number are launched in the same direction at the same launch location, and the farthest possible target is selected for each projectile. and then determine the farthest target that can be hit when the projectile satisfies the constraint of falling speed, where the constraint of falling speed is greater than 300 m/s in this experiment.
１枚目の飛翔体中に本発明に記載の飛翔体から分離可能な複合航続距離延長システムが実装されており、図１に示すように、該飛翔体にはロケット航続距離延長モジュール、最下段航続距離延長モジュール、ロール航続距離延長モジュール及びグライド航続距離延長モジュールが設置されており、かつ、上記航続距離延長モジュールが協調に動作し、飛翔体の射程を最大限に向上させる。該飛翔体の飛行軌跡が図３における方案一に示すように、落下速度が３００メートル／秒超えの条件を満足する場合、１１３キロメートル以外の目標を命中でき、かつ、円公算誤差を１５米以内に確保することができる。
The first flying object is equipped with a combined range extending system separable from the flying object according to the present invention, and as shown in FIG. A range extension module, a roll range extension module and a glide range extension module are installed, and the range extension modules work together to maximize the range of the projectile. If the flight trajectory of the projectile satisfies the condition that the falling speed exceeds 300 m/s as shown in
２枚目の飛翔体には、本発明におけるロケット航続距離延長モジュールのみ実装されており、すなわち、ロケットエンジン及びロケット燃料タンクが実装されており、かつ、該飛翔体の尾部が飛翔体本体から分離できず、該飛翔体の飛行軌跡は、図３における方案二に示すように、落下速度が３００メートル／秒超えの条件を満足する場合、４２キロメートルの距離以外の目標を命中することができ、かつ、円公算誤差を１５米以内に確保することができる。
Only the rocket range extension module of the present invention is mounted on the second projectile, that is, the rocket engine and the rocket fuel tank are mounted, and the tail of the projectile is separated from the projectile body. If the flight trajectory of the projectile satisfies the condition that the falling speed exceeds 300 meters/second, as shown in
３枚目の飛翔体には、本発明に記載のロケット航続距離延長モジュール及び最下段航続距離延長モジュールのみ実装されており、即ち、ロケットエンジン、ロケット燃料タンク、排気装置及び燃焼室が実装されており、かつ、該飛翔体の尾部が飛翔体本体から分離できず、該飛翔体の飛行軌跡は、図３における方案三に示すように、落下速度が３００メートル／秒の条件を満足する場合、５３キロメートルの距離以外の目標を命中することができ、かつ、円公算誤差を１５米以内に確保することができる。
The third flying object is equipped with only the rocket range extension module and the lowest stage range extension module according to the present invention, that is, the rocket engine, rocket fuel tank, exhaust system, and combustion chamber are mounted. and the tail of the projectile cannot be separated from the body of the projectile, and the flight trajectory of the projectile satisfies the condition that the falling speed is 300 m/sec as shown in
４枚の飛翔体には、本発明に記載のロケット航続距離延長モジュール及び最下段航続距離延長モジュールのみ実装されており、即ち、ロケットエンジン、ロケット燃料タンク、排気装置及び燃焼室が実装されており、かつ、該飛翔体の尾部が飛翔体本体から分離可能であり、飛翔体が最高点位置付近に到達する時に、飛翔体の尾部が飛翔体本体から分離し、該飛翔体の飛行軌跡は、図３における方案四に示すように、落下速度が３００メートル／秒超えの条件を満足する場合、１６２キロメートルの距離以外の目標を命中することができ、かつ、円公算誤差を１５米以内に確保することができる。
The four flying objects are mounted with only the rocket range extension module and the lowest stage range extension module according to the present invention, that is, the rocket engine, rocket fuel tank, exhaust system and combustion chamber are mounted. and the tail of the flying object is separable from the main body of the flying object, and the tail of the flying object is separated from the main body of the flying object when the flying object reaches the vicinity of the highest point, and the flight trajectory of the flying object is: As shown in
５枚目の飛翔体には、いかなる航続距離延長モジュールも実装されておらず、該飛翔体の飛行軌跡は、図３における方案五に示すように、落下速度が３００メートル／秒の条件を満足する場合、２９キロメートルの距離以外の目標を命中することができ、かつ、円公算誤差を１５米以内に確保することができる。
The fifth projectile is not equipped with any range extension module, and the flight trajectory of the projectile satisfies the condition of a falling speed of 300 m/s, as shown in
上記実験の比較からわかるように、本願が提供する飛翔体から分離可能な複合航続距離延長システムは、飛翔体の射程を有効に向上させることができる。 It can be seen from the above experimental comparison that the combined range extension system that can be separated from the projectile provided by the present application can effectively improve the range of the projectile.
以上、好適な実施形態を参照しながら本発明を説明したが、これらの実施形態は例示的なものに過ぎず、説明的作用だけである。これに基づき、本発明に対して種々の置き換え及び改進を行うことができ、これらはいずれも本発明の保護範囲内に入っている。 Although the invention has been described with reference to preferred embodiments, these embodiments are exemplary and serve the purpose of illustration only. On this basis, various replacements and improvements can be made to the present invention, all of which fall within the protection scope of the present invention.
１－ロケットエンジン
２－ロケット燃料タンク
３－排気装置
４－燃焼室
５－パルスジェット装置
６－パルス燃料タンク
７－ターミナル誘導増速ノズル
８－ターミナル誘導増速燃料タンク
1-rocket engine 2-rocket fuel tank 3-exhaust device 4-combustion chamber 5-pulse jet device 6-pulse fuel tank 7-terminal induced acceleration nozzle 8-terminal induced acceleration fuel tank
Claims (8)
複合航続距離延長システムは、ロール航続距離延長モジュールを含み、
前記ロール航続距離延長モジュールは、飛翔体本体の側部に設置されて尾翼と間隔を置いて設置されたパルスジェット装置（５）を含み、
前記パルスジェット装置（５）は、ジェット推進力の作用により、飛翔体の揺動幅を低下させ、飛翔体の射程を向上させ、
前記パルスジェット装置（５）は、動作を開始した後、一定時間ごとに尾翼の左側に、飛翔体本体に垂直する方向に気体を噴射することにより、飛翔体の回転速度を向上させ、飛翔体の揺動幅を低下させ、
前記尾翼が８枚設置されており、これに対応して、前記パルスジェット装置も８つ設置されている
ことを特徴とする
飛翔体から分離可能な複合航続距離延長システム。 By including a cruising range extension module that can operate in cooperation with multiple types, the range of the projectile is improved,
The compound range extension system includes a roll range extension module,
The roll range extension module includes a pulse jet device (5) installed on the side of the projectile body and spaced apart from the tail,
The pulse jet device (5) reduces the swing width of the projectile and improves the range of the projectile by the action of the jet propulsion force,
After starting operation, the pulse jet device (5) injects gas to the left side of the tail at regular intervals in a direction perpendicular to the body of the flying object, thereby increasing the rotation speed of the flying object. to reduce the swing width of
A compound cruising range extension system separable from a flying object, characterized in that eight tail wings are installed and eight pulse jet devices are installed correspondingly.
前記ロケット航続距離延長モジュールは、飛翔体の尾部に設けられたロケットエンジン（１）を含み、
前記ロケットエンジン（１）は、飛翔体の上昇段階において動作を開始し、飛翔体の速度及び最大高さを向上させるために用いられ、
前記ロケットエンジン（１）の動作時間が５～１０秒であることを特徴とする請求項１に記載の複合航続距離延長システム。 the compound range extension system includes a rocket range extension module;
the rocket range extension module includes a rocket engine (1) mounted in the tail of the projectile;
said rocket engine (1) is used to start operation in the ascent phase of the projectile and to improve the speed and maximum height of the projectile;
A compound range extension system according to claim 1, characterized in that the operating time of said rocket engine (1) is 5-10 seconds.
前記飛翔体の尾部は、飛翔体本体から分離可能であり、
前記飛翔体の尾部は、飛翔体が最高点付近にあるときに飛翔体本体から分離することを特徴とする請求項２に記載の複合航続距離延長システム。 A rocket fuel tank (2) connected to the rocket engine (1) is installed in the tail of the flying object,
the tail of the projectile is separable from the projectile body,
3. The compound range extension system of claim 2, wherein the projectile tail separates from the projectile body when the projectile is near the highest point.
前記最下段航続距離延長モジュールは、飛翔体の尾部側方に設置された排気装置（３）及びそれと接続する燃焼室（４）を含み、
前記燃焼室（４）における燃料が燃焼した後に発生する高温気体が前記排気装置から排出された後、飛翔体底部の空気の温度を上昇させ、空気流れ場を変化させることにより、飛翔体底部の抵抗力を低下させ、飛翔体の射程を向上させることを特徴とする請求項１に記載の複合航続距離延長システム。 The compound range extension system includes a lowest range extension module,
The lowermost cruising range extension module includes an exhaust device (3) installed on the tail side of the flying object and a combustion chamber (4) connected thereto,
After the high-temperature gas generated after the combustion of the fuel in the combustion chamber (4) is discharged from the exhaust device, the temperature of the air at the bottom of the flying object is increased to change the air flow field, thereby increasing the temperature of the bottom of the flying object. 2. The compound range extension system of claim 1, which reduces drag and improves the range of a projectile.
好ましくは、前記燃焼室（４）における燃料の燃焼時間が１５～２５秒であることを特徴とする請求項４に記載の複合航続距離延長システム。 said lowermost range extension module continues to operate until the fuel in the combustion chamber (4) is exhausted before the projectile reaches the highest point,
A compound range extension system according to claim 4, characterized in that the combustion time of the fuel in said combustion chamber (4) is preferably between 15 and 25 seconds.
前記グライド航続距離延長モジュールは、グライド傾斜角調節モジュールを含み、前記グライド傾斜角調節モジュールは、グライドセクションにおいて飛翔体の傾斜角を制御するためであり、
好ましくは、前記グライド傾斜角調節モジュールは、グライドセクションにおいて飛翔体傾斜角の角度を２０度以下に制御することを特徴とする請求項１に記載の複合航続距離延長システム。 the compound range extension system includes a glide range extension module;
the glide range extension module includes a glide tilt angle adjustment module, the glide tilt angle adjustment module is for controlling the tilt angle of the projectile in the glide section;
The compound range extension system according to claim 1, wherein the glide inclination angle adjustment module preferably controls the angle of the projectile inclination angle in the glide section to be less than 20 degrees.
前記ターミナル誘導増速ノズル（７）は、飛翔体がターミナル誘導段階に入って所定時間経過した後に動作を開始し、前記ターミナル誘導増速ノズル（７）から噴射してきた高温高圧気体により、飛翔体の落下速度を向上させ、これにより、飛翔体はグライド角度が２０度未満の条件を満足する場合でも３００メートル／秒より大きい落下速度を有し、
好ましくは、ターミナル誘導増速ノズル（７）は、飛翔体がターミナル誘導段階に入って３秒経過した後に動作を開始し、動作時間が２～３秒であることを特徴とする請求項６に記載の複合航続距離延長システム。 The glide range extension module further includes a terminal induction acceleration nozzle (7) installed at the bottom of the projectile body,
The terminal induction speed-up nozzle (7) starts operating after a predetermined time has passed since the flying object enters the terminal induction stage, and the high-temperature and high-pressure gas jetted from the terminal induction speed-up nozzle (7) causes the flying object to so that the projectile has a fall speed of greater than 300 m/s even when the glide angle satisfies the condition of less than 20 degrees,
Preferably, the terminal induction acceleration nozzle (7) starts to operate after 3 seconds have passed since the projectile entered the terminal induction phase, and the operation time is 2 to 3 seconds. A compound range extension system as described.
尾翼がはじき出し、機体の回転速度が低下し、姿勢が徐々に安定化した後、ロケット航続距離延長モジュールが動作を開始し、この時、ロケット航続距離延長モジュールが最下段航続距離延長モジュールと同期的に動作し、
飛翔体が飛行軌跡の頂点に接近するときに、飛翔体の尾部が飛翔体本体から分離、
飛翔体の尾部と飛翔体本体との分離が完成した後、ロール航続距離延長モジュールが動作を開始し、パルスジェット装置により飛翔体の揺動幅を低下させ、
飛翔体が起動した後、グライド航続距離延長モジュールが動作を開始し、グライド傾斜角調節モジュールにより飛翔体を、２０度未満の傾斜角でグライドするように制御し、ターミナル誘導段階に入って３秒経過した後、ターミナル誘導増速ノズルが動作を開始し、その内部の燃料が燃焼した後に気体を噴射し、飛翔体の落下速度を向上させることにより、飛翔体が所定の落下速度で目標場所に到達し、
前記パルスジェット装置が動作を開始した後に、前記パルスジェット装置は、特定の時間ごとに尾翼左側に、飛翔体本体に垂直する方向にガスを噴射し、前記特定の時間を３秒とするこれにより、飛翔体の回転速度を向上させ、飛翔体の揺動幅を低下させることを特徴とする飛翔体上の複合航続距離延長方法。 After the projectile is launched, the lowest range extension module will start working first,
After the tail wing popped out, the rotation speed of the aircraft slowed down, and the attitude gradually stabilized, the rocket range extension module started to operate. works to
When the projectile approaches the apex of the flight trajectory, the tail of the projectile separates from the body of the projectile,
After the separation of the tail part of the projectile and the body of the projectile is completed, the roll range extension module starts operating, and the pulse jet device reduces the swing width of the projectile,
After the projectile is activated, the glide range extension module starts to operate, and the glide tilt angle adjustment module controls the projectile to glide at an inclination angle of less than 20 degrees, and enters the terminal guidance stage for 3 seconds. After a period of time, the terminal induction acceleration nozzle starts operating, and after the fuel inside it burns, it injects gas to increase the falling speed of the flying object, so that the flying object reaches the target location at a predetermined falling speed. to reach
After the pulse jet device starts operating, the pulse jet device injects gas to the left side of the tail wing in a direction perpendicular to the body of the flying object at specific intervals, and the specific interval is 3 seconds. A method for extending a compound cruising distance on a flying object characterized by increasing the rotational speed of the flying object and reducing the swing width of the flying object.
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Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112459906B (en) * | 2020-12-04 | 2021-10-15 | 北京理工大学 | Power range-extending gliding aircraft constant-speed cruise adjustment method based on turbojet engine |
| CN114615614B (en) * | 2020-12-09 | 2023-07-25 | 北京理工大学 | Interactive check-up system of many aircraft |
| CN113899254B (en) * | 2021-08-31 | 2024-04-09 | 北京航空航天大学 | Gliding and increasing Cheng Jingque controlled rocket with gliding and increasing range section, full rocket guide rotating wing and control assembly |
| CN116049998B (en) * | 2023-03-30 | 2023-06-30 | 中国人民解放军96901部队 | Method and device for quickly determining separation point parameters of variable-level combined aircraft |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002228400A (en) | 2001-01-26 | 2002-08-14 | Toshiba Corp | Multi-stage rocket motor |
| JP2004211992A (en) | 2003-01-06 | 2004-07-29 | Mitsubishi Electric Corp | Guided missile |
| JP2008261529A (en) | 2007-04-11 | 2008-10-30 | Mitsubishi Precision Co Ltd | Flying object and flying object rotating position detecting device |
| US20090145996A1 (en) | 2007-12-10 | 2009-06-11 | Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg | Method and Device for Varying a Flight Path of a Projectile by Intentional Tumbling of the Projectile |
| JP2009257629A (en) | 2008-04-14 | 2009-11-05 | Mitsubishi Electric Corp | Side thruster device |
| JP2011247520A (en) | 2010-05-28 | 2011-12-08 | Ihi Aerospace Co Ltd | Flying body |
| CN106406344A (en) | 2016-09-28 | 2017-02-15 | 北京理工大学 | Rotating guidance aircraft's extended range system and the method |
Family Cites Families (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB8915503D0 (en) * | 1989-07-06 | 1994-09-21 | Ml Aviat Ltd | Store ejector |
| JP3336743B2 (en) * | 1994-06-13 | 2002-10-21 | 三菱電機株式会社 | Flight control device |
| US6360993B1 (en) * | 1999-04-09 | 2002-03-26 | Space Systems/ Loral, Inc. | Expendable launch vehicle |
| CN2419572Y (en) * | 2000-04-03 | 2001-02-14 | 中国人民解放军第3305工厂 | Range extanding shell |
| CN1786450A (en) * | 2004-12-08 | 2006-06-14 | 中国北方工业公司 | Method for preventing mutual interference between bottom row device and rocket engine |
| CN1687694A (en) * | 2005-04-28 | 2005-10-26 | 张永刚 | Projectile of range increased shell |
| US8387360B2 (en) * | 2008-05-21 | 2013-03-05 | Raytheon Company | Integral thrust vector and roll control system |
| CN101892925A (en) * | 2010-06-23 | 2010-11-24 | 中北大学 | Aircraft range-extending technique |
| CN202008324U (en) * | 2011-05-05 | 2011-10-12 | 吉林保利科技中试有限公司 | Base bleed and rocket composite range adding high explosive bomb of 122mm howitzer |
| CN202008325U (en) * | 2011-05-05 | 2011-10-12 | 吉林保利科技中试有限公司 | 130mm howitzer base bleed and rocket compounded extended-range blast fragmentation warhead |
| CN103808212A (en) * | 2013-12-31 | 2014-05-21 | 魏伯卿 | Small missile launched by cannon |
| CN105527068A (en) * | 2015-12-29 | 2016-04-27 | 中国航天空气动力技术研究院 | Wind tunnel dynamic force measurement test device for canard configuration rotating missile |
| CN107401956B (en) * | 2017-08-09 | 2020-07-07 | 南京航空航天大学 | Amphibious cruise missile based on throat offset type pneumatic vectoring nozzle and attitude control method thereof |
-
2018
- 2018-10-12 CN CN201811187339.1A patent/CN111038699B/en active Active
-
2019
- 2019-06-21 JP JP2021502937A patent/JP7137255B2/en active Active
- 2019-06-21 WO PCT/CN2019/092206 patent/WO2020073683A1/en active Application Filing
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002228400A (en) | 2001-01-26 | 2002-08-14 | Toshiba Corp | Multi-stage rocket motor |
| JP2004211992A (en) | 2003-01-06 | 2004-07-29 | Mitsubishi Electric Corp | Guided missile |
| JP2008261529A (en) | 2007-04-11 | 2008-10-30 | Mitsubishi Precision Co Ltd | Flying object and flying object rotating position detecting device |
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