本發(fā)明涉及的是武器制導(dǎo)技術(shù)，尤其是一種新型直板徑向折疊尾翼穩(wěn)定裝置。

背景技術(shù)：

非制導(dǎo)火箭彈制導(dǎo)化改造是近年來制導(dǎo)彈藥發(fā)展的熱點(diǎn)，各國家都在將精確制導(dǎo)技術(shù)和原有常規(guī)非制導(dǎo)彈藥相結(jié)合進(jìn)行改造，以適應(yīng)現(xiàn)代化戰(zhàn)爭的需要，并且避免了非制導(dǎo)彈藥的直接淘汰和銷毀。美國依靠其在制導(dǎo)領(lǐng)域的技術(shù)優(yōu)勢，已經(jīng)將非制導(dǎo)火箭彈改造為“掠奪者”導(dǎo)彈，并在伊拉克戰(zhàn)爭中使用。

將制導(dǎo)部件加裝在非制導(dǎo)火箭彈的適當(dāng)位置，并盡量沿用原非制導(dǎo)火箭彈的戰(zhàn)斗部系統(tǒng)、推進(jìn)系統(tǒng)、噴管組件等、可以極大的節(jié)約成本，成為火箭彈制導(dǎo)化改造的首選方案。但該方案需要對非制導(dǎo)火箭彈的氣動(dòng)外形進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)，其中對尾翼穩(wěn)定裝置的改進(jìn)非常重要。

非制導(dǎo)火箭彈尾翼穩(wěn)定裝置多采用卷弧翼，其有節(jié)省空間、便于包裝等優(yōu)點(diǎn)，但卷弧翼誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩較大，抵消鴨舵的控制力矩，致使鴨舵不能進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制。且卷弧翼在亞音速和超音速時(shí)滾轉(zhuǎn)力矩方向相反，存在較嚴(yán)重的交叉耦合效應(yīng)等特殊氣動(dòng)問題，導(dǎo)致火箭彈滾轉(zhuǎn)特性復(fù)雜，不利于火箭彈的制導(dǎo)化改造。

相比較卷弧尾翼，直板折疊尾翼氣動(dòng)特性較為簡單，并可以有效減小誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩，實(shí)現(xiàn)通過鴨舵進(jìn)行導(dǎo)彈進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制，且舵效較高，同時(shí)降低對制導(dǎo)部件的要求，可大幅度降低制造精度和研制費(fèi)用，降低項(xiàng)目研制風(fēng)險(xiǎn)。因此，需要在原火箭彈噴管外形，發(fā)射筒外形的雙重約束的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)直板折疊尾翼，并滿足制導(dǎo)火箭彈對尾翼的氣動(dòng)參數(shù)的要求。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的，就是針對現(xiàn)有技術(shù)所存在的不足，而提供一種新型直板徑向折疊尾翼穩(wěn)定裝置，該方案沿用非制導(dǎo)火箭彈噴管組件，噴管外側(cè)安裝亞口徑尾翼整流罩，直板翼片根部通過翼片軸固定，翼面在壓縮狀態(tài)下緊貼整流罩，張開時(shí)靠扭壓簧的扭力轉(zhuǎn)矩進(jìn)行驅(qū)動(dòng)，張開后通過鎖定銷塊滑入翼片根部缺口進(jìn)行轉(zhuǎn)動(dòng)鎖死。翼片截面進(jìn)行斜切，生成穩(wěn)定的低速賦旋力矩，使整彈低速穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)。本方案直板折疊尾翼穩(wěn)定裝置結(jié)構(gòu)簡單緊湊，易于裝配，尾翼翼展弦長較大，翼片展開同步性好，并可靠鎖定，能適用于管式發(fā)射，為制導(dǎo)化改造提供穩(wěn)定氣動(dòng)特性。同時(shí)兼容非制導(dǎo)火箭彈噴管結(jié)構(gòu)，節(jié)約制導(dǎo)化改造成本。

本方案是通過如下技術(shù)措施來實(shí)現(xiàn)的：

一種新型直板徑向折疊尾翼穩(wěn)定裝置，包括有上噴管、上安裝環(huán)、翼片、翼片軸、扭壓簧、整流罩、下安裝環(huán)和下噴管；上噴管和下噴管外側(cè)安裝有整流罩；整流罩的上、下端分別設(shè)置有上安裝環(huán)和下安裝環(huán)；翼片軸沿上、下噴管的軸向固定在整流罩上；翼片軸外部套有扭壓簧；翼片固定在翼片軸上。

作為本方案的優(yōu)選：翼片上設(shè)置有斜切面；斜切面與翼片軸存在一定夾角。

作為本方案的優(yōu)選：翼片根部設(shè)置有鎖止口；翼片軸上設(shè)置有鎖定銷塊；翼片在展開到位時(shí)，鎖定銷塊卡入鎖止口中。

作為本方案的優(yōu)選：翼片處于收縮狀態(tài)時(shí)，貼合在整流罩上且翼片外部套設(shè)有套筒。

作為本方案的優(yōu)選：上安裝環(huán)通過鎖釘固定在上噴管上；下安裝環(huán)通過鎖釘固定在下噴管上。

本方案的有益效果可根據(jù)對上述方案的敘述得知，由于在該方案中沿用非制導(dǎo)火箭彈噴管組件，噴管外側(cè)安裝亞口徑尾翼整流罩，整流罩由上安裝環(huán)和下安裝環(huán)進(jìn)行軸向和徑向約束。上安裝環(huán)和下安裝環(huán)由銷釘進(jìn)行徑向約束。直板翼片根部通過翼片軸固定，翼面在壓縮狀態(tài)下緊貼整流罩，張開時(shí)靠扭壓簧的扭力轉(zhuǎn)矩進(jìn)行驅(qū)動(dòng)，張開后通過鎖定銷塊滑入翼片根部缺口進(jìn)行轉(zhuǎn)動(dòng)鎖死。翼片截面進(jìn)行斜切，生成穩(wěn)定的低速賦旋力矩，使整彈低速穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)。本發(fā)明直板折疊尾翼穩(wěn)定裝置結(jié)構(gòu)簡單緊湊，易于裝配，尾翼翼展弦長較大，翼片展開同步性好，并可靠鎖定，能適用于管式發(fā)射，為制導(dǎo)化改造提供穩(wěn)定氣動(dòng)特性。同時(shí)兼容非制導(dǎo)火箭彈噴管結(jié)構(gòu)，節(jié)約制導(dǎo)化改造成本。

由此可見，本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有實(shí)質(zhì)性特點(diǎn)和進(jìn)步，其實(shí)施的有益效果也是顯而易見的。

附圖說明

圖1為本發(fā)明翼片張開狀態(tài)的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為本發(fā)明翼片收縮狀態(tài)的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖3為本發(fā)明翼片的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖中，1為上噴管，2為上安裝環(huán)，3為鎖釘，4為翼片，5為翼片軸，6為扭壓簧，7為鎖定銷塊，8為整流罩，9為下安裝環(huán)，10為下噴管，11為套筒，12為斜切面。

具體實(shí)施方式

本說明書中公開的所有特征，或公開的所有方法或過程中的步驟，除了互相排斥的特征和/或步驟以外，均可以以任何方式組合。

本說明書（包括任何附加權(quán)利要求、摘要和附圖）中公開的任一特征，除非特別敘述，均可被其他等效或具有類似目的的替代特征加以替換。即，除非特別敘述，每個(gè)特征只是一系列等效或類似特征中的一個(gè)例子而已。

本方案包括有上噴管、上安裝環(huán)、翼片、翼片軸、扭壓簧、整流罩、下安裝環(huán)和下噴管；上噴管和下噴管外側(cè)安裝有整流罩；整流罩的上、下端分別設(shè)置有上安裝環(huán)和下安裝環(huán)；翼片軸沿上、下噴管的軸向固定在整流罩上；翼片軸外部套有扭壓簧；翼片固定在翼片軸上。翼片上設(shè)置有斜切面；斜切面與翼片軸存在一定夾角。翼片根部設(shè)置有鎖止口；翼片軸上設(shè)置有鎖定銷塊；翼片在展開到位時(shí)，鎖定銷塊卡入鎖止口中。翼片處于收縮狀態(tài)時(shí)，貼合在整流罩上且翼片外部套設(shè)有套筒。上安裝環(huán)通過鎖釘固定在上噴管上；下安裝環(huán)通過鎖釘固定在下噴管上。

本方案在使用時(shí)，將導(dǎo)彈放置于發(fā)射筒中，翼片在套筒的約束下呈收縮狀態(tài)，在發(fā)射時(shí)，發(fā)射筒約束套筒，使導(dǎo)彈與套筒脫離，翼片在扭壓簧的作用下展開，鎖定銷塊移動(dòng)進(jìn)入翼片根部的缺口從而鎖死翼片，翼片表面的斜切面使導(dǎo)彈未定低速滾轉(zhuǎn)，從而滿足制導(dǎo)要求。

本發(fā)明并不局限于前述的具體實(shí)施方式。本發(fā)明擴(kuò)展到任何在本說明書中披露的新特征或任何新的組合，以及披露的任一新的方法或過程的步驟或任何新的組合。

技術(shù)特征：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明提供了一種新型直板徑向折疊尾翼穩(wěn)定裝置，該方案包括有上噴管、上安裝環(huán)、翼片、翼片軸、扭壓簧、整流罩、下安裝環(huán)和下噴管；上噴管和下噴管外側(cè)安裝有整流罩；整流罩的上、下端分別設(shè)置有上安裝環(huán)和下安裝環(huán)；翼片軸沿上、下噴管的軸向固定在整流罩上；翼片軸外部套有扭壓簧；翼片固定在翼片軸上。本方案結(jié)構(gòu)簡單緊湊，易于裝配，尾翼翼展弦長較大，翼片展開同步性好，并可靠鎖定，能適用于管式發(fā)射，為制導(dǎo)化改造提供穩(wěn)定氣動(dòng)特性。同時(shí)兼容非制導(dǎo)火箭彈噴管結(jié)構(gòu)，節(jié)約制導(dǎo)化改造成本。

技術(shù)研發(fā)人員：趙昕亮;葉海福;趙慧;許姹
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國工程物理研究院電子工程研究所
技術(shù)研發(fā)日：2017.06.29
技術(shù)公布日：2017.10.20