一种微小型导弹气动布局制造技术

本发明专利技术公开了一种微小型导弹气动布局，包括卵形头部、鸭舵、旋转尾翼组件；卵形头部安装在弹体头部；鸭舵安装在弹体上并靠近卵形头部设置；旋转尾翼组件可转动的安装在弹体尾端；导弹采用本发明专利技术公开的微小型导弹气动布局，可提供较高机动性能，最大法向过载有3g～5g；本发明专利技术可以避免在发动机喷管周围布置舵机，摆脱了对大扭矩舵机的依赖，解决微小型导弹设计中所面临严苛的尺寸约束；采用旋转尾翼的设计方案，尾翼可绕弹轴旋转，解决了鸭舵洗流引起的控制反效问题；采用卵形头部和船型尾部均能较大程度减小导弹飞行阻力，增大升阻比。增大升阻比。增大升阻比。

【技术实现步骤摘要】
一种微小型导弹气动布局


[0001]本专利技术涉及导弹
，尤其涉及一种微小型导弹气动布局。

技术介绍

[0002]目前微小型导弹气动布局设计中面临着严苛的尺寸约束，因弹径较小，发动机尾喷管附近已没有舵机安装空间，导致正常式布局无法在微小型导弹上产生应用，只剩下全动弹翼布局和鸭式布局两种选择。
[0003]当对导弹机动性能要求较高时，全动弹翼布局致命性的缺点为：全动弹翼位于质心附近，控制效率低下，无法满足高机动性要求；全动翼的铰链力矩较大，要求舵机输出扭矩大，然而大扭矩舵机无法满足微小型导弹的严苛直径约束。
[0004]鸭式布局具有控制效率高、铰链力矩小的优点，可满足微小型导弹对机动性和空间尺寸约束的要求。但气动外形设计中依旧面临难点：一是控制舵面位于主升力面之前，会带来滚转控制反效的问题；二是微小型导弹严苛的轴向尺寸约束使得鸭舵洗流对尾翼产生非线性干扰，如何在较高操纵效率的前提下达到在操纵性与稳定性之间的平衡。
[0005]因此需要研发出一种微小型导弹气动布局来解决上述问题。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的就在于为了解决上述问题设计了一种微小型导弹气动布局。
[0007]本专利技术通过以下技术方案来实现上述目的：
[0008]一种微小型导弹气动布局，包括：
[0009]卵形头部；卵形头部安装在弹体头部；
[0010]鸭舵；鸭舵安装在弹体上并靠近卵形头部设置；
[0011]旋转尾翼组件；旋转尾翼组件可转动的安装在弹体尾端。
[0012]具体地，卵形头部包括球形头部和过渡圆弧部，球形头部的一端与过渡圆弧部的第一端连接，过渡圆弧部的第二端与弹体头部连接。
[0013]优选地，鸭舵包括四片全动舵。
[0014]具体地，旋转尾翼组件包括船型尾部、轴承Ⅰ、四个矩形尾翼、轴承Ⅱ、尾盖，四个矩形尾翼安装在环形安装壳上，轴承Ⅰ、轴承Ⅱ套装在船型尾部上，环形安装壳安装在轴承Ⅰ、轴承Ⅱ的外部；尾盖安装在船型尾部的尾端。
[0015]优选地，卵形头部中：球形头部曲率半径为SR/D＝0.3
‑
0.5；弧段过渡曲率半径为R1/D＝2
‑
5；卵形头部长度与全弹长度之比为L3/L1＝0.12
‑
0.15。
[0016]优选地，鸭舵中：鸭舵后缘距离头部顶点的距离与全弹长度之比为L2/L1＝0.25
‑
0.3；鸭舵展长与弹径之比为LD/D＝0.5
‑
2；鸭舵展弦比为λ＝1
‑
3；鸭舵根弦长与梢弦长之比为b2/b1＝4
‑
8；鸭舵厚度与弹径之比为c2/D＝0.02
‑
0.05。
[0017]优选地，旋转尾翼组件中：船型尾部长径比为B2/D＝0.8
‑
1.2；船型尾部收缩比为D1/D＝0.8
‑
0.9；矩形尾翼后缘距离头部顶点的距离为L1；矩形尾翼展长与弹径之比为LD/D
＝1
‑
3；矩形尾翼展弦比为λ＝1
‑
3；矩形尾翼根弦长与梢弦长之比为b2/b1＝1
‑
1.5；矩形尾翼厚度与弹径之比为c2/D＝0.02
‑
0.05。
[0018]本专利技术的有益效果在于：
[0019]1、本专利技术公开的微小型导弹气动布局，可提供较高机动性能，最大法向过载有3g～5g。
[0020]2、本专利技术公开的微小型导弹气动布局，避免了发动机喷管周围布置舵机，摆脱了对大扭矩舵机的依赖，解决微小型导弹设计中所面临严苛的尺寸约束。
[0021]3、本专利技术公开的微小型导弹气动布局，突破常规鸭舵的根稍比较小，展弦比较大的设计思维惯性，创新性地提出了大根梢比、小展弦比的鸭舵，使得导弹在较高操纵效率下达到在操纵性与稳定性之间的平衡，操稳比为0.8～1.2。
[0022]4、本专利技术公开的微小型导弹气动布局，采用旋转尾翼的设计方案，尾翼可绕弹轴旋转，解决了鸭舵洗流引起的控制反效问题。
[0023]5、本专利技术公开的微小型导弹气动布局，采用卵形头部和船型尾部均能较大程度减小导弹飞行阻力，增大升阻比。
[0024]6、本专利技术公开的微小型导弹气动布局，匹配性地设计了鸭舵和尾翼特征尺寸，为微小型导弹提供可健壮的气动外形，具有很强的军事应用前景。
附图说明
[0025]图1为本专利技术的微小型导弹气动布局立体图；
[0026]图2为本专利技术的微小型导弹气动布局主视图；
[0027]图3为本专利技术中旋转尾翼组件示意图。
[0028]图中：1、卵形头部；2、鸭舵；3、旋转尾翼组件；4、船型尾部；5、轴承Ⅰ；6、尾翼；7、轴承Ⅱ；8、尾盖。
具体实施方式
[0029]为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本专利技术实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
[0030]因此，以下对在附图中提供的本专利技术的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本专利技术的范围，而是仅仅表示本专利技术的选定实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0031]应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
[0032]在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“左”、“右”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，或者是该专利技术产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备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专利技术的限制。
[0033]此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
[0034]在本专利技术的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，“设置”、“连接”等术语应做广义理解，例如，“连接”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本专利技术中的具体含义。
[0035]下面结合附图，对本专利技术的具体实施方式进行详细说明。
[0036]如图1
‑
3所示，一种微小型导弹气动布局，包括：
[0037]卵形头部1；卵形头部1安装在弹体头部；
[0038]鸭舵2；鸭舵2安装在弹体上并靠近卵形本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种微小型导弹气动布局，其特征在于，包括：卵形头部(1)；卵形头部(1)安装在弹体头部；鸭舵(2)；鸭舵(2)安装在弹体上并靠近卵形头部(1)设置；旋转尾翼组件(3)；旋转尾翼组件(3)可转动的安装在弹体尾端。2.根据权利要求1所述的一种微小型导弹气动布局，其特征在于，卵形头部(1)包括球形头部和过渡圆弧部，球形头部的一端与过渡圆弧部的第一端连接，过渡圆弧部的第二端与弹体头部连接。3.根据权利要求1所述的一种微小型导弹气动布局，其特征在于，鸭舵(2)包括四片全动舵。4.根据权利要求1所述的一种微小型导弹气动布局，其特征在于，旋转尾翼组件(3)包括船型尾部(4)、轴承Ⅰ(5)、四个矩形尾翼(6)、轴承Ⅱ(7)、尾盖(8)，四个矩形尾翼(6)安装在环形安装壳上，轴承Ⅰ(5)、轴承Ⅱ(7)套装在船型尾部(4)上，环形安装壳安装在轴承Ⅰ(5)、轴承Ⅱ(7)的外部；尾盖(8)安装在船型尾部(4)的尾端。5.根据权利要求2所述的一种微小型导弹气动布局，其特征在于，卵形头部(1)中：球形头部曲率半径为SR/D＝0.3
‑
0.5；弧段过渡曲率半径为R1/D＝2
‑
5；卵形头部长度与全弹长度之比为L3/L1＝0.12
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【专利技术属性】
技术研发人员：周婕群，孙传杰，拜云山，冯高鹏，李锋，卢永刚，李勇，朱永清，谭晓军，陈伟，
申请(专利权)人：中国工程物理研究院总体工程研究所，
类型：发明
国别省市：