一种40mm火箭筒用可分离式制导火箭弹制造技术

本实用新型专利技术公开了一种40mm火箭筒用可分离式制导火箭弹，采用直喷管增程发动机，并在直喷管增程发动机和其后部助推发动机之间安装分离机构，使助推发动机以及发射系统在工作结束后与前部弹体分离，避免了直喷管增程发动机工作时喷流作用在尾翼上产生的不利影响，而且分离后直喷管增程发动机的直喷管喷口露出，不影响直喷管增程发动机产生推力，同时直喷管增程发动机的方案有效提高了发动机推力利用效率，在保证火箭弹飞行稳定性的基础上使火箭弹具备对远射程上移动和静止目标的精确打击和压制能力。和压制能力。和压制能力。

【技术实现步骤摘要】
一种40mm火箭筒用可分离式制导火箭弹


[0001]本技术涉及制导火箭弹
，具体涉及一种40mm火箭筒用可分离式制导火箭弹。

技术介绍

[0002]40mm单兵火箭筒是一种步兵近距反人员、坦克、装甲和工事的常规攻坚武器平台，由于其成本低、质量轻、操作简单、携行方便的特点而倍受青睐，目前仍然被各国大量装备和使用，总装备量达到百万门以上。但是该平台目前定型装备的弹药均为无控火箭弹，在散布精度CEP(圆概率误差)为0.45m的条件下，对静止目标的射程最远仅为300m，即使不要求命中精度，火箭弹的飞行距离也只有1500m左右。这极大地限制了40mm火箭筒平台远距离作战的效能。
[0003]为了提高40毫米火箭弹的射程，可通过安装增程发动机的方法来实现。由于40毫米火箭筒发射口径限制，增程发动机若需要安装在超口径部位才能保证具有足够的总冲。在这种安装位置下，由于增程发动机后部还有40毫米助推发动机和尾翼尾杆等结构，为了使增程发动机能够产生推动火箭弹飞行的推力，因此增程发动机的喷管需要设计成斜置的。但是，这种设计方案又会带来另一个问题：由于加工和安装误差，火箭弹的尾翼往往是不对称的，在增程发动机工作时，喷管喷出的高速燃气会在不对称的尾翼上产生气动力，使火箭弹产生圆锥运动，圆锥运动会对火箭弹的飞行造成三方面的影响，一是增大火箭弹飞行阻力；二是将降低程发动机推力对火箭弹速度方向上的分力，使增程发动机的增速作用降低；三是会降低火箭弹飞行稳定性。其中前两个方面的影响会降低增程发动机的增程效果，最后一个方面的影响甚至会引起火箭弹失稳。
[0004]为了提高40毫米火箭筒用弹药的作战效能，解决增程发动机在火箭弹上的应用难题，需要提出一种40毫米火箭筒用可分离式制导火箭弹。

技术实现思路

[0005]有鉴于此，本技术提供了一种40mm火箭筒用可分离式制导火箭弹，不影响增程发动机产生推力，同时避免了增程发动机工作时喷流作用在尾翼上产生的不利影响，在保证火箭弹飞行稳定性的基础上使火箭弹具备对远射程上移动和静止目标的精确打击和压制能力。
[0006]本技术采用的技术方案如下：
[0007]一种40mm火箭筒用可分离式制导火箭弹，所述制导火箭弹包括制导舱、控制舱、战斗部、执行机构、直喷管增程发动机、分离机构、助推发动机以及发射系统；
[0008]制导舱设置在制导火箭弹头部，制导舱、控制舱、战斗部、执行机构、直喷管增程发动机、分离机构、助推发动机以及发射系统顺次连接构成制导火箭弹；
[0009]所述发射系统为火箭弹提供初始动力，助推发动机用于火箭弹飞离发射筒口后的增速，所述助推发动机工作结束后，通过分离机构使制导火箭弹前部与后部分离，直喷管增
程发动机继续为火箭弹提供飞行动力；所述制导舱与控制舱通信，将不同制导信息传递给控制舱，控制舱与执行机构通信，将生成的轨迹修正控制指令发送给执行机构，所述执行机构用于根据所述控制指令执行动作使火箭弹飞行直至击中目标。
[0010]进一步地，所述直喷管增程发动机包括发动机壳体、点火具、推进剂和隔热层；
[0011]发动机壳体为圆柱形腔体，一端封闭，另一端端面上设有喇叭状开口，大端朝后作为发动机喷管，开口的方向与发动机壳体轴线方向一致；所述推进剂设置在发动机壳体内部，一端与点火具相连，另一端通过隔热层与发动机壳体开口端内壁面接触；隔热层中间开有通孔，与喇叭状开口连通；发动机壳体另一端端部伸出喇叭状开口大端所在平面，伸出端内壁面上沿径向设有阶梯型通孔。
[0012]进一步地，所述分离机构包括分离机构壳体、压簧、推板和爆炸螺栓；
[0013]所述分离机构壳体为一端开放的圆柱形腔体，腔体内壁面上沿周向均布若干螺纹孔，用于通过爆炸螺栓与直喷管增程发动机连接；推板通过压簧固定在分离机构壳体封闭端；爆炸螺栓用于连接分离机构与直喷管增程发动机；
[0014]当分离机构与直喷管增程发动机固连时，压簧被压缩，推板将直喷管增程发动机喷管出口封闭；当爆炸螺栓作用，分离机构与直喷管增程发动机分离，压簧恢复原长度，带动推板将分离机构推离直喷管增程发动机。
[0015]进一步地，所述分离机构包括分离机构壳体、压簧、推板和爆炸螺栓；
[0016]所述分离机构壳体为一端开放的圆柱形腔体，腔体内壁面上沿周向均布若干螺纹孔，且与所述阶梯型通孔位置对应；推板通过压簧固定在分离机构壳体封闭端；爆炸螺栓用于径向安装在所述阶梯型通孔及螺纹孔中，连接分离机构与直喷管增程发动机；
[0017]当分离机构与直喷管增程发动机固连时，压簧被压缩，推板将直喷管增程发动机喇叭状开口封闭；当爆炸螺栓作用，分离机构与直喷管增程发动机分离，压簧恢复原长度，带动推板将分离机构推离直喷管增程发动机。
[0018]进一步地，所述执行机构采用电动舵机、脉冲发动机、一维修正组件或二维修正组件。
[0019]进一步地，所述制导舱采用激光半主动导引头、红外导引头、图像导引头、卫星接收机或惯性制导组件。
[0020]进一步地，所述发射系统采用装有发射药的尾翼尾杆组件或发射发动机。
[0021]有益效果：
[0022]1、本技术采用直喷管增程发动机，并在直喷管增程发动机和其后部助推发动机之间安装分离机构，使40毫米直径部分的发射系统和助推发动机在工作结束后与前部弹体分离，避免了直喷管增程发动机工作时喷流作用在尾翼上产生的不利影响，减小了制导段火箭弹的重量，使得火箭弹在相同的控制力下具有更大的法向加速度，提高了火箭弹的机动性；分离后直喷管增程发动机的直喷管喷口露出，不影响直喷管增程发动机产生推力，同时直喷管的方案有效提高了发动机推力利用效率，在保证火箭弹飞行稳定性的基础上使火箭弹具备对远射程上移动和静止目标的精确打击和压制能力。
[0023]其次，本技术通过采用直喷管增程发动机、控制舱及执行机构，提高了40毫米火箭弹的射程和命中精度，增强了其作战效能；
[0024]2、本技术分离机构结构简单，易于实现制导火箭弹前部与后部的分离。
附图说明
[0025]图1为本技术的总体结构示意图；
[0026]图2为本技术直喷管增程发动机结构示意图；
[0027]图3(a)、图3(b)分别为分离机构处于压缩状态、恢复状态的结构示意图；
[0028]图4为分离机构与直喷管增程发动机连接示意图。
[0029]其中，1
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制导舱，2
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控制舱，3
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战斗部，4
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电动舵机，5
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直喷管增程发动机，6
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分离机构，7
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助推发动机，8
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尾翼尾杆组件，9
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发动机壳体，10
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点火具，11
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推进剂，12
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隔热层，13
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爆炸螺栓，14
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种40mm火箭筒用可分离式制导火箭弹，其特征在于，所述制导火箭弹包括制导舱、控制舱、战斗部、执行机构、直喷管增程发动机、分离机构、助推发动机以及发射系统；制导舱设置在制导火箭弹头部，制导舱、控制舱、战斗部、执行机构、直喷管增程发动机、分离机构、助推发动机以及发射系统顺次连接构成制导火箭弹；所述发射系统为火箭弹提供初始动力，助推发动机用于火箭弹飞离发射筒口后的增速，所述助推发动机工作结束后，通过分离机构使制导火箭弹前部与后部分离，直喷管增程发动机继续为火箭弹提供飞行动力；所述制导舱与控制舱通信，将不同制导信息传递给控制舱，控制舱与执行机构通信，将生成的轨迹修正控制指令发送给执行机构，所述执行机构用于根据所述控制指令执行动作使火箭弹飞行直至击中目标。2.如权利要求1所述的40mm火箭筒用可分离式制导火箭弹，其特征在于，所述直喷管增程发动机包括发动机壳体、点火具、推进剂和隔热层；发动机壳体为圆柱形腔体，一端封闭，另一端端面上设有喇叭状开口，大端朝后作为发动机喷管，开口的方向与发动机壳体轴线方向一致；所述推进剂设置在发动机壳体内部，一端与点火具相连，另一端通过隔热层与发动机壳体开口端内壁面接触；隔热层中间开有通孔，与喇叭状开口连通；发动机壳体另一端端部伸出喇叭状开口大端所在平面，伸出端内壁面上沿径向设有阶梯型通孔。3.如权利要求1所述的40mm火箭筒用可分离式制导火箭弹，其特征在于，所述分离机构包括分离机构壳体、压簧、推板和爆炸螺栓；所述分离机构壳体为一端开放的圆柱形腔体，腔体...

【专利技术属性】
技术研发人员：于剑桥，蒋军，李世鹏，
申请(专利权)人：北京恒星箭翔科技有限公司，
类型：新型
国别省市：