基于直喷管增程发动机的40毫米火箭筒用火箭弹的制作方法

1.本实用新型涉及制导火箭弹技术领域，具体涉及一种基于直喷管增程发动机的40毫米火箭筒用火箭弹。


背景技术：

2.40毫米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40毫米火箭筒平台远距离作战的效能。


技术实现要素：

3.有鉴于此，本实用新型提供了基于直喷管增程发动机的40毫米火箭筒用火箭弹，具备对远射程上移动和静止目标的精确打击和压制能力。
4.本实用新型采取的技术方案如下：
5.基于直喷管增程发动机的40毫米火箭筒用火箭弹，所述火箭弹包括制导组件、弹载控制模块、执行机构、战斗部、直喷管增程发动机、尾翼组件和发射机构；
6.所述制导组件、弹载控制模块、执行机构、战斗部、直喷管增程发动机、尾翼组件和发射机构由头至尾顺次连接构成火箭弹，且尾翼组件安装在直喷管增程发动机的喷管上；
7.所述发射机构为火箭弹提供初始动力，所述直喷管增程发动机工作后，产生的燃气形成一定压力，使发射机构与尾翼组件分离，直喷管增程发动机继续为火箭弹提供飞行动力；所述制导组件与弹载控制模块通信，将制导信息传递给弹载控制模块，弹载控制模块与执行机构通信，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。
8.进一步地，所述尾翼组件包括尾翼、尾翼安装座及连接筒；
9.所述尾翼安装座固定连接在喷管后部，所述尾翼转动安装在尾翼安装座上；连接筒为一端开放、一端封闭的圆筒，开放端端口设有圆环凸台，圆环凸台内表面设有螺纹，圆环凸台内侧端面设有锯齿切角；所述连接筒圆环凸台与喷管后端螺纹连接；喷管喷出的燃气在连接筒内腔形成一定压力，锯齿切角处断裂。
10.进一步地，所述发射机构采用装有发射药的发射尾杆或发射发送机。
11.进一步地，所述执行机构采用电动舵机或脉冲发动机或阻尼片执行机构。
12.有益效果：
13.1、本实用新型通过采用直喷管增程发动机、弹载控制模块及执行机构，具备5000m射程的有控飞行能力，将其火力打击范围由300m提高到5000m，利用制导组件模块、弹载控制模块及执行机构之间的通信配合实现对移动和静止目标的精确打击，而且采用直喷管增
程发动机，推力完全用于推动弹体向前运动，有效提高了发动机推力利用效率；
14.其次，采用发射机构与弹体分离的设计方案，有效减小了火箭弹飞行时的弹体重量，有利于提高火箭弹的射程。
15.2、本实用新型采用尾翼组件与发动机喷管一体化的设计方案，避免了发动机喷出燃气对尾翼产生气动干扰，还可以节省火箭弹布局空间。
附图说明
16.图1为本实用新型的整体结构示意图；
17.图2为本实用新型飞行状态示意图；
18.图3为本实用新型尾翼组件的结构示意图；
19.图4为本实用新型尾翼组件与发射尾杆连接处的放大示意图；
20.其中，1
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卫星制导组件模块，2
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弹载控制模块，3
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电动舵机，4
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战斗部， 5
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直喷管增程发动机，6
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尾翼组件，7
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发射尾杆，8
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喷管，9
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尾翼，10
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连接筒。
具体实施方式
21.下面结合附图并举实施例，对本实用新型进行详细描述。
22.本实施例提供了基于直喷管增程发动机的40毫米火箭筒用火箭弹，以40 毫米火箭筒作为发射平台，如图1所示，卫星制导组件模块1(含卫星信号接收机和引信)、弹载控制模块2、电动舵机3、战斗部4、直喷管增程发动机5、尾翼组件6以及发射尾杆7从头至尾顺次连接构成火箭弹，且尾翼组件安装在直喷管增程发动机5的喷管上。弹载控制模块2、电动舵机3、战斗部4、直喷管增程发动机5、尾翼组件6以及发射尾杆7从头至尾顺次连接构成通用增程有控弹体平台，弹体平台头部通过通用机械电气接口模块对接制导组件后构成火箭弹。
23.制导组件除卫星制导组件模块1外，还可采用激光半主动制导、红外半主动制导、电视制导、惯性制导等制导体制的制导组件。
24.卫星制导组件模块1由卫星信号接收机(gps)和引信组成，安装在火箭弹头部。在火箭弹飞行过程中，gps定位后实时输出火箭弹坐标位置，发送给弹载控制模块2。卫星制导组件模块1也可由电视制导组件、激光半主动制导组件、惯性制导组件以及红外制导模块代替。
25.弹载控制模块2由无线装定接收模块、姿态测量装置、弹上计算机及弹上电源组成。其中无线装定接收模块用于射击前接收地面简易火控装定器模块无线传输的地磁基准、目标位置信息、海拔高度信息、气象条件信息和星历数据以及地面简易火控计算出的火箭筒射角、射向等信息。姿态测量装置中集成有惯性器件及地磁元件，能够测量出弹体运动过程中的滚转角、俯仰、偏航角速度及加速度等信息，以满足多种控制律的需求。弹上计算机进行平台工作流程管理，并根据接收到的卫星定位装置信息和姿态测量装置信息进行解算，规划飞行弹道、生成控制指令，将生成控制指令发送给电动舵机3。弹上电源采用热电池，利用发射过载激活，用于为弹上电气系统供电。
26.电动舵机3包括舵片、传动机构、电机及驱动器，接收弹载控制模块2给出的控制指令产生控制力和控制力矩，从而使得火箭弹修正自身轨迹按照预先设定的弹道进行飞行。
本实施例所采用的执行机构为电动舵机3，执行机构还可由脉冲发动机或阻尼片执行机构代替。
27.战斗部4由安保机构、导爆管和战斗部本体组成。
28.直喷管增程发动机5采用发射过载激活延时点火方式，实现延时点火；直喷管增程发动机5在发射尾杆7与尾翼组件6分离后继续为飞行火箭弹提供持续推力，以保证弹体具备5000m以上的飞行能力。发动机燃烧室结构壳体直径大于火箭筒口径，喷管8直径小于火箭筒口径。喷管8为管状部件，喷管8内腔前段为圆柱腔、内腔后段呈喇叭状，圆柱腔用于将直喷管增程发动机5工作时产生的燃气导出至喷管8喷口部分；内腔后段即喷管8喷口，用于将燃气喷出，产生推进火箭弹运动的推力。喷管8两端均设有外螺纹，喷管8前端通过螺纹与直喷管增程发动机5壳体连接。
29.如图3所示，尾翼组件6包括尾翼9、尾翼安装座及连接筒10。
30.尾翼安装座固定连接在喷管8后部，尾翼9通过翼轴和扭簧转动连接在尾翼安装座上，可实现尾翼9翼片的折叠和自主展开。
31.如图4所示，连接筒10是尾翼组件6与发射尾杆7的连接件，连接筒10 为一端开放、一端封闭的圆筒，开放端端口设有圆环凸台，圆环凸台内表面设有螺纹，用于与喷管8连接，圆环凸台内侧端面设有锯齿切角，在一定压力下，锯齿切角处断裂，称为剪切键；连接筒10封闭端端面设有螺纹柱，用于与发射尾杆7连接。连接筒10圆环凸台与喷管8后端螺纹连接；
32.在火箭弹勤务状态以及发射状态下直喷管增程发动机5工作前，连接筒10 将尾翼组件6和发射尾杆7连接在一起；在火箭弹发射后直喷管增程发动机5 工作时，直喷管增程发动机5内部推进剂燃烧产生燃气，燃气通过尾翼组件6 的喷管8喷出，由于喷管8与连接筒10连接且连接筒10底端封闭，燃气在连接筒10的内腔内形成高压，剪切键在高压下其结构受到剪切力而破坏，导致连接筒10自身断裂分离，由于剪切键内壁的通过螺纹与尾翼组件6的喷管8连接，连接筒10封闭端端面与发射尾杆7连接，当剪切键脱离连接筒10时，发射尾杆7与尾翼组件6分离，进而实现火箭弹弹体前部与发射尾杆7的分离。
33.发射尾杆7设置在火箭弹尾部，由尾杆和发射药组成，用于火箭弹的发射。尾杆是中空圆柱形管状结构，且前端面与后端面贯通。尾杆前端外壁为螺纹面，用于与连接筒10连接，尾杆壁面开有若干圆孔，用于发射药燃烧时燃气的导出。发射药置于尾杆管状结构内部。发射机构除采用装有发射药的发射尾杆7外，还可采用发射发动机进行发射。
34.工作时，射手进入阵地后依据上级指挥系统的指示或采用前观瞄设备确定目标状态后，确定选用相应的制导组件模块，本实施例中选用的是卫星制导组件模块1。射手将卫星制导组件模块1与通用增程有控弹体平台对接，形成全备弹，然后利用简易火控装定器模块向弹体平台装定地磁地理基准信息、目标位置信息、气象条件信息和星历数据、海拔高度信息以及简易火控计算出的射角、射向。完成以上操作后，射手将全备弹装入火箭筒，将火箭筒置于肩上，通过火箭筒观瞄装置将发射角度调整到设定范围。射手扣动扳机点燃发射尾杆7上的发射药，发射药点燃后推动火箭弹加速至预定速度，此过程中产生的发射过载同时激活弹上热电池和直喷管增程发动机5的延时点火具；出炮口约0.5s后，热电池正常稳定工作；直喷管增程发动机5在出炮口1s左右被点燃并持续提供推力，与此同时发射尾杆7与弹体平台前部分离，如图2所示；卫星制导组件模块1的卫星信号接收机(gps)在上电大约5s后定位完成并持续输出位置信息；弹上计算机在接收到火箭弹空间位置信息和姿态测量装
置输出的姿态信息后，生成控制指令；控制指令被传输给电动舵机3，控制火箭弹沿规划弹道飞行直至击中目标。
35.综上所述，以上仅为本实用新型的较佳实施例而已，并非用于限定本实用新型的保护范围。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。