一种便于维护的导弹的制作方法

1.本技术属于导弹技术领域，具体涉及一种便于维护的导弹。


背景技术：

2.导弹是一种携带战斗部，依靠自身动力装置推进，由控制系统导引控制飞行航迹，导向目标并摧毁目标的飞行器。导弹通常由战斗部、控制系统、推进部和弹体等组成。导弹摧毁目标的有效载荷是战斗部(或弹头)，可为核装药、常规装药、化学战剂、生物战剂，或者使用电磁脉冲战斗部。
3.现有小型导弹或微型导弹的推进部通常采用燃烧式推进器，但燃烧式推进器通常都采用结构复杂的发动机，例如活塞发动机、涡轮发动机和冲压发动机等，因此导弹在日常维护时，存在维护难度大、成本高等问题，同时该类发动机往往重量较重，影响了导弹的飞行性能。


技术实现要素：

4.本技术实施例通过提供一种便于维护的导弹，解决了现有技术中导弹维护难度大、成本高的问题。
5.本实用新型实施例提供了一种便于维护的导弹，包括弹体、以及设置在所述弹体后端的推进器；
6.所述推进器包括从前至后依次设置的涵道进气道、涵道壳体、动力机构、以及方向控制机构；所述涵道进气道的内径大于所述弹体的外径；
7.所述动力机构包括电机、设置在所述涵道进气道内部后段的螺旋扇叶、以及套装在所述电机上的连接环；
8.所述涵道壳体的中心设有电机安装座，所述电机安装座后端与所述连接环的前端连接，所述电机的转轴穿过所述电机安装座与所述螺旋扇叶的转轴连接；所述涵道壳体的外壁通过支架与所述弹体的后端连接；
9.所述方向控制机构固定在所述连接环的后端。
10.进一步地，所述涵道进气道内的前段设置有整流罩，所述整流罩的后端与整流罩安装座连接，所述整流罩安装座的外壁通过多个前定子叶片与所述涵道进气道的内壁连接。
11.进一步地，所述前定子叶片为对称翼型，多个所述前定子叶片均布在所述整流罩安装座的周向。
12.进一步地，所述涵道进气道的前端设有喇叭口，所述喇叭口的小口端与所述涵道进气道的前端通过螺纹连接。
13.进一步地，所述弹体和所述涵道进气道之间还设有整流座，所述整流座为漏斗状，所述整流座的大口端与所述弹体的后端连接，所述整流座的小口端朝向所述整流罩的前端设置。
14.进一步地，所述电机安装座包括固定套、以及设置在所述固定套内的固定板，所述固定套的外壁通过多个后定子叶片与所述涵道壳体的内壁连接，所述固定套套装在所述电机的前段；所述固定套的后端与所述连接环的前端连接。
15.进一步地，还包括导线槽，所述导线槽的两端分别与所述固定套的外壁和所述涵道壳体的内壁连接，所述固定套内部的区域通过所述导线槽和所述涵道壳体的外部连通；
16.多个所述后定子叶片和所述导线槽均布在所述固定套的周向。
17.进一步地，所述后定子叶片为带翼型结构，所述后定子叶片与所述涵道壳体的轴线呈设定角度。
18.进一步地，所述方向控制机构包括舵机架、以及均布在所述舵机架周向的多个舵机；所述舵机架的侧壁对称有两个过线孔；
19.所述舵机架的前端与所述连接环的后端连接，所述舵机的输出轴上安装有导向叶片，所述舵机的输出轴垂直于所述涵道进气道的轴线。
20.进一步地，所述涵道进气道、所述涵道壳体、所述螺旋扇叶均采用peek材料。
21.本实用新型实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
22.本实用新型实施例提供了一种便于维护的导弹，该导弹的支架将推进器固定在弹体的后部，若推进器出现故障，可直接拆卸支架将推进器换新，导弹在日常存放时，可将弹体和推进器拆卸分开存放，从而可提高维护、管理效率。本实用新型的导弹的推进器为电驱动，从而易于控制，安全性高，并且能够满足环保要求，本实用新型的导弹避免了采用燃烧式推进器，而存在发动机维护难度大、成本高等问题，该导弹便于日常维护、管理，同时成本低，结构简单，便于推广使用。
23.本实用新型的结构件均采用peek材料，该材料的部件尺寸精度高，加工制造成本低，并便于后续的维护，peek材料的螺纹处具有自润滑特性，长时间放置时不需要通过润滑油进行润滑，解决了螺纹连接处卡死、以及难以旋进旋出的问题。peek具有一定的弹性，推进器的部件被撞击后，可以恢复到原来的形状。peek材料重量相比铝合金轻46％，能够降低导弹的重量，且耐磨性、抗冲击性能好，韧性和刚性兼备，使导弹能够保持优良的续航性能和稳定的操控性，提高了导弹的寿命和安全性，同时降低了导弹的制造成本。peek材料的导弹的推进器符合国家的环保要求。
附图说明
24.为了更清楚地说明本实用新型实施例中的技术方案，下面将对本实用新型实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
25.图1为本实用新型实施例提供的便于维护的导弹的结构示意图。
26.图2为本实用新型实施例提供的推进器的爆炸图。
27.图3为本实用新型实施例提供的推进器的结构示意图。
28.附图标记：1
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涵道进气道；2
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涵道壳体；3
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动力机构；31
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电机；32
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螺旋扇叶；33
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连接环；4
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方向控制机构；41
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舵机架；42
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舵机；43
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过线孔；44
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导向叶片；5
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电机安装座；51
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固定套；52
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固定板；6
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支架；7
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整流罩；8
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整流罩安装座；9
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前定子叶片；10
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导线槽；11
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喇叭口；12
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后定子叶片；20
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弹体；21
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整流座。
具体实施方式
29.下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型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实用新型的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
30.如图1至图3所示，本实用新型实施例提供便于维护的的导弹，包括弹体20、以及设置在弹体20后端的推进器。
31.推进器包括从前至后依次设置的涵道进气道1、涵道壳体2、动力机构3、以及方向控制机构4；涵道进气道1的内径大于弹体20的外径。
32.动力机构3包括电机31、设置在涵道进气道1内部后段的螺旋扇叶32、以及套装在电机31上的连接环33。
33.涵道壳体2的中心设有电机安装座5，电机安装座5后端与连接环33的前端连接，电机31的转轴穿过电机安装座5与螺旋扇叶32的转轴连接；涵道壳体2的外壁通过支架6与弹体20的后端连接。
34.方向控制机构4固定在连接环33的后端。
35.需要说明的是，推进器为导弹飞行时的动力部，为导弹的飞行提供推力。涵道进气道1的内径大于弹体20的外径，从而能够使涵道进气道1前方的气流顺利进入涵道进气道1的内部，并通过螺旋扇叶32产生推力。
36.涵道进气道1和涵道壳体2通过螺纹连接，电机安装座5和连接环33能够将电机31固定安装，电机31带动螺旋扇叶32转动，螺旋扇叶32转动时将吸入的空气压缩后从涵道壳体2内向后高速喷出，进而产生推力，气体从涵道壳体2内喷出后，气体被方向控制机构4改变流动方向，从而实现导弹的转向。
37.涵道进气道1和涵道壳体2使该推进器的进气和排气更为顺畅，气流可稳定输出，进而能提升该推进器的输出功率，该推进器其结构紧凑、气动噪声低、使用安全性高。
38.螺旋扇叶32的数量为12片，电机31采用外转子电机，外转子电机相对于内转子电机重量轻，从而能够降低该推进器的重量。外转子电机和内转子电机在同样功率消耗下，外转子电机能够产生更大的推力，从而产生更大的拉力。
39.支架6将推进器固定在导弹的后部，若推进器出现故障，可直接拆卸支架6将推进器换新，导弹在日常存放时，可将弹体20和推进器拆卸分开存放，从而可提高维护、管理效率，因此本实用新型的推进器成本低，结构简单，便于维护。
40.本实用新型的导弹为小型导弹或微型导弹，直径优选在100mm左右，重量为3公斤左右，弹头部位装有定位装置可以锁定目标，尾部的控制系统可根据目标位置控制方向控制机构4，使导弹击中目标，本实用新型的导弹的推进器为电驱动，从而易于控制，安全性高，并且能够满足环保要求，该导弹的速度为120km/h，能够满足较低速度的小型导弹或微型导弹的飞行需求。本实用新型的导弹避免了采用燃烧式推进器，而存在发动机维护难度大、成本高等问题，该导弹便于日常维护、管理，同时成本低，便于推广使用。
41.本实施例中，涵道进气道1内的前段设置有整流罩7，整流罩7的后端与整流罩安装座8连接，整流罩安装座8的外壁通过多个前定子叶片9与涵道进气道1的内壁连接。
42.本实施例中，前定子叶片9为对称翼型。前定子叶片9的数量为6片。
43.需要说明的是，整流罩7和前定子叶片9能够对进入涵道进气道1内的气体进行整流，从而有利于降低空气阻力。
44.本实施例中，涵道进气道1的前端设有喇叭口11，喇叭口11的小口端与涵道进气道1的前端通过螺纹连接。
45.需要说明的是，喇叭口11能够扩大涵道进气道1的进气量，从而有利于该推进器吸入大量的空气，以便于电机31带动螺旋扇叶32旋转并产生更大的推力。
46.本实施例中，弹体20和涵道进气道1之间还设有整流座21，整流座21为漏斗状，整流座21的大口端与弹体20的后端连接，整流座21的小口端朝向整流罩7的前端设置。
47.需要说明的是，整流座21利于降低空气阻力，同时便于空气进入涵道进气道1。
48.本实施例中，电机安装座5包括固定套51、以及设置在固定套51内的固定板52，固定套51的外壁通过多个后定子叶片12与涵道壳体2的内壁连接，固定套51套装在电机31的前段；固定套51的后端与连接环33的前端连接。
49.需要说明的是，固定套51和连接环33的对接处均设有相配合的四个安装耳，固定套51的安装耳上设有通孔，连接环33的安装耳上设有螺纹孔，进而固定套51和连接环33可通过螺钉进行连接。固定板52可与电机31进一步连接，从而提高电机31连接时的可靠性。
50.本实施例中，还包括导线槽10，导线槽10的两端分别与固定套51的外壁和涵道壳体2的内壁连接，固定套51内部的区域通过导线槽10和涵道壳体2的外部连通。
51.多个后定子叶片12和导线槽10均布在固定套51的周向。
52.需要说明的是，电机31的电缆线可通过导线槽10伸出推进器的外部，然后与电源相连接。均布的多个前定子叶片9和导线槽10能够使气流均匀分布。
53.电机31工作时产生的热量传递给固定套51，固定套51通过后定子叶片12和导线槽10将热量传递给涵道壳体2，使涵道壳体2能够加速热量的散失，从而起到对电机31降温的作用。
54.本实施例中，后定子叶片12为带翼型结构，后定子叶片12与涵道壳体2的轴线呈设定角度。
55.需要说明的是，后定子叶片12的数量为6片。螺旋扇叶32旋转时产生高速气流，高速气流作用在带翼型结构且具有设定角度的后定子叶片12上，后定子叶片12对整个推进器产生一定大小的扭矩，该扭矩能够抵消部分螺旋扇叶32旋转时产生的反扭矩。从而提高该推进器的安全性和可靠性。后定子叶片12与涵道壳体2的轴线的夹角范围可为8
°
～9
°
，经多次试验，该夹角范围能够适用于本实用新型的推进器的结构。
56.本实施例中，方向控制机构4包括舵机架41、以及均布在舵机架41周向的多个舵机42；舵机架41的侧壁对称有两个过线孔43。
57.舵机架41的前端与连接环33的后端连接，舵机42的输出轴上安装有导向叶片44，舵机42的输出轴垂直于涵道进气道1的轴线。
58.需要说明的是，舵机架41的前端与连接环33的后端设有相配合的安装孔，舵机架41的前端插入连接环33的后端，舵机架41与连接环33的安装孔可通过螺钉进行紧固。
59.舵机42通过舵机架41上的舵机安装孔进行安装，过线孔43可将舵机的线缆引出后与导弹的控制器进行连接。舵机42的转轴旋转时带动导向叶片44进行旋转，导向叶片44能够将涵道壳体2后部喷出的高速气流改变方向，进而控制导弹的方向。舵机42还可采用其它结构形式的操控系统。
60.本实施例中，涵道进气道1、涵道壳体2、螺旋扇叶32均采用peek材料一体化注塑成型。
61.需要说明的是，连接环33、支架6、整流罩7、整流罩安装座8、前定子叶片9、喇叭口11、整流座21、固定套51、固定板52、后定子叶片12、导线槽10和舵机架41均采用peek材料一体化注塑成型。
62.peek材料(聚醚醚酮)是一种具有耐磨、耐高温、自润滑性能好、抗冲击性能好、易加工和高机械强度等优异性能的特种工程塑料，peek材料韧性和刚性兼备，可使该导弹的动力部更加稳定，配合更紧密，大大的提高了导弹飞行时的安全性。该材料的部件尺寸精度高，加工制造成本低，并便于后续的维护，peek材料的螺纹处具有自润滑特性，长时间放置时不需要通过润滑油进行润滑，解决了螺纹连接处卡死、以及难以旋进旋出的问题。peek具有一定的弹性，推进器的部件被撞击后，可以恢复到原来的形状。
63.peek材料重量相比铝合金轻46％，能够降低导弹的重量，且耐磨性、抗冲击性能好，韧性和刚性兼备，使导弹能够保持优良的续航性能和稳定的操控性，提高了导弹的寿命和安全性，同时降低了导弹的制造成本。
64.peek材料的部件表面不需要经过化学处理就可以直接使用，进而避免了采用铝合金等金属制作的零件在做表面处理时产生的污水导致污染环境的问题，因此该导弹的推进器符合国家的环保要求。
65.以上，仅是本实用新型的较佳实施例，并非对本实用新型作任何限制，凡是根据本实用新型技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本实用新型技术方案的保护范围内。