一种40mm火箭筒用通用捷联寻的制导弹体的制作方法

1.本发明涉及小口径制导弹药技术领域，具体涉及一种40mm火箭筒用通用捷联寻的制导弹体。


背景技术：

2.主动寻的制导或者半主动寻的制导是目前制导武器实现对中远射程目标高精度打击的主要末端制导体制，尤其适合打击运动目标。寻的制导的导引头一般分为平台式和捷联式两种。平台式导引头能直接输出弹目线旋转角速度，实现高精度比例导引。捷联式导引头因为弹体固联，飞行时和弹体姿态的耦合，一般情况下不能输出弹目线旋转角速度，这种情况下，为得到比例导引所需的弹目线旋转角速度，需在弹上加装高精度惯导系统，建立数学解算平台，通过融合导引头和惯导信息求解出弹目线旋转角速度。如果捷联导引头不采用惯导配合，一般只能采用弹体追踪制导律，这种制导律为保证制导精度，对总体结构和气动设计的要求非常高，必须保证闭环飞行中的弹体保持非常小的攻角状态。
3.对40mm火箭筒用制导火箭研制而言，低成本是一项严格的约束条件，因此，平台式导引头和高精度惯导系统都无法在方案设计中使用。可行的技术途径是通过高水平的总体结构和气动布局设计，实现较高精度的弹体追踪制导。为此，提出了一种40mm火箭筒用通用捷联寻的弹体的技术方案。


技术实现要素：

4.有鉴于此，本发明提供了一种40mm火箭筒用通用捷联寻的制导弹体，弹体追踪制导精度高。
5.本发明采取的技术方案如下：
6.一种40mm火箭筒用通用捷联寻的制导弹体，所述制导弹体包括导引头、引战舱、舵机舱、旋转折叠舵片、控制舱、增程发动机、飞行发动机及尾翼组件；
7.所述导引头、引战舱、舵机舱、控制舱、增程发动机、飞行发动机及尾翼组件顺次连接构成制导弹体，且所述导引头、引战舱、舵机舱、控制舱、增程发动机均位于弹体前部超口径段；
8.所述旋转折叠舵片安装在舵机舱上，且位置可调；旋转折叠舵片折叠时在初始位置锁定，旋转折叠舵片展开后移动到近程作战位置或远程作战位置锁定，使得弹体在飞行弹道末端舵面压心与弹体质心位于同一弹体截面上；
9.近程作战时，增程发动机不工作；远程作战时，控制舱根据目标距离设定增程发动机的点火时间，为制导弹体提供增程所需推力；
10.所述控制舱用于解算导引头给出的目标空间位置信息，生成控制指令驱动旋转折叠舵片从而控制制导弹体飞行。
11.进一步地，所述舵机舱上设有滑动轨道，旋转折叠舵片沿所述滑动轨道从初始位置移动到近程作战位置或远程作战位置；所述滑动轨道为丁字形轨道，水平轨道与弹体轴
线平行，竖直轨道与弹体轴线垂直；水平轨道两端分别为近程作战位置和远程作战位置，且近程作战位置远离弹体头部；竖直轨道远离交叉点的端部为初始位置。
12.进一步地，所述旋转折叠舵片包括舵面、转动轴、紧定螺钉、定位销、顶丝、弹簧ⅰ及移动座；
13.所述移动座内部沿轴向设置通孔，移动座顶端用于连接舵面，底端用于与舵机舱本体配合安装，通孔顶端内壁上设有轴向长度不同的两对固定槽，分别为一对长固定槽、一对短固定槽，对应折叠和展开两个状态，两个长固定槽相对设置，两个短固定槽相对设置，且相邻两个长、短固定槽与轴心连线的夹角呈90
°
；同时，移动座上端设有径向通孔和贯穿端部的凹槽，凹槽的开放端位于移动座顶端端面，短固定槽顶端低于凹槽底端，长固定槽顶端高于凹槽底端；所述径向通孔用于与紧定螺钉配合；顶丝安装在移动座通孔底端内部；
14.所述舵面固定在转动轴一端，转动轴轴线方向平行于舵面，转动轴另一端通过定位销与移动座通孔配合，定位销与移动座轴向方向垂直，且转动轴另一端端部安装的顶丝将弹簧ⅰ压装在移动座通孔内；
15.当舵面处于折叠状态时，转动轴水平放置在移动座顶端凹槽内，转动轴轴线与移动座轴线垂直，同时转动轴在弹簧ⅰ作用下由定位销定位在长固定槽顶端，并由紧定螺钉限位；当舵面处于展开状态时，转动轴轴线与移动座轴线平行，转动轴在弹簧ⅰ作用下由定位销定位在短固定槽顶端，并由紧定螺钉限位。
16.进一步地，所述移动座外圆周设有环形凸台，环形凸台上设有两个盲孔，且两个盲孔位于同一径向方向；所述盲孔内由内向外依次设有弹簧ⅱ及定位轴；移动座通孔底端与堵螺螺纹连接；
17.舵机舱的初始位置、近程作战位置或远程作战位置均设有连通舱体外部的阶梯通孔，用于与移动座上的盲孔配合；
18.移动座安装在舵机舱的安装槽内时，环形凸台外圆周面与安装槽内壁面接触；旋转折叠舵片在初始位置锁定时，盲孔与舵机舱初始位置的阶梯通孔相对，定位轴在弹簧ⅱ作用下弹出限位在盲孔与阶梯通孔大径部分，由堵螺限制移动座的转动完成锁定；旋转折叠舵片在近程作战位置或远程作战位置锁定时，盲孔与舵机舱近程作战位置或远程作战位置的阶梯通孔相对，定位轴在弹簧ⅱ作用下弹出限位在盲孔与阶梯通孔大径部分，此时，环形凸台底面与舵机舱安装槽底面接触限制移动座的转动完成锁定。
19.进一步地，所述导引头采用激光半主动导引头或电视导引头或红外导引头或毫米波导引头。
20.有益效果：
21.1、本发明将舵机舱布置在超口径弹体段，因超口径段无火箭筒结构限制，因此，舵面可设计的充分大，同时舵机位置可调整空间大，通过采用位置可调的舵面将舵面压心与弹体质心配置在同一弹体截面上，这样就可以实现对弹体质心运动的直接侧向力控制，从而保证飞行过程中攻角达到最小；同时考虑到中远程火箭弹需要增加增程发动机，发动机工作前后，弹体质心会有一定变化，采用本发明位置可调的舵面结构，在实际使用过程中，可根据目标距离设定弹道上的增程发动机工作点火时间，根据质心变化规律移动到近程作战位置或远程作战位置并锁定，保证飞行弹道末端导弹舵面压心与质心严格在同一弹体截面上。由此，末制导段的控制力在弹体上的作用点始终与弹体质心重合，在舵面偏转产生控
制力过程中，不会在弹体上产生控制力矩，弹轴与速度方向会保持非常好的一致性，弹体将以零攻角或很小的攻角飞行，结合采用飞行发动机加增程发动机的两级发动机方案，在控制过程中控制力直接改变弹体的飞行速度方向。这将大幅提高采用捷联式导引头弹体追踪制导律的精度，为40mm火箭筒平台研制具有远程精确攻击的低成本高精度制导火箭弹提供了条件，可大幅提高40mm火箭筒平台的作战效能。
22.2、本发明旋转折叠舵片结构巧妙，易于实现舵片的折叠、展开和旋转。
23.3、本发明的通用捷联寻的制导弹体可用于激光半主动、电视、红外、毫米波等捷联导引头的方案，适用广泛。
附图说明
24.图1为本发明整体结构示意图；
25.图2为滑动轨道的结构示意图；
26.图3(a)为旋转折叠舵片折叠时在初始位置锁定的结构示意图，图3(b)为图3(a)的截面图，图3(c)为图3(b)的局部放大示意图；
27.图4(a)为旋转折叠舵片展开后准备移动状态示意图，图4(b)为图4(a)的截面图，图4(c)为图4(b)的局部放大示意图；
28.图5为(a)为旋转折叠舵片展开后锁紧状态示意图，图5(b)为图5(a)的截面图，图5(c)为图5(b)的局部放大示意图；
29.图6为旋转折叠舵片的剖视图；
30.图7为旋转折叠舵片的三维结构爆炸示意图；
31.图8为移动座的三维结构示意图；
32.图9为移动座的剖视图；
33.图10为移动座与旋转折叠舵片的连接结构示意图；
34.其中，1-风帽，2-红外导引头，3-引战舱，4-旋转折叠舵片，5-滑动轨道，6-舵机舱，7-控制舱，8-弹载计算机，9-增程发动机，10-飞行发动机，11-尾杆，12-尾翼，13-滚转角测量装置，14-弹上电源，15-初始位置，16-近程作战位置，17-远程作战位置，18-水平轨道，19-竖直轨道，20-堵螺，21-定位轴，22-弹簧ⅱ，23-a面，24-b面，25-c面，26-d面，27-舵面，28-舵面连接螺钉，29-舵轴，30-固定螺钉，31-转动轴，32-定位销，33-顶片，34-弹簧ⅰ，35-顶丝，36-移动座，37-紧定螺钉，38-长固定槽，39-凹槽，40-短固定槽。
具体实施方式
35.下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
36.本实施例提供了一种40mm火箭筒用通用捷联寻的制导弹体，如图1所示，包括导引头、引战舱3、舵机舱6、旋转折叠舵片4、控制舱7、增程发动机9、飞行发动机10及尾翼12组件。此外，武器系统还包括地面制导仪。
37.导引头、引战舱3、舵机舱6、控制舱7、增程发动机9、飞行发动机10及尾翼12组件从头部到尾顺次连接构成制导弹体，位于火箭筒外部的火箭弹弹体为超口径舱段，导引头、引战舱3、舵机舱6、控制舱7、增程发动机9均位于弹体前部超口径段。
38.导引头采用红外导引头2，用于感受目标辐射，自动测量并输出目标的运动参数。
还可以采用激光半主动导引头或电视导引头或毫米波导引头。导引头外设置风帽1。
39.引战舱3由外部壳体、引信、安保机构、导爆管和战斗部组成。
40.舵机舱6内包括传动机构、电机、驱动器，驱动器接收控制舱7给出的弹体控制指令控制电机工作，由电机驱动传动机构带动舵片动作产生控制力和控制力矩，从而使得火箭弹向目标飞行。
41.如图6、图7所示，旋转折叠舵片4包括舵面27、舵面连接螺钉28、舵轴29、固定螺钉30、转动轴31、紧定螺钉37、定位销32、顶片33、顶丝35、弹簧ⅰ34、弹簧ⅱ22、定位轴21及移动座36。
42.移动座36内部沿轴向设置通孔，移动座36顶端用于连接舵面27，底端用于与舵机舱6的安装槽配合安装，如图8、图9所示，通孔顶端内壁上设有轴向长度不同的两对固定槽，分别为一对长固定槽38、一对短固定槽40，对应折叠和展开两个状态，两个长固定槽38相对设置，两个短固定槽40相对设置，且相邻两个长固定槽38、短固定槽40与轴心连线的夹角呈90
°
；同时，移动座36上端设有径向通孔和贯穿端部的凹槽39，凹槽39的开放端位于移动座36顶端端面，短固定槽40顶端低于凹槽39底端，长固定槽38顶端高于凹槽39底端；径向通孔用于与紧定螺钉37配合；在一优选实施例中，径向通孔设置在短固定槽40上方，凹槽39与径向通孔相对。
43.移动座36外圆周设有环形凸台，环形凸台上设有两个盲孔，且两个盲孔位于同一径向方向；盲孔内由内向外依次设有弹簧ⅱ22及定位轴21。移动座36通孔底端内部安装顶丝35，通孔底端与堵螺20螺纹连接。
44.舵轴29为u形叉结构，舵面27通过舵面连接螺钉28固定在u形叉开口端，u形叉封闭端通过固定螺钉30与转动轴31一端固定连接，固定螺钉30轴线方向平行于转动轴31轴线，转动轴31轴线方向平行于舵面27，转动轴31另一端通过定位销32与移动座36通孔配合，定位销32与移动座36轴向方向垂直，且转动轴31另一端端部安装的顶丝35将顶片33、弹簧ⅰ34压装在移动座36通孔内。
45.如图10所示，当舵面27处于折叠状态时，转动轴31水平放置在移动座36顶端凹槽39内，此时转动轴31轴线与移动座36轴线垂直，同时转动轴31在弹簧ⅰ34作用下由定位销32定位在长固定槽38顶端，并由紧定螺钉37限位；当舵面27处于展开状态时，转动轴31轴线与移动座36轴线平行，转动轴31在弹簧ⅰ34作用下由定位销32定位在短固定槽40顶端，并由紧定螺钉37限位。
46.旋转折叠舵片4由折叠状态转变为展开状态时，先将紧定螺钉37拧松，接着翻转舵面27以及转动轴31，使其与移动座36轴线平行，然后往下压舵面27，使定位销32离开长固定槽38，接着将舵面27旋转90
°
，使定位销32处于短固定槽40处，接着松开舵面27，在弹簧ⅰ34的作用下时定位销32弹入短固定槽40内，完成舵片折叠旋转的功能。
47.旋转折叠舵片4安装在舵机舱6上，且位置可调；舵机舱6上设有滑动轨道5，旋转折叠舵片4沿滑动轨道5移动到初始位置15、近程作战位置16或远程作战位置17。
48.如图2所示，滑动轨道5为丁字形轨道，水平轨道18与弹体轴线平行，竖直轨道19与弹体轴线垂直；水平轨道18两端分别为近程作战位置16和远程作战位置17，且近程作战位置16远离弹体头部；竖直轨道19远离交叉点的端部为初始位置15。旋转折叠舵片4折叠时在初始位置15锁定，旋转折叠舵片4展开后在近程作战位置16或远程作战位置17锁定，使得飞
行过程中舵面27压心与弹体质心位于同一弹体截面上。
49.舵机舱6的初始位置15、近程作战位置16或远程作战位置17均设有连通舱体外部的阶梯通孔，用于与移动座36上的盲孔配合。
50.移动座36安装在舵机舱6的安装槽(安装槽即为滑动轨道5)内时，环形凸台外圆周面与安装槽内壁面接触，即安装槽内壁面a面23与环形凸台外圆周面b面24贴合，如图3(a)、3(b)、图3(c)所示，旋转折叠舵片4在初始位置15锁定时，盲孔与舵机舱6初始位置15的阶梯通孔相对，定位轴21在弹簧ⅱ22作用下弹出限位在盲孔与阶梯通孔大径部分，由堵螺20限制移动座36不会绕定位轴21转动，完成锁定；旋转折叠舵片4在近程作战位置16或远程作战位置17锁定时，盲孔与舵机舱6近程作战位置16或远程作战位置17的阶梯通孔相对，定位轴21在弹簧ⅱ22作用下弹出限位在盲孔与阶梯通孔大径部分，此时，环形凸台底面与舵机舱6安装槽底面接触限制移动座36的转动完成锁定。
51.调整旋转折叠舵片4位置时，当其展开再旋转90
°
到位后，用顶针从舵机舱6舱体外部通过阶梯通孔小径部分处顶住定位轴21，将其压缩，在压缩到一定位置时，定位轴21从阶梯通孔处脱离，如图4(a)、4(b)、图4(c)所示，然后沿着竖直轨道19向下移动。当定位轴21移动到水平轨道18处时，移动结束，此时移动座36环形凸台底面c面25与安装槽底面d面26相贴合，移动座36完全沉入舵机舱6安装槽内。接着整个旋转折叠舵片4在定位轴21的作用下沿着水平轨道18移动，可分别移动至近程作战位置16或远程作战位置17。在整个旋转折叠舵片4通过定位轴21在水平轨道18上移动时，当定位轴21通过近程作战位置16或远程作战位置17的阶梯通孔时，定位轴21在弹簧ⅱ22弹力作用下弹出使其卡在阶梯通孔处，使整个机构锁紧，如图5(a)、5(b)、图5(c)所示。
52.控制舱7：包含外部壳体以及内部的滚转角测量装置13、弹载计算机8和弹上电源14。滚转角测量装置13由霍尔式地磁敏感传感器、信号解算电路组成，用于输出火箭弹在飞行过程中的滚转姿态角；弹载计算机8用于解算红外导引头2给出的目标运动参数，结合滚转角测量装置13给出的弹体控制指令；弹上电源14采用热电池，由发射过载激活，用于为弹上电气系统供电。
53.增程发动机9：由壳体、布置于发动机壳体两侧的喷管、增程推进剂、点火药包和延时点火具组成，采用发射过载激活延时点火具的点火方式，实现延时点火；增程发动机9为飞行弹体提供持续推力，以保证弹体平台具备5000m以上的飞行能力。近程作战时，增程发动机9不工作；远程作战时，控制舱7根据目标距离设定增程发动机9的点火时间，为制导弹体提供增程所需推力。
54.飞行发动机10：用于在弹体平台发射后为弹体平台提供一级增速。
55.尾翼12组件由尾杆11和尾翼12组成，用于稳定火箭弹飞行状态。
56.地面火控仪：用于发射前为制导弹装定相应信息。
57.工作原理：
58.射手进入阵地后，根据目标距离选择增程发动机9“近程”或者“远程”工作模式，同时将目标距离等参数并通过地面火控仪装定至制导弹体平台，由目标距离等参数决定增程发动机9的点火时间。在一实施例中，如果目标处于1500—5000m射程，属于远程工作模式，则在飞行过程中增程发动机9工作，全弹质心前移，地面装定参数时应将舵面27向弹体头部方向滑动锁紧。如果目标处于1500m射程以内，则增程发动机9不需工作，全弹质心基本保持
不变，地面装定参数时应将舵面27应向弹体尾部方向滑动锁紧。然后将制导弹体装入火箭筒，将火箭筒置于肩上，通过地面火控仪的白光/红外瞄准通道搜索和瞄准目标，稳定瞄准后，射手扣动扳机，点燃火箭弹发射药。发射药点燃后产生的高压气体作用在弹体上，将制导火箭弹推出火箭筒。同时弹上控制模块中的热电池在发射过载的作用下激活。导弹飞行过程中由弹载计算机8根据装定的参数设定增程发动机9工作点火时间，确保飞行弹道末端导弹舵面27压心与质心严格在同一弹体截面上，实现末端比例导引，精确击中目标。
59.综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。