CN110966897A - 一种火箭弹的尾翼及其设计方法 - Google Patents

一种火箭弹的尾翼及其设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种火箭弹的尾翼及其设计方法，涉及航天设备技术领域，该装置包括翼片，所述翼片为四边形，所述翼片包括位于其中一组对边上的梢弦和根弦以及位于另外一组对边上的前缘和后缘，所述梢弦的长度D1与所述翼片的根弦的长度D2之间满足D1≥1.2D2，且所述根弦位于所述梢弦的竖直投影面内，所述梢弦相对所述根弦倾斜设置，且所述梢弦靠近所述前缘的第一后掠角
Figure DDA0002324440850000011
为60°～85°，所述前缘靠近所述根弦的第一前掠角
Figure DDA0002324440850000012
大于所述后缘靠近所述根弦的第二后掠角
Figure DDA0002324440850000013
本发明提供的火箭弹的尾翼及其设计方法，在不影响火箭弹其他参数的情况下通过减小尾翼的面积从而有效的提高了火箭弹的稳定性。

Description

一种火箭弹的尾翼及其设计方法
技术领域
本发明涉及航天设备技术领域，具体涉及一种火箭弹的尾翼及其设计方法。
背景技术
火箭弹是一种依靠火箭发动机所产生的推力为动力，完成规定作战任务的无控或有控弹药，火箭弹由于要完成各种不同的战斗任务，因而种类繁多，一般由引信、战斗部、火箭发动机、稳定装置和导向装置等几部分组成。其中稳定装置是使火箭弹能够按预定的姿态及弹道在空中稳定飞行的关键部件，按照飞行稳定原理的不同，稳定装置可分为涡轮式稳定装置和尾翼式稳定装置两类。涡轮式稳定装置是利用火箭发动机的多个倾斜喷管产生的导转力矩使火箭弹绕纵轴高速旋转，利用陀螺效应使火箭弹稳定飞行；尾翼式稳定装置是在火箭弹的尾部安装尾翼，飞行时空气动力产生稳定力矩，从而使火箭弹能够稳定飞行。
尾翼作为保证弹体飞行稳定性的重要部件之一，近年来研究人员对其进行了不断的改进。目前火箭弹的旋转尾段大多采用三角翼、梯形翼、卷弧翼等气动外形，如图3所示的梯形尾翼以及图4所示的双后掠尾翼，由于大长细比火箭弹往往受到筒/箱的径向尺寸约束，尾翼较小且火箭弹尺寸较长，因此使得尾段翼上产生的稳定力相对较小，火箭弹稳定性较差。随着航天技术的进步，火箭弹的射程要求越来越大，最大长细比能够达到20甚至30以上，而尾翼所受的约束越来越严格，尺寸越来越小，这就对火箭弹尾翼提出了更高的稳定性要求。
发明内容
针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种火箭弹的尾翼及其设计方法，在不影响火箭弹其他参数的情况下通过减小尾翼的面积从而有效的提高了火箭弹的稳定性。
为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：
翼片，所述翼片为四边形，所述翼片包括位于其中一组对边上的梢弦和根弦以及位于另外一组对边上的前缘和后缘，所述梢弦的长度D1与所述翼片的根弦的长度D2之间满足D1≥1.2D2，且所述根弦位于所述梢弦的竖直投影面内。
在上述技术方案的基础上，所述梢弦相对所述根弦倾斜设置，且所述梢弦靠近所述前缘的第一后掠角
Figure BDA0002324440830000021
为60°～85°。
在上述技术方案的基础上，所述前缘靠近所述根弦的第一前掠角
Figure BDA0002324440830000022
大于所述后缘靠近所述根弦的第二后掠角
Figure BDA0002324440830000023
在上述技术方案的基础上，所述梢弦靠近所述后缘的一端与所述根弦所在的水平面的距离为140mm。
在上述技术方案的基础上，所述根弦的长度D2为210mm。
在上述技术方案的基础上，所述梢弦的长度D1为330mm。
另一方面，本发明还提供一种火箭弹的尾翼的设计方法，本发明的目的在于提供一种火箭弹的尾翼及其设计方法，在不影响火箭弹其他参数的情况下通过减小尾翼的面积从而有效的提高了火箭弹的稳定性。
为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：
配置梢弦的长度D1和根弦的长度D2，使D1≥1.2D2，并将所述根弦设于所述梢弦的竖直投影面内。
在上述技术方案的基础上，将所述梢弦相对所述根弦倾斜设置，使所述梢弦靠近所述前缘的第一后掠角
Figure BDA0002324440830000031
为60°～85°。
在上述技术方案的基础上，配置所述前缘靠近所述根弦的第一前掠角
Figure BDA0002324440830000032
和所述后缘靠近所述根弦的第二后掠角
Figure BDA0002324440830000033
满足
Figure BDA0002324440830000034
在上述技术方案的基础上，将所述根弦的长度D2配置为210mm。
与现有技术相比，本发明的优点在于：
本发明提供的一种火箭弹的尾翼，其具体包括翼片，翼片的梢弦的长度D1与翼片的根弦的长度D2之间满足D1≥1.2D2，且根弦位于梢弦的竖直投影面内，梢弦相对根弦倾斜设置，且梢弦靠近前缘的第一后掠角
Figure BDA0002324440830000035
为60°～85°，本尾翼通过改变梢弦和根弦的长度，降低了尾翼上的受力低效部分的面积，增加了尾翼上受力高效部分的面积，梢弦角度的改变在确保能增大梢弦的长度的同时，减少了由此改动后尾翼产生的阻力，另外，第一前掠角
Figure BDA0002324440830000036
大于0且大于第二后掠角
Figure BDA0002324440830000037
能进一步提高尾翼的梢弦周围翼面的受力效率。本尾翼的面积相比于之前的尾翼面积变小，在保持火箭弹气动性能基本不变的前提下，利用比常规尾翼更小的面积，能够改善具有大范围飞行工况的火箭弹的稳定性，且飞行攻角越大效果越明显，由于整体尺寸较小，也容易满足各类火箭弹的严酷约束条件，具有较好的实用性。
附图说明
图1为本发明实施例中的火箭弹的尾翼的结构示意图；
图2为本发明实施例中的火箭弹的尾翼在使用时的示意图；
图3为常规的梯形尾翼示意图；
图4为常规的双后掠尾翼示意图。
图中：1-翼片，10-梢弦，11-根弦，12-前缘，13-后缘。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例作进一步详细说明。
参见图1所示，本发明实施例提供一种火箭弹的尾翼，包括翼片1，翼片1为四边形，翼片1包括位于其中一组对边上的梢弦10和根弦11，以及位于另外一组对边上的前缘12和后缘13，梢弦10的长度D1与翼片1的根弦11的长度D2之间满足D1≥1.2D2，且根弦11位于梢弦10的竖直投影面内。具体的，根弦11用于与火箭弹的弹体连接固定，如图3-4可知，常规的梯形尾翼或双后掠尾翼的根弦长度均大于梢弦长度，这使得火箭弹在飞行时，尾翼上的受力低效部分的面积较大，相应的，受力高效部分的面积则较小，不利于各种飞行状态下火箭弹本身的稳定性。本尾翼中梢弦10的长度D1与根弦11的长度D2之间满足D1≥1.2D2，通过减小根弦11的长度，增加梢弦10的长度，从而在火箭弹飞行时，减少尾翼上受力低效部分的面积，增加受力高效部分的面积。
参见图1-图2所示，由于根弦11始终位于梢弦10的竖直投影面内，因此，前缘12靠近根弦11的第一前掠角
Figure BDA0002324440830000041
与后缘13靠近根弦11的第二后掠角
Figure BDA0002324440830000042
均大于90°，且第一前掠角
Figure BDA0002324440830000043
大于第二后掠角
Figure BDA0002324440830000044
其中，在结构强度允许的情况下，尽量增大第一前掠角
Figure BDA0002324440830000045
以此进一步提高尾翼的梢弦10周围翼面的受力效率，达到提高火箭弹稳定性的作用。
参见图1-图2所示，梢弦10相对根弦11倾斜设置，且梢弦10靠近前缘12的第一后掠角
Figure BDA0002324440830000046
为60°～85°，梢弦10角度的改变在确保能增大梢弦10的长度的同时，减少了由此改动后尾翼产生的阻力，另外，梢弦10往靠近根弦11的方向倾斜后，尾翼的总面积相比于之前常规的尾翼的面积变小了，在保持火箭弹气动性能基本不变的前提下，利用比常规尾翼更小的面积，能够较好的改善具有大范围飞行工况的火箭弹的稳定性，且飞行攻角越大时效果越明显。
具体的，一般大长细比火箭弹弹身使用“锥+等直段”的外形设计，长细比为20.5，头锥的长度为底端直径的3倍，梢弦10靠近后缘13的一端与根弦11所在的水平面的距离为140mm，根弦11的长度D2为210mm，梢弦10的长度D1为330mm，第一后掠角
Figure BDA0002324440830000051
为82°，本尾翼整体的面积为常规梯形尾翼面积的86.5％左右。其中，梢弦10和根弦11的等长度参数可以根据实际的火箭弹的大小和使用环境进行缩小或放大，满足角度大小以及长度关系即可。
具体的，参见下表1所示，与相同火箭弹飞行状态的稳定性进行对比分析，当将尾翼改为本尾翼的反梯形后掠尾翼后，火箭弹的压心相对位置变化范围减少3％左右，压心位置确定后，虽然尾翼的总面积减小，但静稳定度能提高了13％左右，且随飞行攻角的变化，压心的变化较小，利于控制飞行时的稳定性。在受力方面，由于尾翼的尺寸相较整个火箭弹的体积占比很小，因此改变尾翼的外形对火箭弹的受力没有明显的影响。
表1压心相对位置及稳定度变化对比表
尾端翼型 压心范围 变化范围大小 稳定度相对变化
常规的梯形尾翼(图3) 0.36～0.59 0.230 /
双后掠尾翼(图4) 0.365～0.595 0.230 0％
反梯形后掠尾翼(图4) 0.365～0.565 0.200 +13％
本尾翼通过改变梢弦10和根弦11的长度，降低了尾翼上的受力低效部分的面积，增加了尾翼上受力高效部分的面积，梢弦10角度的改变在确保能增大梢弦10的长度的同时，减少了由此改动后尾翼产生的阻力，也减少了尾翼的面积，而第一前掠角
Figure BDA0002324440830000061
大于0且大于第二后掠角
Figure BDA0002324440830000062
进一步提高了尾翼的梢弦10周围翼面的受力效率。总的来说，本尾翼在保持火箭弹气动性能基本不变的前提下，利用比常规尾翼更小的面积，能够改善具有大范围飞行工况的火箭弹的稳定性，且飞行攻角越大效果越明显，由于整体尺寸较小，也容易满足各类火箭弹的严酷约束条件，具有较好的实用性。
本发明还提供了一种火箭弹的尾翼的设计方法，该方法具体为：根据总体设计的要求、安装空间、结构强度及工程经验等方面，总体提出对火箭弹的要求，然后根据火箭弹的约束条件，确定尾翼的梢弦10、根弦11等尺寸，配置梢弦10的长度D1和根弦11的长度D2，使D1≥1.2D2，并将根弦11设于梢弦10的竖直投影面内；将梢弦10相对根弦11倾斜设置，使梢弦10靠近前缘12的第一后掠角
Figure BDA0002324440830000063
为60°～85°；配置前缘12靠近根弦11的第一前掠角
Figure BDA0002324440830000064
和后缘13靠近根弦11的第二后掠角
Figure BDA0002324440830000065
满足
Figure BDA0002324440830000066
将梢弦10靠近后缘13的一端与根弦11所在的水平面的距离配置为140mm，将根弦11的长度D2配置为210mm，梢弦10的长度D1配置为330mm，第一后掠角
Figure BDA0002324440830000067
配置为82°。其中，梢弦10和根弦11的等长度或角度参数可以根据实际的火箭弹的大小和使用环境进行缩小或放大，满足角度大小以及长度关系即可。
本发明不仅局限于上述最佳实施方式，任何人在本发明的启示下都可得出其他各种形式的产品，但不论在其形状或结构上作任何变化，凡是具有与本发明相同或相近似的技术方案，均在其保护范围之内。

Claims (10)

1.一种火箭弹的尾翼，其特征在于，其包括：翼片(1)，所述翼片(1)为四边形，所述翼片(1)包括位于其中一组对边上的梢弦(10)和根弦(11)以及位于另外一组对边上的前缘(12)和后缘(13)，所述梢弦(10)的长度D1与所述翼片(1)的根弦(11)的长度D2之间满足D1≥1.2D2，且所述根弦(11)位于所述梢弦(10)的竖直投影面内。
2.如权利要求1所述的一种火箭弹的尾翼，其特征在于：所述梢弦(10)相对所述根弦(11)倾斜设置，且所述梢弦(10)靠近所述前缘(12)的第一后掠角
Figure FDA0002324440820000011
为60°～85°。
3.如权利要求1所述的一种火箭弹的尾翼，其特征在于：所述前缘(12)靠近所述根弦(11)的第一前掠角
Figure FDA0002324440820000012
大于所述后缘(13)靠近所述根弦(11)的第二后掠角
Figure FDA0002324440820000013
4.如权利要求1所述的一种火箭弹的尾翼，其特征在于：所述梢弦(10)靠近所述后缘(13)的一端与所述根弦(11)所在的水平面的距离为140mm。
5.如权利要求1所述的一种火箭弹的尾翼，其特征在于：所述根弦(11)的长度D2为210mm。
6.如权利要求1所述的一种火箭弹的尾翼，其特征在于：所述梢弦(10)的长度D1为330mm。
7.一种如权利要求1所述的火箭弹的尾翼的设计方法，其特征在于：配置梢弦(10)的长度D1和根弦(11)的长度D2，使D1≥1.2D2，并将所述根弦(11)设于所述梢弦(10)的竖直投影面内。
8.如权利要求7所述的一种火箭弹的尾翼的设计方法，其特征在于：将所述梢弦(10)相对所述根弦(11)倾斜设置，使所述梢弦(10)靠近所述前缘(12)的第一后掠角
Figure FDA0002324440820000021
为60°～85°。
9.如权利要求7所述的一种火箭弹的尾翼的设计方法，其特征在于：配置所述前缘(12)靠近所述根弦(11)的第一前掠角
Figure FDA0002324440820000022
和所述后缘(13)靠近所述根弦(11)的第二后掠角
Figure FDA0002324440820000023
满足
Figure FDA0002324440820000024
10.如权利要求7所述的一种火箭弹的尾翼的设计方法，其特征在于：将所述根弦(11)的长度D2配置为210mm。
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