CN113091523A - 一种火工抛离式反安定翼 - Google Patents

一种火工抛离式反安定翼 Download PDF

Info

Publication number
CN113091523A
CN113091523A CN202110395350.2A CN202110395350A CN113091523A CN 113091523 A CN113091523 A CN 113091523A CN 202110395350 A CN202110395350 A CN 202110395350A CN 113091523 A CN113091523 A CN 113091523A
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
mounting seat
airfoil
actuator
actuating shaft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202110395350.2A
Other languages
English (en)
Inventor
边园园
卢山
胡大庆
王永平
王蓉晖
雷奔
吴振祥
吴敏
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xian Aerospace Propulsion Institute
Original Assignee
Xian Aerospace Propulsion Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Xian Aerospace Propulsion Institute filed Critical Xian Aerospace Propulsion Institute
Priority to CN202110395350.2A priority Critical patent/CN113091523A/zh
Publication of CN113091523A publication Critical patent/CN113091523A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42AMMUNITION; BLASTING
    • F42BEXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/02Stabilising arrangements
    • F42B10/14Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明提供一种火工抛离式反安定翼,安装在飞行器头部,能够降低了环境风对飞行器初始阶段的影响,实现无控飞行器弹道的精确控制。火工抛离式反安定翼,包括:翼面组件和火工作动器;翼面组件包括:翼面和安装座。其中火工作动器安装于飞行器的舱体内壁,火工作动器的作动轴伸出舱外后与安装座相连,安装座上具有两个翼面安装座槽,两个翼面分别固定在两个翼面安装座槽内;翼面为反安定面;火工作动器在预设的点火时序的控制下工作,飞行器飞行至预定时刻时,火工作动器工作,使翼面组件与舱体分离。

Description

一种火工抛离式反安定翼
技术领域
发明涉及一种反安定翼,具体涉及一种飞行器的火工抛离式反安定翼,属于飞行器设计技术领域。
背景技术
无控飞行器的弹道(特别是主动段飞行弹道)受环境风的影响较大,在有风的情况下,飞行器的主动段终点的位置矢量和速度矢量均会偏离标称值。
为减小环境风对弹道的影响,对于无控飞行器,最常用的方法是采用风修方法,根据实测的风场气象参数,修正飞行器的发射角和方位角。《火箭弹射表风修计算研究》(弹箭与制导学报,2001年第21卷第3期)对无控火箭弹的风修原理进行了介绍,并介绍了采用计算机软件射表法实现风修和弹道预示。
传统的风修方法是通过测量发射现场环境风场,采用弹道计算获取该风场对无控火箭弹飞行偏差的影响量,并根据该影响量计算出发射极角度预先补偿量,通过该补偿量抵消发射环境风场对无控火箭弹的影响,可见,传统的风修方法是一种被动的预补偿方式。
因此,传统的风修方法存在以下缺陷:
1、实时性差异
从风场测量、风修计算、发射瞄准道完成点火发射,总是存在时间差异,而发射现场环境风场是动态变化的,尤其在风速较大时,造成风修效果大打折扣,甚至不能满足飞行要求。
2、风场数据一致性差异大
首先,目前通过探空球、测风雷达等测量设备获取的发射环境风场数据是一定高度以上,一定时段内的平均结果,不能有效反应风场的瞬态变化情况,尤其地面风场受发射点地表情况影响变化更为复杂,而且风对无控火箭弹飞行偏差的主要影响区域主要在火箭弹起飞的初始段;因此,风场测量数据与实际情况的差异也对风修效果造成较大影响。
发明内容
有鉴于此,本发明提供一种火工抛离式反安定翼,安装在飞行器头部,能够降低了环境风对飞行器初始阶段的影响,实现无控飞行器弹道的精确控制。
所述的火工抛离式反安定翼,包括:翼面组件和火工作动器;所述翼面组件包括:翼面和安装座;
所述火工作动器安装于飞行器的舱体内壁,所述火工作动器的作动轴伸出舱外后与所述安装座相连,
所述安装座上具有两个翼面安装座槽,两个翼面分别固定在两个翼面安装座槽内;
所述翼面为反安定面;所述火工作动器在预设的点火时序的控制下工作,飞行器飞行至预定时刻时,所述火工作动器工作,使所述翼面组件与所述舱体分离。
作为本发明的一种优选方式:还包括限位罩;通过所述限位罩实现所述安装座与所述火工作动器作动轴的连接;
所述火工作动器的作动轴伸出舱外后,首先将所述安装座套装在所述火工作动器的作动轴上,并在所述作动轴上螺纹连接一个螺母,然后将所述限位罩套在作动轴上,最后在所述作动轴伸出限位罩的部分再螺纹连接一个螺母,通过两个螺母压紧限位罩;所述限位罩与所述安装座固接。
作为本发明的一种优选方式:所述安装座为与所述舱体外壁面匹配的弧形结构,穿过火工作动器的作动轴后贴合在舱体外壁面上。
作为本发明的一种优选方式:所述限位罩为与所述安装座弧度一致的弧形结构。
作为本发明的一种优选方式:在飞行器头部舱体的外壁面上对称安装两个反安定翼,使四个所述翼面沿飞行器舱体圆周方向均匀间隔分布。
有益效果:
(1)在飞行器头部位置安装该反安定翼机构,能够减小环境风对飞行器初始阶段的影响,降低飞行器飞行低速段静稳定度,进而减小环境风对弹道的影响,由此能够大大降低环境风对飞行器初始阶段的影响,实现无控飞行器弹道的精确控制;而飞行器飞行至预定时刻时,火工作动器工作,反安定面抛离,飞行器恢复原气动外形状态。
(2)设计了火工抛离机构,能够在飞行过程中实现反安定翼的分离,恢复飞行器的气动外形状态。
(3)采用限位罩和螺母结构,使火工作动器的冲量带动两组翼面组件快速运动,提高了抛离效率和抛离可靠性。
附图说明
图1和图2为安装有本发明反安定翼的飞行器的结构示意图;
图3为本发明的火工抛离式反安定翼装配示意图;
图4为反安定翼抛离过程示意图。
其中:1-翼面,2-安装座,3-限位罩,4-螺母,5-火工作动器,6-舱体,7-反安定翼,8-翼面组件
具体实施方式
下面结合附图并举实施例,对本发明进行详细描述。
本实施例提供一种火工抛离式反安定翼,能够降低飞行器飞行低速段静稳定度,进而减小环境风对弹道的影响;飞行器飞行至预定时刻时,反安定面抛离,飞行器恢复原气动外形状态;由此能够大大降低环境风对飞行器初始阶段的影响,实现无控飞行器弹道的精确控制。
如图1-图3所示,在飞行器头部舱体6的外壁面上对称安装两个反安定翼7,每个反安定翼7包括:翼面组件8和火工作动器5;其中翼面组件8包括:翼面1、安装座2、限位罩3和螺母4。
火工作动器5安装于飞行器的舱体6内壁,火工作动器5的作动轴通过舱体6上的开孔伸出舱外;通过火工作动器5实现反安定翼7的固定和抛离。安装座2为与舱体6外壁面匹配的弧形结构,穿过火工作动器5的作动轴后贴合在舱体6外壁面上;在安装座2的外侧固接限位罩3,通过限位罩3将作动轴对安装座2的集中力转化为分布力,具体的:限位罩3为与安装座2弧度一致的弧形结构,首先在作动轴上螺纹连接一个螺母4,用于传递分离力,然后将限位罩3套在作动轴上,并将限位罩3与安装座2固接,最后在作动轴伸出限位罩3的部分再螺纹连接一个螺母4,通过该螺母4压紧限位罩3,从而通过限位罩3将安装座2压紧在舱体6外壁面上。限位罩3用于传递螺母4的固定力,将集中力转化为分布力,限制反安定翼发生错动或转动。
安装座2上设计有两个翼面安装座槽,通过连接件将两个翼面1分别固定在两个翼面安装座槽内。由此,两个反安定翼7安装完成后,四个翼面1沿飞行器舱体6圆周方向均匀间隔分布。
四个翼面1作为反安定面,用于减小环境风对飞行器初始阶段的影响;火工作动器5在预设的点火时序的控制下工作,飞行器飞行至预定时刻时,火工作动器5工作,其作动轴在火工品的作用下沿径向向外推出,翼面组件8失去约束,并在限位罩3下的螺母4带动下一起运动,实现与舱体的分离,恢复原飞行器气动外形状态,保证飞行器飞行过程的稳定性,如图4所示。通过采用火工抛离式反安定翼机构,大大降低了环境风对飞行器初始阶段的影响,实现无控飞行器弹道的精确控制。
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。

Claims (5)

1.一种火工抛离式反安定翼,其特征在于:包括:翼面组件(8)和火工作动器(5);所述翼面组件(8)包括:翼面(1)和安装座(2);
所述火工作动器(5)安装于飞行器的舱体(6)内壁,所述火工作动器(5)的作动轴伸出舱外后与所述安装座(2)相连,
所述安装座(2)上具有两个翼面安装座槽,两个翼面(1)分别固定在两个翼面安装座槽内;
所述翼面(1)为反安定面;所述火工作动器(5)在预设的点火时序的控制下工作,飞行器飞行至预定时刻时,所述火工作动器(5)工作,使所述翼面组件(8)与所述舱体(6)分离。
2.如权利要求1所述的火工抛离式反安定翼,其特征在于:还包括限位罩(3);通过所述限位罩(3)实现所述安装座(2)与所述火工作动器(5)作动轴的连接;
所述火工作动器(5)的作动轴伸出舱外后,首先将所述安装座(2)套装在所述火工作动器(5)的作动轴上,并在所述作动轴上螺纹连接一个螺母,然后将所述限位罩(3)套在作动轴上,最后在所述作动轴伸出限位罩(3)的部分再螺纹连接一个螺母,通过两个螺母压紧限位罩(3);所述限位罩(3)与所述安装座(2)固接。
3.如权利要求2所述的火工抛离式反安定翼,其特征在于:所述安装座(2)为与所述舱体(6)外壁面匹配的弧形结构,穿过火工作动器(5)的作动轴后贴合在舱体(6)外壁面上。
4.如权利要求3所述的火工抛离式反安定翼,其特征在于:所述限位罩(3)为与所述安装座(2)弧度一致的弧形结构。
5.如权利要求1所述的火工抛离式反安定翼,其特征在于:在飞行器头部舱体(6)的外壁面上对称安装两个反安定翼(7),使四个所述翼面(1)沿飞行器舱体(6)圆周方向均匀间隔分布。
CN202110395350.2A 2021-04-13 2021-04-13 一种火工抛离式反安定翼 Pending CN113091523A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110395350.2A CN113091523A (zh) 2021-04-13 2021-04-13 一种火工抛离式反安定翼

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110395350.2A CN113091523A (zh) 2021-04-13 2021-04-13 一种火工抛离式反安定翼

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN113091523A true CN113091523A (zh) 2021-07-09

Family

ID=76676772

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110395350.2A Pending CN113091523A (zh) 2021-04-13 2021-04-13 一种火工抛离式反安定翼

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113091523A (zh)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3076798B1 (ja) * 1999-05-27 2000-08-14 三菱電機株式会社 誘導飛しょう体
CN105033689A (zh) * 2015-09-15 2015-11-11 沈阳飞机工业(集团)有限公司 一种新型定力压板装置
CN105865271A (zh) * 2016-05-27 2016-08-17 中国人民解放军国防科学技术大学 一种采用快速充气弹翼的便携式导弹
CN109163622A (zh) * 2018-08-31 2019-01-08 西安航天动力技术研究所 一种探空火箭可抛式反安定翼机构
CN209375088U (zh) * 2019-02-18 2019-09-10 马鞍山市恒大线路器材有限公司 一种拉线抱箍变径联接件
CN112319768A (zh) * 2020-11-12 2021-02-05 西安长峰机电研究所 一种嵌入式折叠翼机构

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3076798B1 (ja) * 1999-05-27 2000-08-14 三菱電機株式会社 誘導飛しょう体
CN105033689A (zh) * 2015-09-15 2015-11-11 沈阳飞机工业(集团)有限公司 一种新型定力压板装置
CN105865271A (zh) * 2016-05-27 2016-08-17 中国人民解放军国防科学技术大学 一种采用快速充气弹翼的便携式导弹
CN109163622A (zh) * 2018-08-31 2019-01-08 西安航天动力技术研究所 一种探空火箭可抛式反安定翼机构
CN209375088U (zh) * 2019-02-18 2019-09-10 马鞍山市恒大线路器材有限公司 一种拉线抱箍变径联接件
CN112319768A (zh) * 2020-11-12 2021-02-05 西安长峰机电研究所 一种嵌入式折叠翼机构

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2212198B1 (en) VTOL unamnned aircaft and method of flying the same
CN214701950U (zh) 一种空地式靶弹
CN108955423B (zh) 一种具有导流进气结构的非火工品导弹
WO2023070787A1 (zh) 一种空投式森林灭火弹
CN111121544A (zh) 一种毁伤效能快速评估的精确制导炸弹靶弹
CN114323713B (zh) 可重复使用飞行试验抛撒平台***
CN104897006A (zh) 一种靶机气动布局
CN112649171B (zh) 一种机弹同时分离模拟的轨迹捕获***
CN204514195U (zh) 一种高速巡航式靶弹
CN113091523A (zh) 一种火工抛离式反安定翼
Barrett Adaptive aerostructures: the first decade of flight on uninhabited aerial vehicles
CN105486177A (zh) 一种能实现大机动的靶机
US2879999A (en) Aerial tow target
CN204730759U (zh) 一种靶机气动布局
CN1523318A (zh) 末敏弹药和飞行器用的气动十字旋翼和环形尾翼
CN110567326B (zh) 一种固定翼-旋翼复合无人机
CN110595293B (zh) 一种固定翼-旋翼复合无人机的工作方法
CN109269363B (zh) 一种飞翼布局单兵手掷式巡飞弹
JP5656573B2 (ja) 飛翔体及び飛翔体の飛行方法
Dildy et al. F-86 Sabre vs MiG-15: Korea 1950–53
CN115200421A (zh) 一种空地式靶弹
CN110550202B (zh) 一种飞行器用双向调节旋翼
CN107128486A (zh) 一种携灭火发射装置的变轴距无人机机构
CN207712284U (zh) 一种巡航靶弹机翼及连接结构
Begin The Northrop flying wing prototypes

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20210709