一种用于直升机靶机的双自由度转动角反射器的制作方法

本发明涉及旋翼类飞行器领域，特别是涉及一种用于直升机靶机的双自由度转动角反射器。

背景技术：

在现代战场上，隐身飞行器发挥着愈发重要的作用，直升机的作战能力、生存能力很大程度上与直升机的的雷达散射截面(radarcrosssection，rcs)相关。rcs是表征目标在雷达波照射下产生的回波强度大小的一种物理量，rcs越大，则目标越容易被敌方雷达发现，生存能力越弱。在实战演练中，直升机靶机rcs模拟应符合实战直升机rcs要求，因此，对直升机靶机rcs的模拟技术对现代战争意义重大。通常情况下，实战演练若要以某一型直升机为攻击目标，则需要尽量模拟出其(各方位)rcs，但考虑经济因素、工艺技术等各方面限制，制造全尺寸直升机靶机难度较大，因此，如何增大缩比直升机靶机在头向某些角域的rcs，使其在头向方位角内接近全尺寸靶机的rcs成为目前亟待解决的问题。

技术实现要素：

基于此，有必要提供一种用于直升机靶机的双自由度转动角反射器，在缩比直升机靶机上挂载这样一种可以在两个自由度内围绕某一点转动的角反射器，增大缩比直升机靶机在头向某些角域的rcs，使其在头向方位角内接近全尺寸靶机的rcs。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种用于直升机靶机的双自由度转动角反射器，包括：角反射器三面板、弧形支撑架和转动传动装置；所述弧形支撑架穿过所述角反射器三面板，且与所述角反射器三面板转动连接；所述弧形支撑架与所述角反射器三面板的连接点为转动顶点；

所述角反射器三面板包括三块面板，三块所述面板之间边与边互连呈设定角度且相交于一点；三块所述面板之间的交点与直升机靶机原型机的机头转动连接；

所述转动传动装置位于所述机头的内部；所述转动传动装置包括固定在所述机头内的水平旋转机构和固定在所述水平旋转机构上的竖直旋转机构；所述竖直旋转机构与所述角反射器三面板连接；所述水平旋转机构用于控制所述角反射器三面板在水平方向沿所述弧形支撑架旋转；所述竖直旋转机构用于控制所述角反射器三面板在竖直方向绕所述弧形支撑架旋转。

可选的，所述竖直旋转机构包括垂直外齿轮和与所述垂直外齿轮啮合的垂直内齿轮；所述水平旋转机构包括水平内齿轮和与所述水平内齿轮啮合的水平外齿轮；所述垂直内齿轮上固定所述角反射器三面板；所述垂直外齿轮固定在所述水平外齿轮上；所述垂直外齿轮转动带动所述垂直内齿轮在竖直方向绕转动顶点旋转，从而带动所述角反射器三面板在竖直方向绕所述弧形支撑架旋转；所述水平内齿轮固定连接在所述机头的内部，所述水平外齿轮转动从而带动所述角反射器三面板在水平方向沿所述弧形支撑架旋转。

可选的，所述用于直升机靶机的双自由度转动角反射器还包括双舵机模块；所述双舵机模块包括上舵机和下舵机；所述上舵机与所述垂直外齿轮电连接；所述下舵机与所述水平外齿轮电连接。

可选的，所述弧形支撑架的弯曲方向为远离所述机头的方向。

可选的，所述用于直升机靶机的双自由度转动角反射器还包括：夹板；所述垂直内齿轮通过所述夹板固定所述角反射器三面板。

可选的，三块所述面板之间互相呈90度角。

可选的，各所述面板均为正方形金属板。

可选的，所述垂直内齿轮和所述水平内齿轮均为弧形结构。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本发明提出了一种用于直升机靶机的双自由度转动角反射器。该双自由度转动角反射器包括：角反射器三面板、弧形支撑架和转动传动装置；弧形支撑架穿过角反射器三面板，且与角反射器三面板转动连接；角反射器三面板包括三块面板，三块面板之间边与边互连呈设定角度且相交于一点；三块面板之间的交点与直升机靶机原型机的机头转动连接；转动传动装置用于控制角反射器三面板在水平方向和竖直方向绕转动顶点旋转。在缩比直升机靶机上挂载一种可以在两个自由度内围绕某一点转动的角反射器，实现了角反射器的开口朝向可以在直升机头向范围内转动，这样可以增大靶机在头向某些角域的rcs，使其在头向方位角内接近全尺寸靶机的rcs，便于实战演练。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为直升机靶机原型机的结构图；

图2为挂载有角反射器的直升机靶机的结构图；

图3为挂载有角反射器的直升机靶机的主视图；

图4为本发明实施例提供的用于直升机靶机的双自由度转动角反射器的结构示意图；

图5为本发明实施例提供的角反射器三面板的结构示意图；其中，图5(a)为第一视角下的角反射器三面板的结构示意图，图5(b)为第二视角下的角反射器三面板的结构示意图；

图6为本发明实施例提供的弧形支撑架与角反射器三面板的连接位置的局部放大图；

图7为本发明实施例提供的转动传动装置的结构示意图；

图8为本发明实施例提供的转动传动装置的三视图；其中，图8(a)为转动传动装置的主视图，图8(b)为转动传动装置的侧视图，图8(c)为转动传动装置的俯视图；

图9为本发明实施例提供的用于直升机靶机的双自由度转动角反射器的三视图；其中，图9(a)为双自由度转动角反射器的主视图，图9(b)为双自由度转动角反射器的侧视图，图9(c)为双自由度转动角反射器的俯视图；

图10为本发明实施例中角反射器开口方向定义示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是在靶机头部挂载一种可以在双自由度内围绕某点转动的角反射器，通过舵机控制角反射器开口指向不同的转动角度，来改变靶机全机在不同的动态角域内的雷达散射截面(rcs)，以达到或接近靶机设计要求的rcs。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

在实战演练中常用直升机靶机模拟敌方目标，受到经济和工艺等因素制约，通常选择设计制造缩比直升机靶机。缩比直升机靶机的rcs在制造完成后已经固定，且相比较于实际直升机目标，其rcs存在一定差距。为了增大缩比靶机的rcs，使其(在某些方位角)达到或接近全尺寸靶机的rcs，达到更优的实战演练效果，本实施例提出在已有直升机靶机原准机模型机头处，挂载一种角反射器结构，此角反射器结构可以依靠放置于机头内部的旋转传动机构，围绕某点在三维空间中自由旋转，也即改变了角反射器开口的方向。当直升机靶机面对来自不同方位角的雷达波照射时，能够针对性地调整角反射器的开口方向，来增大靶机这些方位角的rcs。

本实施例提供的用于直升机靶机的双自由度转动角反射器，是一种用于改变直升机靶机rcs的双自由度转动角反射器。如图1-图8所示，在直升机靶机原型机1的机头挂载一个本实施例中的角反射器2，机头内放置角反射器2的旋转控制机构，角反射器2包括角反射器三面板3和弧形支撑架6。转动顶点位于弧形支撑架6与角反射器三面板3的连接点的位置，反射器三面板3可绕转动顶点在三维空间转动，能改变整个直升机靶机面对不同方位角雷达波照射时的rcs。直升机靶机原型机1的结构如图1所示，挂载有角反射器2的直升机靶机的结构图如图2所示，挂载有角反射器2的直升机靶机的主视图如图3所示。

参见图4，本实施例中的用于直升机靶机的双自由度转动角反射器，包括：角反射器三面板3、弧形支撑架6和转动传动装置5。所述弧形支撑架6穿过所述角反射器三面板3，且与所述角反射器三面板3转动连接；所述弧形支撑架6与所述角反射器三面板的连接点为转动顶点4。

参见图5，所述角反射器三面板3包括三块面板，三块所述面板之间边与边互连呈设定角度且相交于一点；三块所述面板之间的交点与直升机靶机原型机1的机头转动连接。双自由度转动角反射器2在使用时，其角反射器三面板3部分裸露于机头前侧，转动传动装置5隐藏于机头内，三块所述面板之间的交点在角反射器三面板3和机头相交的位置。转动顶点4可以虚拟为所述弧形支撑架6穿过所述角反射器三面板3的位置对应的圆形横截面的圆心。如图6所示。

参见图7-图8，所述转动传动装置5位于所述机头的内部；所述转动传动装置5包括固定在所述机头内的水平旋转机构和固定在所述水平旋转机构上的竖直旋转机构；所述竖直旋转机构与所述角反射器三面板3连接；所述水平旋转机构用于控制所述角反射器三面板3在水平方向沿所述弧形支撑架6旋转；所述竖直旋转机构用于控制所述角反射器三面板3在竖直方向绕所述弧形支撑架6(转动顶点4)旋转。

所述竖直旋转机构包括垂直外齿轮8和与所述垂直外齿轮8啮合的垂直内齿轮7；所述水平旋转机构包括水平内齿轮11和与所述水平内齿轮11啮合的水平外齿轮10；所述垂直内齿轮7上固定所述角反射器三面板3；所述垂直外齿轮8固定在所述水平外齿轮10上；所述垂直外齿轮8转动带动所述垂直内齿轮7在竖直方向绕转动顶点4旋转，从而带动所述角反射器三面板3在竖直方向绕所述弧形支撑架6旋转；所述水平内齿轮11固定连接在所述机头的内部，所述水平外齿轮10转动从而带动所述角反射器三面板3在水平方向沿所述弧形支撑架6旋转。

所述用于直升机靶机的双自由度转动角反射器2还包括双舵机模块9；所述双舵机模块9用于控制角反射器三面板3在水平方位和垂直方位内绕转动顶点4旋转。所述双舵机模块9包括上舵机和下舵机；所述上舵机与所述垂直外齿轮8电连接；所述下舵机与所述水平外齿轮10电连接。由于弧形支撑架6的横截面为圆形，在垂直方向上角反射器三面板3自然可以围绕弧形支撑架6上的转动顶点4进行转动；水平方向上，由于弧形支撑架6是在转动顶点4的位置是存在曲率的，这样通过双舵机模块9带动角反射器三面板3在水平面内整体转动时，转动顶点4会在弧形支撑架6上产生曲线滑动，角反射器三面板3也就产生了水平转动。

参见图9，所述弧形支撑架6的弯曲方向为远离所述机头的方向。弧形支撑架6穿过转动顶点4固定于机头，起到支撑角反射器三面板3(旋转)的作用。

作为一种可选的实施方式，所述用于直升机靶机的双自由度转动角反射器2还包括：夹板；所述垂直内齿轮7通过所述夹板固定所述角反射器三面板3。如图6所示，垂直内齿轮7上有两个夹板，用于焊接固定和支撑角反射器三面板3。

作为一种可选的实施方式，三块所述面板之间互相呈90度角，各所述面板均为正方形金属板。具体的，可由三块正方形金属薄板组成角反射器三面板3，三块正方形金属薄板边与边焊接粘连互成90°，转动顶点4位于三块正方形金属薄板的顶点处。

作为一种可选的实施方式，所述垂直内齿轮7和所述水平内齿轮11均为弧形结构。

在实际应用中，上述用于直升机靶机的双自由度转动角反射器，与直升机靶机原型机1的头部进行固连。双自由度转动角反射器包含两个主要部件：角反射器三面板3和转动传动装置5，二者通过转动传动装置5中垂直内齿轮7的上下夹板部分焊接固连；角反射器三面板3依靠穿过转动顶点4的弧形支撑架6与机身连接，支撑架与转动顶点4之间留有间隙，其弧形设计保证了三面板能够以顶点为圆心进行水平和垂直(θ)转动。双舵机模块9的上舵机控制垂直外齿轮8转动，下舵机控制水平外齿轮10转动，垂直外齿轮8和垂直内齿轮7啮合，水平外齿轮10和水平内齿轮11啮合，水平内齿轮11自身不发生任何相对位移或转动，与机身固连。通过控制舵机，即可实现对角反射器三面板3的双自由度旋转控制。

下面对上述实施例中双自由度转动角反射器的效果进行验证。

双自由度转动角反射器能够以转动顶点4为基准，发生水平或垂直(θ)旋转。如图10所示，以转动顶点4作为坐标原点，建立空间直角坐标系，x轴指向机头正方向，z轴位于机身对称面内垂直指向上方，y轴符合右手定则。x轴正方向是的零度角位置，x轴指向y轴为的旋转方向；z轴正方向是θ的零度角位置，z轴指向x轴为θ的旋转方向。角反射器的开口方向定义为角反射器所形成的空间立方体的相对顶点(其中一个顶点为转动顶点4)间的对角线所指方向，用(θ，)表示。

分别对未挂载角反射器的全尺寸靶机模型(模型a)和半尺寸靶机模型(按1:2缩比)(模型b)、以及在机头挂载了角反射器的半尺寸靶机模型(模型c)三种情形进行rcs仿真计算，基于射线寻迹几何光学(rl-go)方法，使用平面电磁波照射，根据表1常用探测雷达波段统计概率，选取雷达波入射频率为3ghz(对应于陆基对空警戒雷达和陆基火控制导雷达)，垂直极化。

表1常用探测雷达波段统计概率

靶机模型的俯仰角和滚转角始终为0°，改变角反射器的开口方向(θ，)为下列2组数据：

①：(90°，0°)、(100°，0°)、(110°，0°)、(120°，0°)；

②：(90°，0°)、(90°，-10°)、(90°，-20°)、(90°，-30°)。

第①组是角反射器开口在θ平面内旋转，第②组是在平面内旋转。分别计算每个不同的开口方向下的雷达散射特性：靶机接受来自(θ±10°，)范围，步进5°方向的雷达波照射，计算其单站rcs，并对结果做均值处理得到表2。可以看出：当半尺寸靶机头部挂载了三自由度转动角反射器后，接受来自不同方向的雷达波照射，通过针对性地调整其角反射器开口方向，半尺寸靶机的rcs均得到明显提升，计及全部计算工况，角反射器的存在将半尺寸靶机与原尺寸靶机rcs的差距由8.46dbsm缩小至5.04dbsm；同时，角反射器在水平方向或者垂直方向转动，水平方向的rcs差距8.09dbsm降低至5.02dbsm，垂直方向由8.43dbsm降低至4.64dbsm，即在水平或垂直方向角反射器均有较为显著的提升rcs的效果。

表2a、b、c三类模型不同计算条件下的rcs对比

由此可见，通过在缩比直升机靶机原型机1头部挂载双自由度转动角反射器结构，可以增大缩比靶机的rcs，使其能够(在某些方位角)更为接近真实的目标直升机rcs。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。