一种新型直板径向折叠尾翼稳定装置的制作方法

本发明涉及的是武器制导技术，尤其是一种新型直板径向折叠尾翼稳定装置。

背景技术：

非制导火箭弹制导化改造是近年来制导弹药发展的热点，各国家都在将精确制导技术和原有常规非制导弹药相结合进行改造，以适应现代化战争的需要，并且避免了非制导弹药的直接淘汰和销毁。美国依靠其在制导领域的技术优势，已经将非制导火箭弹改造为“掠夺者”导弹，并在伊拉克战争中使用。

将制导部件加装在非制导火箭弹的适当位置，并尽量沿用原非制导火箭弹的战斗部系统、推进系统、喷管组件等、可以极大的节约成本，成为火箭弹制导化改造的首选方案。但该方案需要对非制导火箭弹的气动外形进行改进设计，其中对尾翼稳定装置的改进非常重要。

非制导火箭弹尾翼稳定装置多采用卷弧翼，其有节省空间、便于包装等优点，但卷弧翼诱导滚转力矩较大，抵消鸭舵的控制力矩，致使鸭舵不能进行滚转控制。且卷弧翼在亚音速和超音速时滚转力矩方向相反，存在较严重的交叉耦合效应等特殊气动问题，导致火箭弹滚转特性复杂，不利于火箭弹的制导化改造。

相比较卷弧尾翼，直板折叠尾翼气动特性较为简单，并可以有效减小诱导滚转力矩，实现通过鸭舵进行导弹进行滚转控制，且舵效较高，同时降低对制导部件的要求，可大幅度降低制造精度和研制费用，降低项目研制风险。因此，需要在原火箭弹喷管外形，发射筒外形的双重约束的基础上设计直板折叠尾翼，并满足制导火箭弹对尾翼的气动参数的要求。

技术实现要素：

本发明的目的，就是针对现有技术所存在的不足，而提供一种新型直板径向折叠尾翼稳定装置，该方案沿用非制导火箭弹喷管组件，喷管外侧安装亚口径尾翼整流罩，直板翼片根部通过翼片轴固定，翼面在压缩状态下紧贴整流罩，张开时靠扭压簧的扭力转矩进行驱动，张开后通过锁定销块滑入翼片根部缺口进行转动锁死。翼片截面进行斜切，生成稳定的低速赋旋力矩，使整弹低速稳定旋转。本方案直板折叠尾翼稳定装置结构简单紧凑，易于装配，尾翼翼展弦长较大，翼片展开同步性好，并可靠锁定，能适用于管式发射，为制导化改造提供稳定气动特性。同时兼容非制导火箭弹喷管结构，节约制导化改造成本。

本方案是通过如下技术措施来实现的：

一种新型直板径向折叠尾翼稳定装置，包括有上喷管、上安装环、翼片、翼片轴、扭压簧、整流罩、下安装环和下喷管；上喷管和下喷管外侧安装有整流罩；整流罩的上、下端分别设置有上安装环和下安装环；翼片轴沿上、下喷管的轴向固定在整流罩上；翼片轴外部套有扭压簧；翼片固定在翼片轴上。

作为本方案的优选：翼片上设置有斜切面；斜切面与翼片轴存在一定夹角。

作为本方案的优选：翼片根部设置有锁止口；翼片轴上设置有锁定销块；翼片在展开到位时，锁定销块卡入锁止口中。

作为本方案的优选：翼片处于收缩状态时，贴合在整流罩上且翼片外部套设有套筒。

作为本方案的优选：上安装环通过锁钉固定在上喷管上；下安装环通过锁钉固定在下喷管上。

本方案的有益效果可根据对上述方案的叙述得知，由于在该方案中沿用非制导火箭弹喷管组件，喷管外侧安装亚口径尾翼整流罩，整流罩由上安装环和下安装环进行轴向和径向约束。上安装环和下安装环由销钉进行径向约束。直板翼片根部通过翼片轴固定，翼面在压缩状态下紧贴整流罩，张开时靠扭压簧的扭力转矩进行驱动，张开后通过锁定销块滑入翼片根部缺口进行转动锁死。翼片截面进行斜切，生成稳定的低速赋旋力矩，使整弹低速稳定旋转。本发明直板折叠尾翼稳定装置结构简单紧凑，易于装配，尾翼翼展弦长较大，翼片展开同步性好，并可靠锁定，能适用于管式发射，为制导化改造提供稳定气动特性。同时兼容非制导火箭弹喷管结构，节约制导化改造成本。

由此可见，本发明与现有技术相比，具有实质性特点和进步，其实施的有益效果也是显而易见的。

附图说明

图1为本发明翼片张开状态的结构示意图。

图2为本发明翼片收缩状态的结构示意图。

图3为本发明翼片的结构示意图。

图中，1为上喷管，2为上安装环，3为锁钉，4为翼片，5为翼片轴，6为扭压簧，7为锁定销块，8为整流罩，9为下安装环，10为下喷管，11为套筒，12为斜切面。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书（包括任何附加权利要求、摘要和附图）中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

本方案包括有上喷管、上安装环、翼片、翼片轴、扭压簧、整流罩、下安装环和下喷管；上喷管和下喷管外侧安装有整流罩；整流罩的上、下端分别设置有上安装环和下安装环；翼片轴沿上、下喷管的轴向固定在整流罩上；翼片轴外部套有扭压簧；翼片固定在翼片轴上。翼片上设置有斜切面；斜切面与翼片轴存在一定夹角。翼片根部设置有锁止口；翼片轴上设置有锁定销块；翼片在展开到位时，锁定销块卡入锁止口中。翼片处于收缩状态时，贴合在整流罩上且翼片外部套设有套筒。上安装环通过锁钉固定在上喷管上；下安装环通过锁钉固定在下喷管上。

本方案在使用时，将导弹放置于发射筒中，翼片在套筒的约束下呈收缩状态，在发射时，发射筒约束套筒，使导弹与套筒脱离，翼片在扭压簧的作用下展开，锁定销块移动进入翼片根部的缺口从而锁死翼片，翼片表面的斜切面使导弹未定低速滚转，从而满足制导要求。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

技术特征：

技术总结
本发明提供了一种新型直板径向折叠尾翼稳定装置，该方案包括有上喷管、上安装环、翼片、翼片轴、扭压簧、整流罩、下安装环和下喷管；上喷管和下喷管外侧安装有整流罩；整流罩的上、下端分别设置有上安装环和下安装环；翼片轴沿上、下喷管的轴向固定在整流罩上；翼片轴外部套有扭压簧；翼片固定在翼片轴上。本方案结构简单紧凑，易于装配，尾翼翼展弦长较大，翼片展开同步性好，并可靠锁定，能适用于管式发射，为制导化改造提供稳定气动特性。同时兼容非制导火箭弹喷管结构，节约制导化改造成本。

技术研发人员：赵昕亮;叶海福;赵慧;许姹
受保护的技术使用者：中国工程物理研究院电子工程研究所
技术研发日：2017.06.29
技术公布日：2017.10.20