一种40mm火箭筒用自主分离通用有控弹体的制作方法

本实用新型涉及小口径制导弹药技术领域，具体涉及一种40mm火箭筒用自主分离通用有控弹体。

背景技术：

40mm单兵火箭筒是一种步兵近距反人员、坦克、装甲和工事的常规攻坚武器装备，由于其成本低、质量轻、操作简单、携行方便的特点而倍受青睐，目前仍然被各国大量装备和使用，总装备量达到百万门以上。但是该平台目前定型装备的弹药均为无控火箭弹，在散布精度cep为0.45m的条件下射程最大只有300m。这极大地限制了40mm火箭筒平台远距离作战的效能。

解决此问题的有效途径是为40mm火箭筒发射平台发展制导化火箭弹，通过精确制导技术实现40mm火箭筒发射平台对1500m以外远目标的精确打击，即在原来40mm制式火箭弹上增加控制舱等部件，能够满足制导火箭弹在射程增大后对射击精度的要求。导弹的控制舱用于解算制导指引或接收组件给出的导弹空间位置信息，结合导弹在飞行过程中的滚转姿态角生成控制指令控制导弹飞向目标；同时为导弹电气系统供电。然而，40mm火箭筒特殊的发射结构决定了在其上使用的制式火箭弹只能采用口径小于40mm的飞行发动机和尾翼组件结构，空间尺寸非常有限，而且在发射过程中，火箭弹位于发射筒内部的部件需要承受超过80mpa的膛压，这使得在制导火箭弹研制过程中很难实现在尾部布置精密的制导指引或接收组件；同时存在的问题还有尾部制导指引或接收组件与超口径段控制舱之间电源、信号的传输。

解决以上问题的一个可行方案是将制导指引或接收组件放置在火箭弹超口径段后端的超口径圆环部位，这样的结构布局安排可以很好解决高膛压对制导指引或接收组件的影响。但是，由于火箭弹本身特殊结构的限制，制导指引或接收组件在弹体上的中置会造成弹体后部结构对制导信号的遮挡，对于激光驾束制导方式来说，遮挡会造成激光信号的不连续；对于红外测角加指令制导来说，遮挡会造成地面接收火箭弹位置信息和上传控制信息的不连续。不连续的制导信息会给制导火箭弹控制系统设计及控制精度的保证带来非常大的问题。

技术实现要素：

有鉴于此，本实用新型提供了一种40mm火箭筒用自主分离通用有控弹体，能够避免导弹后继飞行过程中后段弹体结构对制导信号的遮挡影响。

本实用新型采取的技术方案如下：

一种40mm火箭筒用自主分离通用有控弹体，增加控制舱、电动舵机、制导指引或接收组件、自主分离机构及可折叠裙尾机构；

位于火箭筒外部的火箭弹弹体为超口径舱段，所述控制舱、电动舵机及自主分离机构顺次连接，均位于超口径舱段，超口径段通过自主分离机构与位于火箭筒内的弹体固定连接；所述制导指引或接收组件位于自主分离机构内，所述可折叠裙尾机构安装在自主分离机构前端，弹体发射前可折叠裙尾机构由自主分离机构限位处于折叠状态；弹体发射后，超口径舱段通过自主分离机构与位于火箭筒内的弹体分离，制导指引或接收组件外露，可折叠裙尾机构展开；所述控制舱用于解算制导指引或接收组件给出的火箭弹空间位置信息，生成控制指令驱动电动舵机从而控制有控弹体飞行。

进一步地，所述制导指引或接收组件为红外信标或激光接收机。

进一步地，所述自主分离机构包括锥形本体、剪切螺钉、点火具、药包、挡药板及保护罩；

所述锥形本体锥面设有环形槽，药包安装在环型槽内并通过挡药板封闭，环型槽端面设有安装点火具的轴向孔；所述锥形本体小径段端面用于安装指引信号器件；所述保护罩呈锥形，大径端套装在锥形本体锥面，同时通过剪切螺钉与锥形本体固定连接，保护罩小径端设有与火箭筒内弹体固定连接的螺纹。

进一步地，所述可折叠裙尾机构包括稳增裙片、翼根、转轴、扭簧及卡销；

所述翼根整体呈凹字形，为水平杆两端设有竖直杆的一体化结构，两端竖直杆设有与转轴转动配合的通孔，同时所述两端竖直杆上对应设有与卡销转动配合的限位孔；

所述卡销为l形，由卡销柱与安装板垂直固连构成，所述安装板上设有用于安装转轴的安装孔；

所述稳增裙片固定连接在翼根水平杆上，固定方向与竖直杆伸出方向相反；所述卡销位于翼根开口内，安装孔与竖直杆通孔同轴，所述卡销柱与限位孔转动配合；所述转轴固定在锥形本体内，同时转轴分别与翼根通孔、卡销安装孔转动配合，所述扭簧套装在转轴上，稳增裙片折叠时，稳增裙片由自主分离机构限位，扭簧呈预紧状态；稳增裙片展开到位后，所述卡销柱穿过限位孔嵌入锥形本体内，稳增裙片锁定。

进一步地，所述扭簧包括左旋扭簧和右旋扭簧，成对使用。

有益效果：

1、本实用新型增加控制舱、电动舵机、制导指引或接收组件、自主分离机构及可折叠裙尾机构，该有控弹体通过采用自主分离机构，在火箭弹飞行发动机工作结束后，将火箭弹后段的飞行发动机和尾翼组件与火箭弹前段超口径部分分离，从而避免了导弹后继飞行过程中后段弹体结构对制导信号的遮挡影响；同时，为了保证火箭弹前端超口径部分的飞行稳定性和控制能力，该有控弹体还采用了电动舵机，以及配合自主分离机构动作的可以展开的可折叠裙尾机构，保证了超口径部分的飞行稳定性和控制能力。

2、本实用新型采用旋向相反的一对扭簧，使得可折叠裙尾机构的稳增裙片展开、折叠动作更加可靠稳定。

附图说明

图1为本实用新型有控弹体的整体结构示意图；

图2为自主分离机构的结构示意图；

图3(a)、(b)分别为稳增裙片展开、折叠状态的火箭弹超口径舱段结构示意图；

图4(a)、(b)、(c)分别为可折叠裙尾机构的右视图、主视图及局部剖视图；

图5为翼根的结构示意图；

图6为卡销的结构示意图；

其中，1-引战系统，2-控制舱，3-电动舵机，4-自主分离机构，5-飞行发动机，6-尾翼组件，7-可折叠裙尾机构，8-激光接收机，9-锥形本体，10-点火具，11-挡药板，12-药包，13-保护罩，14-翼根，15-卡销，16-稳增裙片，17-左旋扭簧，18-右旋扭簧，19-转轴，20-锁定槽，21-径向轴孔，22-安装槽ⅱ，23-安装槽ⅰ，24-限位孔，25-通孔，26-铆钉孔，27-卡销柱，28-安装孔，29-舵片。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本实用新型进行详细描述。

本实施例提供了一种40mm火箭筒用自主分离通用有控弹体，如图1所示，从头部开始依次为引战系统1、控制舱2(弹载计算机、滚转角测量装置、弹上电源)、电动舵机3、自主分离机构4/可折叠裙尾机构7、飞行发动机5及尾翼组件6。此外，武器系统还包括地面制导仪。

位于火箭筒外部的火箭弹弹体为超口径舱段，控制舱2、电动舵机3及自主分离机构4顺次连接，均位于超口径舱段，超口径段通过自主分离机构4与位于火箭筒内的弹体固定连接；制导指引或接收组件位于自主分离机构4内，可折叠裙尾机构7安装在自主分离机构4前端，弹体发射前可折叠裙尾机构7由自主分离机构4限位处于折叠状态；弹体发射后，超口径舱段通过自主分离机构4与位于火箭筒内的弹体分离，制导指引或接收组件外露，可折叠裙尾机构7展开；控制舱2用于解算制导指引或接收组件给出的火箭弹空间位置信息，结合导弹在飞行过程中的滚转姿态角生成控制指令驱动电动舵机3从而控制有控弹体飞行。

以上各组成部分的具体形态及作用如下：

(1)引战系统1由引信、安保机构、导爆管和战斗部组成。

(2)电动舵机3由舵片29、传动机构、电机、驱动器等组成，接收控制舱2给出的控制指令产生控制力和控制力矩，从而使得火箭弹向目标飞行。

(3)控制舱2包含滚转角测量装置、弹载计算机和弹上电源。滚转角测量装置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；弹载计算机用于解算制导指引或接收组件给出的空间信息，结合滚转角测量装置给出的弹体滚转角生成控制指令；弹上电源采用热电池，由发射过载激活，用于为弹上电气系统供电。

(4)自主分离机构4：执行控制舱2内弹载计算机输出的分离指令，在火箭弹飞行发动机5工作结束后，将火箭弹飞行发动机5及以后舱体与超口径舱段分离。如图2所示自主分离机构4包括锥形本体9、剪切螺钉、点火具10、药包12、挡药板11及保护罩13；锥形本体9用于连接电动舵机3，锥面设有环形槽，药包12安装在环型槽内并通过挡药板11封闭，环型槽端面设有安装点火具10的轴向孔；锥形本体9小径段端面用于安装制导指引或接收组件；保护罩13呈锥形，大径端套装在锥形本体9锥面，同时通过剪切螺钉与锥形本体9固定连接，保护罩13小径端设有与火箭筒内弹体固定连接的螺纹。

工作原理：飞行发动机5工作完成，由弹载计算机控制点火具10工作，点燃药包12，固定保护罩13的剪切螺钉在高压燃气的作用下被剪切，同时高压燃气进一步将保护罩13推离锥形本体9，实现飞行发动机5以后舱段与超口径舱段的分离。

(5)可折叠裙尾机构7：火箭弹飞行发动机5工作结束前，火箭弹飞行发动机5以后舱段与前端超口径舱段尚未分离，稳增裙片16折叠于弹体超口径段后部自主分离机构4的锥形本体9锥面上；待飞行发动机5工作完毕，稳增裙片16配合自主分离机构4动作，在自主分离机构4的保护罩13脱离后展开到位。火箭弹后部与超口径舱段分离后，稳增裙片16向外展开，形成裙尾结构。稳增裙片16展开、折叠状态的火箭弹超口径舱段结构示意图如图3(a)、图3(b)所示。

如图4(a)、图4(b)、图4(c)所示，可折叠裙尾机构7安装在锥形本体9大端，包括四片稳增裙片16(也可采用六片、八片及更多片数)、翼根14、扭簧、转轴19及两个卡销15。如图5所示，翼根14整体呈凹字形，为水平杆两端设有竖直杆的一体化结构，两端竖直杆设有与转轴19转动配合的通孔25，两端竖直杆上对应设有用于与卡销柱27转动配合的限位孔24，且限位孔24位于通孔25内侧；水平杆上设有与稳增裙片16固定连接的铆钉孔26及安装槽ⅰ23。如图6所示，卡销15为l形，由卡销柱27与安装板垂直固连构成，安装板上设有用于安装转轴19的安装孔28。

稳增裙片16安装在翼根14的水平杆的安装槽ⅰ23内，由穿过铆钉孔26的铆钉固定，且固定方向与竖直杆伸出方向相反。锥形本体9大端设有安装翼根14竖直杆、扭簧及卡销15的安装槽ⅱ22，安装槽ⅱ22内设有安装转轴19的径向轴孔21，同时还设有与卡销柱27间隙配合的锁定槽20。扭簧为两个：左旋扭簧17、右旋扭簧18，旋向相反。卡销15位于翼根14开口内，安装孔28与竖直杆通孔25同轴，卡销柱27部分与限位孔24转动配合；转轴19两端固定在安装槽ⅱ22的径向轴孔21内，并同时穿过翼根14一侧通孔25、第一个卡销15的安装孔28、左旋扭簧17、右旋扭簧18、第二个卡销15的安装孔28、翼根14另一侧通孔25。

稳增裙片16展开到位时，卡销柱27位于锁定槽20内，卡销柱27与锁定槽20间隙配合；稳增裙片16收回时，使用专用工装使卡销15的卡销柱27从本体的锁定槽20内退出，同时压缩两个扭簧，将稳增裙片16折叠，翼根14绕转轴19转动，此时卡销15的卡销柱27仍位于翼根14的限位孔24内，卡销柱27端面顶在本体安装槽ⅱ22内壁面，稳增裙片16处于折叠状态，由自主分离机构4的保护罩13箍住稳增裙片16。弹体飞出火箭筒后，自主分离机构4的保护罩13被抛离，稳增裙片16在扭簧作用下张开，稳增裙片16张开到位，两个卡销15的卡销柱27分别进入锥形本体9的锁定槽20，在扭簧和卡销柱27作用下，稳增裙片16不能绕转轴19转动，完成锁定。

(6)飞行发动机5：用于在火箭弹发射后为火箭弹增速。

(7)尾翼组件6：由尾杆和尾翼组成，用于稳定火箭弹飞行状态。

(8)地面火控制导仪：地面火控制导仪由白光/红外观瞄模块及激光驾束制导模块构成，白光/红外观瞄模块用于瞄准跟踪目标，激光驾束制导模块用来向空间发射编码的激光束，为导弹提供导引信息。

自主分离通用有控弹体工作原理：

制导指引或接收组件可为激光接收机8或红外信标，本实施采用激光接收机8。射手进入阵地后，将导弹装入火箭筒，将火箭筒置于肩上，通过火控制导仪的白光/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。在火箭弹飞行发动机5工作结束后，自主分离机构4接收到控制舱2内弹载计算机的指令，将火箭弹后部与超口径舱段分离，安装在超口径舱段弹体尾部的激光接收机8露出，激光接收机8开始接收激光信息，输出弹体空间信息给弹载计算机，弹载计算机结合滚转角测量装置给出的弹体滚转角生成控制指令驱动电动舵机3运动，电动舵机3带动舵片29转动，形成控制力和控制力矩，控制导弹沿瞄准线飞行；同时四片稳增裙片16展开，形成裙尾结构，保证了超口径舱段的飞行稳定性和控制能力，直至击中目标。其中，激光接收机8与控制舱2内弹载计算机之间的信号传递、控制舱2内滚转角测量装置、弹载计算机及热电池的工作原理均为现有技术，并未改进。

综上所述，以上仅为本实用新型的较佳实施例而已，并非用于限定本实用新型的保护范围。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。