一种弹道修正执行机构的制作方法

本发明涉及二维弹道修正技术领域，具体而言，涉及一种弹道修正执行机构。

背景技术：

简易制导武器相比精确制导武器价格低，相比常规武器精度高，在未来的战争中具有很大的应用空间。目前世界各军事大国都在争相发展简易制导武器，二维弹道修正弹在此背景下应用而生。二维弹道修正弹主要的修正方式有脉冲直接力修正和鸭舵空气动力修正两种。其中鸭舵空气动力修正以可持续修正，结构简单等优点已成为目前各军事大国的主要研究方向。

对于目前的二维弹道修正技术，应用于小口径的迫弹或者火箭弹主要采用固定舵方案的精确导引套件(pgk)技术，实验证明pgk可以显著提高常规弹药的打击精度。

火箭弹发动机一般按照最大射程设计，当pgk采用固定舵方案应用于火箭弹的弹道修正时，修正机构只能在发动机熄火后开始工作，存在对于火箭弹的最小射程要求较小时，无论怎么规划弹道，都无法实现最小射程的可能。本发明就是基于此种情况，对应用于火箭弹的固定鸭舵式pgk进行改进，使其能够满足最小射程要求。

技术实现要素：

本发明解决的问题是如何使火箭弹的射程满足最小射程需求。

为解决上述问题，本发明提供一种弹道修正执行机构，包括电机套筒，以及套设于所述电机套筒的外部的翼筒；所述翼筒与所述电机套筒转动连接；所述翼筒的外侧均匀分布有四片固定舵片；相邻所述固定舵片之间设置有阻尼片；所述阻尼片的尾部通过扭簧结构与所述翼筒相连；所述阻尼片的头部与所述电机套筒通过突出轴相连；当所述翼筒与所述电机套筒同时沿顺时针方向旋转，且所述翼筒的转速高于所述电机套筒的转速时，所述阻尼片的头部与所述突出轴脱开，所述阻尼片打开。

可选地，所述突出轴为l型结构，所述突出轴的底部与所述电机套筒固定连接，所述突出轴沿所述电机套筒的切线方向顺时针分布；所述阻尼片的头部设置有锁紧片，所述锁紧片上设置有锁紧孔，所述锁紧孔与所述突出轴相适配。

可选地，所述电机套筒包括锁紧环，所述锁紧环套设于所述电机套筒的外部，且所述锁紧环与所述电机套筒固定连接；所述突出轴设置于所述锁紧环上。

可选地，所述电机套筒还包括压紧环；所述锁紧环上设置有与所述压紧环相适配的压紧槽，所述压紧环适于安装于所述压紧槽内，以对所述锁紧环进行压紧。

可选地，所述翼筒的外侧设置有安装槽，所述安装槽位于相邻固定舵片之间；所述安装槽与所述阻尼片相适配。

可选地，所述安装槽内设置有通孔，所述通孔与所述锁紧片相适配。

可选地，所述阻尼片为弧形结构，且所述阻尼片的迎风面为凹面。

可选地，所述阻尼片的背风面设置有定位槽，所述定位槽设置于所述阻尼片的尾部。

可选地，所述扭簧结构包括扭簧和扭簧轴，所述扭簧套设于所述扭簧轴上，所述扭簧轴的两端均与所述翼筒固定连接，所述扭簧与所述阻尼片固定连接，且所述扭簧轴与所述阻尼片的尾部转动连接。

可选地，所述阻尼片的尾部上设置有连接孔，所述扭簧轴安装于所述连接孔内。

与现有技术相比，本发明提供的弹道修正执行机构具有如下优势：

本发明提供的弹道修正执行机构，通过在相邻固定舵片之间设置阻尼片，使得火箭弹飞行过程中通过阻尼片来增阻降速，提高对火箭弹飞行轨迹控制的精确性，使得火箭弹满足最小射程需求。

附图说明

图1为本发明所述的pgk的结构简图；

图2为本发明所述的阻尼片张开状态时pgk的结构简图；

图3为本发明所述的锁紧环的结构简图；

图4为本发明所述的阻尼片的迎风面结构简图；

图5为本发明所述的阻尼片的背风面结构简图；

图6为本发明所述的翼筒的结构简图。

附图标记说明：

1-电机套筒；11-锁紧环；111-压紧槽；12-压紧环；2-翼筒；21-安装槽；211-通孔；3-固定舵片；4-阻尼片；41-尾部；42-头部；43-锁紧片；431-锁紧孔；44-定位槽；45-连接孔；5-扭簧结构；51-扭簧；52-扭簧轴；6-突出轴。

具体实施方式

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更为明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施例做详细的说明。

为解决火箭弹的射程无法满足最小射程需求的问题，本发明提供一种弹道修正执行机构，参见图1所示，该弹道修正执行机构包括电机套筒1，以及套设于电机套筒1的外部的翼筒2；翼筒2与电机套筒1转动连接；翼筒2的外侧均匀分布有四片固定舵片3；相邻固定舵片3之间设置有阻尼片4；阻尼片4的尾部41通过扭簧结构5与翼筒2相连；阻尼片4的头部42与电机套筒1通过突出轴6相连；当翼筒2与电机套筒1同时沿顺时针方向旋转，且翼筒2的转速高于电机套筒1的转速时，阻尼片4的头部42与突出轴6脱开，阻尼片4打开。

需要说明的是，本文中的“顺时针”、“逆时针”转动方向，均为沿火箭弹飞行方向观察时的转动方向。

精确导引套件(pgk)由卫星定位模块、测量控制模块、驱动模块、能源模块、引信模块、空气动力产生模块组成，其中翼筒2为空气动力产生模块；分布于翼筒2外侧的四片固定舵片3中，有一对为升力舵，主要用于产生弹道修正所需要的空气作用力；另一对为差动舵，用于在空气作用力下产生倒转力矩，使翼筒2相对弹体产生反向旋转；对于本发明而言，电机套筒1与弹体的运动方向及速度均一致，因此，翼筒2相对弹体产生反向旋转即为翼筒2相对电机套筒1产生反向旋转。

本发明在相邻固定舵片3之间设置阻尼片4，阻尼片4的数量为四片；初始状态下，四片阻尼片4的尾部41均通过扭簧结构5与翼筒2相连，头部42均与电机套筒1通过突出轴6相连，使得四片阻尼片3均贴紧于翼筒2的外部。

火箭弹发射过程中，为使得火箭弹的射程达到最小射程，首先，火箭弹以最大射角发射后，在发动机熄火前，沿火箭弹飞行方向看，火箭弹沿顺时针方向旋转，固定舵片3中的一对差动舵受到空气倒转力矩的作用，带动翼筒2产生相对于弹体，即相对于电机筒体1反向旋转的趋势；但是由于固定舵片3与翼筒2固定连接，且阻尼片4的尾部41与翼筒2相连，阻尼片4的头部42与电机筒体1相连，在阻尼片4的连接作用下，翼筒2无法与电机筒体1反向旋转，翼筒2随电机筒体1一起作周期旋转，固定舵片3中的一对升力舵产生的周期平均作用力为零，此时火箭弹处于无控状态。

当火箭弹的发动机熄火后，电动机起控，在电动机的驱动下，首先翼筒2相对弹体，也就是相对电机套筒1进行正向旋转，即翼筒2的旋转方向与电机套筒1的旋转方向相同，对于本发明而言，翼筒2与电机套筒1均沿顺时针方向旋转，且翼筒2的转速大于电机套筒1的转速，此时阻尼片4的头部42与突出轴6脱开，在扭簧结构5的作用下，阻尼片4打开，增加火箭弹运行过程的阻力，使火箭弹的飞行速度减小；阻尼片4打开后，再通过电动机驱动翼筒2相对弹体，即相对电机套筒1进行反向旋转，并使翼筒2的转速与弹体的转速相同，从而使翼筒2与弹体的相对转速为0，通过控制翼筒2相对弹体的相位，使升力舵产生的升力令弹丸抬头，进而使火箭弹产生抬头力矩，以更大的角度向上爬升；其中火箭弹的爬升角度须小于90°，以免因火箭弹在向上爬升的同时产生向后的位移而对非目标物产生损坏。

火箭弹飞行过程中，利用gps测量弹体速度及位置信息，利用地磁测量弹体转速，利用霍尔元件测量翼筒2相对于弹体转速及在惯性空间下相对于弹体的位置；在卫星定位模块的卫星接收机定位后，测量控制模块根据火箭弹的位置速度信息，预估落点坐标，并与事先装定的实际目标点坐标相比较，得出纵横向偏差量；在火箭弹达到运行的最高点后，电动机对翼筒2的旋转进行控制，使升力舵产生的法向力向下，产生低头力矩，此时翼筒2相对于火箭弹以最大射角发射时旋转了180°；在落角大于30°时，根据测量控制模块得到的纵横向偏差量，驱动翼筒2旋转，改变升力舵产生的法向力的方向，对火箭弹的飞行轨迹同时进行纵向和横向弹道修正，最终将火箭弹导向目标点，使火箭弹满足最小射程需求。

本发明提供的弹道修正执行机构，通过在相邻固定舵片3之间设置阻尼片4，使得火箭弹飞行过程中通过阻尼片4来增阻降速，提高对火箭弹飞行轨迹控制的精确性，使得火箭弹满足最小射程需求。

本发明中的阻尼片4设置于翼筒2的外侧，在未张开时，贴紧翼筒2的外壁，相较于将阻尼片设计至pgk内部，本发明的技术方案对pgk改动较小，在提高对火箭弹射程控制的精确性的同时，结构设计简单，易于实现。

本发明中的突出轴6为l型结构，突出轴6的底部与电机套筒1固定连接，突出轴6沿电机套筒1的切线方向顺时针分布；阻尼片4的头部42设置有锁紧片43，锁紧片43上设置有锁紧孔431，锁紧孔431与突出轴6相适配。

其中锁紧孔431与突出轴6的尺寸相适配，本发明优选锁紧孔431的内径为2mm，突出轴6的外径为2mm。

当阻尼片4未张开时，突出轴6插入锁紧孔431内，对阻尼片4的头部42进行固定，使得阻尼片4贴紧翼筒2的外壁；突出轴6的底部与电机套筒1固定连接，以便于对突出轴6进行固定，同时，为保证翼筒2与电机套筒1同时沿顺时针方向旋转，且翼筒2的转速高于电机套筒1的转速时，阻尼片4的头部42与突出轴6脱开，本发明中突出轴6沿电机套筒1的切线方向顺时针分布，即突出轴6远离电机套筒1的一端向顺时针方向弯折，并使弯折后的突出轴6沿电机套筒1外壁的切线方向延伸。

如此，在火箭弹以最大射角发射后，在发动机熄火前，沿火箭弹飞行方向看，火箭弹沿顺时针方向旋转，固定舵片3中的一对差动舵受到空气倒转力矩的作用，带动翼筒2产生相对于电机筒体1反向旋转，即逆时针旋转的趋势，此时，由于突出轴6插入锁紧孔431内，且突出轴6沿电机套筒1的切线方向顺时针分布，在突出轴6的限制下，阻尼片4无法与电机套筒1脱开，因此，翼筒2无法与电机筒体1反向旋转，翼筒2随电机筒体1一起作周期旋转。

当火箭弹的发动机熄火，电动机起控后，在电动机的驱动下，翼筒2相对电机套筒1进行正向旋转，即翼筒2与电机套筒1均沿顺时针方向旋转，且翼筒2的转速大于电机套筒1的转速，翼筒2产生相对于电机套筒1顺时针方向的转动，此时，突出轴6从锁紧孔431内脱出，阻尼片4的头部42与突出轴6脱开，参见图2所示，阻尼片4打开，开始对火箭弹的飞行进行增阻降速控制。

为提高弹道修正执行机构的力学性能，本发明中的电机套筒1包括锁紧环11，锁紧环11套设于电机套筒1的外部，且锁紧环11与电机套筒1固定连接；突出轴6设置于锁紧环11上。

该锁紧环11的内径与电机套筒1的外径相适配，将该锁紧环11套设于电机套筒1的外壁，并通过沿电机套筒1的径向分布的螺钉对锁紧环11与电机套筒1相连；突出轴6设置于锁紧环11相应位置上，其中突出轴6的形状、尺寸、设置方式等均与上文相同，本文不再赘述。

为进一步提高锁紧环11与电机套筒1之间的连接强度，参见图1、图3所示，本发明中的电机套筒1还包括压紧环12；锁紧环11上设置有与压紧环12相适配的压紧槽111，压紧环12适于安装于压紧槽111内，以对锁紧环11进行压紧。

压紧槽111为设置于锁紧环11外侧的一槽状结构；压紧环12的内径与压紧槽111的外径相适配；将锁紧环11与电机套筒1固定连接后，进一步将压紧环12设置于压紧槽111内，对锁紧环11施加指向锁紧环11圆心的力，总而增加锁紧环11与电机套筒1之间的连接强度，提高弹道修正执行机构的稳定性。

参见图2、图6所示，本发明翼筒2的外侧设置有安装槽21，安装槽21位于相邻固定舵片3之间，该安装槽21与阻尼片4相适配。

与阻尼片4的数量相同，安装槽21的数量为四个；当阻尼片4未张开时，阻尼片4位于该安装槽21内，从而使得阻尼片4的设置不会影响pgk的整体外形，与未改进前相比，pgk的弹道特性近乎一致；本发明与原型pgk相比，仅需将翼筒2的长度增加5mm，四片阻尼片4与相邻固定舵片3之间的安装槽21完美配合，在不破坏阻尼片4未张开之前的pgk气动外形的基础上，提高对火箭弹的射程进行控制的精确度。

为使得阻尼片4未张开时能够与突出轴6相连，本发明中安装槽21内设置有通孔211，该通孔211与锁紧片43相适配。

阻尼片4未张开时，锁紧片43插入该通孔211内，使得锁紧片43上的锁紧孔431与突出轴6相邻，突出轴6插入锁紧孔431内，实现阻尼片4与突出轴6的连接。

为增加阻尼片4的增阻降速效果，参见图2、图4所示，本发明中的阻尼片4为弧形结构，且阻尼片4的迎风面为凹面。

其中阻尼片4的迎风面是指火箭弹飞行过程中，阻尼片4位于前方的一面；将阻尼片4的迎风面设置为凹面，更有利于增加阻力系数，从而增加增阻降速的效果。

为使得阻尼片4张开后，能够保持张开角度为90°，参见图5所示，本发明中阻尼片4的背风面设置有定位槽44，该定位槽44设置于阻尼片4的尾部41。

该定位槽44位突出于阻尼片4背风面的板状结构；当阻尼片4的张开角度达到90°后，定位槽44与翼筒2的外壁相接触，在翼筒2的阻挡下，避免阻尼片4的张开角度进一步增大，从而使阻尼片4保持张开角度为90°，以保证阻尼片4增加的阻力系数最大。

本发明中的扭簧结构5包括扭簧51和扭簧轴52，扭簧51套设于扭簧轴52上，扭簧轴52的两端均与翼筒2固定连接，扭簧51与阻尼片4固定连接，且扭簧轴52与阻尼片4的尾部41转动连接。

具体的，扭簧结构5安装于安装槽21内，在安装槽21内设置有与扭簧轴52相适配的插孔，扭簧轴52的两端通过插入相应的插孔内进行固定。

当阻尼片4的头部42与突出轴6脱开后，在扭簧51的作用下，带动阻尼片4绕扭簧轴52翻转，使阻尼片4张开。

为实现阻尼片4与扭簧轴52转动连接，在阻尼片4的尾部41上设置有连接孔45，扭簧轴52安装于该连接孔45内。

本发明提供的弹道修正执行机构，可同时满足弹道修正弹对最大最小射程的要求；在阻尼片4未张开时，其外形与未改进前的二维弹道修正弹气动外形相比，变动很小，只是翼筒2增长5mm；与未改动前相比，弹道特性近乎一致；阻尼片4未张开时紧贴翼筒2外壁，不占用pgk内部空间，相比于将阻尼片4设计到pgk内部，本发明提供的技术方案对原有pgk改动较小，机构设计简单，易于实现；此外，阻尼片4不受弹径限制，可根据需要设计具有更大迎风面的阻尼片4，使其具有更大的阻力系数，适用于更小的最小射程；阻尼片4的形状为弧形，且凹面迎风，与平板阻尼片相比，相等迎风面的情况下，其具有更大的阻力系数；改进方案将翼筒2增长5mm，升力舵弦长可适当增大，从而增大操纵力，具有更大的调控能力，略加改动可适用于更大口径的火箭弹；通过提高阻尼片和锁紧环的加工精度，可以保证阻尼片同步张开，具有更高的稳定性。

虽然本公开披露如上，但本公开的保护范围并非仅限于此。本领域技术人员，在不脱离本公开的精神和范围的前提下，可进行各种变更与修改，这些变更与修改均将落入本发明的保护范围。