一种微小型导弹气动布局的制作方法

1.本发明涉及导弹技术领域，尤其涉及一种微小型导弹气动布局。


背景技术：

2.目前微小型导弹气动布局设计中面临着严苛的尺寸约束，因弹径较小，发动机尾喷管附近已没有舵机安装空间，导致正常式布局无法在微小型导弹上产生应用，只剩下全动弹翼布局和鸭式布局两种选择。
3.当对导弹机动性能要求较高时，全动弹翼布局致命性的缺点为：全动弹翼位于质心附近，控制效率低下，无法满足高机动性要求；全动翼的铰链力矩较大，要求舵机输出扭矩大，然而大扭矩舵机无法满足微小型导弹的严苛直径约束。
4.鸭式布局具有控制效率高、铰链力矩小的优点，可满足微小型导弹对机动性和空间尺寸约束的要求。但气动外形设计中依旧面临难点：一是控制舵面位于主升力面之前，会带来滚转控制反效的问题；二是微小型导弹严苛的轴向尺寸约束使得鸭舵洗流对尾翼产生非线性干扰，如何在较高操纵效率的前提下达到在操纵性与稳定性之间的平衡。
5.因此需要研发出一种微小型导弹气动布局来解决上述问题。


技术实现要素：

6.本发明的目的就在于为了解决上述问题设计了一种微小型导弹气动布局。
7.本发明通过以下技术方案来实现上述目的：
8.一种微小型导弹气动布局，包括：
9.卵形头部；卵形头部安装在弹体头部；
10.鸭舵；鸭舵安装在弹体上并靠近卵形头部设置；
11.旋转尾翼组件；旋转尾翼组件可转动的安装在弹体尾端。
12.具体地，卵形头部包括球形头部和过渡圆弧部，球形头部的一端与过渡圆弧部的第一端连接，过渡圆弧部的第二端与弹体头部连接。
13.优选地，鸭舵包括四片全动舵。
14.具体地，旋转尾翼组件包括船型尾部、轴承ⅰ、四个矩形尾翼、轴承ⅱ、尾盖，四个矩形尾翼安装在环形安装壳上，轴承ⅰ、轴承ⅱ套装在船型尾部上，环形安装壳安装在轴承ⅰ、轴承ⅱ的外部；尾盖安装在船型尾部的尾端。
15.优选地，卵形头部中：球形头部曲率半径为sr/d＝0.3-0.5；弧段过渡曲率半径为r1/d＝2-5；卵形头部长度与全弹长度之比为l3/l1＝0.12-0.15。
16.优选地，鸭舵中：鸭舵后缘距离头部顶点的距离与全弹长度之比为l2/l1＝0.25-0.3；鸭舵展长与弹径之比为ld/d＝0.5-2；鸭舵展弦比为λ＝1-3；鸭舵根弦长与梢弦长之比为b2/b1＝4-8；鸭舵厚度与弹径之比为c2/d＝0.02-0.05。
17.优选地，旋转尾翼组件中：船型尾部长径比为b2/d＝0.8-1.2；船型尾部收缩比为d1/d＝0.8-0.9；矩形尾翼后缘距离头部顶点的距离为l1；矩形尾翼展长与弹径之比为ld/d
＝1-3；矩形尾翼展弦比为λ＝1-3；矩形尾翼根弦长与梢弦长之比为b2/b1＝1-1.5；矩形尾翼厚度与弹径之比为c2/d＝0.02-0.05。
18.本发明的有益效果在于：
19.1、本发明公开的微小型导弹气动布局，可提供较高机动性能，最大法向过载有3g～5g。
20.2、本发明公开的微小型导弹气动布局，避免了发动机喷管周围布置舵机，摆脱了对大扭矩舵机的依赖，解决微小型导弹设计中所面临严苛的尺寸约束。
21.3、本发明公开的微小型导弹气动布局，突破常规鸭舵的根稍比较小，展弦比较大的设计思维惯性，创新性地提出了大根梢比、小展弦比的鸭舵，使得导弹在较高操纵效率下达到在操纵性与稳定性之间的平衡，操稳比为0.8～1.2。
22.4、本发明公开的微小型导弹气动布局，采用旋转尾翼的设计方案，尾翼可绕弹轴旋转，解决了鸭舵洗流引起的控制反效问题。
23.5、本发明公开的微小型导弹气动布局，采用卵形头部和船型尾部均能较大程度减小导弹飞行阻力，增大升阻比。
24.6、本发明公开的微小型导弹气动布局，匹配性地设计了鸭舵和尾翼特征尺寸，为微小型导弹提供可健壮的气动外形，具有很强的军事应用前景。
附图说明
25.图1为本发明的微小型导弹气动布局立体图；
26.图2为本发明的微小型导弹气动布局主视图；
27.图3为本发明中旋转尾翼组件示意图。
28.图中：1、卵形头部；2、鸭舵；3、旋转尾翼组件；4、船型尾部；5、轴承ⅰ；6、尾翼；7、轴承ⅱ；8、尾盖。
具体实施方式
29.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
30.因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。
31.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
32.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“左”、“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备或元件必须具有特定的方位、以特定
的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
33.此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
34.在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，“设置”、“连接”等术语应做广义理解，例如，“连接”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
35.下面结合附图，对本发明的具体实施方式进行详细说明。
36.如图1-3所示，一种微小型导弹气动布局，包括：
37.卵形头部1；卵形头部1安装在弹体头部；
38.鸭舵2；鸭舵2安装在弹体上并靠近卵形头部1设置；
39.旋转尾翼组件3；旋转尾翼组件3可转动的安装在弹体尾端。
40.卵形头部1包括球形头部和过渡圆弧部，球形头部的一端与过渡圆弧部的第一端连接，过渡圆弧部的第二端与弹体头部连接。球形头部、过渡圆弧部之间平滑过渡，可最大化减小飞行阻力。
41.鸭舵2包括四片全动舵。四片全动舵均为大根梢比、小展弦比翼面；鸭舵距质心较远，控制效率高，可提供足够法向过载，具有较高机动性能。任意相邻两片全动舵之间夹角为90
°
。
42.旋转尾翼组件3包括船型尾部4、轴承ⅰ5、四个矩形尾翼6、轴承ⅱ7、尾盖8，四个矩形尾翼6安装在环形安装壳上，轴承ⅰ5、轴承ⅱ7套装在船型尾部4上，环形安装壳安装在轴承ⅰ5、轴承ⅱ7的外部；尾盖8安装在船型尾部4的尾端。四个矩形尾翼均为中等展弦比、小后掠角；船型尾部可明显减小弹体阻力，增大升阻比。轴承ⅰ5、轴承ⅱ7用于可转动支撑尾翼，以此解决了鸭舵洗流引起的控制反效问题。鸭舵与旋转尾翼组件的匹配性设计，使得该气动外形在较高操纵效率下达到在操纵性与稳定性之间的平衡。任意相邻两个矩形尾翼6之间的夹角为90
°
。
43.卵形头部1中：球形头部曲率半径为sr/d＝0.3-0.5；弧段过渡曲率半径为r1/d＝2-5；卵形头部长度与全弹长度之比为l3/l1＝0.12-0.15。
44.鸭舵2中：鸭舵2后缘距离头部顶点的距离与全弹长度之比为l2/l1＝0.25-0.3；鸭舵2展长与弹径之比为ld/d＝0.5-2；鸭舵2展弦比为λ＝1-3；鸭舵2根弦长与梢弦长之比为b2/b1＝4-8；鸭舵2厚度与弹径之比为c2/d＝0.02-0.05。鸭舵2的纵向对称面与弹轴之间的夹角为0
°
。
45.旋转尾翼组件3中：船型尾部4长径比为b2/d＝0.8-1.2；船型尾部4收缩比为d1/d＝0.8-0.9；矩形尾翼6后缘距离头部顶点的距离为l1；矩形尾翼6展长与弹径之比为ld/d＝1-3；矩形尾翼6展弦比为λ＝1-3；矩形尾翼6根弦长与梢弦长之比为b2/b1＝1-1.5；矩形尾翼6厚度与弹径之比为c2/d＝0.02-0.05。矩形尾翼6的纵向对称面与弹轴之间的夹角为0
°
。