一种无舵面导弹姿态控制机构的制作方法

本发明涉及导弹姿态控制技术领域，具体的涉及一种针对无舵面导弹设计的姿态控制机构。

背景技术：

导弹作为一种的重要武器装备，其发展受到世界上各个国家的关注。为了能够实现导弹在飞行过程中的姿态调整，传统的导弹尾部都会布置两个、四个或更多的舵面。当导弹姿态需要调整时，通过合理地调整导弹尾部的舵面与来流的角度，使得在舵面上产生相应的控制力。这一控制力作用在导弹的重心上则形成对应的控制力矩，从而实现导弹姿态的调整。

通过舵面实现对导弹姿态调整的控制方式，具有非常直观且明显的控制效果，被广泛地应用到各类飞行器上。通过前期的风洞实验和仿真可以得到完整的飞行器姿态控制律，用于指导实际飞行过程的姿态控制。但这种控制方式也存在一定的问题：

(1)舵面在产生控制力的同时，由于舵面与空气来流存在一定攻角，一定程度上增加了飞行器的总体阻力。

(2)舵面的调整需要舵机来控制，这就使得飞行器必须携带额外的结构重量。对于高超声速飞行器而言，要保持舵面的状态，所需的舵机更大，使得飞行器的有效载荷降低。

(3)尾部的舵面对于飞行器的存储、运输都带来一定的困难。

技术实现要素：

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种无舵面导弹姿态控制机构。

为实现本发明的技术目的，采用以下技术方案：

一种无舵面导弹姿态控制机构，包括导弹本体，其特征在于，在导弹本体其弹身的各个侧面上开设有多个引流孔，各引流孔分别对应联通一引流管，各引流管在弹身内延伸直至导弹本体的尾端底面。进一步地，各引流管上均设置有调节阀。对于导弹而言，空气来流在弹身的尾端分离形成一个低压区，这使得导弹前后形成了较大的压差，这也是导弹阻力的一个重要部分。通过引流孔、引流管将弹身各个侧面与尾端底面连接，弹身处的高压气流可以通过引流孔、引流管进入尾端底面，从而提高导弹底端的压力，在一定程度上降低了导弹的阻力。同时为了实现导弹的姿态可调，通过在各引流管的内部设置调节阀的方式。通过控制各引流管上的调节阀的开关，实现对各引流孔的打开和关闭的控制；通过调节各调节阀实现对各引流管内流量的控制，从而影响导弹本体其尾端底面的压力分布。通过合理的调节阀组合，即可以实现对导弹姿态的控制。

本发明中所述导弹本体为异型导弹，也可以为上下对称或者左右对称的导弹。即导弹本体的弹身以及尾端底面为不规则形状的异型导弹，或者导弹本体的弹身以及尾端底面为上下对称或者左右对称的导弹。无论是什么类型的导弹本体，只要其具有弹身以及尾端底面，即可采用本发明方法，通过开设引流孔，设置引流管实现降低导弹的阻力以及对导弹姿态进行控制的目的。

以导弹本体为轴对称结构为例，在导弹本体其弹身的各个相对称的侧面上开设有多对呈轴对称的引流孔。各对呈轴对称的引流孔所联通的引流管、引流管出口分别在弹身内、在导弹本体的尾端底面上也均呈轴对称分布。

本发明中：在导弹本体靠近其尾端的弹身的上、下侧面对称开设有两引流孔，两引流孔各自联通的引流管在弹身内也呈上下对称分布，其中弹身上侧面上引流孔对应的引流管出口设在导弹本体的尾端底面的上侧，弹身下侧面上引流孔对应的引流管出口设在导弹本体的尾端底面的下侧，且两引流管出口在导弹本体的尾端底面上呈上下对称分布。如要实现导弹本体的低头，将上侧面上引流孔对应的调节阀打开，而其他各个侧面即下侧面、左侧面以及右侧面上的引流孔对应的调节阀全部关闭。的压力升高；由于下侧面上引流孔对应的调节阀关闭，下侧面上引流管出口附近为低压区，导弹本体的尾端底面上方受到高压作用，使得导弹本体产生向下的低头力矩，实现导弹本体低头的姿态控制；如需要实现导弹本体的抬头，则打开下侧面上引流孔对应的调节阀，关闭上侧面、左侧面以及右侧面上引流孔对应的调节阀。

本发明中：在导弹本体靠近其尾端的弹身的左、右侧面对称开设有两引流孔，两引流孔各自联通的引流管在弹身内也呈左右对称分布，其中弹身左侧面上引流孔对应的引流管出口设在导弹本体的尾端底面的左侧，弹身右侧面上引流孔对应的引流管出口设在导弹本体的尾端底面的右侧，且两引流管出口在导弹本体的尾端底面上呈左右对称分布。如要实现导弹本体的左偏，将右侧面上引流孔对应的调节阀打开，而其他各个侧面即上侧面、下侧面以及左侧面上引流孔对应的调节阀全部关闭。此时，高压气流从右侧面的引流管中流出，右侧面的引流管出口附近的压力升高；由于左侧面上引流孔对应的调节阀关闭，左侧面上引流管出口附近为低压区，导弹本体的尾端底面右方受到高压作用，使得导弹本体产生向左的左偏力矩，实现导弹本体左偏的姿态控制；如需要实现导弹本体的右偏，则打开左侧面上引流孔对应的调节阀，关闭右侧面上引流孔对应的调节阀。

本发明中，调节阀为电动控制的电子调节阀，通过电子调节阀调节各引流管流量的大小，控制导弹本体姿态改变的快慢。

与现有技术相比，本发明能够产生以下技术效果：

(1)本发明取消了原本导弹尾部舵的结构，将其改成一种引流管的形式，设计的引流管将导弹弹身侧面与导弹尾端底面联通起来，形状导弹本体姿态调整的控制力。本发明不需要额外的舵机，大大减轻了结构重量。

(2)本发明充分利用流场自身的特点，通过引流管以及控制引流管开关以及引流管内部流量的调节阀即可实现对导弹本体姿态的调整，同时提高导弹底端的压力，在一定程度上降低了导弹的阻力。

(3)本发明没有舵面，便于运输、存储以及装载。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明一实施例中弹身内引流管的分布示意图；

图中：

1、导弹本体；2、引流孔；3、引流管；4、调节阀。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明的实施方式进行进一步的详细说明。

参照图1，本发明提供一种无舵面导弹本体姿态控制机构，包括导弹本体1，在导弹本体1其弹身的各个侧面上开设有多个引流孔2，各引流孔2分别对应联通一引流管3，各引流管3在弹身内延伸直至导弹本体1的尾端底面，各引流管2上均设置有调节阀4，通过调节阀4对各引流管2内流量进行控制。调节阀为电动控制的电子调节阀，通过电子调节阀调节各引流管流量的大小，控制导弹本体姿态改变的快慢。

参照图1和图2，所述导弹本体1为轴对称结构。在导弹本体1其弹身的各个相对称的侧面上开设有多对呈轴对称的引流孔2。各对呈轴对称的引流孔2所联通的引流管3、引流管出口分别在弹身内、在导弹本体的尾端底面上也均呈轴对称分布。

在导弹本体靠近其尾端的弹身的上、下侧面对称开设有两引流孔，两引流孔各自联通的引流管在弹身内也呈上下对称分布，其中弹身上侧面上引流孔对应的引流管出口设在导弹本体的尾端底面的上侧，弹身下侧面上引流孔对应的引流管出口设在导弹本体的尾端底面的下侧，且两引流管出口在导弹本体的尾端底面上呈上下对称分布。

同时，在导弹本体靠近其尾端的弹身的左、右侧面对称开设有两引流孔，两引流孔各自联通的引流管在弹身内也呈左右对称分布，其中弹身左侧面上引流孔对应的引流管出口设在导弹本体的尾端底面的左侧，弹身右侧面上引流孔对应的引流管出口设在导弹本体的尾端底面的右侧，且两引流管出口在导弹本体的尾端底面上呈左右对称分布。

如要实现导弹本体的低头，将上侧面上引流孔对应的调节阀打开，而其他各个侧面即下侧面、左侧面以及右侧面上的引流孔对应的调节阀全部关闭。的压力升高；由于下侧面上引流孔对应的调节阀关闭，下侧面上引流管出口附近为低压区，导弹本体的尾端底面上方受到高压作用，使得导弹本体产生向下的低头力矩，实现导弹本体低头的姿态控制；如需要实现导弹本体的抬头，则打开下侧面上引流孔对应的调节阀，关闭上侧面、左侧面以及右侧面上引流孔对应的调节阀。

如要实现导弹本体的左偏，将右侧面上引流孔对应的调节阀打开，而其他各个侧面即上侧面、下侧面以及左侧面上引流孔对应的调节阀全部关闭。此时，高压气流从右侧面的引流管中流出，右侧面的引流管出口附近的压力升高；由于左侧面上引流孔对应的调节阀关闭，左侧面上引流管出口附近为低压区，导弹本体的尾端底面右方受到高压作用，使得导弹本体产生向左的左偏力矩，实现导弹本体左偏的姿态控制；如需要实现导弹本体的右偏，则打开左侧面上引流孔对应的调节阀，关闭右侧面上引流孔对应的调节阀。

本发明的实施方式不限于上述实施例，弹身上的引流孔的截面形状、大小、数目以及分布形式不限。通过合理的调节阀组合即打开或者关闭相应引流孔对应的调节阀，或者调节相应调节阀进而控制对应引流管内流量大小，即可改变导弹本体尾端地面的压力分布情况，实现对导弹姿态的精准控制。

以上所述仅为本发明的优选的实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。