微型导弹的制作方法

1.本技术涉及精确制导武器的结构设计，具体涉及微型导弹的结构设计。


背景技术：

2.随着小型无人机的快速发展，适配于小型无人机的微型导弹变的炙手可热。国内外已经研制了几款微型导弹，这些微型导弹能够在小型无人机进行挂装，也可以配套发射系统进行单兵发射。微型导弹对于高价值、近距离的特定目标打击具有很高的实用价值，因此需要研究一款结构合理、高度集成的多用途、多平台发射的微型导弹。
3.qn202是我国自主研发的微型导弹，是一款轻量化，精准化的现代武器，这款导弹适合作战时单人随身携带，因为导弹长40厘米左右，宽4厘米，导弹本身只一公斤重，导弹的枪式发射器重3.5公斤。每个士兵一只军用背包式样的储存箱，就可以携带发射器和带六枚qn202导弹，如此袖珍也被称为世界上最小的导弹。微型导弹的功能要求与一般的导弹都是一致的，但是因为微型导弹尺寸较小，所以微型导弹对于弹中的电气设备布局、电缆走线、结构布局都有很高的要求。
4.因此，对于微型导弹而言，需要进行高度集成化的系统设计，通过电气设备高度集成，减少电气设备占用的空间和重量，也能减少弹上电缆的使用。


技术实现要素：

5.本技术的目的在于根据微型导弹的功能需求，设计一款高度集成化的微型导弹。
6.为此，本技术的一些实施例提供了一种微型导弹，其包括由模块化设计并从弹头到弹尾依次组装的导引头舱、热电池舱、舵机舱、引战舱、制导控制舱、发动机舱和尾翼段组成的弹体；其中，所述舵机舱包括轴对称“十”形布置的四片可折叠舵片，所述尾翼段包括卷弧翼单元，所述卷弧翼单元包括轴对称“十”形布置的四个卷弧翼叶片，在所述尾翼段的尾部设置有尾部电路板，所述尾部电路板上设置有脱落插头。
7.在一些实施例中，通过所述脱落插头直接向所述发动机舱的点火头送入点火脉冲信号。
8.在一些实施例中，其中一个所述卷弧翼叶片被构型为在展开后其根部与一个所述可折叠舵片定向一致。
9.在一些实施例中，所述可折叠舵片被构型为在发射前，所述可折叠舵片位于所述舵机舱内的收起位置，所述卷弧翼叶片周向地折叠紧贴所述尾翼段的外轮廓；在发射后所述可折叠舵片轴向地展开与所述舵机舱轴向地成角度，所述卷弧翼叶片周向地展开与所述尾翼段周向地成角度。
10.在一些实施例中，所述卷弧翼单元包括卷弧翼前架、卷弧翼后架，以及通过扭簧预压在所述卷弧翼前架和所述卷弧翼后架之间的四个所述卷弧翼叶片；每个所述卷弧翼叶片通过其轴以及配合在该轴上的所述扭簧与卷弧翼后架周向地配合，所述扭簧被配置为在所述微型导弹发射后驱动卷弧翼叶片绕其轴周向展开；每个所述卷弧翼叶片还通过该轴以及
配合在该轴上的压簧与卷弧翼前架轴向地配合，所述压簧被配置为在所述卷弧翼叶片展开后，轴向地推动所述卷弧翼叶片以将卷弧翼叶片推至与所述可折叠舵片定向一致的定位位置。
11.在一些实施例中，所述可折叠舵片具有向后展开的构型或者向前展开的构型。
12.在一些实施例中，所述可折叠舵片为小展弦比舵片，所述可卷弧翼叶片为大展弦比可卷弧翼叶片。
13.在一些实施例中，所述微型导弹的电气系统设置于所述导引头舱、所述热电池舱、所述舵机舱、所述引战舱、所述制导控制舱内和所述尾翼段的尾部电路板上，整弹电气设备的连接线均分布在各个舱段的舱壁走线槽。
14.在一些实施例中，所述制导控制舱包括制导控制装置、mems惯性测量单元和舱段结构。
15.在一些实施例中，所述脱落插头为微矩形连接器，通过切线的方式进行导弹脱插分离；或者为双排插孔。
16.根据本技术的一些实施例的微型导弹从弹头到弹尾依次为导引头舱、热电池舱、舵机舱、引战舱、制导控制舱、发动机舱和脱落插头，整弹通过上述舱段进行模块化组装。结构简单，舱段替换方便。提供的微型导弹采用前后”“十”结构的舵片和尾翼片的气动布局，适用于微型导弹的高效运行。
17.本技术的一些实施例提供的微型导弹的具有特定的尾翼段结构，其中，在尾部设置有尾翼电路板并在该电路板上连接脱落插头，有利于分担一部分微型导弹的电气设备，使得电气设备的分布更加合理。
18.本实施例中的火箭发动机可以采用外部火控点火方式，通过脱落插头直接向点火头送入点火脉冲信号，不使用制导控制装置产生点火脉冲信号，做到了尽量简化制导控制装置的功能。
19.本发明概述不旨在识别所要求保护的主题的关键或基本特征，也不旨在被单独用来确定所要求保护的主题的范围。该主题应当通过参考本公开的整个说明书的适当部分、任何或所有附图以及每个权利要求来理解。
20.将在下面的说明书、权利要求和附图中更详细地描述前述内容以及其他特征和示例。
21.已经使用的术语和表达作为描述性的术语而不是限制性的术语使用，并且在使用这些术语和表达时无意排除所表示和描述的特征或其部分的任何等同物。然而，应当认识到，在要求保护的系统和方法的范围内可以进行各种修改。因此，尽管本系统和方法已通过示例和可选特征具体公开，但本领域技术人员应认识到本文公开的概念的修改和变化，并且认为这些修改和变化在如所附权利要求所定义的系统和方法的范围内。
附图说明
22.图1是根据本技术的实施例的微型导弹的正视图；
23.图2是根据本技术的实施例的微型导弹的后视图；
24.图3是根据本技术的实施例的微型导弹的剖视图；
25.图4是根据本技术的实施例的微型导弹的卷弧翼单元的正视图。
具体实施方式
26.在以下说明中，描述了微型导弹的各种示例。出于解释的目的，阐述了特定配置和细节以提供对实施例的透彻理解。然而，对于本领域技术人员来说显而易见的是，可以在不需要每个所公开的细节的情况下实践或实施某些实施例。此外，可以省略或简化众所周知的特征以帮助防止对本文描述的新颖特征的任何混淆。
27.以下高阶总结旨在提供对附图中描绘并在下面提供的相应描述中呈现的一些新颖创新的基本理解。
28.下面结合附图对本技术的实施例做具体说明。
29.参照图1，根据本技术的实施例的微型导弹由模块化设计并从弹头到弹尾依次组装的导引头舱10、热电池舱20、舵机舱30、引战舱40、制导控制舱50、发动机舱60和尾翼段70组成；各个舱、段之间皆采用孔轴定位、定位销限位、螺钉固定的连接方式中的一种或多种以保证固定连接。微型导弹的整体气动方案采用“十”+“十”的鸭式布局。采用模块化结构方案后，可实现各个模块可替换及扩展。
30.在本技术中，除另有定义，弹头、头部、前侧、前部都指导弹发射后运行方向的定向，弹尾、尾部、后侧、后部都指导弹发射后与运行方向相反的定向。轴向指导弹的弹体长轴线的方向，也成为前后方向，头尾方向。周向指沿着弹体横截面的外周线的方向。
31.导引头舱10可以实现模块化换装，导引头舱10内安装导引头11。导引头11可以为激光导引头、红外导引头或者可见光导引头，激光导引头多适用于无人机平台发射，无人机可以进行本机照射本机发射。红外导引头和可见光导引头多用于单兵发射。
32.热电池舱20布置有热电池21，热电池舱外壳壁上设计了八个走线槽，导引头舱10和热电池21的线可以从侧壁向弹尾的发动机舱和尾翼段70延伸布置，其中热电池21在导弹发射前激活，在导弹发射后向整弹的各电气设备供电。
33.微型导弹的舵机舱30按照舵机舱段的形式进行设计，舵机舱段30直径与弹体直径一致，其中的舵机31为四叶舵机，包含四只舵片311。四只舵片311为可折叠结构，即从与弹体轴线成角度的展开位置，如图1所示，沿弹体的长轴轴向地折叠到平行于弹体轴线的收起位置。在本实施例中，可以优选构型为四只舵片收起至舵机舱体内，从而使得舵机舱体保持平滑弧线，导弹在贮存箱和发射筒内，舵片均在舱体内部折叠，发射出筒后四只舵机再控制舵片进行轴向的展开动作，其中舵机出筒后舵片向前展开与弹体轴线成角度，舵机舱30采取预埋线的方式与热电池舱20和引战舱40分别连接。
34.引战舱40包括电子引信、战斗部和舱体结构，电子引信通过舱体结构的舱壁的弹上电缆向后与制导控制舱50内的制导控制装置51电连接进行供电和通信。
35.微型导弹对弹上电气设备高度集成，制导控制舱50布置有制导控制装置51和部分弹上电缆，制导控制装置51包括控制单元部分、mems惯性测量单元和结构，控制单元部分通过采集mems惯性测量单元和导引头数据进行导航和飞控解算，同时根据导弹的工作流程进行飞行时序控制，如电池激活、引信供电和引信解保等。
36.发动机舱60包含固体火箭发动机、点火头61和发动机壳体，其中点火头61可以如图3所示位于发动机舱60的前部，或者在其他实施例中也可以设置在发动机舱60的后部；本实施例中的火箭发动机可以采用外部火控点火方式，通过脱落插头直接通过线缆向点火头61送入点火脉冲信号，不使用制导控制装置产生点火信号，做到了尽量简化制导控制装置
51功能。
37.尾翼段70包括卷弧翼单元71，卷弧翼单元71的每个叶片展开后与弹体成角度，其作用主要是提供配平飞行的升力和所需的稳定力矩；在本实施例中，微型导弹100共有四个卷弧翼叶片，卷弧翼叶片展开后固定，展开后与鸭舵共同构成“十”+“十”布局。每个卷弧翼单元71由卷弧翼前架711、卷弧翼后架712、卷弧翼叶片713、四个压簧714和四个扭簧715组成。每个卷弧翼叶片713根部有轴7131，轴7131的两端插在卷弧翼前架711的压簧714、卷弧翼后架712的扭簧715，允许卷弧翼叶片713在一定范围内自由绕轴7131转动。每个卷弧翼叶片713通过一个扭簧715周向地偏置在顺从尾翼段70的外轮廓的位置上，并且在轴向上受到压簧714的向导弹尾部的偏压。导弹发射出筒后，卷弧翼叶片713由扭簧715推动弹开，绕轴7131相对弹体的轮廓周向地展开达到定位槽所在位置后通过压簧714压入定位槽固定到位，如图4所示，定位槽设置在使得所述卷弧翼叶片与舵片对齐的位置上。例如，使得每个所述定位槽的轴线与所述可折叠舵片的轴线重合。如上所述，卷弧翼后架712上开有四个定位槽用来将卷弧翼叶片713进行定位，使卷弧翼叶片713与导弹前侧的四叶舵机的可折叠舵片定向保持一致，例如图2所示，定位槽设置在令每个卷弧翼叶片713临近所述轴7131的部分与对应的舵机的可折叠舵片311的定向一致的位置上。
38.环绕发动机尾喷管有中间留空的圆形的尾部电路板72，尾部电路板72布置有双排排孔作为脱落插头73，共16个点号电路板通过四个轴向螺钉固定在发动机外壳。由于微型导弹尺寸较小，因此选用双排排孔作为脱落插头73，发动机点火后，脱落插头73与火控系统对插的排针断开。
39.由于微型导弹结构紧张，进行舱段结构设计时需要尽可能的设置走线通道，例如在各个舱段的外壳内壁中均预留走线通道。
40.作为上述实施例的替代方案：所述微型导弹可以选用微矩形连接器作为脱落插头73，通过切线的方式进行导弹脱插分离；
41.作为上述实施例的替代方案：微型导弹可以选用折叠舵向后展开的构型替代上述实施例中向前展开的构型；
42.作为上述实施例的替代方案：微型导弹可以选用可旋转的折叠卷弧翼单元替代现有的卷弧翼单元；
43.本技术中的固定连接可以采用孔轴定位、定位销限位、螺钉固定的连接方式中的一种或多种以保证固定连接。
44.公开的实施例的先前描述被提供以使本领域的任何技术人员能够制作或使用本发明。对这些实施例的各种修改对本领域技术人员将是显而易见的，并且本文中所界定的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下应用于其它实施例。因此，本发明不旨在限于本文所展示的实施例，而是要符合与本文公开的原理和新颖特征一致的最广范围。
45.此外，虽然与技术的某些实施方式相关联的优点已经被描述在那些实施方式的上下文中，其它实施方式也可以展现这样的优点，并且并非所有的实施方式需要必然地展示这样的优点以落入该技术的范围。因此，本公开和相关联的技术可包括未明确示出或在这里描述的其它实施方式。因此，本公开仅由所附权利要求书限定。
46.附图标记：
47.导引头舱10
48.导引头11
49.热电池舱20
50.热电池21
51.舵机舱30
52.舵机31
53.舵片311
54.引战舱40
55.制导控制舱50
56.制导控制装置51
57.发动机舱60
58.点火头61
59.尾翼段70
60.卷弧翼单元71
61.卷弧翼前架711
62.卷弧翼后架712
63.卷弧翼叶片713
64.压簧714
65.扭簧715
66.轴7131
67.尾部电路板72
68.脱落插头73。