[发明专利]一种微小型导弹气动布局

说明书

本发明公开了一种微小型导弹气动布局，包括卵形头部、鸭舵、旋转尾翼组件；卵形头部安装在弹体头部；鸭舵安装在弹体上并靠近卵形头部设置；旋转尾翼组件可转动的安装在弹体尾端；导弹采用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；本发明可以避免在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；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；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。

技术领域

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

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。

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。

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。

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。

发明内容

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。

本发明通过以下技术方案来实现上述目的：

一种微小型导弹气动布局，包括：

卵形头部；卵形头部安装在弹体头部；

鸭舵；鸭舵安装在弹体上并靠近卵形头部设置；

旋转尾翼组件；旋转尾翼组件可转动的安装在弹体尾端。

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。

优选地，鸭舵包括四片全动舵。

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。

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。

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。

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。

本发明的有益效果在于：

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。