[发明专利]飞行器的前室

说明书

技术领域

本发明涉及一种可控导弹武器，更具体地，涉及在弹道最后部分中具有自动追踪(target-seeking guidance)的航空弹道导弹(aeroballistic missile)(ABM)的设计。

背景技术

存在已知的空气动力飞行器(AV)的前(前端)室(front compartment)的各种设计决策(design decision)和构造，其包括各种类型的照明器、窗口、固定托架(blister)其他类型的玻璃窗，并且放置位于波长的特定光谱范围内的透明插入件和整流装置(fairing)–例如，参见Shulzhenko,M.N.,1971年,“Aircraft Design”，M.,“Mashinostroyenie”,第226页-第228页；Yeger,S.M.、Mishin,V.F.、Liseitsev,N.K.等,1983年,“Aircraft Design”，M.,“Mashinostroyenie”,第410页-第411页；Golubev,I.S.、Samarin,A.V.以及Novoseltsev,V.I.,1995年，“Construction and design of aerial vehicles”，M.,“Mashinostroyenie”,第216页-第220页(等)。

已知的技术决策是AV的前室(FC)在前面板(壁)上具有若干个光学透明的平坦照明器(flat illuminator)，用于AV的自动追踪(TSG)的红外传感器操作–例如，参见Golubev,I.S.、Samarin,A.V.以及Novoseltsev,V.I.，1995年，“Construction and design of aerial vehicles”，M.,“Mashinostroyenie”,第62页，图3.10(最接近的相似物是具有8个照明器的微型寻的飞行器(Miniature Homing Vehicle)(MHV))。

技术解决方案的相似物的缺点会包括在气动需求、视野的综合型以及在用于ABM的FC的校正与自制导(self-guidance)的部分中间隔开的机载传感器的稳定性参数之间缺乏工程平衡(project balance)。

发明内容

通过本发明所解决的问题在于创建飞行器(主要是ABM)的前室(FC)，并且可以同时将用于自动追踪和/或轨迹导航系统的多个有源和/或无源机载前置传感器装配在前室中，所述前室在控制信道之间直接的交叉通信的水平和阻力方面具有气动高效性，并且允许支持机载制导和/或导航系统的独立滚动的稳定性。

所解决的上述问题是在AV的前室中(所述室包括具有平坦照明器的前沿板(leading panel)和具有接合框的侧壳(lateral shell)以与AV的室邻接)，该前沿板为楔形形式并且具有在AV俯仰平面内的60度至170度的楔形平面的张角(flare angle)，在前室中安装至少一个平坦照明器，以及轴对称地形成侧壳并且沿着外部轮廓具有交互截面(alternating section)，并且在接合框架的平面中具有最大截面直径。当安装两个以上的照明器时，所述照明器可具有不同的光谱发射范围。此外，侧壳可以形成如下：圆锥形–圆锥体的母线(generatrix)向接合框架的平面倾斜60度至89度的角；双圆锥形–前沿圆锥体(leading cone)的母线向前沿圆锥体与拖尾圆锥体(trailing cone)之间的接合平面倾斜60度至89度的角，并且拖尾圆锥体的母线向接合框架的平面倾斜15度至89度的角。侧壳的剖面的母线还可被构造成尖顶拱形(ogival)、抛物线形、样条(spline)形式以及所述形式的组合。

可在FC的侧壳中形成可以是光学透明或者雷达透明的棱柱或者圆柱形的插入件。

AV的前室还可被构造成使前沿和侧壳的与其邻近的一部分可以相对于AV的长轴旋转。此外，可以通过密封膜分隔FC的可旋转部分与不可移动部分。轴承可以被安装在FC的可旋转部分与不可移动部分之间的隔离平面中。

热绝缘件可被安装在高速AV的FC的侧壳和前沿板内侧上，但不包括照明器。此外，热绝缘件可由在30摄氏度至75摄氏度的温度范围内具有相变(phase transition)的材料形成。此外，照明器可在内侧上被可移动的热绝缘板覆盖。