[实用新型]一种带有格尼襟翼的旋转导弹尾翼气动外形装置

说明书

技术领域

本实用新型涉及导弹技术领域，具体涉及一种带有格尼（Gurney）襟翼的旋转导弹尾翼气动外形装置。

背景技术

对于单通道的旋转导弹，为了保持导弹稳定的转速，需要有持续的致滚力矩作用在弹体上，传统的旋转导弹采用尾翼斜置（如图4所示）安装的方法使导弹产生持续的滚转力矩，从而维持导弹在巡航段的稳定转速。采用斜置尾翼技术的选旋转导弹存在三大问题，第一，亚跨段弹体转速偏低，对弹体在亚跨段的动稳定性和制导精度不利；第二，被动段转速下降过快，在现有的发动机技术下，不利于保证导弹在被动段的制导精度和射程；第三，斜置安装角通常在1°以内，在现有的工艺技术条件下，会增加总装过程中的操作难度，安装精度难以保证。

带Gurney襟翼的尾翼能够提高弹体在亚跨段和被动段的转速，有利于这两个飞行阶段的制导精度，同时还可以增加导弹射程。带Gurney襟翼的尾翼弦线与弹轴平行，没有斜置安装角，有利于工艺保证。

实用新型内容

本实用新型的技术解决问题是：提供一种旋转导弹的尾翼气动外形装置，既能增加导弹在亚跨段和被动段的运动稳定性，又能提高这两个阶段的制导精度，同时还能保证总装工艺。

本实用新型的解决方案是：提出一种带有Gurney襟翼的旋转导弹尾翼气动外形装置，包括4个尾翼翼片及圆柱段；尾翼翼片由尾翼前缘、尾翼本体、尾翼Gurney襟翼组成；4个尾翼翼片均匀安装于圆柱段周围，相位相差90°，尾翼弦线与圆柱段中心线即弹体纵轴平行。

进一步，所述尾翼前缘采用尖削外形，所述尾翼Gurney襟翼在尾翼翼展方向的长度小于尾翼展长。

本实用新型与现有斜置尾翼技术相比：在保证全弹升阻比和压心变化不大的情况下，提升导弹亚跨段的转速特性，提高旋转导弹在被动段的转速，从而提高导弹在被动段的制导精度。其优点具体包括：

1、   良好的转速特性；

2、   易于提高制导精度；

3、   增加导弹射程；

4、   易于保证全弹总装工艺。

附图说明

图1为本实用新型的带有Gurney襟翼的旋转导弹尾翼气动外形装置三维图。

图2为本实用新型的带有Gurney襟翼的旋转导弹尾翼气动外形装置二维图。

图3为本实用新型的带有Gurney襟翼的旋转导弹尾翼气动外形装置尾翼翼型放大图（K-K截面）。

图4为传统的旋转导弹采用尾翼斜置图。

具体实施方式

下面结合测试实例和附图，对本实用新型专利做进一步的说明，但本实用新型专利的实施方式不仅限如此。

如图1所示是本实用新型的三维视图，所示气动外形由尾翼翼片A1、尾翼翼片B2、尾翼翼片C3、尾翼翼片D4、圆柱段5组成。尾翼翼片A1、尾翼翼片B2、尾翼翼片C3、尾翼翼片D4均匀安装于圆柱段周围，相位相差90°，尾翼弦线与圆柱段中心线（弹体纵轴）平行。

如图2所示，上述尾翼翼片均由尾翼前缘6、尾翼本体7、尾翼Gurney襟翼8组成。尾翼前缘采用尖削外形（如图3所示），是为了减小尾翼气动阻力。

尾翼Gurney襟翼与经典的Gurney襟翼设计有所区别，襟翼并不是垂直于尾翼弦长方向，而是偏折一定的角度D（如图2），从偏折轴线到尾翼后缘的弦向长度计为偏折弦长L，根据偏折角度和偏折弦长的大小进行参数选型以达到尾翼气动外形优化设计的目的。同时，考虑到尾翼需要通过尾翼座铰链实现周向折叠，因此，襟翼在尾翼翼展方向的长度H应小于尾翼展长。偏折角度D、偏折弦长L、展向长度H为尾翼Gurney襟翼的三个主要外形参数。

通常偏折弦长的选取与尾翼平均气动弦长有关，L=p*c，其中c为尾翼平均气动弦长的10%，根据需要，p和D的数值可以根据总体战技指标的要求，从优化设计的角度进行选取。

通常Gurney襟翼的偏折角和偏折弦长不能选得过大，否则容易导致导弹的阻力系数明显增加，从而减小全弹的升阻比。通过选择合适的Gurney襟翼偏折角度、偏折弦长和展向长度，根据导弹战术技术指标要求，可以对尾翼的气动外形进行优化设计，能够保证在全弹升阻比和压心变化不大的情况下，提升导弹亚跨段的转速特性和被动段转速特性。从而可以提高旋转弹在亚跨段的动稳定性和制导精度，也可以在发动机性能有限的情况下，提高导弹有效射程。

带Gurney襟翼的尾翼取消了传统斜置尾翼的斜置安装角 （如图4所示），从工艺流程上简化了总装的步骤，易于保证安装精度。

本实用新型具有通用性，适合于不同口径的旋转导弹。

本实用新型虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本实用新型技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本实用新型技术方案的保护范围。