[发明专利]一种可扩展式尾裙机构

说明书

一种可扩展式尾裙机构，它属于飞行器技术领域，以解决现有的导弹或者火箭在高速飞行中，随着马赫数增加而使导弹或火箭的稳定性变差的问题。本发明包括圆形内框体、圆形外框体、对接法兰、多个动力驱动装置、多对长杆、多个短杆、多个内裙片、多个外裙片和多个锁紧装置；圆形内框体的外圆周上均布设置有多根直线导轨，圆形外框体的内圆周上均布设置有多个滑块，每个滑块和每根直线导轨配合并通过多个动力驱动装置驱动能使圆形内框体沿着圆形外框体的轴线移动，对接法兰固接在圆形内框体上并且同心设置，多个内裙片和多个外裙片分别铰接在对接法兰上，且内裙片和外裙片相互间隔设置形成尾群。本发明适用于超高音速飞行器。

技术领域

本发明涉及一种尾裙机构，具体涉及一种可扩展式尾裙机构，属于导弹技术领域。

背景技术

高度信息化的未来战争情况复杂多变，对飞行器提出更高的要求，使飞行器性能朝着超声速、远距离、高机动性等方向发展。实现这一切的前提是飞行器能够在设计工况下完成飞行而不失稳。稳定性是飞行器安全完成任务的保障，其重要程度不言而喻。然而机动性和稳定性是相悖的，机动性的加强意味着稳定性减弱，稳定性的提高带来的问题是机动性被削弱，在飞行器的设计阶段需要根据实际情况来权衡取舍。

在火箭及导弹飞行过程中，由于绕流在弹体表面形成的附面层沿长度方向不断增厚，导致弹体尾部沉浸在附面层中，绕流速度较小时，尾部稳定装置效率甚微，只有增加攻角使稳定面露出附面层足够大时，才可能产生期望的升力以消除扰动。在超音速飞行状态下，尾翼稳定导弹的气动压心会向弹头移动导致稳定性随着马赫数增加而变差。

发明内容

本发明为了解决现有的导弹或者火箭在高速飞行中，随着马赫数增加而使导弹或火箭的稳定性变差的问题，而提供一种可扩展式尾裙机构。

本发明为解决上述技术问题采取的技术方案是：

它包括圆形内框体、圆形外框体、对接法兰、多个动力驱动装置、多对长杆、多个短杆、多个内裙片、多个外裙片和多个锁紧装置；

圆形内框体的外圆周上均布设置有多根直线导轨，圆形外框体的内圆周上均布设置有多个滑块，每个滑块和每根直线导轨配合并通过多个动力驱动装置驱动能使圆形内框体沿着圆形外框体的轴线移动，对接法兰固接在圆形内框体上并且同心设置，多个内裙片和多个外裙片分别铰接在对接法兰上，且内裙片和外裙片相互间隔设置形成尾群；

每个内裙片与每对长杆各自的一端铰接，每对长杆的另一端与圆形外框体铰接；

每个短杆的两端分别与每个外裙片和圆形外框体铰接；

当圆形外框体沿着直线导轨移动时，每个内裙片和每个外裙片能摆动一定的角度，且每个外裙片摆动的角度大于每个内裙片摆动的角度；当尾群处于展开状态时，圆形外框体通过多个锁紧装置固定在圆形内框体上。

进一步地，所述尾裙展开时的锥角为9°-17°之间。

进一步地，每个所述锁紧装置包括定位销、第一压缩弹簧和套筒；

套筒内设置有台肩，第一压缩弹簧设置在套筒内，定位销穿过第一压缩弹簧和套筒并从套筒内伸出，定位销上加工有轴肩，第一压缩弹簧的一端卡在轴肩上，第一压缩弹簧的另一端顶在套筒的台肩上，所述圆形外框体和所述圆形内框体上分别加工有相互配合的定位销孔，定位销插入到圆形外框体的定位销孔中，套筒固定在所述圆形外框体上，当所述尾裙处于展开状态时，定位销被第一压缩弹簧顶入到所述圆形内框体的定位销孔中；当所述尾裙处于收拢状态时，定位销顶在圆形内框体的表面。

本发明与现有技术相比具有以下有益效果：