一种40mm火箭筒用通用增程有控弹体平台的制作方法

本发明涉及制导火箭弹技术领域，具体涉及一种40mm火箭筒用通用增程有控弹体平台。

背景技术：

40mm单兵火箭筒是一种步兵近距反人员、坦克、装甲和工事的常规攻坚武器平台，由于其成本低、质量轻、操作简单、携行方便的特点而倍受青睐，目前仍然被各国大量装备和使用，总装备量达到百万门以上。但是该平台目前定型装备的弹药均为无控火箭弹，在散布精度cep(圆概率误差)为0.45m的条件下，对静止目标的射程最远仅为300m，，即使不要求命中精度，火箭弹的飞行距离也只有1500m左右。这极大地限制了40mm火箭筒平台远距离作战的效能。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明提供了一种40mm火箭筒用通用增程有控弹体平台，具备对远射程上移动和静止目标的精确打击和压制能力。

本发明采取的技术方案如下：

一种40mm火箭筒用通用增程有控弹体平台，所述弹体平台包括电动舵机、战斗部、弹载控制模块、增程发动机、飞行发动机及尾翼组件；

所述电动舵机设置在头部，电动舵机、战斗部、弹载控制模块、增程发动机、飞行发动机及尾翼组件顺次连接构成弹体平台；所述弹体平台采用通用机械电气接口模块对接外部制导组件模块构成制导火箭弹；所述增程发动机为制导火箭弹提供增程所需推力；所述制导组件模块与弹载控制模块通信，将不同制导信息传递给弹载控制模块，弹载控制模块与电动舵机通信，将生成的轨迹修正控制指令发送给电动舵机，所述电动舵机用于根据所述控制指令执行动作使火箭弹飞行直至击中目标。

进一步地，采用扰流控制装置替代电动舵机，所述扰流控制装置安装在增程发动机尾部端面。

进一步地，所述弹体平台进一步包括扰流控制装置，所述扰流控制装置安装在增程发动机尾部端面。

进一步地，所述增程发动机采用斜置喷管超口径增程发动机或直喷管超口径增程发动机。

进一步地，所述扰流控制装置包括扰流片、传动杆、扰流本体以及电磁铁组件；

所述电磁铁组件设置在扰流本体内，传动杆端部固定连接扰流片，传动杆在电磁铁组件磁场作用下沿增程发动机径向移动，通过扰流片改变斜置喷管增程发动机的气流方向。

进一步地，所述电磁铁组件包括弹簧、衔铁、铁芯、线圈以及盖板；

所述铁芯设置在衔铁外侧，铁芯通过盖板固定在扰流本体内；所述传动杆设置在铁芯中心，一端穿过盖板伸出，另一端与衔铁固定连接，通过传动杆上设置的凸台限制自身向衔铁方向移动；所述弹簧套装在传动杆上，压缩在盖板底面和传动杆凸台端面之间；所述线圈绕在铁芯上。

进一步地，所述通用机械电气接口模块包括主动端和被动端，主动端设置在制导组件模块上，被动端设置在电动舵机上；

所述主动端包括接口主动本体、安装定位块、止旋定位块及可伸缩的电气插针；所述接口主动本体为圆柱体，安装定位块为接口主动本体外圆周面设置的凸起结构，所述止旋定位块设置在安装定位块上，沿弹体轴线方向凸出，与可伸缩的电气插针伸出方向相反；所述可伸缩的电气插针设置在接口主动本体与接口被动本体配合的端面上；

所述被动端包括接口被动本体及滑环板；接口被动本体为圆筒，与接口主动本体配合的端面设有安装定位槽，所述安装定位槽与安装定位块匹配；接口被动本体内设有供主动端旋转的环形槽，且环形槽沿轴向长度大于安装定位块沿轴向长度；所述环形槽远离开口的内侧端面上固定连接滑环板，所述滑环板与圆筒轴线方向垂直，滑环板上设置导电滑环；所述环形槽与滑环板相对的端面上设有止旋定位槽，止旋定位槽与安装定位槽的夹角为设定角度。

进一步地，所述接口主动本体和接口被动本体外壁上设置定位线，接口主动本体转动设定角度后，接口主动本体上的定位线与接口被动本体外壁上的定位线对准。

有益效果：

1、本发明通过采用增程发动机、弹载控制模块及执行机构，具备5000m射程的有控飞行能力，将其火力打击范围由300m提高到5000m，且利用制导组件模块、弹载控制模块及执行机构之间的通信配合实现对移动和静止目标的精确打击；

其次采用通用机械电气接口模块可以实现模块化快速对接，针对不同的打击目标，适配不同的制导组件模块，极大提升了40mm火箭筒的作战效能，实现了多种制导控制方式火箭弹在该火箭筒上的应用。

2、本发明采用斜置喷管超口径增程发动机，有效减少了发动机喷管喷出的燃气对火箭弹的热辐射影响，同时也避免了对尾翼产生气动干扰，还可以节省火箭弹布局空间。

3、本发明的扰流控制装置属于推力矢量控制装置，能够在低速和大攻角下产生稳定的控制力和控制力矩，可以弥补鸭式布局电动舵的不足，将其与电动舵机联合使用，在弹载控制模块的统一控制下可以实现推力矢量和气动力的复合控制，能够很好满足模块化制导载荷对火箭弹控制方式和控制能力的需求。

4、本发明的通用机械电气接口模块在对接过程中，不仅可以保证快速拆装，同时可以可靠保证电气信号传输的可靠性、机械连接的可靠性以及制导模块与弹体平台的相位关系和定位精度。

附图说明

图1为本发明的总体结构示意图；

图2(a)、图2(b)为通用机械电气接口模块主动端结构示意图；

图3(a)、图3(b)为通用机械电气接口模块结构被动端示意图；

图4为斜置喷管超口径增程发动机结构示意图；

图5(a)、图5(b)分别为扰流控制装置断电、通电时的结构示意图；

图6为电磁铁的结构示意图；

其中，1-卫星制导组件模块，2-通用机械电气接口模块，3-电动舵机，4-战斗部，5-弹载控制模块，6-斜置喷管超口径增程发动机，7-扰流控制装置，8-飞行发动机，9-尾翼组件，10-接口主动本体，11-安装定位块，12-可伸缩的电气插针，13-止旋定位块，14-接口被动本体，15-滑环板，16-安装定位槽，17-止旋定位槽，18-滑环，19-固定螺钉，20-发动机壳体，21-增程推进剂，22-斜置喷管，23-延时点火具，24-点火药包，25-扰流片，26-盖板，27-电磁铁，28-扰流本体，29-传动杆，30-压缩弹簧，31-铁芯，32-线圈，33-衔铁。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本实施例提供了一种40mm火箭筒用通用增程有控弹体平台，弹体平台头部设置通用机械电气接口模块2，该弹体平台通过通用机械电气接口模块2对接外部制导组件模块后构成制导火箭弹；制导组件模块可以采用卫星制导组件模块或激光半主动导引头模块或电视/红外/毫米波主动导引头模块，本实施例制导组件模块采用卫星制导组件模块1。

火箭弹采用超口径增程发动机，超口径指的是口径大于40mm火箭筒的直径，火箭弹进一步增加通用机械电气接口模块2、弹载控制模块5及执行机构。超口径增程发动机采用斜置喷管超口径增程发动机6，在做好后部火箭弹热防护处理、尾翼和发动机喷管保持一定相位关系的前提下，也可以采用直喷管超口径增程发动机。执行机构采用电动舵机3或扰流控制装置7或同时使用电动舵机3和扰流控制装置7或者采用一体化一维或者二维修正组件(包含卫星信号接收机和简易舵机)，完成火箭弹的制导与控制。

如图1所示，卫星制导组件模块1(含卫星信号接收机和引信)、通用机械电气接口模块2、电动舵机3、战斗部4、弹载控制模块5、斜置喷管超口径增程发动机6、扰流控制装置7、飞行发动机8以及尾翼组件9从头至尾顺次连接构成火箭弹。

卫星制导组件模块1由卫星信号接收机(gps)和引信组成，安装在火箭弹头部。在火箭弹飞行过程中，gps定位后实时输出火箭弹坐标位置，发送给弹载控制模块5。

通用机械电气接口模块2用于实现卫星制导组件模块1与通用增程有控弹体平台的快速对接。如图2(a)、图2(b)所示，通用机械电气接口模块2包括主动端和被动端，主动端设置在卫星制导组件模块1上，被动端设置在电动舵机3上。

主动端包括接口主动本体10、安装定位块11、止旋定位块13及可伸缩的电气插针12；接口主动本体10为圆柱体，安装定位块11为接口主动本体10外圆周面设置的凸起结构，止旋定位块13设置在安装定位块11上，沿火箭弹轴线方向凸出，与可伸缩的电气插针12伸出方向相反；可伸缩的电气插针12设置在接口主动本体10与接口被动本体14配合的端面上。

如图3(a)、图3(b)所示，被动端包括接口被动本体14及滑环板15；接口被动本体14为圆筒，与接口主动本体10配合的端面设有安装定位槽16，安装定位槽16与安装定位块11匹配；接口被动本体14内设有供主动端旋转的环形槽，且环形槽沿轴向长度大于安装定位块11沿轴向长度；环形槽远离开口的内侧端面上通过固定螺钉19固定连接滑环板15，滑环板15与圆筒轴线方向垂直，滑环板15上设置导电滑环18；环形槽与滑环板15相对的端面上设有止旋定位槽17，止旋定位槽17与安装定位槽16的夹角为90°。接口主动本体10和接口被动本体14外壁上设置定位线，接口主动本体10转动90°后，接口主动本体10上的定位线与接口被动本体14外壁上的定位线对准。

工作原理为通过接口主动本体10上的安装定位块11与接口被动本体14上的安装定位槽16快速定位，定位后向弹尾方向按压接口主动本体10并顺时针旋转90°到位，此时接口主动本体10上的定位线对准接口被动本体14上的定位线；到位后，止旋定位块13与止旋定位槽17对正，撤掉向弹尾方向施加的按压力，接口主动本体10依靠八组电气插针内部的伸缩弹簧推动其向弹头方向运动，将止旋定位块13推入到接口被动本体14的止旋定位槽17中，实现接口主动本体10与接口被动本体14间的周向定位；同时依靠接口被动本体14上止旋定位槽17所在端面限位和接口主动本体10上八组电气插针内部伸缩弹簧对接口被动本体14施加的弹力保证接口主动本体10和接口被动本体14轴向定位，实现电气插针与滑环18的定位和可靠接触；拆卸时，向弹尾方向按压接口主动本体10，使得接口主动本体10上的止旋定位块13脱离接口被动本体14上的止旋定位槽17，逆时针旋转90°后，接口主动本体10上的安装定位块11与接口被动本体14上的安装定位槽16对正，在电气插针的伸缩弹簧作用下分离。

电动舵机3由舵片、传动机构、电机、驱动器等组成，接收弹载控制模块5给出的控制器指令产生控制力和控制力矩，从而使得火箭弹按照预先设定的弹道进行飞行。

战斗部4由安保机构、导爆管和战斗部本体组成。

弹载控制模块5由无线装定接收模块、姿态测量装置、弹上计算机及弹上电源组成。其中无线装定接收模块用于射击前接收地面简易火控装定器模块无线传输的地磁基准、目标位置信息、海拔高度信息、气象条件信息和星历数据以及地面简易火控计算出的火箭筒射角、射向等信息。姿态测量装置中集成有惯性器件及地磁元件，能够测量出弹体平台运动过程中的滚转角、俯仰、偏航角速度及加速度等信息，以满足多种控制律的需求。弹上计算机进行平台工作流程管理，并根据接收到的卫星定位装置信息和姿态测量装置信息进行解算，规划飞行弹道、生成控制指令，将生成控制指令发送给扰流控制装置7及电动舵机3。弹上电源采用热电池，利用发射过载激活，用于为弹上电气系统供电。

斜置喷管超口径增程发动机6由发动机壳体20、布置于发动机壳体20两侧与火箭弹轴线成一定角度的斜置喷管22、增程推进剂21、点火药包24和延时火具组成，采用发射过载激活延时点火具23的点火方式，实现延时点火；斜置喷管超口径增程发动机6为飞行火箭弹提供持续推力，以保证弹体平台具备5000m以上的飞行能力，其结构如图4所示。

如图5(a)、图5(b)、图6所示，扰流控制装置7是一种低成本的推力矢量控制机构。在斜置喷管超口径增程发动机6工作过程中，通过电磁铁27的吸合动作带动扰流片25运动，扰流片25与发动机喷流相互作用产生推力偏心对火箭弹形成控制力和控制力矩。

扰流控制装置7安装在斜置喷管超口径增程发动机6尾部端面，包括扰流片25、传动杆29、扰流本体28、压缩弹簧30、衔铁33、铁芯31、线圈32以及盖板26；铁芯31设置在衔铁33外侧，铁芯31通过盖板26固定在扰流本体28内；传动杆29设置在铁芯31中心，一端穿过盖板26伸出并固定连接扰流片25，另一端与衔铁33固定连接，通过传动杆29上设置的凸台限制自身向衔铁33方向移动；压缩弹簧30套装在传动杆29上，压缩在盖板26底面和传动杆29凸台端面之间；线圈32绕在铁芯31上。传动杆29在电磁铁27磁场作用下沿斜置喷管超口径增程发动机6径向移动，通过扰流片25改变斜置喷管超口径增程发动机6的气流方向。

工作原理：当线圈32通电时，铁芯31和衔铁33被磁化成极性相反的两块磁铁，产生吸力。当吸力大于压缩弹簧30的反作用力时，衔铁33向铁芯31方向移动，带动传动杆29运动，使扰流片25靠近斜置喷管超口径增程发动机6喷管口，改变气流方向；当线圈32断电时，衔铁33在压缩弹簧30反作用力下远离铁芯31，带动传动杆29移动，直至传动杆29凸台与铁芯31接触限位，此时扰流片25离开喷管口，不改变气流方向。

飞行发动机8用于在弹体平台发射后为弹体平台提供一级增速，在不要求精度发射时，射程可达到1500m。

尾翼组件9设置在火箭弹尾部，由尾杆、尾翼及导旋涡轮组成，用于稳定火箭弹飞行姿态及提供离筒转速。

工作时，射手进入阵地后依据上级指挥系统的指示或采用前观瞄设备确定目标状态后，确定选用相应的制导组件模块，本实施例中选用的是卫星制导组件模块1。射手将卫星制导组件模块1与通用增程有控弹体平台对接，形成全备弹，然后利用简易火控装定器模块向弹体平台装定地磁地理基准信息、目标位置信息、气象条件信息和星历数据、海拔高度信息以及简易火控计算出的射角、射向。完成以上操作后，射手将全备弹装入火箭筒，将火箭筒置于肩上，通过火箭筒观瞄装置将发射角度调整到设定范围。射手扣动扳机点燃发射药，发射药点燃后推动火箭弹加速至预定速度，此过程中产生的发射过载同时激活弹上热电池和斜置喷管超口径增程发动机6的延时点火具23；出炮口约0.5s后，热电池正常稳定工作；斜置喷管超口径增程发动机6在出炮口1s左右被点燃并持续提供推力；卫星制导组件模块1的卫星信号接收机(gps)在上电大约5s后定位完成并持续输出位置信息；弹上计算机在接收到火箭弹空间位置信息和姿态测量装置输出的姿态信息后，生成控制指令；控制指令被分配到扰流控制装置7及电动舵机3，控制火箭弹沿规划弹道飞行。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。