一种适用于远程精确打击的低成本高超声速制导火箭的制作方法

本发明属于火箭，具体涉及一种适用于远程精确打击的低成本高超声速制导火箭。

背景技术：

1、远程制导火箭具有射程远、精度高等多种优势，是规模化放量打击的最佳选择。高超声速制导火箭则同时具备远程精确打击、高机动和强突防等特点，必将发挥关键性作用。

2、相比于传统的无控火箭弹和简易制导火箭弹，高超声速制导火箭面临严酷的力热环境、大空域宽速域制导控制、结构防热一体化协调匹配等难题，导致成本大幅提高、多学科间耦合度急剧增加，采用常规设计研发的装备难以满足规模化远程精确打击任务需求。因此，需创新总体设计方法，发明一种低成本高超声速制导火箭，是获取密集火力优势的必然选择。

3、授权公告号为cn105674811b的发明专利公布了一种具有乘波体结构的制导火箭弹，这种具有火箭乘波体结构外形的制导火箭弹飞行速度在1.5ma以上的超音速、飞行高度在40km及以下，不适用于远射程高超声速飞行，且乘波体结构外形复杂，制造工艺复杂，生产成本高。

4、申请公布号为cn116105554a的专利公布了一种末制导火箭弹，采用鸭式布局，主要解决发射过程中所使用的脱落插座的节点被占用、无法快速详尽获取火箭弹发射状态的问题，不涉及高超声速飞行和远程精确打击相关内容。

5、授权公告号为cn110758730b的发明专利公布了一种高超声速飞行器及其弹道设计，提出了一种结构精巧、稳定性好且可靠性高，既能够容置在长3200mm、直径800mm的头罩中，又能够保持较高的升阻比，还能使折叠结构保持较高的结构稳定性的高超声速飞行器及其弹道设计，但其采用头罩分离和发动机多级分离方案，且结构外形复杂，设计活动机构较多，均不利于低成本生产制造。

6、授权公告号为cn219115701u的实用新型专利公布了一种高超声速飞行器头锥及具有该头锥的高超声速飞行器，采用外壳体和内壳体的结构设计，提高热防护效率和效果，但未涉及完整高超声速飞行器的内容。

7、授权公告号为cn203921184u的实用新型专利公布了一种高超声速飞行器头锥，将嵌入式大气系统受感装置集中布置在飞行器头部，但未涉及完整高超声速飞行器的内容。

8、显然，已有发明或装备无法同时满足远程精确打击、低成本和高超声速飞行的条件。

技术实现思路

1、为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种适用于远程精确打击的低成本高超声速制导火箭，包括头罩、头舱、载荷舱、仪器舱、动力舱、控制舱；所述头罩、头舱、载荷舱、仪器舱、动力舱、控制舱依次连接；制导火箭的气动布局为锥柱组合、轴对称；制导火箭整体前半部分为锥段，后半部分为圆柱段；制导火箭的飞行程序采用全程大气层内跳跃滑翔、发动机不分离方案。本发明既有效提高了制导火箭射程，又最大程度简化了制导控制系统设计难度。

2、本发明解决其技术问题所采用的技术方案如下：

3、一种一种适用于远程精确打击的低成本高超声速制导火箭，包括头罩、头舱、载荷舱、仪器舱、动力舱、控制舱；所述头罩、头舱、载荷舱、仪器舱、动力舱、控制舱依次连接；

4、所述制导火箭的气动布局为锥柱组合、轴对称；制导火箭整体前半部分为锥段，后半部分为圆柱段，锥段与圆柱段长度比为0.4～0.8；

5、所述制导火箭后端对称设置4片呈“x”布局的空气舵，制导火箭初始为静稳定状态，静稳定度为0.5%～2%；

6、所述头罩头部半径为sr10mm～sr20mm，母线外形为卡门曲线或幂次体曲线；

7、所述头舱内部安装惯导设备；

8、所述载荷舱装配不同类型的包含引信的战斗部，用于对目标进行有效毁伤，不同型号的载荷舱前后连接接口一致；

9、所述仪器舱内部装配飞控装置、卫导装置、热电池；其中飞控装置用于实现制导控制模型解算和飞行时序控制，模型解算误差不大于0.1°，时序控制偏差不大于0.2ms；卫导装置用于实现“惯性+卫导”组合导航信息计算，导航定位精度为水平不大于5m、高程不大于8m；热电池具有为各用电设备提供不小于24v电源的供电能力；

10、所述动力舱为固体火箭发动机；

11、所述控制舱装配电动舵机。

12、优选地，所述制导火箭的飞行程序采用全程大气层内跳跃滑翔、发动机不分离方案，火箭全程飞行平均马赫数大于6，命中精度圆概率偏差不大于6m；制导火箭最大飞行高度小于75km，飞行全程处于大气层内，仅采用空气舵实现转弯、爬升、跳跃滑翔飞行控制；发动机工作结束后不分离。

13、优选地，所述惯导设备采用中低精度陀螺方案，随机游走系数小于0.01°/h、零位稳定性小于0.1°/h；惯导设备能够利用火箭飞行主动段过载信息，对惯导航向的对准误差进行卡尔曼滤波估计和修正，修正后航向误差小于0.015°。

14、优选地，所述固体火箭发动机壳体采用碳纤维复合材料，装药采用低燃速复合推进剂，发动机比冲不小于240s，装药质量与发动机总质量的比值大于0.9。

15、优选地，所述电动舵机输出力矩不小于400nm，空气舵单方向最大偏转角度不小于25°，从火箭尾部看向头部，四片空气舵呈“x”型布局，每片空气舵与火箭水平平面、纵向平面夹角均为45°，舵前缘半径不大于r7。

16、优选地，所述制导火箭的结构设计采用防热一体化方案，头舱、载荷舱、仪器舱、控制舱的舱体均采用铝合金套装；所述铝合金套装的原材料为铝合金、纤维/酚醛和环氧树脂。

17、本发明的有益效果如下：

18、本发明采用锥柱组合气动布局，既有效提高了制导火箭射程，又最大程度简化了制导控制系统设计难度；采用全程大气层内跳跃滑翔、发动机不分离的飞行程序，仅用空气舵实现转弯、爬升、跳跃滑翔等飞行控制，大幅降低了系统复杂度和成本；采用模块化舱段、标准化接口设计，同时仅用常规材料和成熟工艺，实现低成本结构防热一体化设计，有利于规模化大批量生产制造和成本控制。本发明相对传统设计的相近尺寸相近射程相近精度装备成本可降低50%以上。

19、附图说明

20、图1为本发明制导火箭组成图。

21、图2为本发明空气舵布局图。

技术特征：

1.一种适用于远程精确打击的低成本高超声速制导火箭，其特征在于，包括头罩、头舱、载荷舱、仪器舱、动力舱、控制舱；所述头罩、头舱、载荷舱、仪器舱、动力舱、控制舱依次连接；

2.根据权利要求1所述 一种适用于远程精确打击的低成本高超声速制导火箭，其特征在于，所述制导火箭的飞行程序采用全程大气层内跳跃滑翔、发动机不分离方案，火箭全程飞行平均马赫数大于6，命中精度圆概率偏差不大于6m；制导火箭最大飞行高度小于75km，飞行全程处于大气层内，仅采用空气舵实现转弯、爬升、跳跃滑翔飞行控制；发动机工作结束后不分离。

3.根据权利要求1所述 一种适用于远程精确打击的低成本高超声速制导火箭，其特征在于，所述惯导设备采用中低精度陀螺方案，随机游走系数小于0.01°/h、零位稳定性小于0.1°/h；惯导设备能够利用火箭飞行主动段过载信息，对惯导航向的对准误差进行卡尔曼滤波估计和修正，修正后航向误差小于0.015°。

4.根据权利要求1所述 一种适用于远程精确打击的低成本高超声速制导火箭，其特征在于，所述固体火箭发动机壳体采用碳纤维复合材料，装药采用低燃速复合推进剂，发动机比冲不小于240s，装药质量与发动机总质量的比值大于0.9。

5.根据权利要求1所述 一种适用于远程精确打击的低成本高超声速制导火箭，其特征在于，所述电动舵机输出力矩不小于400nm，空气舵单方向最大偏转角度不小于25°，从火箭尾部看向头部，四片空气舵呈“x”型布局，每片空气舵与火箭水平平面、纵向平面夹角均为45°，舵前缘半径不大于r7。

6.根据权利要求1所述 一种适用于远程精确打击的低成本高超声速制导火箭，其特征在于，所述制导火箭的结构设计采用防热一体化方案，头舱、载荷舱、仪器舱、控制舱的舱体均采用铝合金套装；所述铝合金套装的原材料为铝合金、纤维/酚醛和环氧树脂。

技术总结本发明公开了一种适用于远程精确打击的低成本高超声速制导火箭，包括头罩、头舱、载荷舱、仪器舱、动力舱、控制舱；所述头罩、头舱、载荷舱、仪器舱、动力舱、控制舱依次连接；制导火箭的气动布局为锥柱组合、轴对称；制导火箭整体前半部分为锥段，后半部分为圆柱段；制导火箭的飞行程序采用全程大气层内跳跃滑翔、发动机不分离方案。本发明既有效提高了制导火箭射程，又最大程度简化了制导控制系统设计难度。技术研发人员：杨云刚,牛智奇,刘钧圣,杨树兴,李琪,乔浩,裴培,刘贻鑫,李昊,庞川博,邓海鹏,戴存喜,郭国强,李平,席晓文,梅春波,宋宇航,杜运理受保护的技术使用者：西安现代控制技术研究所技术研发日：技术公布日：2024/6/26