一种大容积率高升阻比超远程制导火箭的制作方法

本发明涉及制导火箭，主要涉及一种大容积率高升阻比超远程制导火箭。

背景技术：

1、制导火箭是一种主动段依靠固体火箭动力加速飞行、被动段依靠空气动力自由滑翔飞行，能够将战斗部快速投送至预定目标区以达到对敌方人员、技术兵器、建筑工事等有效毁伤的弹药武器。与传统地地战术导弹武器相比，制导火箭具有成本低、火力猛、反应快等显著特点，在近些年多个国际地区冲突中被大量使用。为适应现代战争形态，确保制导火箭在大纵深战场范围内仍能发挥规模化精确火力投送优势，在现有制导火箭武器基础上，发展射程更远、速度更快、火力投送能力更强的超远程制导火箭已成为现实迫切需求。

2、目前主流制导火箭普遍采用“鸭舵+旋转尾翼”布局方案，例如申请公布号为cn116105554a、cn 112824820 a、cn 115962687 a、cn 217686889 u的专利中公布的制导火箭弹。基于“鸭舵+旋转尾翼”布局方案进行远程化拓展时，存在系统组成复杂、空间利用率低、可用容积率小等问题，难以实现现有发射平台尺寸强约束下射程和火力投送能力的成倍提升；同时，由于超远程制导火箭飞行速度横跨亚声速、超声速、高超声速，现有气动布局表现出升阻比低、操纵性差、机动能力不足等缺点，难以很好的满足制导火箭远程化发展需求。

3、战术导弹广泛采用正常式布局，例如申请公布号为cn 112923805 a、cn

4、115355769b、cn 109682262 b的专利中公布的导弹，但因作战环境工况不同导致整体布局相差甚远。例如传统反坦克导弹(如“标枪”反坦克导弹等)、防空导弹(如“海狼”防空导弹等)、空空导弹(如agm-65空空导弹等)、巡航导弹(如bgm-109巡航导弹等)等普遍采用弹身中段对称配置弹翼、弹身尾段配置尾翼的布局方案，翼面数量众多，且头部曲线外形一般选用半球形和抛物线形等较钝的头部形状，该布局形式适用于亚、跨声速条件下近程飞行，在大空域高超声速飞行时存在升阻比低等问题；中近程地地战术弹道导弹通常采用两级分离方案，主动段工作完成后弹头部分和助推级分离，然后弹头部分被动滑翔至目标点，该两级分离方案结构复杂、尺寸规模大、弹道存在下抛物等问题，难以适应制导火箭低成本规模化野战发射要求。申请公布号为cn 104598696 b的专利公布了一种用于压心可调的高速导弹外形设计方法，该导弹外形通过在导弹尾端增加抛撒分离机构对质心进行动态调节，该外形增加了结构呆重和复杂性，从而导致全弹成本大幅提升以及尺寸规模变大。

5、乘波体布局近些年也得到了国内外学者的广泛研究，例如申请公布号为cn105674811 b、cn 205825823 u的专利中公布的制导火箭弹。乘波体气动布局虽然能显著提升全弹升阻比特性，但其表现出尺寸规模大、结构复杂、容积率小、制造成本高等显著不足，难以兼顾发射平台尺寸规模和战斗部大装填比约束，同时在适应部队大批量装备、成体系作战等方面的经济成本都是不可接受的。

6、综上所述，目前的主流制导火箭和战术导弹布局均难以同时兼顾远程化、大容积率、低成本、现役平台约束等需求。

技术实现思路

1、为了克服现有技术的不足，本发明提供一种大容积率高升阻比超远程制导火箭，能够在现有发射平台约束下大幅增加制导火箭容积率，能够通过外形精细化设计提升制导火箭升阻比特性，能够减少结构复杂度和尺寸规模减少结构呆重，具备容积率大、升阻比高、结构简单、装配工艺性好、成本低等优点，满足对远程点面目标的规模化火力投送打击。

2、本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种大容积率高升阻比超远程制导火箭，采用整体式轴对称布局，沿轴向依次包括头舱、战斗部舱、仪器舱、发动机舱和控制舱。

3、所述的头舱外形采用3/4幂次体曲线，所述的战斗部舱和仪器舱外形均采用圆锥曲线，头舱和战斗部舱之间满足切线平滑过渡要求；所述的发动机舱为圆柱体；所述的控制舱采用次口径设计。

4、所述的战斗部舱和仪器舱外形采用相同的圆锥曲线。

5、所述的3/4幂次体曲线和圆锥曲线公式分别为和r2＝xtan(δs)，其中，r表示对应x位置处的3/4幂次体曲线半径；r表示3/4幂次体曲线的底部半径；x表示以制导火箭头部驻点为原点，沿弹头指向弹尾方向的距离；ln表示3/4幂次体曲线的母线长度；r2表示对应x位置处的圆锥曲线半径，δs表示圆锥曲线半锥角。

6、所述头舱的驻点处进行倒圆处理，倒圆半径r′＝max{r1，r2}，其中，r1和r2分别表示根据驻点热流峰值和总加热量估算的驻点倒圆半径；ρ∞和v∞分别表示自由来流处的大气密度和速度；表示头部驻点处的热流密度限幅值，表示头部驻点处的总加热量限幅值，tf表示制导火箭飞行时间，表示关于时间的积分。

7、所述头舱驻点处的倒圆半径r′设置范围为15mm～40mm。

8、所述的制导火箭发动机舱直径为d，3/4幂次体曲线的底部半径设置范围为0.2d～0.25d；3/4幂次体曲线母线长度ln设置范围为1.0d～1.2d；圆锥曲线半锥角δs设置范围为6°～10°；制导火箭的头部和发动机舱的比例设置范围为0.32～0.43，所述的头部包括头舱、战斗部舱和仪器舱。

9、所述的发动机舱采用复合材料壳体固体火箭发动机，发动机质量比设置范围为0.87～0.92，发动机长度设置范围为5.5d～7.8d。

10、所述控制舱的次口径段直径设置范围为0.6d～0.72d，控制舱通过斜切面和发动机舱后端面实现共口径对接，斜切面和弹轴之间角度设置范围为5°～10°；控制舱布置4片舵翼，舵翼呈叉字型布局，分别位于弹体系各象限45°处，当超远程制导火箭在发射平台内时，舵翼处于折叠状态，离开发射平台后，舵翼迅速展开并可靠锁紧。

11、所述的舵翼采用非烧蚀耐高温合金材料，舵翼前缘半径估算公式如下：

12、

13、其中：r表示舵翼前缘半径；λd表示舵翼后掠角，设置范围为50°～60°；μ∞表示自由来流处粘性系数；表示舵翼前缘热流密度限幅值。

14、所述舵翼的前缘压缩面半锥角设置范围为3°～6°，根弦长设置范围为0.5d～0.6d，舵翼面积其中，sb表示在弹体系水平面内全弹投影面积；xp和xg分别表示弹体系x向压心系数和质心系数；xpt表示舵轴安装位置系数。

15、本发明的有益效果是：

16、(1)本发明所述的制导火箭采用“异构型双锥头部+圆柱段+非烧蚀全动尾舵”的整体式布局，和目前主流制导火箭采用的“鸭舵+旋转尾翼”布局相比，将头部4片鸭舵和4片/6片尾部旋转尾翼整合为控制舱4片全动尾舵，大幅减少全弹翼面数量，有效降低弹体摩擦阻力，从而实现全弹升阻比提升25％以上；同时，锥段减少了鸭舵及执行机构，使得全弹容积率增加20％以上。

17、(2)本发明所述的制导火箭头部采用异构型双锥形式，即头舱采用3/4幂次体曲线、战斗部舱和仪器舱采用圆锥曲线，该双锥形式兼顾减少阻力和增加容积率。和半球形和抛物线形等钝头部形状相比，本发明所述的制导火箭头部外形能够在超声速飞行段实现全弹阻力减少40％以上；和锥形或卡门形等单锥头部形状相比，本发明所述的制导火箭头部外形能够在长时间超声速飞行段实现全弹阻力减少8％以上；和同构型双锥(即头部一锥和二锥都是圆锥曲线外形)头部形状相比，本发明所述的异构型双锥头部外形能够实现全弹升阻比提升4％以上，同时全弹容积率增加3％以上。

18、(3)本发明所述的制导火箭舵翼采用非烧蚀耐高温材料，飞行过程中气动烧蚀引起的舵翼前缘变化可以忽略，舵翼前缘半径不会随气动烧蚀而增大。和采用烧蚀型舵翼的战术导弹武器相比，全弹阻力减少约8％以上。

19、(4)本发明所述的制导火箭操纵翼面仅包含4片全动尾舵，省去了位于弹身中段的弹翼结构和执行机构，使得全弹呆重减少约30kg以上。

20、(5)本发明所述的制导火箭采用复合壳体固体火箭发动机，和目前主流制导火箭采用刚壳体固体火箭发动机相比，质量比提升4％以上，全弹呆重减少约20kg以上。

21、(6)和乘波体外形的制导火箭相比，本发明所述的制导火箭采用整体式轴对称布局，结构形式简单，装配工艺性好，全弹轴向长度减少约5％以上，径向包络半径减少约10％，全弹容积率增加约20％以上。