一种用于带栅格舵导弹的栅格舵展开方法.pdf

本发明公开了一种用于带栅格舵导弹的栅格舵展开方法，包括下述步骤：步骤1，突出导弹弹体表面的栅格舵连接座上的呈折叠状态设置的栅格舵舵面在接收舵面解锁指令后解锁；步骤2，解锁后的栅格舵舵面展开；步骤3，栅格舵连接座沿导弹径向方向向导弹弹体内部缩进。本发明通过在栅格舵展开方案常规步骤设计中增加栅格舵舵面连同栅格舵连接座一起沿导弹径向方向向导弹弹体内部缩进的特殊设计，使得突出弹体表面的栅格舵连接座完全位于弹体内部或者大部分位于弹体内部，减小栅格舵连接座带来的阻力，进而减小带栅格舵导弹的阻力。

权利要求书
1.  一种用于带栅格舵导弹的栅格舵展开方法，其特征在于包括下述步骤：
步骤1，突出导弹弹体表面的栅格舵连接座上的呈折叠状态设置的栅格舵舵面在接 收舵面解锁指令后解锁；
步骤2，解锁后的栅格舵舵面展开；
步骤3，栅格舵连接座沿导弹径向方向向导弹弹体内部缩进。

2.  根据权利要求1所述的一种用于带栅格舵导弹的栅格舵展开方法，其特征在于， 所述的栅格舵展开方法还包括：步骤4，栅格舵舵面完全展开，栅格舵舵面及栅格舵连 接座锁定。

3.  根据权利要求1所述的一种用于带栅格舵导弹的栅格舵展开方法，其特征在于， 所述步骤2中栅格舵展开的方法为：栅格舵舵面在空气动力以及展开机构提供的展开力 矩的共同作用下绕展开轴展开。

4.  根据权利要求1所述的一种用于带栅格舵导弹的栅格舵展开方法，其特征在于， 所述步骤3中：在栅格舵舵面开始展开或者完全展开后，栅格舵连接座沿导弹径向方向 向导弹弹体内部缩进。

5.  根据权利要求2所述的一种用于带栅格舵导弹的栅格舵展开方法，其特征在于， 所述步骤4中：栅格舵舵面完全展开到位，且栅格舵连接座缩进到导弹弹体内部预定位 置后，栅格舵舵面与栅格舵连接座之间固紧，同时栅格舵连接座锁定。

6.  根据权利要求1所述的一种用于带栅格舵导弹的栅格舵展开方法，其特征在于， 栅格舵舵面呈折叠状态时栅格舵连接座突出导弹弹体表面的高度为H，所述栅格舵连接 座沿导弹径向方向向导弹弹体内部缩进距离d的范围为：0＜d≤H。

说明书一种用于带栅格舵导弹的栅格舵展开方法
技术领域
本发明涉及一种用于带栅格舵导弹的栅格舵展开方法。
背景技术
栅格舵作为一种特殊的升力面形式，是由一个外部框架和内部众多的薄栅格壁，布 置成框架式或者蜂窝式的一个空间多升力面系统，它的特点是可以在较小的展向尺寸范 围内布置很多升力面获得较大的升力，可为飞行器稳定飞行和机动控制提供操纵力。
对于采用折叠展开技术的栅格舵，为了实现栅格舵在气流干扰下顺利展开，需要由 栅格舵折叠展开机构提供展开力矩，同时到位锁定。这样在栅格舵舵面底部与弹体之间 一般不得不有相应的栅格舵连接座；该栅格舵连接座既要能够抵抗舵面在高动压气流下 冲击作用，又能实现折叠展开机构以及舵轴功能，结构复杂，而且突出弹体的结构尺寸 会相对较大；在导弹高速飞行中，该栅格舵连接座带来的阻力会很大。
阻力大是栅格舵相对平面舵固有的一大缺点，而且很大程度上制约着栅格舵的使用； 在高速气流下，栅格舵阻力主要由栅格舵舵面外框、栅格舵舵面内壁以及栅格舵底部与 弹体之间连接的栅格舵连接座等几个部件产生的阻力构成。
对于带栅格舵高速导弹减阻，现有技术主要针对栅格舵舵面外框以及内壁的厚度、 剖面形状等进行，或者通过优化格子数以及栅格舵外廓尺寸来实现；但是这种减阻方法 与栅格舵防热、结构强度以及加工制造存在一定矛盾，壁面太薄、前缘太尖、格子太稀 会影响栅格舵结构强度，也会加大加工制造难度。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种用于带栅格舵导弹的栅格舵展开方法；该方法 通过在栅格舵展开方案常规步骤设计中增加栅格舵舵面连同栅格舵连接座一起沿导弹径 向方向向导弹弹体内部缩进的特殊设计，使得突出弹体表面的栅格舵连接座完全位于弹 体内部或者大部分位于弹体内部，减小了栅格舵连接座突出弹体表面的高度和迎风面积， 同时在导弹飞行过程中的高速来流下，减小栅格舵连接座带来的阻力，进而减小带栅格 舵导弹的阻力。
为解决上述技术问题，本发明采用下述技术方案：
一种用于带栅格舵导弹的栅格舵展开方法，包括下述步骤：
步骤1，突出导弹弹体表面的栅格舵连接座上的呈折叠状态设置的栅格舵舵面在接 收舵面解锁指令后解锁；
步骤2，解锁后的栅格舵舵面展开；
步骤3，栅格舵连接座沿导弹径向方向向导弹弹体内部缩进。
进一步的，所述的栅格舵展开方法还包括：步骤4，栅格舵舵面完全展开，栅格舵 舵面及栅格舵连接座锁定。
进一步的，所述步骤2中栅格舵展开的方法为：栅格舵舵面在空气动力以及展开机 构提供的展开力矩的共同作用下绕展开轴展开。
进一步的，所述步骤3中：在栅格舵舵面开始展开或者完全展开后，栅格舵连接座 沿导弹径向方向向导弹弹体内部缩进。
进一步的，所述步骤4中：栅格舵舵面完全展开到位，且栅格舵连接座缩进到导弹 弹体内部预定位置后，栅格舵舵面与栅格舵连接座之间固紧，同时栅格舵连接座锁定。
进一步的，栅格舵舵面呈折叠状态时栅格舵连接座突出导弹弹体表面的高度为H， 所述栅格舵连接座沿导弹径向方向向导弹弹体内部缩进距离d的范围为：0＜d≤H。
本发明与现有技术相比，具有如下积极有益的效果：
1、本发明解决了导弹飞行过程中在高速来流下，栅格舵舵面连同栅格舵连接座所带 来的较大阻力，进而影响带栅格舵导弹折叠展开技术应用的问题。
2、本发明通过在栅格舵展开方案常规步骤设计中增加栅格舵舵面连同栅格舵连接座 一起沿导弹径向方向向导弹弹体内部缩进的特殊设计，使得突出弹体表面的栅格舵连接 座完全位于弹体内部或者大部分位于弹体内部，减小了栅格舵连接座突出弹体表面的高 度和迎风面积，同时在导弹飞行过程中的高速来流下，减小栅格舵连接座带来的阻力， 进而减小带栅格舵导弹的阻力。
3、本发明可以不会因顾虑阻力大而极大限制栅格舵折叠展开机构的几何尺寸设计， 从而为导弹栅格舵折叠展开技术的应用降低难度。
附图说明
图1为本发明中栅格舵完全展开后，栅格舵连接座突出弹体表面的结构示意图。
图2为图1的侧视图。
图3为本发明中栅格舵完全展开后，栅格舵连接座缩进弹体内部后的结构示意图。
图4为图3的侧视图。
图5为本发明中栅格舵连接座完全突出弹体表面与80％栅格舵连接座缩进弹体内部 的两种情况下舵面阻力系数比较曲线。
具体实施方式
下面结合附图说明本发明的具体实施方式。
如图1至5所示，图1至4中为某带栅格舵导弹，栅格舵包括突出弹体1表面的栅 格舵舵面2和突出弹体1表面的栅格舵连接座3，栅格舵舵面2通过栅格舵连接座3与 所述弹体1固定；本实施例中的导弹采用四片栅格舵尾部控制的无翼式布局，并采用折 叠展开技术，初始栅格舵舵面2为折叠状态，飞行刚开始后栅格舵舵面2快速展开，为 了保证栅格舵舵面2在高速复杂气流干扰下顺利展开，栅格舵连接座3突出弹体1表面 的高度以及迎风面积几何尺寸均较大；进一步的，为了降低栅格舵连接座3产生的阻力， 栅格舵折叠展开方案采用了如下设计：
第一步，栅格舵解锁；
突出导弹弹体1表面的栅格舵连接座3上的呈折叠状态设置的栅格舵舵面2在接收 舵面解锁指令后解锁；
第二步，解锁后的栅格舵舵面展开；
栅格舵舵面2在空气动力以及展开机构提供的展开力矩的共同作用下绕展开轴展 开。
第三步，栅格舵连接座沿导弹径向方向向导弹弹体内部缩进。
在栅格舵舵面2开始展开或者完全展开后，栅格舵连接座3沿导弹径向方向向导弹 弹体1内部缩进。所述栅格舵连接座3沿导弹径向方向向导弹弹体1内部缩进距离d的 范围为：0＜d≤H；H为栅格舵舵面2呈折叠状态时栅格舵连接座3突出导弹弹体1表面 的高度，在本实施例中取d＝80％*H。
第四步，栅格舵舵面完全展开，栅格舵舵面及栅格舵连接座锁定。
待栅格舵舵面2完全展开到位，且栅格舵连接座3缩进到导弹弹体1内部预定位置 后，栅格舵舵面2与栅格舵连接座3之间固紧，同时栅格舵连接座3锁定。
基于上述步骤，本发明实现了一种用于带栅格舵导弹的栅格舵展开方法。
如图5所示，图5给出了带栅格多导弹上的栅格舵连接座3采用上述向导弹弹体1 内部缩进方案设计后栅格舵阻力系数数值计算结果，并与栅格舵连接座3完全突出弹体 1表面的情况进行了对比，图5中横坐标为马赫数Ma,纵坐标为栅格舵(包括栅格舵舵面 2和栅格舵连接座3)阻力系数Cx0。气动数值计算结果表明，不同飞行马赫数下，当采 用本发明所提出的技术方案后，栅格舵连接座3向导弹弹体1内部缩进相比栅格舵连接 座3完全突出弹体1表面的情况栅格舵阻力会明显减小，减阻量达到10％以上。
本发明通过在栅格舵舵面2展开后，将栅格舵舵面2在呈折叠状态下突出弹体1表 面的与栅格舵连接座3缩进弹体1内部的方式，来减小栅格舵连接座3突出弹体1表面 的高度和迎风面积，在高速来流下，明显减小了带栅格舵导弹的阻力。
本文中所采用的描述方位的词语“上”、“下”、“左”、“右”等均是为了说明 的方便基于附图中图面所示的方位而言的，在实际装置中这些方位可能由于装置的摆放 方式而有所不同。
综上所述，本发明所述的实施方式仅提供一种最佳的实施方式，本发明的技术内容 及技术特点已揭示如上，然而熟悉本项技术的人士仍可能基于本发明所揭示的内容而作 各种不背离本发明创作精神的替换及修饰；因此，本发明的保护范围不限于实施例所揭 示的技术内容，故凡依本发明的形状、构造及原理所做的等效变化，均涵盖在本发明的 保护范围内。