CN110779397A - 一种试验或训练用大口径超音速靶弹 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及试验或训练用模拟靶弹技术领域，具体为一种试验或训练用大口径超音速靶弹，包括弹体、制导系统、配重件、电子设备、主翼、尾翼和火箭发动机；所述弹体由弹头部、弹身部和弹尾部组成，弹头部和弹身部以及弹身部和弹尾部间均通过连接装置可拆卸式连接，通过将弹体分隔为可拆卸式的弹头部、弹身部和弹尾部，同时利用伞降装置将弹头部、弹身部和弹尾部分段伞降，能够分体回收靶弹，避免了整体回收时靶弹容易断裂的问题，通过增加缓冲装置，能够在弹头部、弹身部和弹尾部分离时，气体发生器点火向气囊内鼓气，从而在落地时起到缓冲的作用，减小落地时的冲击力。
Description
技术领域
本发明涉及试验或训练用模拟靶弹技术领域，具体为一种试验或训练用大口径超音速靶弹。
背景技术
目前，国内外拦截巡航导弹训练、超近程反导武器系统联调试验等所用的靶弹方式，速度过慢，均难以满足试验或训练对于模拟目标相似性、经济性以及可重复性的要求。
专利申请号为201210057927X的中国专利公开了一种试验或训练用大口径超音速靶弹，包括火箭发动机和靶弹头，所述火箭发动机包括燃烧室、喷管和多个翼片，所述燃烧室的前端与所述靶弹头联接、后端与所述喷管连接，所述多个翼片布设在所述喷管的外圆周上，所述靶弹头包括壳体、配重体和配重环，所述壳体为空心结构，所述配重体嵌固在所述壳体内的前端，所述配重环在壳体中部用预置挡片固定。
现有技术中所述的一种试验或训练用大口径超音速靶弹，能够获得较高的飞行速度，但该方案无法对靶弹进行回收，重复性利用率低，造成成本的增加，在专利申请号为2014208535166的中国专利公开了一种防空武器系统试验或训练用高速巡航靶弹，由气动外形系统、飞行控制系统、伞降系统、动力系统组成。点火发射后，由动力系统的固体火箭发动机为靶弹提供动力，气动外形系统保证靶弹的飞行状态，飞行控制系统控制靶弹进入设定高度和航线进行巡航飞行，能够通过伞降装置进行回收，但是目前靶弹的长度都在2米8以上，在靶弹降落到地面时，容易断裂，造成内部的设备损坏。
发明内容
为了上述现有技术中靶弹的不足，本发明提供一种试验或训练用大口径超音速靶弹。
本发明解决其技术问题采用以下技术方案来实现：
本发明所述的一种试验或训练用大口径超音速靶弹，包括弹体、制导系统、配重件、电子设备、主翼、尾翼和火箭发动机；所述弹体由弹头部、弹身部和弹尾部组成，弹头部和弹身部以及弹身部和弹尾部间均通过连接装置可拆卸式连接，所述制导系统布置在弹头部的内部，弹头部的内部还设置有用于模拟导弹战斗部重量的配重件，所述电子设备设置在弹身部的内部，所述主翼设置弹身部的外部，所述尾翼设置在弹尾部上，所述火箭发动机布置在弹尾部的内部，所述弹头部、弹身部和弹尾部的外侧壁均布置有伞降装置；其中，
所述连接装置包括一号连接盘、二号连接盘、螺杆、齿轮、齿盘、连杆、从动锥齿轮、主动锥齿轮和电机，所述弹身部的两端均固定连接有二号连接盘，所述二号连接盘上螺纹贯穿设置有若干螺杆，所述螺杆位于弹身部的一端固定连接有齿轮，螺杆远离齿轮的一端螺纹贯穿一号连接盘，所述一号连接盘固定安装在弹头部和弹尾部，若干的所述螺杆间呈多边形的排布，齿轮上啮合传动设置有齿盘，所述齿盘转动连接在二号连接盘的中心位置，两个所述齿盘间通过连杆固定连接，所述连杆上固定套接有从动锥齿轮，所述从动锥齿轮啮合传动连接有主动锥齿轮，所述主动锥齿轮固定安装在电机的输出轴上，所述电机固定安装在弹身部的内壁上；
所述伞降装置包括安装块、主伞、引导伞、开伞机构和整流罩，所述主伞和引导伞收置在安装块内，所述整流罩安装在安装块上，所述开伞机构用于引导伞的放出。
优选的，所述弹头部、弹身部和弹尾部内均布置有GPS定位装置。
优选的，所述电子设备包括供电电池、飞行控制器、数据存储终端组成，飞行控制器采用ARM+FPGA经典嵌入式硬件电路设计，所述供电电池用于向飞行控制器和数据存储终端供电，所述数据存储终端用于飞行数据的存储。
优选的，所述伞降装置的数量为-个，所述伞降装置等数量平均的布置在所述弹头部、弹身部和弹尾部上。
优选的，所述弹头部、弹身部和弹尾部上均设置有缓冲装置，所述缓冲装置布置在弹头部、弹身部和弹尾部的连接处。
优选的，所述缓冲装置包括气体发生器和气囊。
优选的，所述配重件为实心锥形钢锭结构。
优选的，所述火箭发动机为单室双推力固体火箭发动机，安装方式为端挂式。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明所述的一种试验或训练用大口径超音速靶弹，通过将弹体分隔为可拆卸式的弹头部、弹身部和弹尾部，同时利用伞降装置将弹头部、弹身部和弹尾部分段伞降，能够分体回收靶弹，避免了整体回收时靶弹容易断裂的问题，通过增加缓冲装置，能够在弹头部、弹身部和弹尾部分离时，气体发生器点火向气囊内鼓气，从而在落地时起到缓冲的作用，减小落地时的冲击力。
附图说明
图1为本发明的结构示意图；
图2为本发明的剖视图；
图3为图2中A处的局部放大图；
图4为伞降装置的剖视图。
图中：弹体100、弹头部110、弹身部120、弹尾部130、连接装置140、一号连接盘141、二号连接盘142、螺杆143、齿轮144、齿盘145、连杆146、从动锥齿轮147、主动锥齿轮148、电机149、伞降装置150、安装块151、主伞152、引导伞153、开伞机构154、整流罩155、缓冲装置160、制导系统200、配重件300、电子设备400、主翼500、尾翼600、火箭发动机700。
具体实施例
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参阅图1-4，下面提供一种较佳的实施例：
一种试验或训练用大口径超音速靶弹，包括弹体100、制导系统200、配重件300、电子设备400、主翼500、尾翼600和火箭发动机700；所述弹体100由弹头部110、弹身部120和弹尾部130组成，弹头部110和弹身部120以及弹身部120和弹尾部130间均通过连接装置140可拆卸式连接，所述制导系统200布置在弹头部110的内部，弹头部110的内部还设置有用于模拟导弹战斗部重量的配重件300，所述电子设备400设置在弹身部120的内部，所述主翼500设置弹身部120的外部，所述尾翼600设置在弹尾部130上，所述火箭发动机700布置在弹尾部130的内部，所述弹头部110、弹身部120和弹尾部130的外侧壁均布置有伞降装置150；其中，
所述连接装置140包括一号连接盘141、二号连接盘142、螺杆143、齿轮144、齿盘145、连杆146、从动锥齿轮147、主动锥齿轮148和电机149，所述弹身部120的两端均固定连接有二号连接盘142，所述二号连接盘142上螺纹贯穿设置有若干螺杆143，所述螺杆143位于弹身部120的一端固定连接有齿轮144，螺杆143远离齿轮144的一端螺纹贯穿一号连接盘141，所述一号连接盘141固定安装在弹头部110和弹尾部130，若干的所述螺杆143间呈多边形的排布，齿轮144上啮合传动设置有齿盘145，所述齿盘145转动连接在二号连接盘142的中心位置，两个所述齿盘145间通过连杆146固定连接，所述连杆146上固定套接有从动锥齿轮147，所述从动锥齿轮147啮合传动连接有主动锥齿轮148，所述主动锥齿轮148固定安装在电机149的输出轴上，所述电机149固定安装在弹身部120的内壁上；
所述伞降装置150包括安装块151、主伞152、引导伞153、开伞机构154和整流罩155，所述主伞152和引导伞153收置在安装块151内，所述整流罩155安装在安装块151上，所述开伞机构154用于引导伞153的放出。
工作时，利用火箭发动机700为靶弹提动超音速的动力，实现超音速的飞行，在利用本发明所述的靶弹完成既定的飞行路径，完成试验或训练后，电子设备400控制电机149转动，电机149通过齿轮144、齿盘145、连杆146、从动锥齿轮147和主动锥齿轮148间的传动，从而带动齿轮144转动，齿轮144带动螺杆143旋转，螺杆143逐渐从一号连接盘141中旋出，使得一号连接盘141与二号连接盘142脱离，即使得弹头部110、弹身部120和弹尾部130相互分离，此后开伞机构154将引导伞153放出，引导伞153再将主伞152放出，实现伞降机构的开启，使得靶弹能够被分段回收。
所述弹头部110、弹身部120和弹尾部130内均布置有GPS定位装置，通过GPS定位装置能够快速的确定弹头部110、弹身部120和弹尾部130的落点，方便快速回收。
所述电子设备400包括供电电池、飞行控制器、数据存储终端组成，飞行控制器采用ARM9+FPGA经典嵌入式硬件电路设计，具备对3轴加速度、3轴角速率、气压传感器、GPS位置、速度、高度、航向等多种传感器的数据采集、处理运算，通过多传感器融合、计算，从而实现飞行姿态稳定控制和任务控制等功能，所述供电电池用于向飞行控制器和数据存储终端供电，所述数据存储终端用于飞行数据的存储。
所述伞降装置150的数量为6个，所述伞降装置150等数量平均的布置在所述弹头部110、弹身部120和弹尾部130上。
所述弹头部110、弹身部120和弹尾部130上均设置有缓冲装置160，所述缓冲装置160布置在弹头部110、弹身部120和弹尾部130的连接处，缓冲装置160用于在回收降落时起到缓冲的作用。
所述缓冲装置160包括气体发生器和气囊，在弹头部110、弹身部120和弹尾部130分离时，气体发生器点火向气囊内鼓气，从而在落地时起到缓冲的作用。
所述配重件300为实心锥形钢锭结构。
所述火箭发动机700为单室双推力固体火箭发动机，安装方式为端挂式。
应当理解，本发明的各部分可以用硬件、软件、固件或它们的组合来实现。在上述实施例中，多个步骤或方法可以用存储在数据存储器(24)中且由合适的指令执行系统执行的软件或固件来实现。例如，如果用硬件来实现，和在另一实施例中一样，可用本领域公知的下列技术中的任一项或他们的组合来实现：具有用于对数据信号实现逻辑功能的逻辑门电路的离散逻辑电路，具有合适的组合逻辑门电路的专用集成电路，可编程门阵列(PGA)，现场可编程门阵列(FPGA)等。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
虽然在上文中已经参考实施例对本发明进行了描述，然而在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件。尤其是，只要不存在结构冲突，本发明所披露的实施例中的各项特征均可通过任意方式相互结合起来使用，在本说明书中未对这些组合的情况进行穷举性的描述仅仅是出于省略篇幅和节约资源的考虑。因此，本发明并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。
Claims (8)
1.一种试验或训练用大口径超音速靶弹，其特征在于，包括弹体(100)、制导系统(200)、配重件(300)、电子设备(400)、主翼(500)、尾翼(600)和火箭发动机(700)；所述弹体(100)由弹头部(110)、弹身部(120)和弹尾部(130)组成，弹头部(110)和弹身部(120)以及弹身部(120)和弹尾部(130)间均通过连接装置(140)可拆卸式连接，所述制导系统(200)布置在弹头部(110)的内部，弹头部(110)的内部还设置有用于模拟导弹战斗部重量的配重件(300)，所述电子设备(400)设置在弹身部(120)的内部，所述主翼(500)设置弹身部(120)的外部，所述尾翼(600)设置在弹尾部(130)上，所述火箭发动机(700)布置在弹尾部(130)的内部，所述弹头部(110)、弹身部(120)和弹尾部(130)的外侧壁均布置有伞降装置(150)；其中，
所述连接装置(140)包括一号连接盘(141)、二号连接盘(142)、螺杆(143)、齿轮(144)、齿盘(145)、连杆(146)、从动锥齿轮(147)、主动锥齿轮(148)和电机(149)，所述弹身部(120)的两端均固定连接有二号连接盘(142)，所述二号连接盘(142)上螺纹贯穿设置有若干螺杆(143)，所述螺杆(143)位于弹身部(120)的一端固定连接有齿轮(144)，螺杆(143)远离齿轮(144)的一端螺纹贯穿一号连接盘(141)，所述一号连接盘(141)固定安装在弹头部(110)和弹尾部(130)，若干的所述螺杆(143)间呈多边形的排布，齿轮(144)上啮合传动设置有齿盘(145)，所述齿盘(145)转动连接在二号连接盘(142)的中心位置，两个所述齿盘(145)间通过连杆(146)固定连接，所述连杆(146)上固定套接有从动锥齿轮(147)，所述从动锥齿轮(147)啮合传动连接有主动锥齿轮(148)，所述主动锥齿轮(148)固定安装在电机(149)的输出轴上，所述电机(149)固定安装在弹身部(120)的内壁上；
所述伞降装置(150)包括安装块(151)、主伞(152)、引导伞(153)、开伞机构(154)和整流罩(155)，所述主伞(152)和引导伞(153)收置在安装块(151)内，所述整流罩(155)安装在安装块(151)上，所述开伞机构(154)用于引导伞(153)的放出。
2.根据权利要求1所述的一种试验或训练用大口径超音速靶弹，其特征在于：所述弹头部(110)、弹身部(120)和弹尾部(130)内均布置有GPS定位装置。
3.根据权利要求1所述的一种试验或训练用大口径超音速靶弹，其特征在于：所述电子设备(400)包括供电电池、飞行控制器、数据存储终端组成，飞行控制器采用ARM9+FPGA经典嵌入式硬件电路设计，所述供电电池用于向飞行控制器和数据存储终端供电，所述数据存储终端用于飞行数据的存储。
4.根据权利要求1所述的一种试验或训练用大口径超音速靶弹，其特征在于：所述伞降装置(150)的数量为6-12个，所述伞降装置(150)等数量平均的布置在所述弹头部(110)、弹身部(120)和弹尾部(130)上。
5.根据权利要求1所述的一种试验或训练用大口径超音速靶弹，其特征在于：所述弹头部(110)、弹身部(120)和弹尾部(130)上均设置有缓冲装置(160)，所述缓冲装置(160)布置在弹头部(110)、弹身部(120)和弹尾部(130)的连接处。
6.根据权利要求5所述的一种试验或训练用大口径超音速靶弹，其特征在于：所述缓冲装置(160)包括气体发生器和气囊。
7.根据权利要求1所述的一种试验或训练用大口径超音速靶弹，其特征在于：所述配重件(300)为实心锥形钢锭结构。
8.根据权利要求1所述的一种试验或训练用大口径超音速靶弹，其特征在于：所述火箭发动机(700)为单室双推力固体火箭发动机，安装方式为端挂式。
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