安装至少一个平坦照明器，以及轴对称地形成的飞行器的前室 侧壳沿着外部轮廓具有交互截面，并且在接合框 |
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| 申请号 | CN201380043331.7 | 申请日 | 2013-02-15 | 公开(公告)号 | CN104620070B | 公开(公告)日 | 2017-03-22 |
| 申请人 | NPO马士诺斯多耶尼军工股份公司; | 发明人 | 亚历山大·杰奥尔杰维奇·列昂诺; 夫; 维亚切斯拉夫·伊万诺维奇·马丁; 诺夫; (续); | ||||
| 摘要 | 架的平面中具有最大截面直径。本 发明 涉及一种可控导弹武器，并且更具体地涉及在弹道最后部分中具有自动追踪的航空弹道导弹(ABM)的设计。本发明所解决的问题在于创建 飞行器 (主要是ABM)的前室(FC)，可以同时将用于自动追踪和/或轨迹 导航系统 的多个有源和/或无源机载前置 传感器 装配在前室中，所述前室在控制信道之间的交叉通信的 水 平和阻 力 方面具有 气动 高效性，并且允许支持机载制导和/或导航系统的独立滚动的 稳定性 。解决所提及的问题在于在飞行器(AV)的前室中，所述室包括具有平坦照明器的前沿板和具有接合框的侧壳，该前沿板为楔形形式并且具有在AV 俯仰 平面中的60度至170度的楔形平面的张 角 ，在前室中(72) 发明人 亚历山大·尼古拉耶维奇·拉夫列诺夫 米克歇尔·谢尔盖耶维奇·贝奇科夫 弗拉迪米尔·皮特罗维奇·伊万诺夫 穆拉德·迪尔沙托维奇·萨芬 安德雷·尼古拉耶维奇·斯特拉霍夫 米哈伊尔·瓦连京诺维奇·博尔沙科夫 弗拉迪米尔·萨穆伊洛维奇·亚特茨克 谢尔盖·杰奥尔杰维奇·米罗车恩克 伊利亚·亚历山德罗维奇·伊万诺夫 尼古拉·斯捷潘诺维奇·斯维林 罗曼·安德烈耶维奇·佩图霍夫 弗拉迪米尔·阿纳托莱维奇·奥格涅夫 德米特里·米克歇尔罗维奇·苏尔科夫 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种飞行器(AV)的前室(FC)，所述前室包括具有平坦照明器的前沿板和具有接合框架的侧壳，其特征在于，所述前沿板被制成楔形形式，所述楔形具有在所述飞行器的俯仰平面中的所述楔形的平面之间的60度至170度的张角，其中，至少一个平坦照明器被安装在所述楔形的平面内，并且轴对称地制造的所述侧壳沿着外部轮廓线具有交互截面，并且在所述接合框架的平面内具有最大截面直径。 |
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| 说明书全文 | 飞行器的前室技术领域[0001] 本发明涉及一种可控导弹武器，更具体地，涉及在弹道最后部分中具有自动追踪(target-seeking guidance)的航空弹道导弹(aeroballistic missile)(ABM)的设计。 背景技术[0002] 存在已知的空气动力飞行器(AV)的前(前端)室(front compartment)的各种设计决策(design decision)和构造，其包括各种类型的照明器、窗口、固定托架(blister)其他类型的玻璃窗，并且放置位于波长的特定光谱范围内的透明插入件和整流装置(fairing)–例如，参见Shulzhenko,M.N.,1971年,“Aircraft Design”，M.“, Mashinostroyenie”,第226页-第228页；Yeger,S.M.、Mishin,V.F.、Liseitsev,N.K.等,1983年“, Aircraft Design”，M.,“Mashinostroyenie”,第410页-第411页；Golubev,I.S.、Samarin,A.V.以及Novoseltsev,V.I.,1995年，“Construction and design of aerial vehicles”，M.,“Mashinostroyenie”,第216页-第220页(等)。 [0003] 已知的技术决策是AV的前室(FC)在前面板(壁)上具有若干个光学透明的平坦照明器(flat illuminator)，用于AV的自动追踪(TSG)的红外传感器操作–例如，参见Golubev,I.S.、Samarin,A.V.以及Novoseltsev,V.I.，1995年，“Construction and design of aerial vehicles”，M.,“Mashinostroyenie”,第62页，图3.10(最接近的相似物是具有8个照明器的微型寻的飞行器(Miniature Homing Vehicle)(MHV))。 [0004] 技术解决方案的相似物的缺点会包括在气动需求、视野的综合型以及在用于ABM的FC的校正与自制导(self-guidance)的部分中间隔开的机载传感器的稳定性参数之间缺乏工程平衡(project balance)。 发明内容[0005] 通过本发明所解决的问题在于创建飞行器(主要是ABM)的前室(FC)，并且可以同时将用于自动追踪和/或轨迹导航系统的多个有源和/或无源机载前置传感器装配在前室中，所述前室在控制信道之间直接的交叉通信的水平和阻力方面具有气动高效性，并且允许支持机载制导和/或导航系统的独立滚动的稳定性。 [0006] 所解决的上述问题是在AV的前室中(所述室包括具有平坦照明器的前沿板(leading panel)和具有接合框的侧壳(lateral shell)以与AV的室邻接)，该前沿板为楔形形式并且具有在AV俯仰平面内的60度至170度的楔形平面的张角(flare angle)，在前室中安装至少一个平坦照明器，以及轴对称地形成侧壳并且沿着外部轮廓具有交互截面(alternating section)，并且在接合框架的平面中具有最大截面直径。当安装两个以上的照明器时，所述照明器可具有不同的光谱发射范围。此外，侧壳可以形成如下：圆锥形–圆锥体的母线(generatrix)向接合框架的平面倾斜60度至89度的角；双圆锥形–前沿圆锥体(leading cone)的母线向前沿圆锥体与拖尾圆锥体(trailing cone)之间的接合平面倾斜60度至89度的角，并且拖尾圆锥体的母线向接合框架的平面倾斜15度至89度的角。侧壳的剖面的母线还可被构造成尖顶拱形(ogival)、抛物线形、样条(spline)形式以及所述形式的组合。 [0007] 可在FC的侧壳中形成可以是光学透明或者雷达透明的棱柱或者圆柱形的插入件。 [0008] AV的前室还可被构造成使前沿和侧壳的与其邻近的一部分可以相对于AV的长轴旋转。此外，可以通过密封膜分隔FC的可旋转部分与不可移动部分。轴承可以被安装在FC的可旋转部分与不可移动部分之间的隔离平面中。 [0009] 热绝缘件可被安装在高速AV的FC的侧壳和前沿板内侧上，但不包括照明器。此外，热绝缘件可由在30摄氏度至75摄氏度的温度范围内具有相变(phase transition)的材料形成。此外，照明器可在内侧上被可移动的热绝缘板覆盖。 [0010] 高速AV的前室还可设置有气动针(aerodynamic needle)，并且具有可以装载(stowing)后者的可能：例如，在FC内为伸缩式(telescopically)或者在预先点火时相对于AV长轴倾斜高达120度的角。附图说明 [0011] 在图1至图7中示出了所提出的技术决策中AV的前室。可适用的标号： [0012] 1–FC的前沿板； [0013] 2–照明器； [0014] 3–FC的圆锥形侧壳； [0015] 4–FC的双圆锥形侧壳； [0016] 5–插入件； [0017] 6–FC的可旋转部分； [0018] 7–FC的(相对于AV的邻近室)不可移动的部分； [0019] 8–FC的接合框架； [0020] 9–轴承； [0021] 10–隔膜； [0022] 11–热绝缘件； [0023] 12–热绝缘板； [0024] 13–气动针。 [0025] 图1示出了关于所提出的技术决策的AV的前室的整体视图(在前沿板位置1中具有圆锥形侧壳位置3和六个平坦照明器位置2)。 [0026] 图2示出了具有双圆锥形侧壳位置3、4以及在前沿板位置1中的四个照明器位置2的AV的FC。 [0027] 图3和图4分别展示了具有圆柱形或者棱柱形的插入件位置5的AV的前室。因此，当在飞机上放置飞行器的有源和/或无缘无线电基础设施(例如，侧视雷达、雷达高度计、辐射计等)并且光学透明的棱柱形的插入件(具有平坦照明器)能够在飞机上放置AV视觉导航光学设备(例如，光学相关器、激光测距仪和高度计、红外激光雷达等)时，应用圆柱形的雷达透明的插入件。 [0029] 图6展示了被放置在AV前室的照明器位置2内部的可移动的热绝缘板位置12的示意图。 [0030] 图7示出了具有气动针位置13的FC构造的实施例。 具体实施方式[0031] 就所提出的技术决策可以区分单元功能的下列特征。 [0032] 另一方面，在AV的俯仰平面内以60度至170度的角进行部署的存在于FC的前沿板位置1中的平坦照明器位置2允许简化接近于目标区域和/或轨迹校正的系统视觉的机载导航系统和TSG的光学配置(无需考虑在非平面配置中发生的照明器的几何形状的弯曲和飞行中的变形)，另一方面，(就气动方面而言)合理地放置用于(TSG信道)单个传感器的若干个照明器，包括传播的不同的光谱范围。假设对于AV的具体飞行时的路径(AV的目标接近的角度)，可以优化FC前沿板位置1的楔形面张口和机载传感器的视野(考虑各个传感器的观察线路的滚转)。例如，对于飞行器的轨迹导航，其航程包括接近于直线水平路径的曲线，可取的是减少俯仰平面中FC的前沿板中的楔形平面张角的值–这允许AV的机载传感器以照明器平面向传感器观察线路倾斜可接受的角度来产生接近于所计划的测量；同时，在具有自动追踪的自制导的AV的陡峭(包括接近于垂直)行驶弹道，可取的是增加FC的前沿板中的楔形面的张角的值–再次以照明器平面向传感器的观察线路倾斜的可接受的角(不包括内反射)来获得接近于目标区域中的计划地形图像。同时，应注意的是，在存在AV运行的信道中具有根据(针对交叉通信水平)所不期望的干涉程度的“钝的(blunt)”楔形圆锥体(楔形双圆锥体)的缺点时，就使FC的气动阻力最小化而言，更为有利地是“锋利的(sharp)”楔形圆锥体(楔形双圆锥体)。 [0033] FC的侧壳位置3通过其接合框架位置8来提供将FC固定在AV的邻近室上的所期望的固定。同时，以点和轴对称实现侧壳位置3的形状，即，具有沿着外部轮廓的交互截面，并且由于其轮廓的“丰满度(fullness)”，而在能够使Fc的气动阻力最小化的接合框架平面内具有最大截面直径(尺寸)，从而可以改变气动升力的水平，并且侧壳的轴对称使得AV控制的信道中的交叉通信效应最小化。 [0034] 侧壳位置3的剖面(纵向截面)的母线可被构造成为圆锥形(双圆锥形)、尖顶拱形、抛物线形、样条形式(通过“柔性轨(flexible rail)”方法连接母线的具体设计点的平滑曲线–构造航空工业的放样(lofting)技术的曲线轮廓的传统技术)以及所述形式的组合。 [0035] 此外，圆锥体的母线向接合框架平面(换言之，AV的邻近室的接触面表面)的倾斜的角度的值应为60度至89度，这允许根据AV的具体任务来改变FC圆锥体部分的提升水平(见图1)。 [0036] 同样地，FC的双圆锥形侧壳位置3、4形成为使前沿圆锥体的母线向前沿圆锥体与拖尾圆锥体之间的接合平面倾斜60度至89度的角，并且使拖尾圆锥体的母线向FC接合框架的平面倾斜15度至89度的角。出于该单元的气动优化之目的，侧壳的双圆锥形部分位置4通常使具有TSG的FC与AV的机架(机身)的直径值之间存在较大的差异(见图2)。 [0037] 具有尖顶拱形、抛物线性或者样条形式以及圆锥形、尖顶拱形、抛物线或样条形式的组合形式的母线的侧壳位置3的剖面允许实现作为AV元件的FC的几乎全部的合理的气动、加固、测量以及其他可能。 [0038] 对于在FC的侧壳位置3中接近于直线水平AV的路径曲线的(例如，DSMAC类型光学系统、TERCOM类型地貌度量系统、激光和雷达高度计等)轨迹导航的机载系统的操作，可以形成棱柱或者圆柱形插入件位置5(见图3、图4)。同时，可以从光学透明或者雷达透明材料形成插入件位置5，以确保AV机载传感器的机能具有电磁频谱的操作波长范围的最小失真程度。 [0039] AV的前室还可以执行使前沿板和侧壳中与其邻近的一部分相对于AV长轴旋转(见图5)。同时，FC的可旋转位置6与不可移动位置7之间的隔离平面位于其侧壳位置3的限制内。具体地，该技术决策允许使机载TSG在滚动时的视野自治地稳定而无需考虑AV机架在给定航道上的旋转(振动)。 [0040] 根据技术方面和机载传感器功能的正常条件，可旋转部分位置6可通过密封膜位置10与不可移动部分位置7分隔开(见图5)。 [0041] 结构上的旋转看起来是通过安装在其间隔平面中的圆柱形铰链轴承位置9来连接FC的侧壳位置3的旋转位置6与不可移动(相对于AV的邻近室)位置7(见图5)。 [0042] 热绝缘件位置11(例如，热绝缘保形垫(conformal mat)或者专用涂覆)可从侧壳位置3(位置3、4)和前沿板位置1(不包括照明器位置2)的内侧安装在高速AV(例如，ABM)的前室上。同时，热绝缘件位置11可由在30摄氏度至75摄氏度的温度范围内具有相变的材料制成–从而允许在预定时间段内保持可允许空运无线电电子设备的操作的温度范围(见图5、图6)。 [0043] 为了通过照明器位置2排出泄漏在FC内部的热量–可以通过借助于热绝缘板位置12从FC内部关闭照明器位置2(见图6)。同时，在AV的校正(自制导)区域上，热绝缘板位置12在旁边移动并且为机载传感器提供正常操作的机会。 [0044] 对于ABM型的高速(包括远超过音速的)AV，它可被证明的优点是以小的攻击角来降低阻力值(例如，在飞行经过的纯弹道部分)。为此，在所提出的技术决策中，前室可配备有气动针位置13，其中包括具有发射前在AV的位置中进行装载的可能性。 [0045] 当使用所提出的技术方案时，实现的积极效果包括： [0046] -可以将包括多信道有源和/或无源系统的高精度机载制导和/或飞行弹道校正系统与高速AV上的前室进行高效地装配； [0047] -可以改变AV中用于固定几何形状的FC的自治制导/导航信道的数量； [0048] -可以借助于FC的可旋转部分的独立稳定性通过滚动控制使AV的机载制导/导航系统稳定。 [0049] 同时，根据所提出的技术方案的前室可包括额外的元件(部件、单元、机构等)，从而可以确保产品在极端气流压力、热流、重型负载、振动以及现代和未来的AV的其他飞行因素特征等条件下正常运行。 |
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