阅读说明：本技术 一种保证跨水空介质导弹安全入水的组合减速装置及方法 (A kind of combination deceleration device and method for guaranteeing across water sky medium guided missile safety and entering water ) 是由 李国良 李静 龚安龙 孔德才 尤天庆 于 2019-08-29 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种保证跨水空介质导弹安全入水的组合减速装置及方法,所述的装置包括安装在弹体外表面的可转动气动减速面及固定气动减速面；可转动气动减速面在不转动时与固定气动减速面弧度保持一致且形成一个完整光滑的弧面,该弧面形成的锥顶角为锐角,所述可转动气动减速面的转轴轴线位于所述的弧面上。(The present invention relates to a kind of combination deceleration device and method for guaranteeing across water sky medium guided missile safety and entering water, the device includes the rotatable aerodynamic decelerator face and fixed aerodynamic decelerator face for being mounted on body outer surface；It can be rotated aerodynamic decelerator face to be consistent when not rotating with fixed aerodynamic decelerator face radian and form a complete smooth cambered surface, the cone-apex angle which forms is acute angle, and the shaft axis that can be rotated aerodynamic decelerator face is located in the cambered surface.)

一种保证跨水空介质导弹安全入水的组合减速装置及方法

技术领域

本发明是一种组合式减速装置，能够在高马赫数飞行状态下(马赫数≥2)有效减速到超音速以下(速度≤350m/s)，解决了跨水空介质导弹入水载荷及全弹完全浸水载荷的问题。实现了导弹安全入水。通过调节可转动气动减速面的角度，改变导弹整体的气动力环境，从而保证了导弹入水时刻空中姿态的稳定性。属于入水武器装备空中减速技术领域。

背景技术

跨水空介质导弹早期具有极高的速度，为保证入水安全性，需求满足相应的入水条件，包括入水角、入水速度/角速度、入水攻角/侧滑角等飞行性能参数。为此，在导弹入水前的大气环境飞行阶段，必须采取有效的减速措施。由于导弹在空气介质中的飞行阶段速度高、时间长，给减速方案设计和优化提出了极大的挑战。在保障空气介质中的飞控性能、结构载荷性能要求的前提下，需要建立可靠的再入减速设计技术。

高速飞行于大气环境下的减速技术的发展源于航天飞行器着陆需求。传统的减速技术包括刚性气动减速器技术、降落伞减速技术等，已经在空间探测飞船、航天飞机等着陆或返回式飞行器的研制中发挥了重要作用。随着轻质、大载荷、结构易实现、占用空间小等更高性能需求的提出，近年来出现了充气式气动减速器、可展开式气动减速器和反推减速器等新型减速技术。但这些新型减速技术仍然存在一些关键技术需要突破，或者存在一定的使用局限性。

当前用于入水导弹姿态稳定相对比较成熟的控制技术是降落伞技术。助飞/空投鱼雷等入水武器系统已经解决了降落伞设计、开伞与伞体分离等关键技术，成功应用降落伞技术实现了入水减速与姿态稳定控制。但降落伞控制下飞行器入水稳定性差、姿态控制和落点偏差大、受风干扰严重、突防能力弱；因此急需更加精确可靠的控制技术实现先进的气水动一体化构型飞行器的设计。

跨水空介质导弹早期具有极高的速度，即使经历了大气环境飞行段的一定减速过程，但在没有有效减速措施工作情况下，入水前仍然会存在很大的速度，使得入水冲击过载极大，从而导致飞行器入水失败。此外，未来先进的跨水空介质导弹在入水前要求具有高突防能力、高精确性和可控性，给入水前姿态控制提出了严峻挑战，这也要求大气环境飞行末端具有良好的稳定控制能力。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种有效降低跨水空介质导弹入水速度及保证空中姿态稳定的组合减速装置及方法，能够在高马赫数飞行状态下(马赫数≥2)有效减速到超音速以下(速度≤350m/s)，同时保证导弹入水时刻飞行姿态的稳定性。

本发明解决技术的方案是：一种保证跨水空介质导弹安全入水的组合减速装置，包括安装在弹体外表面的可转动气动减速面及固定气动减速面；可转动气动减速面在不转动时与固定气动减速面弧度保持一致且形成一个完整光滑的弧面，该弧面形成的锥顶角为锐角，所述可转动气动减速面的转轴轴线位于所述的弧面上。

优选的，所述的可转动气动减速面与固定气动减速面均为梯形弧面、且相对于导弹轴心对称间隔排布。

优选的，所述弧面与弹体外表面之间的安装位置位于导弹总长度的0.1-0.3倍处。

优选的，所述的锥顶角范围为15-60度。

优选的，所述的可转动气动减速面与导弹采用转轴连接，可转动气动减速面的下边弧长为入水导弹直径的0.1倍-0.5倍，上边弧长为入水导弹直径的0.1倍-0.5倍，弹体外表面转轴安装点至所述下边弧长的径向距离为入水导弹直径的0.5倍-3倍。

优选的，所述的固定气动减速面的外缘弧线与可转动气动减速面的下边弧线构成一个半径相等的圆。

优选的，在导弹上设置至少N个可转动气动减速面，N大于等于4且为偶数。

优选的，所述的固定气动减速面由蒙皮材料组成，蒙皮之间由辐条相连，辐条一端与弹体外表面铰接，辐条的另一端与支撑杆一端铰接，支撑杆的另一端与弹体外表面铰接，辐条、支撑杆与弹体之间形成稳定的三角支撑结构。

优选的，所述的固定气动减速面占整个弧面的1/4-2/3。

一种有效降低跨水空介质导弹入水速度及保证空中姿态稳定的方法，通过下述方式实现：飞行速度马赫数大于2时，控制可转动气动减速面转动15度以内，飞行马赫数在1.5到2之间时，控制可转动气动减速面转动15度到30度之间；飞行马赫数在0.8到1.5之间时，控制可转动气动减速面转动30度到60度之间；飞行马赫数在0.3到0.8之间时，控制可转动气动减速面转动60度到75度之间；飞行马赫数在0.3以下时，控制可转动气动减速面转动75度到90度之间。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)跨水空介质飞行器目前比较成熟的减速技术是降落伞技术。但降落伞控制下飞行器入水稳定性差、姿态控制和落点偏差大、受风干扰严重、突防能力弱，组合减速装置可以通过舵轴装置调节可转动气动减速面的角度，调节飞行器气动力环境，调整飞行姿态。

(2)现有的充气式及机械式气动减速器减速效果较好，但是空中姿态保持能力差，组合式气动减速装置与现有的充气式及可展开式气动减速器减速效果基本相当，但是具有调节空中姿态的能力。

(3)超声速反推技术对跨水空介质导弹空中姿态干扰较小，但是其减阻效果差，与超声速反推技术相比，组合式减阻装置减阻效果显著。

(4)飞行器气动特性一般设计为静稳定，即压心在质心之后。组合式减速装置，利用可转动减速面与固定减速面之间的组合关系可以调节流场分布，改变飞行器表面的压力分布，充气式或者机械式减速装置在高速条件下会在减速装置表面形成压缩波，造成整体飞行器的压心前移，飞行器压心前移产生静不稳定特性。空中姿态保持能力差，可转动减速面转动时整体压缩面减小，压缩波的强度减弱，同时可转动减速面转动后，在其周围会形成膨胀波，膨胀波的压力会减弱，因此整体飞行器的压心变化不大，可以保证其静稳定特性。

附图说明

图1为本发明组合减速装置俯视图；

图2为本发明组合减速装置180度位置可转动气动减速面转动45度正视图；

图3为本发明组合减速装置0度/180度中心线剖面图；

图4为本发明充气式或者机械式减速装置CFD外形图；

图5为两种减速装置的阻力随攻角变化；

图6为两种减速装置的俯仰力矩随攻角变化。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步阐述。

根据对跨水空介质导弹的入水载荷及入水后航行轨迹的分析，设计出一种组合式空中减速装置，根据不同的飞行参数条件下组合装置的减速及空中姿态调节的数值计算结果，反过来验证组合装置的有效性，加以调整完善，得到一种对不同飞行参数条件下具有普适性的减速组合装置。

组合式减速装置包括安装在弹体外表面的可转动气动减速面及固定气动减速面；可转动气动减速面在不转动时与固定气动减速面弧度保持一致且形成一个完整光滑的弧面，该弧面形成的锥顶角为锐角，所述可转动气动减速面的转轴轴线位于所述的弧面上。

可转动气动减速面根据飞行姿态可以调节，保证了导弹入水时刻飞行姿态的稳定性。能够在高马赫数飞行状态下(马赫数≥2)有效减速到超音速以下(速度≤350m/s)，解决了导弹入水载荷及全弹完全浸水载荷的问题。实现了导弹安全入水。组合减速装置俯视图如图1所示。图2为组合减速装置180度位置可转动气动减速面转动45度正视图。图3为组合减速装置0度/180度中心线剖面图。

(1)可转动气动减速面为一个梯形弧面，固定气动减速面为梯形弧面；可转动气动减速面在不转动时与固定气动减速面弧度保持一致，形成一个光滑连接的弧面。

(2)组合减速装置，安装在导弹总长度的0.1-0.3倍处。在可转动气动减速面不转动时，整体减速装置的锥顶角范围为15-60度之间。

(3)可转动气动减速面长度为入水导弹直径的0.5倍-3倍(包括外部裸露舵轴)，下边弧长为入水导弹直径的0.1倍-0.5倍，上边弧长为入水导弹直径的0.1倍-0.5倍。固定气动减速面形状为梯形弧面，长度为入水导弹直径的0.5倍-3倍(在实施时与可转动气动减速面的长度必须保持相同)。固定气动减速面的上下弧长由可转动气动减速面决定，可转动气动减速面与固定气动减速面形成一个完整的弧面。

(4)在导弹上设置N个可转动气动减速面，N对称安装在导弹的圆周向。N大于等于4且为偶数。

(5)可转动气动减速面与导弹采用舵轴连接，根据姿态稳定性的要求，通过舵轴调整其转动角度。可转动气动减速面由柔性蒙皮材料组成，蒙皮材料中间由金属辐条作为支撑，舵轴与可转动气动减速面的支撑结构连接。固定气动减速面由柔性蒙皮材料组成，蒙皮被固定在辐条上，蒙皮下为支撑结构。

(6)固定气动减速面下的支撑结构为金属材料结构，蒙皮之间由辐条相连，辐条一端通过铰链与导弹相连，支撑杆一端通过铰链与辐条相连，一端通过铰链与导弹相连。

(7)固定气动减速面下的支撑结构为金属材料结构，蒙皮之间由辐条相连，辐条一端通过铰链与导弹相连，支撑杆一端通过铰链与辐条相连，一端通过铰链与导弹相连。

实施例

设计一种具有四个可转动气动减速面的组合减速装置，安装在导弹总长度的0.1倍处，减速装置的锥顶角为60度，可转动气动减速面长度为入水导弹直径的0.5倍(包括外部裸露舵轴)，下边弧长为入水导弹直径的0.3倍，上边弧长为入水导弹直径的0.15倍。固定气动减速面形状为梯形弧面，长度为入水导弹直径的0.5倍，设置4个减速面，如图1所示，可转动气动减速面转动45度，在来流马赫数1.5，飞行高度11公里条件下，计算可转动气动减速装置与充气式或者机械式减速装置(如图4为CFD外形图)开展数值模拟仿真，图5为两种减速装置阻力随攻角变化情况，可以看出组合式减速装置的阻力较机械式减速装置稍小，但是俯仰力矩随攻角增加而减小，呈现静稳定特性，如图6所示。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。