一种靶标飞行器

技术领域

本申请涉及飞行设备的技术领域，尤其是涉及一种靶标飞行器。

背景技术

火箭是火箭发动机喷射工质产生的反作用力向前推进的飞行器。它自身携带全部推进剂，不依赖外界工质产生推力，可以在稠密大气层内，也可以在稠密大气层外飞行，是实现航天飞行的运载工具。火箭按用途分为探空火箭和运载火箭。

检测火箭类飞行器在发射过程中各种性能适应性、各部件可靠性等在航天领域有着广泛需求，由于火箭在发射过程中，无法对火箭点火、上升过程的运动状态和受力情况进行分析，继而无法真实的测试出火箭类飞行器在发射过程中的各种参数情况。

发明内容

为了能够便于模拟火箭类飞行器的飞行状态同时检测发射过程中各种参数情况，本申请提供一种靶标飞行器。

本申请提供的一种靶标飞行器采用如下的技术方案：

一种靶标飞行器，包括机身，所述机身的前端固设有弹头，所述机身上安装有动力系统、减速系统和滑行系统，所述动力系统为飞行器的飞行提供动力，所述减速系统为飞行器高速飞行后减速，所述滑行系统为飞行器的飞行提供航线。

通过采用上述技术方案，采用动力系统给机身提供飞行的动力，使机身按着滑行系统提供的航线进行飞行，同时采用减速系统给机身的减速提供动力，使机身能够达到静置状态，从而可以实现反复的试验，在试验的过程中便可以对机身的飞行参数进行收集和测试。

本申请在一较佳示例中可以进一步配置为：所述动力系统包括设置于机身上的发动机、设置于机身内的油箱外壳以及设置于机身内且用于为发动机提供燃油的燃油泵，所述燃油泵的进口端与油箱外壳连接，所述燃油泵的出口端与发动机的进口连接。

通过采用上述技术方案，采用燃油泵、油箱外壳和发动机的整体配合来对机身提供飞行的动力，保证机身的正常飞行。

本申请在一较佳示例中可以进一步配置为：所述油箱外壳的前端上开设有进油口和出油口，所述油箱外壳的内底壁上固设有挡油板，所述挡油板远离油箱外壳内底壁的一端与油箱外壳的内顶壁之间留有间隔，所述挡油板向油箱外壳的前端倾斜设置。

通过采用上述技术方案，机身在加速启动时，由于惯性，油箱外壳内的燃油会向相反的方向进行运动，挡油板的设置可以使得油箱外壳的前端和挡油板之间始终有燃油存在，从而可以保证储油外壳可以持续的对机身的发动机提供燃油，不会存在发生间歇供油的情况，继而可以保证机身飞行的安全性。

本申请在一较佳示例中可以进一步配置为：在机身的腹部表面开设至少有两个凹腔，凹腔分别位于机身的两侧，所述减速系统包括转动连接于凹腔的减速板，减速板关闭后盖住所述凹腔，所述减速板在盖住凹腔的闭合位置和垂直于闭合位置的全开位置之间自由转动，机身内设置有用于驱动减速板打开或关闭的驱动组件。

通过采用上述技术方案，飞行器在减速阶段时，采用驱动组件，使减速板打开，减速板在打开状态下时，减速板对气流起到阻挡作用，起到吸收飞行器在减速时的动能，由此可以降低飞行器的速度从而起到减速的功能。

本申请在一较佳示例中可以进一步配置为：所述滑行系统包括间隔排列设置的高位塔架和低位塔架、固设于高位塔架和低位塔架之间的绳索以及设置于绳索和机身之间的滑行机构，所述滑行机构沿绳索的长度方向带着机身滑行设置。

通过采用上述技术方案，在高位塔架和低位塔架之间搭设绳索，给机身的飞行提供特定的航线，采用滑行机构，将机身与绳索连接，便于实现机身沿着绳索的长度方向滑行。

本申请在一较佳示例中可以进一步配置为：所述滑行机构包括固设于机身上部且相对间隔设置的侧挡板和转动连接于两块所述侧挡板之间的三个滑轮，其中两个所述滑轮位于绳索上方，前后放置，另一个所述滑轮位于绳索下方，布置于上方两个所述滑轮之间，所述绳索均贴合于三个所述滑轮相对的外壁上。

通过采用上述技术方案，采用滑轮和绳索的配合方式可以给飞行器飞行提供稳定的航线，同时三个滑轮采用呈“1”型排布，结构简单，质量轻，且滑行系统前向截面面积小，有限降低靶标飞行器的飞行阻力。

本申请在一较佳示例中可以进一步配置为：所述滑轮的外周壁周向开设有环形深钩，所述绳索位于环形深钩内。

通过采用上述技术方案，由于靶标飞行器缺少横向自动度限制，滑轮截面设计成“深沟”形式，以此为靶标飞行器提供横向固定。

本申请在一较佳示例中可以进一步配置为：所述机身的下部固设有两块舵面，两块所述舵面分别位于绳索的两侧，两块所述舵面向相背的方向外扩设置。

通过采用上述技术方案，舵面为靶标飞行器提供横风飞行时的滚转控制力矩。

本申请在一较佳示例中可以进一步配置为：两块所述舵面均设置于机身重心的前方。

通过采用上述技术方案，机身的在轴向布置上，舵面位于重心的前方能够卸载横风侧向载荷，同时也能够最大程度避免减速板开启后对其操纵力矩的影响，有一定优势，但考虑到靶标飞行器内部空间限制，将舵面布置在机身重心附近。

本申请在一较佳示例中可以进一步配置为：所述弹头内设置有龙勃透镜。

通过采用上述技术方案，为了保障靶标飞行器加减速要求，其设计重量和尺寸将受到严格的限制，依靠自身金属材料远不能达到所要求的雷达反射截面要求，因此在靶标飞行器的弹头内安装龙勃透镜可以实现雷达反射截面的要求。

综上所述，本申请包括以下至少一种有益技术效果：

1.采用动力系统给机身提供飞行的动力，使机身按着滑行系统提供的航线进行飞行，同时采用减速系统给机身的减速提供动力，使机身能够达到静置状态，从而可以实现反复的试验，在试验的过程中便可以对机身的飞行参数进行收集和测试；

2.采用滑轮和绳索的配合方式可以给飞行器飞行提供稳定的航线，同时三个滑轮采用呈“1”型排布，结构简单，质量轻，且滑行系统前向截面面积小，有限降低靶标飞行器的飞行阻力。

附图说明

图1是本申请实施例的一种靶标飞行器的结构示意图；

图2是本申请实施例中显示弹头的剖面示意图；

图3是本申请实施例中显示油箱外壳的剖面示意图；

图4是本申请实施例中显示机身沿绳索滑行的结构示意图；

图5是本申请实施例中显示机身减速时减速板打开的结构示意图；

图6是本申请实施例中显示机身的局部剖面示意图；

图7是图6中的A部放大图；

图8是本申请实施例中显示滑轮和绳索之间配合的结构示意图。

图中，1、机身；11、弹头；12、弹尾；13、安装环；14、凹腔；15、支撑板；151、让位孔；16、舵面；2、龙勃透镜；31、发动机；32、油箱外壳；321、储油腔；322、进油口；3221、进油管；323、出油口；3231、出油管；324、出气口；3241、出气管；325、挡油板；326、分隔板；3261、流通孔；327、止动板；3271、过油孔；3272、第一贯穿孔；3273、第二贯穿孔；41、减速板；421、滑块；422、推杆；423、挤压板；424、气缸；5、定位管；51、导向槽；61、高位塔架；62、低位塔架；63、绳索；641、侧挡板；6411、套筒；64111、撞击块；642、滑轮；6421、深钩。

具体实施方式

以下结合附图对本申请作进一步详细说明。

本申请实施例公开了一种靶标飞行器，参照图1、图2，包括机身1，机身1设置为圆柱形且内部中空设置，机身1的前端固定安装有弹头11，弹头11设置为圆锥状，弹头11与机身1共轴线设置，弹头11包括平面端和尖端，弹头11的平面端与机身1的前端固定连接，弹头11平面端的横截面积与机身1前端的横截面积相等，弹头11的内部固定安装有龙勃透镜2。

机身1的尾端安装有弹尾12，弹尾12设置为圆锥状，弹尾12与机身1共轴线设置，弹尾12包括平面端和尖端，弹尾12的平面端与机身1的尾端固定连接，弹尾12平面端的横截面积与机身1尾端的横截面积相等。

参照图2、图3，机身1上安装有动力系统、减速系统和滑行系统，动力系统为飞行器的飞行提供动力，动力系统包括发动机31、油箱外壳32和燃油泵，发动机31设置为两个，两个发动机31对称分布于机身1相对的两侧，为了便于重心配平，发动机31的安装轴向位置靠近机身1的重心后侧，机身1相对的两外侧分别固设有安装环13，安装环13用于对发动机31进行固定安装。

油箱外壳32安装于机身1内，油箱外壳32设置为半圆柱形，油箱外壳32的内部开设有储存燃油的储油腔321，油箱外壳32沿其轴线方向的一端为发动机31供油的前端、另一端为尾端，油箱外壳32的前端上开设有进油口322、出油口323和出气口324，进油口322、出油口323和出气口324均连通储油腔321设置，进油口322、出油口323和出气口324在同一水平高度上，进油口322处连接有伸入至储油腔321底壁的进油管3221，出油口323处连接有伸入至储油腔321底壁的出油管3231，出气口324处连接有伸入至储油腔321内的出气管3241。

储油腔321内设置有挡油板325，挡油板325设置为半椭圆形，挡油板325倾斜设置，挡油板325的弧形端固定连接于储油腔321的底壁，挡油板325的笔直端向靠近油箱外壳32的前端延伸设置，挡油板325的笔直端与储油腔321的顶壁之间留有间隔，当采用进油管3221对储油腔321内进行加油时，便于前端的燃油能流入至尾端，保证储油腔321内能充满燃油。

储油腔321的顶壁位置处固设有分隔板326，分隔板326位于挡油板325和油箱外壳32的前端之间，分隔板326竖直设置，分隔板326的下端与储油腔321的底壁之间留有间隔，分隔板326长度方向的两端均固定贴合于储油腔321的侧壁。油箱外壳32的前端向尾端倾斜时，分隔板326能起到阻挡的作用，避免燃油一下子全部流入至储油腔321的尾端。

分隔板326长度方向的两端分别开设有流通孔3261，流通孔3261设置为弧形，两个流通孔3261弧面端相对设置，流通孔3261的设置可以加快分隔板326和油箱外壳32的前端之间的燃油从流通孔3261进入到尾端。

储油腔321内固设有两块止动板327，两块止动板327沿油箱外壳32的轴线方向间隔排列设置，止动板327与储油腔321相适配且止动板327竖直设置，止动板327为扇形，止动板327的弧度与储油腔321底壁的弧度相等，止动板327的外边缘贴合于储油腔321的内周壁，止动板327的中部位置处开设有过油孔3271。

止动板327与储油腔321底壁相贴合的位置处开设有第一贯穿孔3272，第一贯穿孔3272设置为弧形，第一贯穿孔3272的弧面端朝向过油孔3271的位置，止动板327与储油腔321内相贴合的侧壁上开设有第二贯穿孔3273，第二贯穿孔3273设置为弧形，两个第二贯穿孔3273的弧面端相对设置。

燃油泵（图中未示出）安装于机身1内的后部位置处，燃油泵的进口与油箱外壳32的出油管3231连接，燃油泵的出口与发动机31的进口连接，燃油泵为发动机31的进油提供动力。

参照图4、图5，减速系统为飞行器高速飞行后减速，在机身1的腹部表面开设有三个凹腔14，其中两个凹腔14分别对称位于机身1的两侧，另外一个凹腔14位于机身1的底部，三个凹腔14整体呈“Y”字布局，凹腔14的横截面为长方形，凹腔14沿机身1的长度方向延伸设置。

减速系统包括减速板41和驱动组件，减速板41设置为三块，三块减速板41与三个凹腔14一一对应且相适配，减速板41的一端与机身1铰接，减速板41的另一端为自由端，减速板41在关闭状态下时，减速板41盖住凹腔14，减速板41全打开状态下时，减速板41垂直于机身1，减速板41在盖住凹腔14的闭合位置和垂直于闭合位置的全开位置之间自由转动。减速板41设置为弧形，减速板41打开时，减速板41内凹的一侧朝向气流方向。

参照图6、图7，机身1于其靠近弹头11的内部固设有定位管5，定位管5的内部中空设置，定位管5的一端封闭设置、另一端敞口设置，驱动组件包括滑块421、推杆422和挤压板423，定位管5的外周壁上开设有三条导向槽51，三条导向槽51沿定位管5的周向均匀分布且与三块减速板41一一对应，导向槽51沿定位管5的轴线方向延伸设置。滑块421设置为三个，三个滑块421分别位于三个导向槽51内，滑块421沿导向槽51的延伸方向滑动设置。推杆422设置为三根，三根推杆422与三块减速板41一一对应，推杆422位于减速板41和滑块421之间，推杆422的一端与减速板41自由端的内侧铰接设置，推杆422的另一端与滑块421铰接。

挤压板423设置为圆形板且位于定位管5内，挤压板423的外周壁与定位管5的内周壁相贴合，挤压板423沿定位管5的轴线方向滑动设置。导向槽51的槽底连通定位管5内部，滑块421靠近导向槽51槽底的一端延伸至定位管5内且与挤压板423的外壁固接。推动挤压板423，使挤压板423沿着定位管5的轴线方向滑动，挤压板423通过推杆422带着减速板41关闭或打开。

驱动组件还包括气缸424，机身1内与减速板41的自由端处于同侧的位置处固设有支撑板15，支撑板15设置为圆形，定位管5敞口的一端固定连接于支撑板15上，定位管5与支撑板15共轴线设置，气缸424固定连接于支撑板15背离定位管5的一侧上，气缸424的活塞轴与定位管5共轴线设置，支撑板15上开设有与气缸424的活塞轴相适配的让位孔151，气缸424的活塞轴穿设于让位孔151后与挤压板423的中心固定连接，气缸424的活塞轴与挤压板423共轴线设置。挤压板423滑动至定位管5的封闭端时，减速板41关闭机身1的凹腔14，挤压板423滑动至定位管5的敞口与支撑板15相重合的位置处时，减速板41处于全打开状态。

参照图1、图8，滑行系统为飞行器的飞行提供航线，滑行系统包括高位塔架61、低位塔架62、绳索63和滑行机构，高位塔架61、低位塔架62间隔排列设置，绳索63固定搭设在高位塔架61和低位塔架62之间，绳索63给机身1的飞行提供特定的航线。

参照图5、图8，滑行机构包括侧挡板641和滑轮642，侧挡板641设置为两块，两块侧挡板641固定连接于机身1的上部，侧挡板641的长度方向与机身1的长度方向一致，两块侧挡板641沿垂直于机身1的轴线方向间隔排列，侧挡板641上开设有多个镂空，用以减少侧挡板641的重量。滑轮642设置为三个，三个滑轮642均设置于两块侧挡板641之间，其中两个滑轮642位于绳索63上方,前后放置，另一个滑轮642位于绳索63下方，布置于上方两个滑轮642之间。滑轮642通过转动轴与两块侧挡板641转动连接，滑轮642的中部位置处开设有转动孔，转动轴穿设于滑轮642的转动孔后的两端分别与两块侧挡板641相对的侧壁固定连接，滑轮642与转动轴转动连接。滑轮642的外周壁周向开设有环形深钩6421，绳索63穿设于三个滑轮642的环形深钩6421，绳索63抵接于环形深钩6421的沟底。

两块侧挡板641朝向弹头11的一端固设有套筒6411，套筒6411与机身1共轴线设置，绳索63穿设于套筒6411内。套筒6411的外周壁固设有三个撞击块64111，三个撞击块64111沿套筒6411的外周壁周向等间隔分布。

参照图4，机身1的下部靠近弹尾12的位置处固设有两块舵面16，两块舵面16对称分布于机身1上相对的侧壁位置处且分别位于绳索63的两侧，舵面16远离机身1的一端小于其与机身1连接的一端，舵面16上端边缘与机身1侧壁垂直线之间的夹角为锐角，两块舵面16向相背的方向外扩设置。

本实施例的实施原理为：将飞行器移至绳索63最高释放点并与高位塔架61固定，与此同时，检查机身1油量，根据试验要求补充燃油；在此期间通过地面站向机身1机载计算机同步任务数据；启动机身1内的发动机31，并稳定保持在怠速状态；增加机身1油门至最大推力状态，直至双发转速一致；机身1在发动机31推力作用下加速滑行，直至设定速度；机身1根据预先设定的速度目标，自动控制油门匀速飞行；机身1根据预先采集的绳索63位置信息，自动判断减速点，关闭发动机31，并释放减速板41；机身1上的撞击块64111通过撞击减速索减速至静置，由此实现模拟火箭类飞行器发射过程中的加速、减速阶段以及进行参数的收集。

本具体实施方式的实施例均为本申请的较佳实施例，并非依此限制本申请的保护范围，故：凡依本申请的结构、形状、原理所做的等效变化，均应涵盖于本申请的保护范围之内。