一种40mm火箭筒用激光接收机后置的激光驾束制导火箭弹

技术领域

本发明涉及小口径制导弹药技术领域，具体涉及一种40mm火箭筒用激光接收机后置的激光驾束制导火箭弹。

背景技术

40mm单兵火箭筒是一种步兵近距反人员、坦克、装甲和工事的常规攻坚武器装备，由于其成本低、质量轻、操作简单、携行方便的特点而倍受青睐，目前仍然被各国大量装备和使用，总装备量达到百万门以上。目前世界各国装备的40毫米火箭弹均采用了如图1所示的结构。该结构的特点是战斗部舱段采用超口径设计以增大威力，小口径飞行发动机在弹体中部，发射时飞行发动机2整体装填入火箭筒中。这种结构设计方案自苏联RPG7火箭筒装备以来一直沿用至今，优点是结构紧凑，方便在战场携带使用，这也是该火箭筒平台自装备以来受到国际市场广泛认可和欢迎，得到大量装备的主要原因。然而，随着精确制导技术的发展及40毫米火箭弹制导化发展的需求日益迫切，小口径飞行发动机中置的弹体结构方案已不能满足装备发展的技术要求。一方面，小口径的飞行发动机2体积小，能提供的能量有限，难以满足制导化发展对射程增大的要求；另一方面，小口径的飞行发动机2紧凑的内部结构使得制导控制所需的电源线、信号线的布线成为一个非常难的问题。

激光驾束制导导弹的控制舱用于解算激光接收机给出的导弹空间位置信息，结合导弹在飞行过程中的滚转姿态角生成控制指令控制导弹飞向目标；同时为导弹电气系统供电。在原来40mm制式火箭弹上增加控制舱，能够满足制导火箭弹在射程增大后对射击精度的要求。如果基于现有40mm火箭筒用弹体结构，将控制舱设在弹体前部，在弹体尾部的激光接收机的电源线和信号线必须经过飞行发动机2舱段才能到达弹体前部的控制舱，这必须解决线缆布局及热防护等一系列问题。该问题的解决一方面需占用发动机自身的空间，带来飞行发动机2能量进一步下降的问题，另外一方面即使能实现电源线和信号线的可靠传输，其成本也会大幅增加。其次，火箭弹发射时，40毫米火箭筒内的膛压会达到80兆帕以上，激光接收机不可避免地会受到压力冲击，可能会造成零部件的损坏。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种40mm火箭筒用激光接收机后置的激光驾束制导火箭弹，实现40mm火箭弹的制导，在增大射程的同时保持射击精度，同时解决线缆布局和热防护问题。

本发明采取的技术方案如下：

一种40mm火箭筒用激光接收机后置的激光驾束制导火箭弹，增加超口径固体火箭发动机、控制舱、激光接收机及保护装置；

所述控制舱用于解算激光接收机给出的火箭弹空间位置信息，生成控制指令控制火箭弹飞行；

位于火箭筒外部的火箭弹弹体为超口径段，所述超口径固体火箭发动机位于超口径段后端，所述控制舱固定连接在超口径固体火箭发动机后端，位于弹体中部，火箭弹发射时，由控制舱至弹体尾部舱段都位于发射筒内，同时，所述控制舱与超口径固体火箭发动机电连接；所述激光接收机安装在火箭弹尾部，所述保护装置用于承受膛压以及激光接收机的热防护，可分离连接在激光接收机尾部，当火箭弹出筒后，保护装置与激光接收机分离。

进一步地，所述超口径固体火箭发动机与控制舱通过对接件固定连接。

进一步地，所述对接件为两端开放的圆筒，圆筒两端均设有螺纹，中部设有凸出的限位环，所述限位环上设有扳手槽。

进一步地，所述超口径固体火箭发动机与控制舱均设有舱段对准线。

进一步地，所述保护装置包括后盖、剪切销及板簧；

所述后盖套装在激光接收机后端，并通过剪切销固定连接，所述剪切销垂直于火箭弹弹轴方向，所述后盖将板簧压缩在激光接收机后端面与后盖内底面之间。

进一步地，所述激光接收机后端与后盖配合部分的直径小于激光接收机前端直径，且后盖与激光接收机固定后，后盖开口端面与激光接收机台阶面之间预留供后盖移动的空间。

进一步地，超口径固体火箭发动机发动机后端面设有与对接件匹配的左旋螺纹机械结构，左旋螺纹机械结构端面设置可伸缩电气插针，且可伸缩电气插针与弹轴方向平行；

所述控制舱前端设有与对接件匹配的右旋螺纹机械结构，右旋螺纹机械结构端面设有电气转接板，电气转接板与弹轴方向垂直，电气转接板上设有滑环。

有益效果：

1、本发明增加超口径固体火箭发动机、控制舱、激光接收机及保护装置，超口径固体火箭发动机位于超口径段后端，超口径部分具有更大的内部空间，可以很好地解决发动机能量问题，满足制导化后增大射程的需求，也能采取常规布线和防热技术，前部舵机、引战系统等的电源线和信号线可通过超口径固体火箭发动机预留出的空间过线，解决其与控制舱的连接问题；控制舱固定连接在超口径固体火箭发动机后端，控制舱替代了原飞行发动机舱段的位置，激光接收机与控制舱的电连接无需通过飞行发动机舱段，成功解决弹体后部激光接收机与控制舱之间的电源线和信号线的可靠连接问题，而电源线和信号线的可靠连接是制导化发展的前提；其次，激光接收机后端设置保护装置，能够解决对激光接收机的热防护问题，避免高温高压燃气对激光接收机造成损伤。

2、本发明控制舱与超口径固体火箭发动机发动机通过对接件连接，在包装和运输过程中，制导火箭弹分为超口径前舱段和小口径后舱段两部分，在战场使用时，射手可以快速将两部分对接起来装入火箭筒进行发射，能够满足战场携带方便的需求。

3、本发明超口径固体火箭发动机与控制舱上设置舱段对准线，二者舱段对准线对准时，能够保证超口径固体火箭发动机与控制舱可靠对接，此时超口径固体火箭发动机的电气插针与控制舱的滑环接触，实现电气信号的传递。

附图说明

图1为现有40mm火箭筒用制式火箭弹结构示意图；

图2本发明火箭弹的整体结构示意图；

图3(a)、(b)分别为对接件的剖视图、左视图；

图4(a)、(b)分别为超口径固体火箭发动机的主视图、左视图；

图5为激光接收机与保护装置的局部剖视图；

图6为板簧的结构示意图；

其中，1-引战系统，2-飞行发动机，3-尾翼组件，4-电动舵机，5-超口径固体火箭发动机，6-对接件，7-控制舱，8-激光接收机，9-左旋外螺纹，10-右旋外螺纹，11-限位环，12-扳手槽，13-左旋内螺纹机械结构，14-电气插针，15-斜置喷管，16-点火具，17-测压装置，18-板簧，19-后盖，20-剪切销，21-固定螺钉。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本实施例提供了一种40mm火箭筒用激光接收机后置的激光驾束制导火箭弹，包括电动舵机4、引战系统1、超口径固体火箭发动机5、对接件6、控制舱7、尾翼组件3、激光接收机8及保护装置。此外，武器系统还包括地面制导仪。

如图2所示，电动舵机4、引战系统1、超口径固体火箭发动机5、对接件6、控制舱7、尾翼组件3及激光接收机8从头部至尾部顺次连接，激光驾束制导火箭弹装入火箭筒内，位于火箭筒外部的火箭弹弹体为超口径段，超口径固体火箭发动机5位于超口径段后端，控制舱7通过对接件6固定连接在超口径固体火箭发动机5后端，此时控制舱7位于火箭筒内。

电动舵机4由舵片、传动机构、电机及驱动器等组成，接收弹载计算机给出的控制指令产生控制力和控制力矩，从而使得弹体在激光信息场中心飞行。

引战系统1由引信、安保机构、导爆管和战斗部本体组成。

超口径固体火箭发动机5置于弹体前部的超口径段，用于火箭弹发射后火箭弹的二级增速。如图4(a)、(b)所示，超口径固体火箭发动机5发动机后端面设有与对接件6匹配的左旋内螺纹机械结构13，左旋内螺纹机械结构13端面设置可伸缩的电气插针14，且可伸缩的电气插针14与弹轴方向平行，保证与控制舱7电气可靠接触；左旋内螺纹机械结构13周围均匀布置有测压装置17、点火具16和两个斜置喷管15。

对接件6用于连接超口径固体火箭发动机5舱和控制舱7。在包装和运输过程中，制导火箭弹分为前后舱段两部分，该结构可实现现场对接，射手将两个舱段通过对接件6对接起来装入火箭筒即可。如图3(a)、(b)所示，对接件6为两端开放的圆筒，圆筒两端外圆周面上均设有外螺纹，一端螺纹为左旋外螺纹9，与超口径固体火箭发动机5的左旋内螺纹机械结构13连接，另一端螺纹为右旋外螺纹10，与控制舱7的右旋内螺纹机械结构连接，中部设有凸出的限位环11，用于对超口径固体火箭发动机5、控制舱7旋转到位的限制。限位环11上设有扳手槽12，对接时用专用扳手卡在限位环11的扳手槽12中，旋转对接结构，使得超口径固体火箭发动机5与控制舱7同时向对接件6中心靠近，然后专用扳手固定对接结构，旋转超口径固体火箭发动机5和控制舱7，使得超口径固体火箭发动机5与控制舱7上的舱段对准线对准，保证超口径固体火箭发动机5左旋内螺纹机械结构13上的电气插针14与控制舱7的右旋内螺纹机械结构上的滑环可靠对接。

控制舱7包含滚转角测量装置、弹载计算机和弹上电源。滚转角测量装置由霍尔式地磁敏感传感器、信号解算电路组成，用于输出火箭弹在飞行过程中的滚转姿态角；弹载计算机用于解算接收机给出的火箭弹空间位置信息，并结合滚转角测量装置给出的弹体滚转角生成控制指令；弹上电源采用热电池，由发射过载激活，用于为弹上电气系统供电。

控制舱7前端设有与对接件6匹配的右旋内螺纹机械结构，右旋内螺纹机械结构端面设有电气转接板，电气转接板与弹轴方向垂直，电气转接板上设有滑环，用于与超口径固体火箭发动机5左旋内螺纹机械结构13上电气插针14可靠接触，每根插针对应的一段滑环，在一定角度内都可以保证与超口径固体火箭发动机5电气的可靠连接。

尾翼组件3由尾杆、尾翼组成，用于稳定火箭弹飞行姿态。

激光接收机8置于弹体尾部，用于接收地面火控制导仪发出的激光信息场信号，给出弹体在激光信息场中的位置信息。

如图5所示，保护装置由后盖19、剪切销20及板簧18组成。后盖19套装在激光接收机8后端，并通过两个剪切销20固定连接，剪切销20垂直于火箭弹弹轴方向，后盖19将板簧18压缩在与后盖19内底面之间。如图6所示，板簧18为大端开放的圆台壳体，小端端面通过三个固定螺钉21固定在后盖19上，大端与激光接收机8后端面接触，圆台外圆周面均匀开槽，用于补偿压缩变形。激光接收机8后端与后盖19配合部分的直径小于激光接收机8前端直径，且后盖19与激光接收机8固定后，后盖开口端面与激光接收机8台阶面之间预留供后盖19移动的空间。

保护装置工作原理：火箭弹发射时，在发射过载的作用下两个剪切销20被剪切，作用在后盖19上的高温高压气体推动后盖19继续向弹头方向运动，并压缩板簧18，板簧18压缩到位后，后盖19和弹体在火药气体作用下一起向弹头方向运动，此时后盖19与激光接收机8未分离，待火箭弹出筒后，后盖19在板簧18压缩力作用下脱落。激光接收机8保护装置示意图如图4所示。

地面制导仪由白光/红外观瞄模块及激光驾束制导模块构成，白光/红外观瞄模块用于瞄准跟踪目标，激光驾束制导模块用来向空间发射编码的激光信息场，为制导弹提供导引信息。

激光驾束制导火箭弹工作原理：

射手进入阵地后，将火箭弹两部分对接起来装入火箭筒，将火箭筒置于肩上，通过地面制导仪的白光/红外瞄准通道搜索和瞄准目标，稳定瞄准后，射手扣动扳机，点燃火箭弹发射药，同时制导仪开始工作发出激光束。发射药点燃后产生的高压气体作用在弹体上，将制导火箭弹推出火箭筒，激光接收机8的保护装置脱落。弹上控制舱7中的热电池在发射过载的作用下激活。火箭弹离筒后，在弹上控制舱7时序的控制下，超口径固体火箭发动机5延迟一定时间点火，火箭弹继续加速。火箭弹飞离火箭筒进入激光信息场后，安装在弹体尾部的激光接收机8开始接收激光场信息，弹载计算机解算激光接收机8给出的火箭弹空间位置信息，结合滚转角测量装置给出的弹体滚转角生成控制指令驱动电动舵机4，电动舵机4带动舵翼转动，形成控制力和控制力矩，控制火箭弹在激光信息场中心飞行，火箭弹飞行过程中，射手始终瞄准目标。其中，激光接收机8与控制舱7内弹载计算机之间的信号传递、控制舱7内滚转角测量装置、弹载计算机及热电池的工作原理均为现有技术，并未改进。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。