远程导弹大尺度变形装置及变形控制方法

技术领域

本发明涉及导弹总体技术领域，具体地，涉及一种远程导弹大尺度变形装置及变形控制方法。

背景技术

随着武器装备面临的任务要求及飞行环境复杂化，传统导弹无法满足满足多任务、大空域和宽速域的作战要求，因此需要发展一种可变形导弹，可以根据飞行任务、飞行速度、飞行环境等，适时、自主的发生改变，以不同的气动布局形式满足不同的飞行任务，达到整个飞行阶段气动和飞行性能优化，提升导弹的总体性能。

现有公开号为CN109696088A的中国专利，其公开了一种紧凑式弹翼缩展机构及导弹，其主要特征为：伸缩翼、连杆、活塞套筒、活塞杆、轴、支架、弹簧、推盘、启爆器、止动销钉、挡块等组成。

但是，对于导弹大尺度变形机构和整个空域的变形控制方法鲜有报导，而大尺度变形对于导弹整个飞行性能的优化起着关键性作用，因此需要发明一种远程导弹变形装置及变形控制方法。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种远程导弹大尺度变形装置及变形控制方法。

根据本发明提供的一种远程导弹大尺度变形装置,包括安装在导弹上的变形装置，所述变形装置包括：热敏机翼和控制装置，所述热敏机翼安装在所述导弹外侧的中部，所述热敏机翼内部设置有电热丝，所述热敏机翼包括卷缩状态和展开状态，所述控制装置用于控制所述热敏机翼切换卷缩状态或展开状态。

优选地，当所述热敏机翼受热后，所述热敏机翼能够伸长呈展开状态热敏机翼；当所述热敏机翼降温后，所述热敏机翼能够回缩呈卷缩状态热敏机翼。

优选地，所述热敏机翼包括外部的机翼壳体，所述电热丝对称布置在所述机翼壳体的内层腔体内。

优选地，所述热敏机翼为对称结构，包括对称三角形、对称梯形，所述热敏机翼的对称轴与所述导弹的弹身的轴线平行，所述机翼壳体的前缘为倒圆型面。

优选地，所述电热丝为S型单回路迂回对称设置。

优选地，所述电热丝的长度与所述热敏机翼轴向长度正比相关。

优选地，所述控制装置包括控制器、电源以及传感器，所述控制器与所述热敏机翼连接，所述控制器通过第一电缆与所述电源连接，所述控制器通过第二电缆与所述传感器连接。

优选地，所述传感器安装在所述导弹的弹身的下表面，且位于所述热敏机翼的下方，用于监测巡航状态的高度马赫数。

优选地，所述控制器与所述电源均安装在所述导弹的内部的上半部空间，所述控制器用于控制所述电热丝的加热或断热。

根据本发明提供的一种远程导弹大尺度变形装置的变形控制方法，包括以下步骤：

步骤S1，当所述导弹发射起飞时，所述控制装置控制所述电热丝不加热，所述热敏机翼处于卷缩状态；

步骤S2，当所述导弹处于巡航段时，所述控制装置控制所述电热丝加热，触发所述热敏机翼变形至展开状态；

步骤S3，当所述导弹处于于再入段时，所述控制装置控制所述电热丝不加热，使得所述热敏机翼回缩至卷缩状态。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

本发明通过传感器监测到导弹处于巡航段时，控制电热丝加热，利用热敏材料的热变形展开机翼，当检测到导弹处于再入段时，关闭电热丝，机翼降温回缩收起。可保证在导弹起飞及再入段，机翼处于卷缩状态，增大导弹在全方向的过载能力，实现目标的快速追踪；保证导弹在巡航段时，依靠展开的机翼提升升阻比，增大射程；同时增加导弹在临近空间内的法向机动过载，使其过载能力优于其他拦截导弹，提高导弹的生存能力。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明主要体现远程导弹大尺度变形装置安装在导弹上的示意图；

图2为本发明主要体现远程导弹大尺度变形装置的结构示意图；

图3为本发明主要体现热敏机翼展开及收起状态的示意图；

图4为本发明主要体现热敏机翼的结构示意图。

图中所示：

导弹1000 弹身100变形装置200

展开状态热敏机翼10 卷缩状态热敏机翼20 控制器30

电缆40 电源50 电缆60

传感器70 电热丝1机翼壳体2

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

实施例1

如图1-4所示，根据本发明提供的一种远程导弹大尺度变形装置，包括安装在导弹1000上的变形装置200，变形装置200包括：热敏机翼和控制装置，热敏机翼安装在导弹1000外侧的中部，热敏机翼内部设置有电热丝1，热敏机翼包括卷缩状态和展开状态，控制装置用于控制热敏机翼切换卷缩状态或展开状态。

本申请的变形装置用于远程导弹定向飞行时优化过载能力、空中性能等，实现不同空域追踪、飞行及反拦截能力等。

当热敏机翼受热后，热敏机翼能够伸长呈展开状态热敏机翼10；当热敏机翼降温后，热敏机翼能够回缩呈卷缩状态热敏机翼20。

热敏机翼包括外部的机翼壳体2，电热丝1对称布置在机翼壳体2的内层腔体内。

热敏机翼为对称结构，包括对称三角形、对称梯形等对称结构，热敏机翼的对称轴与导弹1000的弹身100的轴线平行，机翼壳体2的前缘为倒圆型面。机翼壳体2厚度尽可能薄以减少型面的阻力损失，机翼壳体2选用密度小的热敏变形材料。

电热丝1为S型单回路迂回对称设置。电热丝1的长度与热敏机翼轴向长度正比相关。

控制装置包括控制器30、电源50以及传感器70，控制器30与热敏机翼连接，控制器30通过第一电缆40与电源50连接，控制器30通过第二电缆60与传感器70连接。运用传感器70对导弹1000所处的运行状态进行监测信号，再通过第二电缆60传递给控制器30，实现对热敏机翼的加热或断热，进而实现卷缩状态热敏机翼20与展开状态热敏机翼10的形态的相互转变。

传感器70安装在导弹1000的弹身100的下表面，且位于热敏机翼的下方，用于监测巡航状态的高度马赫数。传感器70在监测到巡航状态的高度马赫数等信号时，传递信号至控制器30。

控制器30与电源50均安装在导弹1000的内部的上半部空间距离热敏机翼较近的位置，控制器30用于控制电热丝1的加热或断热。控制器30可在巡航状态下接收传感器70的感知信号，根据导弹1000的运行状态控制电热丝1加热，在其余状态下关闭电热丝1。电源50可以为单独供电给控制器30的独立电源，或者为其他控制器等电器配件供电的集成电源。

导弹1000在发射段时热敏机翼处于收起状态，通过传感器70监测到导弹1000处于巡航段时，控制电热丝1加热，利用热敏材料的热变形展开机翼，当检测到导弹1000处于再入段时，关闭电热丝1，机翼自动收起。可保证在导弹1000起飞及再入段，机翼处于卷缩状态，增大导弹1000在全方向的过载能力，实现目标的快速追踪；保证导弹1000在巡航段时，依靠展开的机翼提升升阻比，增大射程；同时增加导弹1000在临近空间内的法向机动过载，使其过载能力优于其他拦截导弹，提高导弹1000的生存能力。

实施例2

根据本发明提供的一种实施例1的远程导弹大尺度变形装置的变形控制方法，包括以下步骤：

步骤S1，当导弹1000发射起飞时，控制装置控制电热丝1不加热，热敏机翼处于卷缩状态；

步骤S2，当导弹1000处于巡航段时，控制装置控制电热丝1加热，触发热敏机翼变形至展开状态；

步骤S3，当导弹1000处于于再入段时，控制装置控制电热丝1不加热，使得热敏机翼回缩至卷缩状态。

在导弹1000处于发射段时，传感器70监测到发射段的高度、马赫数等参数，传递发射段信号至控制器30，控制器30不接通加热信号，保持热敏机翼处于卷缩状态，增大导弹1000在全方向的过载能力，实现目标的快速追踪；在导弹1000处于巡航段时，传感器70监测到巡航段的高度、马赫数等参数，传递巡航段信号至控制器30，控制器30接通加热信号，实现卷缩状态热敏机翼20转变为展开状态热敏机翼10，依靠展开的机翼提升升阻比，增大导弹1000的射程，同时增加导弹1000在临近空间内的法向机动过载，使其过载能力优于其他拦截导弹，提高导弹1000的生存能力；在导弹1000处于再入段时，传感器70监测到再入段的高度、马赫数等参数，传递再入段信号至控制器30，对热敏机翼断热使得展开状态热敏机翼10转变回卷缩状态热敏机翼20。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。