本發(fā)明涉及一種具有乘波體結(jié)構(gòu)的制導(dǎo)火箭彈，屬于彈箭技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)：
常規(guī)火箭彈為了優(yōu)化的氣動(dòng)外形，通常將頭部外形設(shè)計(jì)成半球形、球頭截錐形、圓錐形、拋物線形、尖拱形等，但這種軸對(duì)稱頭部外形設(shè)計(jì)對(duì)降低全彈阻力系數(shù)和提高升力系數(shù)是有限的。針對(duì)火箭彈常規(guī)升阻比較小的氣動(dòng)外形，提出了具有良好的外形、流線型、低阻、高升力、高升阻比的乘波體技術(shù)，而乘波體技術(shù)主要應(yīng)用在大型的超高音速飛行器如美國(guó)的X-43、X-51等，通常將頭部、彈身、進(jìn)氣口采用一體化設(shè)計(jì)形成整體上的乘波體布局，這種布局方式對(duì)常規(guī)制導(dǎo)火箭彈的通用發(fā)射平臺(tái)有較高的要求，同時(shí)給制導(dǎo)火箭彈設(shè)計(jì)帶來了較大的困難。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
本發(fā)明目的是為了有效提高常規(guī)火箭彈的升阻比、降低阻力系數(shù)，同時(shí)滿足火箭彈基本外形接口和通用發(fā)射平臺(tái)，提出了一種具有火箭乘波體結(jié)構(gòu)外形的制導(dǎo)火箭彈。通過火箭彈頭部采用乘波體外形，中間段采用乘波體與圓柱體過渡，后段為圓柱體彈身，同時(shí)為匹配頭部乘波體較大的升力、滿足全彈飛行穩(wěn)定性要求在彈身上增加彈翼，解決了火箭彈的阻力大、升阻比小難題，進(jìn)而有效提高了火箭彈射程。本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的：本發(fā)明的一種具有乘波體結(jié)構(gòu)的制導(dǎo)火箭彈，包括乘波體頭部、乘波體與圓柱體過渡段、圓柱段彈身、彈翼和舵翼；其中，制導(dǎo)火箭彈中圓柱段彈身為直徑D的圓柱體，制導(dǎo)火箭彈總長(zhǎng)度為10.0D～25.5D；乘波體頭部的長(zhǎng)度為2.0D～5.0D；乘波體與圓柱體過渡段的長(zhǎng)度為1.0D～2.5D；圓柱段彈身的長(zhǎng)度為7.0D～18.0D；乘波體頭部為前端起點(diǎn)向乘波體與圓柱體過渡段前端面各點(diǎn)延伸而成的錐體結(jié)構(gòu)；乘波體頭部的前端起點(diǎn)位于圓柱段彈身上端側(cè)壁的軸向延長(zhǎng)線上，乘波體頭部的末端截面上部為等腰直角三角形，且該等腰直角三角形的三個(gè)頂點(diǎn)均位于圓柱段彈身側(cè)壁的軸向延長(zhǎng)線上；乘波體頭部的末端截面下部為等腰直角三角形的下部?jī)身旤c(diǎn)按乘波體曲線相連；該乘波體曲線具體為：以乘波體頭部的末端截面上部等腰直角三角形的上端點(diǎn)為原點(diǎn)o，以平行于等腰直角三角形下部?jī)身旤c(diǎn)連線的左側(cè)為oz軸，以垂直于等腰直角三角形下部?jī)牲c(diǎn)連線的下側(cè)為oy軸，建立直角坐標(biāo)系；該乘波體曲線為6段曲線平滑過渡連接而成，6段曲線的各端點(diǎn)從左向右依次為dcbaefg；其中曲線dc是以坐標(biāo)點(diǎn)(0.65D～1.15D，0.4D～0.65D)為圓心，半徑為0.35D～0.45D，圓心角為15°～21°的圓?。磺€cb是以坐標(biāo)點(diǎn)(0.15D～0.25D，0.02D～0.05D)為圓心，半徑為0.35D～0.55D，圓心角為17°～25°的圓??；曲線ba是以坐標(biāo)點(diǎn)(-0.2D～-1.2D，0)為圓心，半徑為1.0D～2.0D，圓心角為7°～10°的圓??；曲線ae、ef、fg分別與曲線ba、cb、dc呈y軸對(duì)稱。乘波體與圓柱體過渡段為乘波體頭部后端面各點(diǎn)向圓柱段彈身的前端面各點(diǎn)的延伸過渡。為匹配火箭乘波體頭部較大的升力、滿足全彈飛行穩(wěn)定性要求，在圓柱段彈身的后端固定有彈翼，彈翼的根弦長(zhǎng)為4.0D～6.0D，根弦前緣距火箭乘波體頭部距離為8.0D～20.0D，彈翼展長(zhǎng)為2.0D～3.5D，單片彈翼面積為2.5D2～4.0D2，彈翼的安裝角范圍為0′～10′。在圓柱段彈身的尾部側(cè)壁加工有錐度為20°的舵翼固定錐面，舵翼固定錐面上固定有舵翼，舵翼根弦長(zhǎng)為0.6D～0.8D，根弦前緣距火箭乘波體頭部距離為9.6D～24.6D，舵翼展長(zhǎng)為1.5D～2.5D，單片舵翼面積為0.25D2～0.45D2。有益效果本發(fā)明的制導(dǎo)火箭彈頭部采用了乘波體結(jié)構(gòu)外形，乘波體與圓柱體彈身采用光滑過渡，同時(shí)為匹配頭部乘波體較大的升力、滿足全彈飛行穩(wěn)定性要求在彈身上增加彈翼，這種具有火箭乘波體結(jié)構(gòu)外形的制導(dǎo)火箭彈在1.5M以上的超音速、飛行高度在40km及以下、飛行不旋轉(zhuǎn)的條件下，阻力系數(shù)較常規(guī)火箭彈外形布局減小5％～10％，升力系數(shù)提高了180％～450％以上，大大提高了全彈的升阻比，進(jìn)而提高了制導(dǎo)火箭彈的射程。附圖說明圖1為本發(fā)明制導(dǎo)火箭彈的整體結(jié)構(gòu)示意圖；圖2為本發(fā)明制導(dǎo)火箭彈中乘波體頭部結(jié)構(gòu)主視圖；圖3為本發(fā)明制導(dǎo)火箭彈中乘波體頭部結(jié)構(gòu)俯視圖；圖4為本發(fā)明制導(dǎo)火箭彈中乘波體頭部結(jié)構(gòu)右視圖；圖5為本發(fā)明制導(dǎo)火箭彈中乘波體與圓柱體過渡段結(jié)構(gòu)主視圖；圖6為本發(fā)明制導(dǎo)火箭彈中乘波體與圓柱體過渡段結(jié)構(gòu)俯視圖；圖7為本發(fā)明制導(dǎo)火箭彈中乘波體與圓柱體過渡段結(jié)構(gòu)右視圖；圖中，1-制導(dǎo)火箭彈，2-乘波體頭部，3-乘波體與圓柱體過渡段，4-圓柱段彈身，5-彈翼，6-舵翼。具體實(shí)施方式下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明的內(nèi)容作進(jìn)一步的描述：實(shí)施例如圖1所示，本發(fā)明的一種具有乘波體結(jié)構(gòu)的制導(dǎo)火箭彈，包括乘波體頭部2、乘波體與圓柱體過渡段3、圓柱段彈身4、彈翼5和舵翼6；其中，制導(dǎo)火箭彈中圓柱段彈身4為直徑D的圓柱體，制導(dǎo)火箭彈1總長(zhǎng)度為25.5D；乘波體頭部2的長(zhǎng)度為3.5D；乘波體與圓柱體過渡段3的長(zhǎng)度為1.7D；如圖2、3、4所示乘波體頭部2為前端起點(diǎn)向乘波體與圓柱體過渡段3前端面各點(diǎn)延伸而成的錐體結(jié)構(gòu)；乘波體頭部2的前端起點(diǎn)位于圓柱段彈身4上端側(cè)壁的軸向延長(zhǎng)線上，乘波體頭部2的末端截面上部為等腰直角三角形，且該等腰直角三角形的三個(gè)頂點(diǎn)均位于圓柱段彈身4側(cè)壁的軸向延長(zhǎng)線上；乘波體頭部2的末端截面下部為等腰直角三角形的下部?jī)身旤c(diǎn)按乘波體曲線相連；如圖2所示，該乘波體曲線具體為：以乘波體頭部2的末端截面上部等腰直角三角形的上端點(diǎn)為原點(diǎn)O，以平行于等腰直角三角形下部?jī)身旤c(diǎn)連線的左側(cè)為Oz軸，以垂直于等腰直角三角形下部?jī)牲c(diǎn)連線的下側(cè)為Oy軸，建立直角坐標(biāo)系；該乘波體曲線為6段曲線平滑過渡連接而成，6段曲線的各端點(diǎn)從左向右依次為dcbaefg；其中曲線dc是以坐標(biāo)點(diǎn)O3(0.9117D，0.53D)，半徑R3為0.372D，圓心角為17°的圓??；曲線cb是以坐標(biāo)點(diǎn)O2(0.2163D，0.0283D)，半徑R2為0.485D，圓心角為20°的圓?。磺€ba是以坐標(biāo)點(diǎn)O1(-0.3D，0)，半徑R1為1.0D，圓心角為8°的圓?。磺€ae是以坐標(biāo)點(diǎn)O4(-0.3D,0)，半徑R4為1.0D，圓心角為8°的圓?。籩f是以坐標(biāo)點(diǎn)O5(0.2163D，-0.0283D)，半徑R5為0.485D，圓心角為20°的圓??；fg是以坐標(biāo)點(diǎn)O6(0.9117D，-0.53D)，半徑R6為0.372D，圓心角為17°的圓弧。如圖5、6、7所示，乘波體與圓柱體過渡段3為乘波體頭部2后端面各點(diǎn)向圓柱段彈身4的前端面各點(diǎn)的延伸過渡。為匹配火箭乘波體頭部較大的升力、滿足全彈飛行穩(wěn)定性要求，在圓柱段彈身4的后端固定有彈翼5，彈翼的根弦長(zhǎng)為4.6D，根弦前緣距火箭乘波體頭部距離為20.0D，彈翼展長(zhǎng)為2.5D,，翼片高度為0.75D，前緣后掠角為45°，后緣前掠角為0°，單片彈翼面積為3.17D2，安裝角為5′，根弦中心位置為安裝角中心。在圓柱段彈身4的尾部側(cè)壁加工有錐度為20°、長(zhǎng)度為0.9D的舵翼固定錐面，舵翼固定錐面上固定有舵翼6，舵翼根弦長(zhǎng)為0.7D，根弦前緣距火箭乘波體頭部距離為24.6D，舵翼展長(zhǎng)為2D，翼片高度為0.5D，前緣后掠角為19°，后緣前掠角為0°，根弦與水平夾角為10°，并與圓柱段彈身4尾部船尾角20°相貼合；單片舵翼面積為0.32D2。