摺疊尾翼

摺疊翼設計技術在飛行器類武器裝備中具有解決幾何空間矛盾的技術優勢，得到了越來越多的套用。摺疊翼的機械設計原理及其工作的可靠性需要細緻的計算分析技術支持，獲得對過程的認識並對技術參量進行定量評估。

採用摺疊翼面的方案具有以下優勢:節省儲運空間，減小彈體的徑向尺寸，方便在發射箱或發射筒中儲存、運輸和發射數目，增加車輛或艦艇的運載能力，減少陣地車輛，提高戰鬥能力。

基本介紹

• 中文名：摺疊尾翼
• 外文名：Folding wing
• 套用範圍：飛行器類武器裝備
• 首要要求：滿足氣動外形的要求
• 組成：可折翼面、摺疊機構和動力源等
• 分類：橫、縱向摺疊翼面

背景和意義

為了提高火箭彈的有效射程和精度以及飛行的穩定性，應當對其氣動外形進行合理設計。尾翼的設計是氣動外形設計的重要環節，其主要作用在於保證飛彈的飛行穩定性。

尾翼設計技術的主要內容包括:在給定外形條件下進行氣動特性分析或針對給定載荷條件下進行結構最佳化設計，以及針對特定彈形開展的氣動外形最佳化工作。但綜合考慮氣動、結構等多種專業的尾翼最佳化設計研究工作開展得不多。

火箭彈採用箱式或筒式發射在作戰使用、維護、儲存、減少系統反應時間和降低全壽命費效比等方面具有明顯的優點，因而得到廣泛套用。為了縮小火箭彈橫向的尺寸，提高武器系統載彈量，滿足武器系統通用性的要求，許多飛彈及火箭彈將尾翼設計成摺疊形式。

採用摺疊翼面的方案具有以下優勢:節省儲運空間，減小彈體的徑向尺寸，方便在發射箱或發射筒中儲存、運輸和發射數目，增加車輛或艦艇的運載能力，減少陣地車輛，提高戰鬥能力。

研究與發展

近些年來，在飛彈及火箭彈上廣泛採用了摺疊翼面的設計技術。目的是為了使火箭彈能夠實現箱(筒)式發射，使發射箱(筒)也兼作貯運箱(筒)。為了適應這種情況，出現了摺疊式翼面。在儲存與運輸過程中，火箭彈的摺疊尾翼處於摺疊狀態。當火箭彈發射離筒後，翼面通過摺疊展開機構的作用自行展開到工作位置，並由鎖緊機構鎖定，從而保證火箭彈飛行的穩定性。

進行火箭彈尾翼的設計時，首先要滿足氣動外形的要求。火箭彈翼面因質量要求而厚度較小，同時在高速飛行中，翼面會受到較大的氣動力矩，故設計中要注意翼面的強度、剛度問題，以及結構的動力特性問題和顫振、發散等穩定性問題，要注意處理好翼面氣動力加熱的防護和解決氣動力加熱狀態下的結構強度和剛度問題。

在航空航天等領域中，對於機械結構的設計有多方面的要求。以火箭彈為例，具有良好氣動外形和較輕質量的翼結構，對於提高火箭彈的射程有較大的作用。然而為了保證翼面結構的強度與剛度f81，同時提高飛行穩定性，要求增加翼根厚度並且加大氣動翼面面積。這無形中增加了翼結構的質量。因此，對於滿足特定使用需求的摺疊翼設計方案，應該對其進行最佳化設計。例如，在保證翼結構的強度與剛度，以及彈體飛行穩定性的前提下，應當儘量減小摺疊翼的質量。通過在設計可行域中尋找到最優的設計參數，從而使設計方案能夠有很好的使用性能。

組成結構

摺疊翼面一般由可折翼面、摺疊機構和動力源等部分組成。摺疊機構通常包括摺疊展開機構、同步機構、定位鎖緊機構、安全機構等。摺疊展開機構的作用是既能使翼面處於摺疊狀態，又能使處於摺疊狀態的翼面在一定條件下展開到位。雖然部分飛機或巡航飛彈的翼面可以自動摺疊及展開，但在較小型的火箭彈上，摺疊尾翼大多數是人工摺疊、自動展開的。同步機構的作用是使得各個翼片展開到位的時間被限定在設計範圍內。鎖緊機構的作用是使翼片保持在工作位置而不會回彈，在設計時需要保證鎖緊機構的可靠性。

摺疊尾翼常在翼根或翼面中部布置摺疊機構，將轉動翼面與固定部分連線起來。對摺疊機構的要求是能夠可靠地連線摺疊翼，摺疊操作簡便，摺疊展開過程可靠有效，鎖緊保險有效。

按摺疊尾翼結構的不同，可以對摺疊翼面進行不同的分類。弦向分離面在翼根處的形式為全翼摺疊，弦向分離面在翼中部的形式為部分翼摺疊。按翼面展開的驅動力來源分，有扭轉彈簧式、壓縮空氣式、燃氣壓力式和液壓作動筒式等。按翼面摺疊方向分，有橫向摺疊式和縱向摺疊式等。

縱向摺疊翼面與機構

翼面縱向摺疊的方式比較多，此類摺疊翼翼面摺疊部分的旋轉軸都與彈體縱軸垂直。其摺疊方式有向彈頭部方向摺疊的;有向彈尾部方向摺疊的:有把翼面潛入彈身內;也有把翼面縱向摺疊同時又橫向轉動，使翼面貼在彈身上;還有把外翼部分潛入中翼之內。

按照氣動特性及總體結構設計的要求，對於飛行速度較低、噴管外圍空間較大的火箭彈，一般採用後張式尾翼，以便於減小彈長，結構緊湊。翼片張開的動力可依靠彈簧力、彈體旋轉離心力、軸向慣性力、燃氣動力、氣缸活塞的推力和空氣阻力等。由於翼片是安置在噴管或尾桿外側，且外廓尺寸不能超過彈徑，翼片寬度限制較大，為滿足穩定性設計的要求，翼片多數設計成翼弦短而翼展長的細長刀形，翼片數在4~8片的範圍選取。

如圖所示是一種彈珠式摺疊彈翼的結構原理圖，如圖所示，彈翼正處於伸展位置。依靠彈珠(5)，在彈簧(6)的作用下，頂住彈翼(1)的斜面，從而使彈翼(1)處於豎立位置。

彈珠式潛疊舵面

彈翼人工摺疊，沿圖上所示的方向，用力將彈珠(5)下壓，使彈珠(5)脫離斜面，順手將彈翼向後收擾，使彈翼(1)收潛於彈體之內(潛伏型)並及時將飛彈放入發射筒中(也是包裝筒)，依靠筒壁進行約束，使其處於收縮狀態。

這種機構工作可靠，結構簡單，但展開力較小，只適用於小型戰術飛彈。

橫向摺疊翼面與機構

橫向摺疊式，分離面方向與彈體軸線方向一致，外翼部分以分離面為軸線摺疊和展開。如右圖所示是一種橫向摺疊的方案。它是由人工摺疊和自動展開的。摺疊時，將鎖緊件的手柄向後退，彈簧被壓縮，鎖緊件從彈身支座孔中完全退出，便可把翼面轉動到摺疊狀態。一旦維持摺疊狀態的約束被解除，翼面在扭簧的扭矩驅動下旋轉展開到工作位置，此時，鎖緊銷被彈簧推入彈身支座孔內，翼面的展開位置就被固定。

橫向摺疊式方案

右圖所示為一種內彈簧式摺疊翼的結構簡圖。這種摺疊翼的結構特點是:(1)所有零件均隱藏於流線型的彈簧艙體內，不影響彈翼氣動外形，有利於高速飛行;(2)結構簡單，使用靈活、方便、可靠;(3)彈翼摺疊後沒有約束裝置，適宜於筒(箱)發射;(4)安裝彈簧的殼體，突起於彈翼底座與翼面本體兩個部分之上，加工有一定困難。

內彈簧式摺疊翼面

由圖A-A的放大圖可以看出，彈簧座(1), (8)被固定於翼面底座((2)之上。彈簧座(5)被固定於翼面本體(3)之上(以螺釘固定之)。彈簧(4)和(6)兩端各被限制在相應彈簧座的孔槽之中。圖上表示翼面處於展開狀態。如果要使翼面處於摺疊位置(圖B-B )。即向上撥動鎖緊機構的銷釘(9)，使鎖鍵(10)脫離翼面底座((2)的鎖鍵孔，即可繞轉軸扳動翼面本體(3)轉動至摺疊位置。而彈簧(4), (6)則處於受扭儲能狀態。此時，即可把飛彈裝入發射裝置之中，用筒壁進行約束。

飛彈一經發射，脫離筒壁之後，受扭彈簧即釋放勢能，利用扭轉力矩將彈翼旋轉到展開位置。鎖緊機構通過鎖鍵(10)將翼面鎖緊。

此種機構，在設計上要注意幾個問題:彈簧<4), (6)裝於工作位置必須處於預扭狀態。預扭角度是保證翼面旋轉到展開位置時，仍有足夠的扭轉力矩，使帶斜面的鎖緊銷運動，並鎖緊翼面。鎖緊銷的壓縮彈簧彈力要適當，彈力過於大會使翼面產生回彈現象，鎖緊失效。為此，必須反覆試驗，以確定彈簧力。

摺疊尾翼的設計

飛彈彈翼設計的基本問題是在保證飛彈獲得一定的可用力矩，滿足穩定性和操縱性要求的前提下，設計彈翼的平面形狀，計算確定彈翼面積及幾何尺寸，確定彈翼的位置(zsl0火箭彈尾翼的結構形狀及尺寸不但對飛行穩定性有重要的影響，而且對發射裝置設計、射程、密集度都有較大的影響。在進行摺疊尾翼的設計時應滿足以下要求:(1)在保證火箭彈平穩飛行的同時，為其提供足夠的升力，同時減小氣動阻力:(2)在滿足強度、剛度要求的情祝下，整個穩定裝置質量應儘量小;(3)結構簡單，可靠性好，便於加工與安裝;(4)在運輸、保管和操作使用過程中，不變形、不易損壞，維修方便。

對於尾翼摺疊類型選擇。在前面詳細介紹了各種摺疊翼的實現方法。在實際設計過程中，需要根據總體參數確定翼的摺疊方式和具體結構。結構形式選擇、鎖緊方式、展開時間、發射速度、到位衝擊振動[291、展開同步性、結構干涉、尾翼材料等均是影響具體設計的因素。進行彈翼的幾何參數的設計時，需要考慮到以上各方面的設計要求。

尾翼的主要參數包括展弦比、彈翼後掠角、根梢比、相對厚度、翼片數及剖面形狀等。尾翼類型不同，各參數對尾翼的氣動特性及強度特性的影響不同，不同類型尾翼參數的精確數值應通過風洞試驗和強度試驗來確定。