[科普中国]-折叠尾翼

背景和意义

为了提高火箭弹的有效射程和精度以及飞行的稳定性，应当对其气动外形进行合理设计。尾翼的设计是气动外形设计的重要环节，其主要作用在于保证导弹的飞行稳定性。

尾翼设计技术的主要内容包括:在给定外形条件下进行气动特性分析或针对给定载荷条件下进行结构优化设计，以及针对特定弹形开展的气动外形优化工作。但综合考虑气动、结构等多种专业的尾翼优化设计研究工作开展得不多。

火箭弹采用箱式或筒式发射在作战使用、维护、储存、减少系统反应时间和降低全寿命费效比等方面具有明显的优点，因而得到广泛应用。为了缩小火箭弹横向的尺寸，提高武器系统载弹量，满足武器系统通用性的要求，许多导弹及火箭弹将尾翼设计成折叠形式。

采用折叠翼面的方案具有以下优势:节省储运空间，减小弹体的径向尺寸，方便在发射箱或发射筒中储存、运输和发射数目，增加车辆或舰艇的运载能力，减少阵地车辆，提高战斗能力。

研究与发展近些年来，在导弹及火箭弹上广泛采用了折叠翼面的设计技术。目的是为了使火箭弹能够实现箱(筒)式发射，使发射箱(筒)也兼作贮运箱(筒)。为了适应这种情况，出现了折叠式翼面。在储存与运输过程中，火箭弹的折叠尾翼处于折叠状态。当火箭弹发射离筒后，翼面通过折叠展开机构的作用自行展开到工作位置，并由锁紧机构锁定，从而保证火箭弹飞行的稳定性。

进行火箭弹尾翼的设计时，首先要满足气动外形的要求。火箭弹翼面因质量要求而厚度较小，同时在高速飞行中，翼面会受到较大的气动力矩，故设计中要注意翼面的强度、刚度问题，以及结构的动力特性问题和颤振、发散等稳定性问题，要注意处理好翼面气动力加热的防护和解决气动力加热状态下的结构强度和刚度问题。

在航空航天等领域中，对于机械结构的设计有多方面的要求。以火箭弹为例，具有良好气动外形和较轻质量的翼结构，对于提高火箭弹的射程有较大的作用。然而为了保证翼面结构的强度与刚度f81，同时提高飞行稳定性，要求增加翼根厚度并且加大气动翼面面积。这无形中增加了翼结构的质量。因此，对于满足特定使用需求的折叠翼设计方案，应该对其进行优化设计。例如，在保证翼结构的强度与刚度，以及弹体飞行稳定性的前提下，应当尽量减小折叠翼的质量。通过在设计可行域中寻找到最优的设计参数，从而使设计方案能够有很好的使用性能。1

组成结构折叠翼面一般由可折翼面、折叠机构和动力源等部分组成。折叠机构通常包括折叠展开机构、同步机构、定位锁紧机构、安全机构等。折叠展开机构的作用是既能使翼面处于折叠状态，又能使处于折叠状态的翼面在一定条件下展开到位。虽然部分飞机或巡航导弹的翼面可以自动折叠及展开，但在较小型的火箭弹上，折叠尾翼大多数是人工折叠、自动展开的。同步机构的作用是使得各个翼片展开到位的时间被限定在设计范围内。锁紧机构的作用是使翼片保持在工作位置而不会回弹，在设计时需要保证锁紧机构的可靠性。

折叠尾翼常在翼根或翼面中部布置折叠机构，将转动翼面与固定部分连接起来。对折叠机构的要求是能够可靠地连接折叠翼，折叠操作简便，折叠展开过程可靠有效，锁紧保险有效。

按折叠尾翼结构的不同，可以对折叠翼面进行不同的分类。弦向分离面在翼根处的形式为全翼折叠，弦向分离面在翼中部的形式为部分翼折叠。按翼面展开的驱动力来源分，有扭转弹簧式、压缩空气式、燃气压力式和液压作动筒式等。按翼面折叠方向分，有横向折叠式和纵向折叠式等。

纵向折叠翼面与机构翼面纵向折叠的方式比较多，此类折叠翼翼面折叠部分的旋转轴都与弹体纵轴垂直。其折叠方式有向弹头部方向折叠的;有向弹尾部方向折叠的:有把翼面潜入弹身内;也有把翼面纵向折叠同时又横向转动，使翼面贴在弹身上;还有把外翼部分潜入中翼之内。

按照气动特性及总体结构设计的要求，对于飞行速度较低、喷管外围空间较大的火箭弹，一般采用后张式尾翼，以便于减小弹长，结构紧凑。翼片张开的动力可依靠弹簧力、弹体旋转离心力、轴向惯性力、燃气动力、气缸活塞的推力和空气阻力等。由于翼片是安置在喷管或尾杆外侧，且外廓尺寸不能超过弹径，翼片宽度限制较大，为满足稳定性设计的要求，翼片多数设计成翼弦短而翼展长的细长刀形，翼片数在4~8片的范围选取。

如图所示是一种弹珠式折叠弹翼的结构原理图，如图所示，弹翼正处于伸展位置。依靠弹珠(5)，在弹簧(6)的作用下，顶住弹翼(1)的斜面，从而使弹翼(1)处于竖立位置。

弹翼人工折叠，沿图上所示的方向，用力将弹珠(5)下压，使弹珠(5)脱离斜面，顺手将弹翼向后收扰，使弹翼(1)收潜于弹体之内(潜伏型)并及时将导弹放入发射筒中(也是包装筒)，依靠筒壁进行约束，使其处于收缩状态。

这种机构工作可靠，结构简单，但展开力较小，只适用于小型战术导弹。

横向折叠翼面与机构横向折叠式，分离面方向与弹体轴线方向一致，外翼部分以分离面为轴线折叠和展开。如右图所示是一种横向折叠的方案。它是由人工折叠和自动展开的。折叠时，将锁紧件的手柄向后退，弹簧被压缩，锁紧件从弹身支座孔中完全退出，便可把翼面转动到折叠状态。一旦维持折叠状态的约束被解除，翼面在扭簧的扭矩驱动下旋转展开到工作位置，此时，锁紧销被弹簧推入弹身支座孔内，翼面的展开位置就被固定。

右图所示为一种内弹簧式折叠翼的结构简图。这种折叠翼的结构特点是:(1)所有零件均隐藏于流线型的弹簧舱体内，不影响弹翼气动外形，有利于高速飞行;(2)结构简单，使用灵活、方便、可靠;(3)弹翼折叠后没有约束装置，适宜于筒(箱)发射;(4)安装弹簧的壳体，突起于弹翼底座与翼面本体两个部分之上，加工有一定困难。

由图A-A的放大图可以看出，弹簧座(1), (8)被固定于翼面底座((2)之上。弹簧座(5)被固定于翼面本体(3)之上(以螺钉固定之)。弹簧(4)和(6)两端各被限制在相应弹簧座的孔槽之中。图上表示翼面处于展开状态。如果要使翼面处于折叠位置(图B-B )。即向上拨动锁紧机构的销钉(9)，使锁键(10)脱离翼面底座((2)的锁键孔，即可绕转轴扳动翼面本体(3)转动至折叠位置。而弹簧(4), (6)则处于受扭储能状态。此时，即可把导弹装入发射装置之中，用筒壁进行约束。

导弹一经发射，脱离筒壁之后，受扭弹簧即释放势能，利用扭转力矩将弹翼旋转到展开位置。锁紧机构通过锁键(10)将翼面锁紧。

此种机构，在设计上要注意几个问题:弹簧