CN102494564A

CN102494564A - 一种前向追踪拦截尾置导引头小型化设计方法

Info

Publication number: CN102494564A
Application number: CN2011104065637A
Authority: CN
Inventors: 贾杰; 李忠民
Original assignee: Nanchang Hangkong University
Current assignee: Nanchang Hangkong University
Priority date: 2011-12-09
Filing date: 2011-12-09
Publication date: 2012-06-13

Abstract

本发明公开了一种前向追踪拦截尾置导引头小型化设计方法，拦截弹由导引头、弹头、一级推进、二级推进和尾翼组成，导引头固定于弹头的尾部，且探测窗口向后；导引头内的位标器由依次设置的整流罩、前镜组、反射镜组、后镜组和波段分选器组成，整流罩罩于前镜组外，前镜组、反射镜组、后镜组均分别在导引头内固定，且使其形成的俯仰光轴与俯仰机械轴重合、横滚机械轴与横滚光轴重合。采用导引头尾置方案和小型化设计，保证了光轴与弹轴重合，并将平台俯仰变化时的光线通过复杂的多次光路折转引入固定于弹体的探测器焦面上，在确保探测精度的同时提高尾置导引头安装的便利性。

Description

一种前向追踪拦截尾置导引头小型化设计方法

技术领域

本发明涉及一种新的前向追踪拦截尾置导引头小型化设计方法，可用于反高超音速飞行器拦截弹，属于信息技术领域。

背景技术

随着军事技术的发展和高新技术的应用,战术弹道导弹(TBM)的使用已被作为一种有效的攻击手段。发展具有有效反导能力的防空导弹已成为当今世界军事强国最重要的国防战略之一和军备竞争的热点。

为了有效杀伤TBM,必须实现防空导弹与TBM的直接碰撞。对于速度较低的飞行器，一般采用后侧向追踪拦截方式，将导引头前置，导引头探测窗口设置在弹头的前端，从侧后方与目标飞行器发生碰撞。但是，对于超高音速武器，由于目标速度很高，采用后侧向追踪拦截方式对拦截弹的速度要求太高，而且受气动热影响更大。目前，更倾向于采用前向追踪拦截方式（见图1），以降低拦截弹的速度，同时减小气动热的影响。

美国的战区高空区域防御系统(THAAD)是一种典型的高空远程反TBM系统,它采用红外寻的末制导。而此类防空导弹以很高的速度飞行,气动热严重,如果将导引头探测窗口直接安装在头部,气动光学效应将导致红外导引头无法正常工作。为了减小气动加热的影响,目前采用拦截器侧窗探测技术，该方法主要是把导引头探测器窗口布置在弹头的侧面(见图2)，从而使探测窗口避开前端热障。探测器窗口布置在弹头的侧面会导致视线不对称,需要协调导弹姿态和轨迹的控制, 提高防空导弹飞行末段的制导精度,对控制系统的设计提出了更高的要求。因此新一代防空导弹主要采用主动式导引头或光学导引头技术以及先进的导弹制导控制技术。

在上述方法中，后侧向追踪拦截方式对拦截弹的速度要求过高，而且气动热严重。此时，导引头的探测窗口如果布置在弹头的前端，气动光学效应将导致红外导引头无法正常工作。采用前向追踪拦截方式，可以降低拦截弹的速度，同时也减小了气动热的影响。导引头的探测窗口如果布置在弹头的前端，将无法对目标进行探测。目前，在前向追踪拦截方式下，将导引头探测窗口布置在弹头的侧面，从而使探测窗口避开前端热障。但是，探测器窗口布置在弹头的侧面会导致视线不对称,需要协调导弹姿态和轨迹的控制, 对拦截弹飞行末段的制导精度提出了非常高的要求。

发明内容

基于以上阐述，本发明的目的是提供一种采用导引头尾置方案，将导引头探测器布置在弹头末端，处于一级和二级推进之前，并进行小型化设计，在确保探测精度的同时提高尾置导引头安装的便利性。

为实现上述目的，本发明采取的技术方案是，一种前向追踪拦截尾置导引头小型化设计方法，拦截弹由导引头、弹头、一级推进、二级推进和尾翼组成，导引头固定于弹头的尾部，且探测窗口向后；导引头内的位标器由依次设置的整流罩、前镜组、反射镜组、后镜组和波段分选器组成，整流罩罩于前镜组外，前镜组、反射镜组、后镜组均分别在导引头内固定，且使其形成的俯仰光轴与俯仰机械轴重合、横滚机械轴与横滚光轴重合。

首先，采用前向追踪拦截方式，尾置导引头。

采用两级推进，将导引头探测窗口布置在拦截弹弹头的末端，在一级推进和二级推进之前。当两级推进脱落之后，拦截弹位于目标前方，导引头通过向后的探测窗口捕捉目标。

其次，为了安装便利，并确保精度，对导引头进行小型化设计。

为了实现导引头的小型化，位标器采用小型俯仰滚转两轴位标器形式，凝视探测器和惯性测量组件固定于弹体。在此种结构下为了实现平台俯仰变化和位标器滚转时的成像，需要保证光轴与弹轴重合，并将平台俯仰变化时的光线通过复杂的多次光路折转引入固定于弹体的探测器焦面上。

针对总体技术要求，通过优配光学材料、机械镜筒材料进行消热差、消色差；通过二次成像技术使光学系统径向尺寸减到最小；通过使用对称镜组平衡球差、慧差，光学系统成像质量在总体要求条件下达到衍射极限。

本发明可能的应用范围：在大气层内作战时的反高超音速飞行器拦截弹前向追踪拦截中。

本发明解决了前向追踪拦截方式下导引头侧窗探测技术视线不对称，对拦截弹飞行末段的制导精度要求非常高的问题，在确保精度的情况下采用小型化设计方法提高了尾置导引头安装便利性，避免了在大气层内红外成像寻的探测技术由于高速飞行会在拦截器头罩周围产生气动热现象。

附图说明

图1是前向追踪拦截方式示意图；

图2是现有的侧窗导引头示意图；

图3是本发明中导引头1的位置示意图；

图4是本发明中导引头1的光学系统位标器示意图；

图中：1、导引头，11、整流罩，12、前镜组，13、反射镜组，14、后镜组， 15、波段分选器，2、弹头，3、一级推进，4、二级推进，5、尾翼。

具体实施例

下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明，参见图3和图4，一种前向追踪拦截尾置导引头小型化设计方法，拦截弹由导引头1、弹头2、一级推进3、二级推进4和尾翼5组成，导引头1固定于弹头2的尾部，且探测窗口向后；导引头1内的位标器由依次设置的整流罩11、前镜组12、反射镜组13、后镜组14和波段分选器15组成，整流罩11罩于前镜组12外，前镜组12、反射镜组13、后镜组14均分别在导引头1内固定，且使其形成的俯仰光轴与俯仰机械轴重合、横滚机械轴与横滚光轴重合。

实施例：首先，尾置导引头设计。

参见图3，采用两级推进，将导引头的位置固定在导弹弹头的尾部，在一级推进和二级推进之前，探测窗口向后。当两级推进脱落之后，导弹位于目标前方，导引头此时通过向后的探测窗口捕捉目标。

其次，导引头进行小型化设计。

参见图4，该光学系统位标器主要由三部分组成：前镜组、反射镜组、后镜组，并且光学零件与机械零件紧密地胶合在一起，其中俯仰光轴和俯仰机械轴须重合，横滚机械轴和横滚光轴须重合。为了实现导引头的小型化，位标器采用小型俯仰滚转两轴位标器形式，凝视探测器和惯性测量组件固定于弹体。

针对总体技术要求，通过优配光学材料、机械镜筒材料进行消热差、消色差；通过二次成像技术使光学系统径向尺寸减到最小；通过使用对称镜组平衡球差、慧差，光学系统成像质量在总体要求条件下达到衍射极限。光学系统通过前镜组、反射镜组绕俯仰机械轴转动，整个光学系统绕横滚机械轴转动实现前半球空间扫描。俯仰光轴和俯仰机械轴重合为俯仰轴，横滚机械轴和横滚光轴重合为滚转轴。

本发明的技术关键点是：

所提出的前向追踪拦截导引头尾置方案。

所提出的前向追踪拦截尾置导引头小型化设计方法。

动能拦截器是为了对付战术导弹而发展起来的一种防空武器，多数采用红外成像寻的探测技术。在大气层内作战时，由于高速飞行会在拦截器头罩周围产生气动加热现象，从而会对红外成像制导系统带来严重的探测干扰。本专利提出一种新的前向追踪拦截尾置导引头小型化设计方法。原有技术主要采用拦截器侧窗探测技术，该方法把探测器窗口布置在导弹的侧面，从而使探测窗口避开前端热障。但是这种技术，由于探测窗口在导弹的侧面，导致视线不对称，需要协调导弹姿态和轨迹的控制，对控制系统的设计提出了更高的要求，无法用于采用前向追踪拦截方式的动能拦截器中。本专利在原有技术基础上，采用导引头尾置方案，将导引头探测器布置在弹头末端，处于一级和二级推进之前，并进行小型化设计，采用小型俯仰滚转两轴位标器形式，凝视探测器和惯性测量组件固定于弹体，保证光轴与弹轴重合，并将平台俯仰变化时的光线通过复杂的多次光路折转引入固定于弹体的探测器焦面上，在确保探测精度的同时提高尾置导引头安装的便利性。

Claims

1.一种前向追踪拦截尾置导引头小型化设计方法，拦截弹由导引头（1）、弹头（2）、一级推进（3）、二级推进（4）和尾翼（5）组成，其特征在于，导引头（1）固定于弹头（2）的尾部，且探测窗口向后；导引头（1）内的位标器由依次设置的整流罩（11）、前镜组（12）、反射镜组（13）、后镜组（14）和波段分选器（15）组成，整流罩（11）罩于前镜组（12）外，前镜组（12）、反射镜组（13）、后镜组（14）均分别在导引头（1）内固定，且使其形成的俯仰光轴与俯仰机械轴重合、横滚机械轴与横滚光轴重合。