CN107063003A - 多级非规则飞行防拦截导弹及其工作方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种多级非规则飞行防拦截导弹及其工作方法,属于飞行器领域,包括一级助推器、二级助推器和导弹头,一级助推器、二级助推器和弹头尺寸一致,其衔接处平顺过渡,具有多级助推器,巡航距离远,并且飞行轨迹不规则,飞行轨迹难以预测,攻击速度快,大大增加了被拦截的难度,同时结构简单牢固,成本低廉,同时能够提高我国的国防实力,防止入侵者,保护国家主权。
Description
技术领域
本发明涉及一种多级非规则飞行防拦截导弹及其工作方法,属于飞行器领域。
背景技术
随着人类逐渐进入深空探测和空间飞行器的功能增多,要求火箭具有更大的运载能力,因而出现了多级火箭。简单地说,多级火箭就是把几个单级火箭连接在一起形成的,其中的一个火箭先工作,工作完毕后与其他的火箭分开,然后第二个火箭接着工作,依此类推。由几个火箭组成的就称为几级火箭,如二级火箭、三级火箭,等等。需要指出的是,如果多个火箭同时工作,它们只能算作一个级。多级火箭的优点是每过一段时间就把不再有用的结构抛弃掉,无需再消耗推进剂来带着它和有效载荷一起飞行。因此,只要在增加推进剂质量的同时适当地将火箭分成若干级,最终可以使火箭达到足够大的运载能力。应当注意,火箭在某个确定的起飞质量(GT+GJ)下并非级数越多越好,因为每一级火箭除了贮箱外至少还必须有动力系统、控制系统、伺服机构以及连接各级火箭的连接结构等。每增加一级,这些组成部分就增加一份。级数太多不仅费用增加,可靠性降低,火箭性能也会因结构质量增加而变坏。因为在起飞质量不变的前提下,增大结构质量必然要减少推进剂,从能量守恒原理可知其运载能力必然下降。总之,为了提高火箭的运载能力,采用多级火箭是个好办法,但不是级数越多越好,它与起飞质量之间有着某种对应关系。
现在的导弹弹道导弹有他的“固定”发射轨迹,但一般数度较高,易于在先期拦截,使用计算机进行轨道计算,计算出拦截的焦点即拦截点,最后发射拦截导弹。这种导弹易于拦截的原因就是其飞行轨迹固定,可以较容易的预测且飞行轨迹。
发明内容
根据以上现有技术中的不足,本发明要解决的技术问题是:提供一种多级非规则飞行防拦截导弹及其工作方法,具有多级助推器,巡航距离远,并且飞行轨迹不规则,飞行轨迹难以预测,攻击速度快,大大增加了被拦截的难度,同时结构简单牢固,成本低廉,同时能够提高我国的国防实力,防止入侵者,保护国家主权。
本发明所述的多级非规则飞行防拦截导弹,包括一级助推器、二级助推器和导弹头,一级助推器、二级助推器和弹头尺寸一致,其衔接处平顺过渡,
一级助推器为扁平状;
二级助推器为扁平状,其宽度大于高度,二级助推器尾部上下两侧的中间位置固定左右 调节翼,二级助推器的端部两侧固定上下调节翼,二级助推器上表面覆盖弧形板,弧形板呈凸起状的壳体,弧形板尺寸与二级助推器上表面尺寸一致并且与其密封连接,弧形板凸起部分靠近二级助推器前端并且呈流线型,二级助推器与弧形板形成机翼的形状,飞行时气流通过弧形板和二级助推器底面时的流速不同,通过弧形板的气流流速慢,从而导致弧形板上表面气压降低,从而使二级助推器获得升力,二级助推器前端为空腔;
导弹头包括弹头,弹头呈尾部敞口的箭头状,弹头尾端尺寸与二级推进器一致;包括弹壳,弹壳前端插入弹头尾部,弹壳后端插入二级推进器的空腔内,弹头尾端与二级推进器紧密接触,弹头与二级助推器前端在接触处平顺衔接,弹壳内设置隔板,隔板后端填充推进燃料,弹壳前端设置炸药,弹头内设置控制系统和触发开关,触发开关通过控制系统连接炸药内的点火装置;
上下调节翼和左右调节翼均包括舵板和固定板,舵板和固定板铰接,舵板在铰接处固定调节齿轮,调节齿轮与铰接处同轴,调节齿轮上下两端配合两齿条,齿条伸入固定板内,齿条配合在固定板内的滑套内,滑套固定在固定板上,两齿条平行设置,两齿条啮合在转动齿轮上,转动齿轮与调节齿轮规格一致,转动齿轮与驱动齿轮啮合,驱动齿轮固定在电机的转轴上;
控制系统连接一级助推器、二级助推器以及两个上下调节翼和左右调节翼的电机。
一级助推器、二级推进器和导弹头下表面均涂覆蓝色迷彩,上表面涂覆陆地迷彩,不易被地面人员及上方的侦查人员发现。
根据上述的多级非规则飞行导弹,其工作方法是:
1)发射时,控制系统根据指令控制一级助推器启动,一级助推器点火发射,本导弹升空;
2)控制系统控制上下调节翼,使导弹在低空飞行,避开雷达的探测;
3)弧形板凸起部分靠近二级助推器前端并且呈流线型,二级助推器与弧形板形成机翼的形状,飞行时气流通过弧形板和二级助推器底面时的流速不同,通过弧形板的气流流速慢,从而导致弧形板上表面气压降低,从而使二级助推器获得升力,节约了燃料;
4)控制系统控制左右调节翼和上下调节翼间隔不规格运动,使得导弹不规则飞行,使得飞行轨迹不易预测;
5)上下调节翼和左右调节翼工作时,电机带动驱动轮转动,驱动轮驱动转动齿轮旋转,转动齿轮带动两齿条相向运动,进而两齿条带动调节齿轮转动,调节齿轮带动舵板旋转,控制导弹的飞行轨迹;
6)一级助推器用尽时脱落,二级推进器点火继续飞行,当靠近目标时通过上下调节翼控制导弹急速攀升,至一定高度时再通过上下调节翼掉头向下;
7)下行过程中控制系统控制上下调节翼和左右调节翼,使得导弹直冲目标,然后控制系统控制弹壳尾部的推进燃料点燃,弹壳和弹头在推进燃料的大力推进下急速向下,二级推进器的空腔起到导向作用;
8)当弹头接触目标物时,震动使得弹头内的触发开关触发,触发开关将信号传递给控制系统,控制系统控制控制点火装置引燃炸药,炸药引爆并将弹壳炸裂,进而对目标物造成破坏,同时炸药爆炸会推动弹头前端急速前进;
9)弹头端部呈箭头状,弹头前端呈扁的四棱锥形,在撞击目标物时不仅其尖锐的端部可以刺进目标物,扁平状的四棱锥形状也可以将目标物劈开,达到更大的深度和破坏效果。
上下调节翼前端设置探测器,用于观测前方情况。
一级助推器、二级助推器棱角设置倒角,使得其边缘圆滑,更利于飞行。
本发明与现有技术相比所具有的有益效果是:
本发明所述的多级非规则飞行防拦截导弹及其工作方法,具有多级助推器,巡航距离远,并且飞行轨迹不规则,飞行轨迹难以预测,攻击速度快,大大增加了被拦截的难度,同时结构简单牢固,成本低廉,同时能够提高我国的国防实力,防止入侵者,保护国家主权。
附图说明
图1是本发明实施例示意图;
图2是图1所示实施例A-A截面示意图;
图3是图2所示实施例B-B截面示意图;
图4是图1所示实施例弹头右视图。
图中:1、一级助推器;2、左右调节翼;3、二级助推器;4、弧形板;5、弹壳;6、推进燃料;7、隔板;8、控制系统;9、炸药;10、弹头;11、上下调节翼;12、触发开关;13、探测器;14、舵板;15、齿条;16、调节齿轮;17、滑套;18、转动齿轮;19、驱动齿轮;20、电机;21、固定板。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的实施例做进一步描述:
如图1-图4所示,本发明所述的多级非规则飞行防拦截导弹,包括一级助推器1、二级助推器3和导弹头,一级助推器1、二级助推器3和弹头10尺寸一致,其衔接处平顺过渡,
一级助推器1为扁平状;
二级助推器3为扁平状,其宽度大于高度,二级助推器3尾部上下两侧的中间位置固定左右调节翼2,二级助推器3的端部两侧固定上下调节翼11,二级助推器3上表面覆盖弧形板4,弧形板4呈凸起状的壳体,弧形板4尺寸与二级助推器3上表面尺寸一致并且与其密封连接,弧形板4凸起部分靠近二级助推器3前端并且呈流线型,二级助推器3与弧形板4形成机翼的形状,飞行时气流通过弧形板4和二级助推器3底面时的流速不同,通过弧形板4的气流流速慢,从而导致弧形板4上表面气压降低,从而使二级助推器3获得升力,二级助推器3前端为空腔;
导弹头包括弹头10,弹头10呈尾部敞口的箭头状,弹头10尾端尺寸与二级推进器一致;包括弹壳5,弹壳5前端插入弹头10尾部,弹壳5后端插入二级推进器的空腔内,弹头10尾端与二级推进器紧密接触,弹头10与二级助推器3前端在接触处平顺衔接,弹壳5内设置隔板7,隔板7后端填充推进燃料6,弹壳5前端设置炸药9,弹头10内设置控制系统8和触发开关12,触发开关12通过控制系统8连接炸药9内的点火装置;
上下调节翼11和左右调节翼2均包括舵板14和固定板21,舵板14和固定板21铰接,舵板14在铰接处固定调节齿轮16,调节齿轮16与铰接处同轴,调节齿轮16上下两端配合两齿条15,齿条15伸入固定板21内,齿条15配合在固定板21内的滑套17内,滑套17固定在固定板21上,两齿条15平行设置,两齿条15啮合在转动齿轮18上,转动齿轮18与调节齿轮16规格一致,转动齿轮18与驱动齿轮19啮合,驱动齿轮19固定在电机20的转轴上;
控制系统8连接一级助推器1、二级助推器3以及两个上下调节翼11和左右调节翼2的电机20。
一级助推器1、二级推进器和导弹头下表面均涂覆蓝色迷彩,上表面涂覆陆地迷彩,不易被地面人员及上方的侦查人员发现。
根据上述的多级非规则飞行导弹,其工作方法是:
1)发射时,控制系统8根据指令控制一级助推器1启动,一级助推器1点火发射,本导弹升空;
2)控制系统8控制上下调节翼11,使导弹在低空飞行,避开雷达的探测;
3)弧形板4凸起部分靠近二级助推器3前端并且呈流线型,二级助推器3与弧形板4形成机翼的形状,飞行时气流通过弧形板4和二级助推器3底面时的流速不同,通过弧形板4的气流流速慢,从而导致弧形板4上表面气压降低,从而使二级助推器3获得升力,节约了燃料;
4)控制系统8控制左右调节翼2和上下调节翼11间隔不规格运动,使得导弹不规则飞行,使得飞行轨迹不易预测;
5)上下调节翼11和左右调节翼2工作时,电机20带动驱动轮转动,驱动轮驱动转动齿轮18旋转,转动齿轮18带动两齿条15相向运动,进而两齿条15带动调节齿轮16转动,调节齿轮16带动舵板14旋转,控制导弹的飞行轨迹;
6)一级助推器1用尽时脱落,二级推进器点火继续飞行,当靠近目标时通过上下调节翼11控制导弹急速攀升,至一定高度时再通过上下调节翼11掉头向下;
7)下行过程中控制系统8控制上下调节翼11和左右调节翼2,使得导弹直冲目标,然后控制系统8控制弹壳5尾部的推进燃料6点燃,弹壳5和弹头10在推进燃料6的大力推进下急速向下,二级推进器的空腔起到导向作用;
8)当弹头10接触目标物时,震动使得弹头10内的触发开关12触发,触发开关12将信号传递给控制系统8,控制系统8控制控制点火装置引燃炸药9,炸药9引爆并将弹壳5炸裂,进而对目标物造成破坏,同时炸药9爆炸会推动弹头10前端急速前进;
9)弹头10端部呈箭头状,弹头10前端呈扁的四棱锥形,在撞击目标物时不仅其尖锐的端部可以刺进目标物,扁平状的四棱锥形状也可以将目标物劈开,达到更大的深度和破坏效果。
上下调节翼11前端设置探测器13,用于观测前方情况。
一级助推器1、二级助推器3棱角设置倒角,使得其边缘圆滑,更利于飞行。
Claims (5)
1.一种多级非规则飞行防拦截导弹,包括一级助推器(1)、二级助推器(3)和导弹头,其特征在于:一级助推器(1)、二级助推器(3)和弹头(10)尺寸一致,其衔接处平顺过渡,
一级助推器(1)为扁平状;
二级助推器(3)为扁平状,其宽度大于高度,二级助推器(3)尾部上下两侧的中间位置固定左右调节翼(2),二级助推器(3)的端部两侧固定上下调节翼(11),二级助推器(3)上表面覆盖弧形板(4),弧形板(4)呈凸起状的壳体,弧形板(4)尺寸与二级助推器(3)上表面尺寸一致并且与其密封连接,弧形板(4)凸起部分靠近二级助推器(3)前端并且呈流线型,二级助推器(3)与弧形板(4)形成机翼的形状,飞行时气流通过弧形板(4)和二级助推器(3)底面时的流速不同,通过弧形板(4)的气流流速慢,从而导致弧形板(4)上表面气压降低,从而使二级助推器(3)获得升力,二级助推器(3)前端为空腔;
导弹头包括弹头(10),弹头(10)呈尾部敞口的箭头状,弹头(10)尾端尺寸与二级推进器一致;包括弹壳(5),弹壳(5)前端插入弹头(10)尾部,弹壳(5)后端插入二级推进器的空腔内,弹头(10)尾端与二级推进器紧密接触,弹头(10)与二级助推器(3)前端在接触处平顺衔接,弹壳(5)内设置隔板(7),隔板(7)后端填充推进燃料(6),弹壳(5)前端设置炸药(9),弹头(10)内设置控制系统(8)和触发开关(12),触发开关(12)通过控制系统(8)连接炸药(9)内的点火装置;
上下调节翼(11)和左右调节翼(2)均包括舵板(14)和固定板(21),舵板(14)和固定板(21)铰接,舵板(14)在铰接处固定调节齿轮(16),调节齿轮(16)与铰接处同轴,调节齿轮(16)上下两端配合两齿条(15),齿条(15)伸入固定板(21)内,齿条(15)配合在固定板(21)内的滑套(17)内,滑套(17)固定在固定板(21)上,两齿条(15)平行设置,两齿条(15)啮合在转动齿轮(18)上,转动齿轮(18)与调节齿轮(16)规格一致,转动齿轮(18)与驱动齿轮(19)啮合,驱动齿轮(19)固定在电机(20)的转轴上;
控制系统(8)连接一级助推器(1)、二级助推器(3)以及两个上下调节翼(11)和左右调节翼(2)的电机(20)。
2.根据权利要求1所述的多级非规则飞行防拦截导弹,其特征在于:一级助推器(1)、二级推进器和导弹头下表面均涂覆蓝色迷彩,上表面涂覆陆地迷彩。
3.根据权利要求1所述的多级非规则飞行防拦截导弹,其特征在于:其工作方法是:
1)发射时,控制系统(8)根据指令控制一级助推器(1)启动,一级助推器(1)点火发射,本导弹升空;
2)控制系统(8)控制上下调节翼(11),使导弹在低空飞行,避开雷达的探测;
3)弧形板(4)凸起部分靠近二级助推器(3)前端并且呈流线型,二级助推器(3)与弧形板(4)形成机翼的形状,飞行时气流通过弧形板(4)和二级助推器(3)底面时的流速不同,通过弧形板(4)的气流流速慢,从而导致弧形板(4)上表面气压降低,从而使二级助推器(3)获得升力,节约了燃料;
4)控制系统(8)控制左右调节翼(2)和上下调节翼(11)间隔不规格运动,使得导弹不规则飞行,使得飞行轨迹不易预测;
5)上下调节翼(11)和左右调节翼(2)工作时,电机(20)带动驱动轮转动,驱动轮驱动转动齿轮(18)旋转,转动齿轮(18)带动两齿条(15)相向运动,进而两齿条(15)带动调节齿轮(16)转动,调节齿轮(16)带动舵板(14)旋转,控制导弹的飞行轨迹;
6)一级助推器(1)用尽时脱落,二级推进器点火继续飞行,当靠近目标时通过上下调节翼(11)控制导弹急速攀升,至一定高度时再通过上下调节翼(11)掉头向下;
7)下行过程中控制系统(8)控制上下调节翼(11)和左右调节翼(2),使得导弹直冲目标,然后控制系统(8)控制弹壳(5)尾部的推进燃料(6)点燃,弹壳(5)和弹头(10)在推进燃料(6)的大力推进下急速向下,二级推进器的空腔起到导向作用;
8)当弹头(10)接触目标物时,震动使得弹头(10)内的触发开关(12)触发,触发开关(12)将信号传递给控制系统(8),控制系统(8)控制控制点火装置引燃炸药(9),炸药(9)引爆并将弹壳(5)炸裂,进而对目标物造成破坏,同时炸药(9)爆炸会推动弹头(10)前端急速前进;
9)弹头(10)端部呈箭头状,弹头(10)前端呈扁的四棱锥形,在撞击目标物时不仅其尖锐的端部可以刺进目标物,扁平状的四棱锥形状也可以将目标物劈开,达到更大的深度和破坏效果。
4.根据权利要求1所述的多级非规则飞行防拦截导弹,其特征在于:上下调节翼(11)前端设置探测器(13)。
5.根据权利要求1所述的多级非规则飞行防拦截导弹,其特征在于:一级助推器(1)、二级助推器(3)棱角设置倒角,使得其边缘圆滑。
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CN201710019549.9A CN107063003A (zh) | 2017-01-10 | 2017-01-10 | 多级非规则飞行防拦截导弹及其工作方法 |
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CN201710019549.9A CN107063003A (zh) | 2017-01-10 | 2017-01-10 | 多级非规则飞行防拦截导弹及其工作方法 |
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Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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CN113050689A (zh) * | 2021-03-22 | 2021-06-29 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种导弹助推段预测-校正制导方法和装置 |
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2017
- 2017-01-10 CN CN201710019549.9A patent/CN107063003A/zh active Pending
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