CN114279268A - 一种基于头部偏转的动能拦截器 - Google Patents
一种基于头部偏转的动能拦截器 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114279268A CN114279268A CN202111363269.2A CN202111363269A CN114279268A CN 114279268 A CN114279268 A CN 114279268A CN 202111363269 A CN202111363269 A CN 202111363269A CN 114279268 A CN114279268 A CN 114279268A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- cabin
- kinetic energy
- head
- section
- rudder
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 43
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims description 15
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 12
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 12
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 10
- 230000010365 information processing Effects 0.000 claims description 6
- 239000003562 lightweight material Substances 0.000 claims description 6
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 5
- 229910000861 Mg alloy Inorganic materials 0.000 claims description 3
- SXSVTGQIXJXKJR-UHFFFAOYSA-N [Mg].[Ti] Chemical compound [Mg].[Ti] SXSVTGQIXJXKJR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims description 3
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 3
- 239000007769 metal material Substances 0.000 claims description 3
- 230000010354 integration Effects 0.000 claims description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 2
- 230000007547 defect Effects 0.000 abstract description 2
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 4
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 4
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 3
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000007726 management method Methods 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 1
- 239000003721 gunpowder Substances 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 230000004044 response Effects 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
本发明涉及一种基于头部偏转的动能拦截器。针对现有的动能拦截器命中精度较差，对于低空目标命中偏差较大的缺陷，本发明设计了一种依靠头部偏转提供侧向过载的动能拦截器，从前至后依次包括导引舱、仪器舱、动能作战舱和尾段串联，头锥舱内部安装一体化综控机和电池，舱段内设置的各电气单机通过供电电缆与电池相连，通过控制电缆传递数据信息；导引舱后端安装头部偏转机构，一体化综控机舵控模块发送偏转指令，头部偏转机构按照指令在俯仰和偏航方向进行偏转，提供侧向气动能力；所述动能作战舱通过中心主轴与仪器舱连接，中心主轴内部安装电推力杆，中心主轴外安装动能拦截折叠杆，采用三段折叠方式，折叠杆折叠后放置在弹体表面。
Description
技术领域
本发明涉及导弹防御技术领域，具体涉及一种基于头部偏转的动能拦截器。
背景技术
动能拦截器是从火箭武器研制上衍生的一种作战武器。随着精确制导武器技术的发展，拦截敌方目标也可以选择运用动能拦截直接撞击目标，造成敌方目标结构和性能的毁伤，或者姿态失稳无法继续执行战斗。
目前对于动能拦截器主要动力方式为直接力或者直/气复合的方式。现有技术主要弱点为命中精度较差，对于低空目标命中偏差较大，命中精度误差的主要来源于四个方面：
发射装置，传统的火炮和导弹发射，由于火药爆炸产生推力的大小和方向具有较大偏差，动能拦截器出筒/离台时，会有较大姿态偏差和速度偏差；
动能拦截器主发动机，主发动机一般为固体发动机，主要作用是使动能拦截器达到一定的飞行速度；由于固体发动机工作时，推力偏差和推力偏斜会造成姿态和空间位置的偏差；
动能拦截器直接力发动机，动能拦截器直接力发动机一般安装弹体周向，在交汇末端提供法向过载，接近拦截目标；直接力发动机一般为固体发动机，也存在推力偏差和偏斜，使动能拦截器产生位置和姿态的偏差；
气动力与直接力耦合，动能拦截器气动力与直接力进行耦合，带来了较大的耦合偏差。
基于上述原因，现有动能拦截器的命中精度达不到理想效果，需要设计一种新的动能拦截器以提高命中精度。
发明内容
针对现有的动能拦截器命中精度较差，对于低空目标命中偏差较大的缺陷，本发明设计了一种依靠头部偏转提供侧向过载的动能拦截器。
一种基于头部偏转的动能拦截器，从前至后依次包括导引舱、仪器舱、动能作战舱和尾段串联，头锥舱内部安装一体化综控机和电池，舱段(舱段包括导引舱、仪器舱、动能作战舱和尾段)内设置的各电气单机通过供电电缆与电池相连，通过控制电缆传递数据信息；
导引舱后端安装头部偏转机构，一体化综控机舵控模块发送偏转指令，通过控制电缆传输给头部偏转机构，头部偏转机构按照指令在俯仰和偏航方向进行偏转，提供侧向气动能力，连接处(连接处指的是导引头后半段固定舱段与偏转活动段连接处，由于需要活动拉伸，故采用柔性蒙皮连接，这样保证全弹体密封)有柔性蒙皮，保证头部偏转时头部与仪器舱的连接；
所述动能作战舱通过中心主轴与仪器舱连接，中心主轴内部安装电推力杆，中心主轴外安装动能拦截折叠杆，采用三段折叠方式，折叠杆折叠后放置在弹体表面。
进一步地，所述导引舱纵剖面为幂次曲线，曲线幂次方程为y＝6.657(2/3X)0.58，通过绕中心轴旋转形成椭球状头部，后接圆柱体舱段；
导引舱采用金属舱段，在舱段前端安装红外和激光板主动复合导引头设备，椭球状头部顶端安装透镜。
进一步地，所述仪器舱为圆柱形，仪器舱采用金属舱段，在舱段外侧安装四片空气舵，空气舵为金属材料。
进一步地，所述一体化综控机包括供配电模块、计算处理模块、舵控模块、惯性卫导模块、遥测模块和导引模块集成化；通过供配电模块进行全拦截器各电气单机的供配电管理；通过计算处理模块进行弹道、控制信息处理计算；通过舵控模块进行头部偏转机构和仪器舱空气舵舵控命令处理；通过惯性卫导模块进行自身定位定向的测量；通过遥测模块进行内外部的数据接收和传输处理；通过导引模块进行目标识别、导引和信息处理。
进一步地，所述一体化综控机的舵控模块将舵控命令通过控制电缆传递给伺服机构，伺服机构通过驱动舵机带动舵轴旋转，舵轴带动舵片转动，从而实现打舵；所述伺服机构由四个舵机组成，安装在尾段内壁，通过舵轴与舵片相连，舵轴插入在舵机内。
一体化综控机的舵控模块将舵控命令通过控制电缆传递给伺服机构，伺服机构通过驱动舵机带动舵轴旋转，舵轴带动舵片转动，从而实现打舵。
进一步地，所述电池采用热电池工艺制作。
进一步地，所述拦截器在发射时采用电磁弹射。
进一步地，所述电推力杆内自带行程控制机构，由一体化综控机的导引模块给其发布展开指令，行程控制机构接受指令，驱动电推力杆前进，电推力杆推动折叠杆，折叠杆展开，全展开后为伞骨状结构，相邻推力杆间通过链绳软性连接。
进一步地，所述折叠杆采用轻质化材料，轻质化材料包括钛镁合金材料、表面高温陶瓷化浸金属的塑料材料。
进一步地，所述尾段与动能拦截舱相接，尾段为金属舱段，尾段舱段外侧上装有4片沿周向等距分布的边条翼。
与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
本发明拦截器采用电磁弹射，使拦截器在发射时因受力不均产生的姿态角偏差极大降该拦截器采用电磁弹射，使拦截器在发射时因受力不均产生的姿态角偏差极大降低，并具有较高的出筒速度，不需要利用发动机加速；
本发明提供的动能拦截器不使用发动机，采用大尾翼布局形式，提高拦截器横法向过载机动能力。通过头部偏转和空气舵联合作用，形成快速响应，具备较大的横法向过载能力，避免了由发动机引起的命中误差；
拦截器的动能作战舱所采用的特殊动能毁伤装置，通过中心主轴与仪器舱连接，中心主轴内部安装电推力杆，中心主轴外安装动能拦截折叠杆，采用三段折叠方式，折叠杆折叠后放置在弹体表面；电推力杆内自带行程控制机构，由一体化综控机的导引模块给其发布展开指令，行程控制机构接受指令，驱动电推力杆前进，电推力杆推动折叠杆，折叠杆展开，全展开后为伞骨状结构，展开后直径约2m，增大了碰撞面积，从而进一步提高了命中概率。
总之，本发明的动能拦截器的命中误差大幅降低，有效提高了命中精度。
附图说明
图1为本发明动能拦截器结构示意图；
图2为本发明动能拦截器拦截装置展开后结构示意图；
图3为本发明动能拦截器头部偏转机构剖视示意图。
符号说明：1-导引舱，2-仪器仓，3-动能作战舱，31-折叠杆，32-链绳，4-尾段，5-头部偏转机构，6-基座，7-推力连杆组件，8-转轴，9-头部偏转中心，10-上部球形件。
具体实施方式
下面结合附图对本发明方案进行详细说明。
一种基于头部偏转的动能拦截器，如图1所示，从前至后依次包括导引舱、仪器舱、动能作战舱和尾段串联，头锥舱内部安装一体化综控机和电池，舱段内设置的各电气单机通过供电电缆与电池相连，通过控制电缆传递数据信息；
导引舱后端安装头部偏转机构，一体化综控机舵控模块发送偏转指令，通过控制电缆传输给头部偏转机构，头部偏转机构按照指令在俯仰和偏航方向进行偏转，提供侧向气动能力，连接处有柔性蒙皮，柔性蒙皮采用铆接方式与弹体连接，保证头部偏转时头部与仪器舱的连接。
头部偏转机构具体结构如图3所示，上部球形件为导引舱底部和头部偏转机构连接部位，中间杆为头部偏转轴，头部偏转轴安装在基座上，头部偏转中心位于头部偏转轴底端，四组推力连杆组件绕头部偏转轴均布固定安装，通过四个小型电机分别控制四组推力连杆组件，推力连杆组件通过丝杠或齿轮机构带动，通过电压分别控制四组推力连杆组件的位移，位移产生的推力挤压上部球形件，使其以头部偏转轴底端为偏转中心发生偏移，进而控制头部偏转方位。
动能作战舱通过中心主轴与仪器舱连接，中心主轴内部安装电推力杆，中心主轴外安装动能拦截折叠杆，采用三段折叠方式，折叠杆折叠后放置在弹体表面；
电推力杆内自带行程控制机构，由一体化综控机的导引模块给其发布展开指令，行程控制机构接受指令，驱动电推力杆前进，电推力杆推动折叠杆，折叠杆展开，全展开后为伞骨状结构，如图2所示，相邻推力杆间通过链绳软性连接。
导引舱纵剖面为幂次曲线，曲线幂次方程为y＝6.657(2/3X)0.58，通过绕中心轴旋转形成椭球状头部，后接圆柱体舱段；
导引舱采用金属舱段，在舱段前端安装红外和激光板主动复合导引头设备，舱壁前端安装透镜。
仪器舱为圆柱形，仪器舱采用金属舱段，在舱段外侧安装四片空气舵，空气舵为金属材料。
一体化综控机包括供配电模块、计算处理模块、舵控模块、惯性卫导模块、遥测模块和导引模块集成化；通过供配电模块进行全拦截器各电气单机的供配电管理；通过计算处理模块进行弹道、控制信息处理计算；通过舵控模块进行头部偏转机构和仪器舱空气舵舵控命令处理；通过惯性卫导模块进行自身定位定向的测量；通过遥测模块进行内外部的数据接收和传输处理；通过导引模块进行目标识别、导引和信息处理。
一体化综控机的舵控模块将舵控命令通过控制电缆传递给伺服机构，伺服机构通过驱动舵机带动舵轴旋转，舵轴带动舵片转动，从而实现打舵；所述伺服机构安装在尾段内壁，通过舵轴与舵片相连，舵轴插入在舵机内。
电池采用热电池工艺。
折叠杆采用轻质化材料，轻质化材料包括钛镁合金材料、表面高温陶瓷化浸金属的塑料材料。
尾段与动能拦截舱相接，尾段为金属舱段，尾段舱段外侧上装有4片沿周向等距分布的边条翼。
拦截器在发射时采用电磁弹射。
动能拦截器工作流程：
将动能拦截器放置在发射装置上，发射装置根据目标预警信息，通过电磁弹射装置将动能拦截器竖直发射，速度在1Ma左右；
动能拦截器通过数据链接受地面的目标指示信息，目标信息传输给一体化综控机，一体化综控机舵控模块，(舵控模块通过控制偏转机构，使其朝某一方向机械偏斜)控制头部偏转机构和空气舵控制头部和舵片偏转，实现动能拦截器的快速姿态调整，一体化综控机计算处理模块进行弹道和导引的快速规划，动能拦截器按照规划的弹道飞行；
动能拦截器前端复合导引头接收目标指示信息，并将信息通过弹内控制电缆传递给一体化综控机，进行目标特征实时解算和定位处理，将处理的结果信息传递处理模块，进行快速修正交汇段弹道，通过舵偏模块对头部偏转机构发出指令，偏转头部，提供大的侧向过载，快速缩短与目标的空间位置；
动能拦截器与目标距离小于50m时，一体化综控机导引模块给行程控制机构发布指令，行程控制机构接受指令，驱动电推力杆前进，电推力杆杆推动折叠杆，折叠杆展开，展开后动能拦截装置直径约2m；
动能拦截装置与目标发生碰撞，使目标发生结构或功能毁伤，目标姿态失稳坠落。
Claims (10)
1.一种基于头部偏转的动能拦截器，其特征在于，从前至后依次包括导引舱、仪器舱、动能作战舱和尾段，仪器舱内部安装一体化综控机和电池，舱段内设置的各电气单机通过供电电缆与电池相连，通过电缆传递数据信息；
导引舱后端安装头部偏转机构，一体化综控机舵控模块发送偏转指令，通过控制电缆传输给头部偏转机构，头部偏转机构按照指令在俯仰和偏航方向进行偏转，提供侧向气动能力，连接处有柔性蒙皮，保证头部偏转时头部与仪器舱的连接；
所述动能作战舱通过中心主轴与仪器舱连接，中心主轴内部安装电推力杆，中心主轴外安装动能拦截折叠杆，采用三段折叠方式，折叠杆折叠后放置在弹体表面。
2.根据权利要求1所述的一种基于头部偏转的动能拦截器，其特征在于，所述导引舱纵剖面为幂次曲线，通过绕中心轴旋转形成椭球状头部，后接圆柱体舱段；
导引舱采用金属舱段，在舱段前端安装红外和激光板主动复合导引头设备，椭球状头部顶端安装透镜。
3.根据权利要求1所述的一种基于头部偏转的动能拦截器，其特征在于，所述仪器舱为圆柱形，仪器舱采用金属舱段，在舱段外侧安装四片空气舵，空气舵为金属材料。
4.根据权利要求1所述的一种基于头部偏转的动能拦截器，其特征在于，所述一体化综控机包括供配电模块、计算处理模块、舵控模块、惯性卫导模块、遥测模块和导引模块集成化；
通过供配电模块进行全拦截器各电气单机的供配电管理；
通过计算处理模块进行弹道、控制等信息处理计算；
通过舵控模块进行头部偏转机构和仪器舱空气舵舵控命令处理；
通过惯性卫导模块进行自身定位定向的测量；
通过遥测模块进行内外部的数据接收和传输处理；
通过导引模块进行目标识别、导引和信息处理。
5.根据权利要求1所述的一种基于头部偏转的动能拦截器，其特征在于，所述一体化综控机的舵控模块将舵控命令通过控制电缆传递给伺服机构，伺服机构通过驱动舵机带动舵轴旋转，舵轴带动舵片转动，从而实现打舵；所述伺服机构安装在尾段内壁，通过舵轴与舵片相连，舵轴插入在舵机内。
6.根据权利要求1所述的一种基于头部偏转的动能拦截器，其特征在于，所述电池采用热电池工艺制作。
7.根据权利要求1所述的一种基于头部偏转的动能拦截器，其特征在于，所述拦截器在发射时采用电磁弹射。
8.根据权利要求1所述的一种基于头部偏转的动能拦截器，其特征在于，所述电推力杆内自带行程控制机构，由一体化综控机的导引模块给其发布展开指令，行程控制机构接受指令，驱动电推力杆前进，电推力杆推动折叠杆，折叠杆展开，全展开后为伞骨状结构，相邻推力杆间通过链绳软性连接。
9.根据权利要求8所述的一种基于头部偏转的动能拦截器，其特征在于，所述折叠杆采用轻质化材料，轻质化材料包括钛镁合金材料以及表面高温陶瓷化浸金属的塑料材料中的一种。
10.根据权利要求1所述的一种基于头部偏转的动能拦截器，其特征在于，所述尾段与动能拦截舱相接，尾段为金属舱段，尾段舱段外侧上装有4片沿周向等距分布的边条翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202111363269.2A CN114279268A (zh) | 2021-11-17 | 2021-11-17 | 一种基于头部偏转的动能拦截器 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202111363269.2A CN114279268A (zh) | 2021-11-17 | 2021-11-17 | 一种基于头部偏转的动能拦截器 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114279268A true CN114279268A (zh) | 2022-04-05 |
Family
ID=80869268
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202111363269.2A Pending CN114279268A (zh) | 2021-11-17 | 2021-11-17 | 一种基于头部偏转的动能拦截器 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114279268A (zh) |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102494564A (zh) * | 2011-12-09 | 2012-06-13 | 南昌航空大学 | 一种前向追踪拦截尾置导引头小型化设计方法 |
| CN104192311A (zh) * | 2014-08-28 | 2014-12-10 | 西北工业大学 | 一种锥齿轮推杆式飞行器头部偏转驱动装置 |
| US20150143982A1 (en) * | 2012-01-10 | 2015-05-28 | Israel Aerospace Industries Ltd. | Anti-rocket system |
| US20160320165A1 (en) * | 2014-01-01 | 2016-11-03 | Israel Aerospace Industries Ltd. | Interception missle and warhead therefor |
| CN106871742A (zh) * | 2017-01-05 | 2017-06-20 | 北京航天自动控制研究所 | 一种设置在弹体上的控制系统 |
| CN111678386A (zh) * | 2020-07-03 | 2020-09-18 | 南京航空航天大学 | 一种飞行器头部偏转控制装置 |
| CN113232828A (zh) * | 2021-05-31 | 2021-08-10 | 南京航空航天大学 | 一种超音速飞行器头部可变形结构的偏转控制机构 |
-
2021
- 2021-11-17 CN CN202111363269.2A patent/CN114279268A/zh active Pending
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102494564A (zh) * | 2011-12-09 | 2012-06-13 | 南昌航空大学 | 一种前向追踪拦截尾置导引头小型化设计方法 |
| US20150143982A1 (en) * | 2012-01-10 | 2015-05-28 | Israel Aerospace Industries Ltd. | Anti-rocket system |
| US20160320165A1 (en) * | 2014-01-01 | 2016-11-03 | Israel Aerospace Industries Ltd. | Interception missle and warhead therefor |
| CN104192311A (zh) * | 2014-08-28 | 2014-12-10 | 西北工业大学 | 一种锥齿轮推杆式飞行器头部偏转驱动装置 |
| CN106871742A (zh) * | 2017-01-05 | 2017-06-20 | 北京航天自动控制研究所 | 一种设置在弹体上的控制系统 |
| CN111678386A (zh) * | 2020-07-03 | 2020-09-18 | 南京航空航天大学 | 一种飞行器头部偏转控制装置 |
| CN113232828A (zh) * | 2021-05-31 | 2021-08-10 | 南京航空航天大学 | 一种超音速飞行器头部可变形结构的偏转控制机构 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 谢春燕等: "反导系统拦截弹技术综述", 飞航导弹, no. 3, 20 March 2004 (2004-03-20), pages 22 - 27 * |
| 韩宝瑞等: "美国近程防空武器发展及趋势分析", 飞航导弹, no. 4, 15 April 2018 (2018-04-15), pages 12 - 16 * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9664485B1 (en) | Aircraft, missile, projectile, or underwater vehicle with improved control system and method of using | |
| CN110065634A (zh) | 基于压缩气体冷助力发射的无人飞行机器人 | |
| CN108482635B (zh) | 一种充气机翼式可驻留飞行器 | |
| US4560121A (en) | Stabilization of automotive vehicle | |
| US5143320A (en) | Spoiler torque controlled supersonic missile | |
| CN108955423B (zh) | 一种具有导流进气结构的非火工品导弹 | |
| WO2006086532A2 (en) | Three axis aerodynamic control of guided munitions | |
| CN111121544A (zh) | 一种毁伤效能快速评估的精确制导炸弹靶弹 | |
| JP2020531339A (ja) | 作動システム | |
| CN111056015A (zh) | 一种多旋翼巡飞弹 | |
| US7763834B2 (en) | Flying object for observing the ground | |
| CN114279268A (zh) | 一种基于头部偏转的动能拦截器 | |
| GB2489611A (en) | Missile | |
| CN108313281B (zh) | 一种可变构型无人机 | |
| CN1523318A (zh) | 末敏弹药和飞行器用的气动十字旋翼和环形尾翼 | |
| CN110595293B (zh) | 一种固定翼-旋翼复合无人机的工作方法 | |
| US10280786B2 (en) | Ground-projectile system | |
| CN214620889U (zh) | 一种基于推力变向的全向反斜面导弹 | |
| CN110567326B (zh) | 一种固定翼-旋翼复合无人机 | |
| CN110940236B (zh) | 一种非瞄准智能巡飞弹 | |
| CN112611268A (zh) | 一种基于视觉图像精确制导的小型高速巡飞弹 | |
| Schumacher et al. | Guided Munition Adaptive Trim Actuation System for Aerial Gunnery | |
| CN111330296A (zh) | 一种用于火箭模型的姿控变轨系统 | |
| US11768062B2 (en) | Guided missile with at least one engine for producing forward thrust | |
| RU2756195C1 (ru) | Реактивный снаряд с газодинамической системой стабилизации |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |