CN218097424U - 一种导弹 - Google Patents

Abstract

本实用新型提出了一种导弹，涉及导弹的技术领域。包括组成导弹的战斗部和导弹推进部，还包括设置于战斗部与导弹推进部之间的激光反拦截部，激光反拦截部包括激光发射装置以及用于承载激光发射装置的转向机构，转向机构包括用于连接战斗部和导弹推进部的承载架、设置于承载架上的电机、与电机连接的外齿轮、与外齿轮啮合内齿轮，套设于内齿轮上封闭外壳；承载架、外齿轮、封闭外壳依次共轴设置；电机的输出轴穿过承载架与外齿轮连接；战斗部通过承载架与导弹推进部连接，激光发射装置设置于封闭外壳内，封闭外壳与承载架转动连接。其能够有效的对拦截导弹进行反拦截。

Description

一种导弹

技术领域

本实用新型涉及导弹的技术领域，具体而言，涉及一种导弹。

背景技术

在现有的技术中，导弹的使用越来越多，尤其是用于远距离目标的打击，随着卫星技术的发展，现在的导弹可以用卫星控制打击目标，一旦卫星对打击目标进行定位就很难改变打击方向，这样对于定位目标的打击较为准确，不过现在的对导弹的防卫武器的发展可以对导弹进行空中拦截，当拦截导弹对我方拦截后，我方导弹就无法将原定目标摧毁，由此需要一种新型导弹。

现有技术公开了一种载子气囊拦截导弹的多弹头导弹，公开号为 CN201242408，在母弹头设有攻击导弹和拦截导弹，母弹头内设有预警装置，拦截导弹包括壳体，以及寻的制导器、飞行控制器和火箭助推器，飞行控制器主要由陀螺仪、微型计算机、舵机和弹翼组成，微型计算机分别与预警装置和寻的制导器信号连接，壳体上设有拦截器，拦截器主要由折叠气囊及气体发生器组成，气体发生器与微型计算机信号连接。该多弹头导弹利用预警装置、气囊式拦截器及寻的式制导或有近炸引信的两种装置配合，利用施放气囊为假目标诱饵和拦截工具，以诱爆来袭导弹的引信来摧毁导弹，提高拦截率；多弹头导弹既可作防御拦截，也可携带攻击导弹配合拦截导弹，拦截敌方拦截导弹。然而该导弹结构复杂，成本较高。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种导弹，其能够有效的对拦截导弹进行反拦截。

本实用新型的实施例是这样实现的：

本申请实施例提供一种导弹，其包括组成导弹的战斗部和导弹推进部，还包括设置于战斗部与导弹推进部之间的激光反拦截部，激光反拦截部包括激光发射装置以及用于承载激光发射装置的转向机构，转向机构包括用于连接战斗部和导弹推进部的承载架、设置于承载架上的电机、与电机连接的外齿轮、与外齿轮啮合内齿轮，套设于内齿轮上封闭外壳；承载架、外齿轮、封闭外壳依次共轴设置；电机的输出轴穿过承载架与外齿轮连接；战斗部通过承载架与导弹推进部连接，激光发射装置设置于封闭外壳内，封闭外壳与承载架转动连接。

在本实用新型的一些实施例中，承载架包括依次连接的第一连接件、中轴杆和第二连接件，第一连接件与战斗部连接，第二连接件与导弹推进部连接，电机穿过第一连接件与外齿轮连接。

在本实用新型的一些实施例中，封闭外壳上还设有用于保护激光发射装置中发射器的保护组件，保护组件包括套设于封闭外壳上的套筒以及设置于套筒内的动力装置，套筒与封闭外壳滑动连接，动力装置控制套筒在封闭外壳上滑动。

在本实用新型的一些实施例中，动力装置包括设置于封闭外壳内的蓄电池、设置于套筒内的电动伸缩杆；蓄电池与电动伸缩杆连接，电动伸缩杆的一端与封闭外壳连接，电动伸缩杆的另一端与套筒连接。

在本实用新型的一些实施例中，还包括环形挡流件，环形挡流件套接于封闭外壳上，环形挡流件设置于战斗部与套筒之间。

在本实用新型的一些实施例中，环形挡流件的截面呈直角三角形。

在本实用新型的一些实施例中，封闭外壳上还设有用于放置激光发射装置中发射器的凹槽。

在本实用新型的一些实施例中，凹槽呈圆台状。

在本实用新型的一些实施例中，第一连接件、中轴杆和第二连接件通过推力球轴承与封闭外壳连接。

在本实用新型的一些实施例中，封闭外壳通过多个轴承与中轴杆转动连接。

相对于现有技术，本实用新型的实施例至少具有如下优点或有益效果：

本设计旨在对洲际导弹的反拦截进行改进，其中洲际导弹的运行过程，分为爬升阶段(即推进加速至太空)、亚轨道飞行阶段和进入大气层降落阶段；而这三个阶段中，爬升阶段和轨道飞行阶段所用的时间远远大于进入大气层降落阶段，但由于爬升阶段时，需要卫星监测扫描以及进行相应的计算，故而该阶段拦截是比较困难的。例如：对于由潜艇发射的弹道导弹，爬升阶段同样是最佳的拦截时间段，但是由于潜艇本身较为隐蔽，想在导弹起飞阶段进行拦截是比较困难的。由此拦截的最佳时机为亚轨道飞行阶段，该段时间在其整个飞行阶段是弹道相对平稳，时间也较为充裕约在20至25分钟，导弹速度虽已达到10马赫左右，但和再入阶段比，还是相对较慢的。由此针对这一问题，本设计在战斗部与导弹推进部之间的激光反拦截部。其具体实施方式为，利用转向机构为放置的激光发射装置进行角度调节，其原因在于，洲际导弹在进入亚轨道飞行阶段时主要是速度较高，且大功率的推进装置已经脱离，由此固定的激光发射装置无法进行有效的进行位置矫正。其转动原理利用电机驱动外齿轮转动，带动内齿轮，从而使得激光反拦截部进行旋转。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本实用新型的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本实用新型一种导弹的结构示意图；

图2为本实用新型中转向结构的结构示意图；

图3为本实用新型中转向结构另一视角的结构示意图；

图4为本实用新型中激光反拦截部的剖视图；

图5为本实用新型中保护组件的结构示意图。

图标：1、战斗部；2、导弹推进部；3、激光反拦截部；31、转向机构； 311、承载架；3111、第一连接件；3112、中轴杆；3113、第二连接件；312、电机；313、外齿轮；314、内齿轮；315、封闭外壳；3151、凹槽；4、环形挡流件；5、保护组件；51、套筒；52、电动伸缩杆；6、发射器。

具体实施方式

为使本实用新型实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本实用新型实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本实用新型的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本实用新型的范围，而是仅仅表示本实用新型的选定实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本实用新型实施例的描述中，需要说明的是，若出现术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该实用新型产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，若出现术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

在本实用新型实施例的描述中，“多个”代表至少2个。

在本实用新型实施例的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，若出现术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。

实施例1

请参照图1、图2、图3和图4，图1所示为本实施例提供一种导弹，包括组成导弹的战斗部1和导弹推进部2，还包括设置于战斗部1与导弹推进部2之间的激光反拦截部3，激光反拦截部3包括激光发射装置以及用于承载激光发射装置的转向机构31，转向机构31包括用于连接战斗部1和导弹推进部2的承载架311、设置于承载架311上的电机312、与电机312连接的外齿轮313、与外齿轮313啮合内齿轮314，套设于内齿轮314上封闭外壳315；承载架311、外齿轮313、封闭外壳315依次共轴设置；电机312 的输出轴穿过承载架311与外齿轮313连接；战斗部1通过承载架311与导弹推进部2连接，激光发射装置设置于封闭外壳315内，封闭外壳315 与承载架311转动连接。

在本实用新型的一些实施例中，本设计旨在对洲际导弹的反拦截进行改进，其中洲际导弹的运行过程，分为爬升阶段(即推进加速至太空)、亚轨道飞行阶段和进入大气层降落阶段；而这三个阶段中，爬升阶段和轨道飞行阶段所用的时间远远大于进入大气层降落阶段，但由于爬升阶段时，需要卫星监测扫描以及进行相应的计算，故而该阶段拦截是比较困难的。例如：对于由潜艇发射的弹道导弹，爬升阶段同样是最佳的拦截时间段，但是由于潜艇本身较为隐蔽，想在导弹起飞阶段进行拦截是比较困难的。由此拦截的最佳时机为亚轨道飞行阶段，该段时间在其整个飞行阶段是弹道相对平稳，时间也较为充裕约在20至25分钟，导弹速度虽已达到10马赫左右，但和再入阶段比，还是相对较慢的。由此针对这一问题，本设计在战斗部1与导弹推进部2之间的激光反拦截部3。其具体实施方式为，利用转向机构31为放置的激光发射装置进行角度调节，其原因在于，洲际导弹在进入亚轨道飞行阶段时主要是速度较高，且大功率的推进装置已经脱离，由此固定的激光发射装置无法进行有效的进行位置矫正。其转动原理利用电机312驱动外齿轮313转动，带动内齿轮314，从而使得激光反拦截部3进行旋转。其中对于激光发射装置，其主要是激光器、与激光器连接的激光束定向器、雷达、激光束定向器和发射器6组成，其属于现有技术。例如申请号为CN202110549170.5所公开的一种小型机载激光武器高精度光束控制装置，便可直接运用至本设计中，另外需要注意的是本设计旨在针对洲际导弹这种大型导弹中。同时对于激光发射的能源，本设计采用现有激光武器常用的氟化氢和氟化氘激光发射装置，其目的在于，现有依靠电能功能的技术需要更大的空间，以及需要更为复杂结构，由此为了保证激光发射装置在导弹飞行过程中的稳定性，采用氟化氢和氟化氘激光发射装置。而其具体的拦截方式为，利用卫星对拦截导弹进行发现以及定位，而后本申请的导弹接收到卫星数据后，利用激光发射装置发射激光进行反拦截。

实施例2

请参照图2和图3，本实施例基于实施例1的技术方案提出，承载架 311包括依次连接的第一连接件3111、中轴杆3112和第二连接件3113，第一连接件3111与战斗部1连接，第二连接件3113与导弹推进部2连接，电机312穿过第一连接件3111与外齿轮313连接。

在本实用新型的一些实施例中，由于战斗部1与导弹推进部2之间为了保证稳定，故而其不能发生相对运动，由此对于激光反拦截部3自身的转动，需要在中间设置一个承载架311，其目的时为了连接战斗部1与导弹推进部2，使其保证姿态一致，从而保证整体推进的方向不收影响。而转向机构31则是在承载架311上旋转，从而提高稳定性。

实施例3

请参照图4和图5，本实施例基于实施例1的技术方案提出，封闭外壳 315上还设有用于保护激光发射装置中发射器6的保护组件5，保护组件5 包括套设于封闭外壳315上的套筒51以及设置于套筒51内的动力装置，套筒51与封闭外壳315滑动连接，动力装置控制套筒51在封闭外壳315 上滑动。

在本实用新型的一些实施例中，对用于激光发射的发射器6，其作为精密部件，若长时间放置于导弹外部，在爬上至大气层中时，很可能因为高温摩擦，使得发射器6损坏，由此设置套筒51对发射器6进行遮盖进行保护。

实施例4

请参照图5，本实施例基于实施例1的技术方案提出，动力装置包括设置于封闭外壳315内的蓄电池、设置于套筒51内的电动伸缩杆52；蓄电池与电动伸缩杆52连接，电动伸缩杆52的一端与封闭外壳315连接，电动伸缩杆52的另一端与套筒51连接。

在本实用新型的一些实施例中，对于套筒51的动力装置其方式有很多，例如本实施例中电动伸缩杆52推动套筒51的滑动，再例如在套筒51上设置齿条，利用发动机驱动齿轮带动齿条从而推动套筒51的滑动。

实施例5

请参照图1和图4，本实施例基于实施例1的技术方案提出，还包括环形挡流件4，环形挡流件4套接于封闭外壳315上，环形挡流件4设置于战斗部1与套筒51之间。

在本实用新型的一些实施例中，而对于高速飞行的过程中，由于套筒 51的滑动轨迹与导弹方向相同，由此为了避免套筒51受力过大，导致套筒 51损坏，故而设置环形挡流件4进行保护。

实施例6

请参照图4，本实施例基于实施例1的技术方案提出，环形挡流件4的截面呈直角三角形。

在本实用新型的一些实施例中，设置成三角形，则是为了尽可能将气流原理套筒51，进一步提高套筒51的安全性。

实施例7

请参照图4，本实施例基于实施例1的技术方案提出，封闭外壳315上还设有用于放置激光发射装置中发射器6的凹槽3151。

在本实用新型的一些实施例中，对于设置在封闭外壳315内的发射器6，为了避免外部气流进入导弹，故而设置凹槽3151进行外部气流隔离。

实施例8

本实施例基于实施例1的技术方案提出，凹槽3151呈圆台状。

在本实用新型的一些实施例中，设置成圆台状则是为了尽可能的增加发射器6发射角度。

实施例9

本实施例基于实施例1的技术方案提出，第一连接件3111、第二连接件3113分别通过推力球轴承与封闭外壳315连接。

在本实用新型的一些实施例中，利用推力球轴承可以有效减小封闭外壳315转动的摩擦力，提高能量利用。

实施例10

本实施例基于实施例1的技术方案提出，封闭外壳315通过多个轴承与中轴杆3112转动连接。

在本实用新型的一些实施例中，同样的中轴杆3112与封闭外壳315之间也会造成较大的摩擦，由此设置轴承进一步减小摩擦。

综上，本实用新型的实施例提供一种导弹，包括组成导弹的战斗部1 和导弹推进部2，还包括设置于战斗部1与导弹推进部2之间的激光反拦截部3，激光反拦截部3包括激光发射装置以及用于承载激光发射装置的转向机构31，转向机构31包括用于连接战斗部1和导弹推进部2的承载架311、设置于承载架311上的电机312、与电机312连接的外齿轮313、与外齿轮 313啮合内齿轮314，套设于内齿轮314上封闭外壳315；承载架311、外齿轮313、封闭外壳315依次共轴设置；电机312的输出轴穿过承载架311 与外齿轮313连接；战斗部1通过承载架311与导弹推进部2连接，激光发射装置设置于封闭外壳315内，封闭外壳315与承载架311转动连接。

本设计旨在对洲际导弹的反拦截进行改进，其中洲际导弹的运行过程，分为爬升阶段(即推进加速至太空)、亚轨道飞行阶段和进入大气层降落阶段；而这三个阶段中，爬升阶段和轨道飞行阶段所用的时间远远大于进入大气层降落阶段，但由于爬升阶段时，需要卫星监测扫描以及进行相应的计算，故而该阶段拦截是比较困难的。例如：对于由潜艇发射的弹道导弹，爬升阶段同样是最佳的拦截时间段，但是由于潜艇本身较为隐蔽，想在导弹起飞阶段进行拦截是比较困难的。由此拦截的最佳时机为亚轨道飞行阶段，该段时间在其整个飞行阶段是弹道相对平稳，时间也较为充裕约在20至25分钟，导弹速度虽已达到10马赫左右，但和再入阶段比，还是相对较慢的。由此针对这一问题，本设计在战斗部1与导弹推进部2之间的激光反拦截部3。其具体实施方式为，利用转向机构31为放置的激光发射装置进行角度调节，其原因在于，洲际导弹在进入亚轨道飞行阶段时主要是速度较高，且大功率的推进装置已经脱离，由此固定的激光发射装置无法进行有效的进行位置矫正。其转动原理利用电机312驱动外齿轮313 转动，带动内齿轮314，从而使得激光反拦截部3进行旋转。其中对于激光发射装置，其主要是激光器、与激光器连接的激光束定向器、雷达、激光束定向器和发射器6组成，其属于现有技术。例如申请号为 CN202110549170.5所公开的一种小型机载激光武器高精度光束控制装置，便可直接运用至本设计中，另外需要注意的是本设计旨在针对洲际导弹这种大型导弹中。同时对于激光发射的能源，本设计采用现有激光武器常用的氟化氢和氟化氘激光发射装置，其目的在于，现有依靠电能功能的技术需要更大的空间，以及需要更为复杂结构，由此为了保证激光发射装置在导弹飞行过程中的稳定性，采用氟化氢和氟化氘激光发射装置。

以上仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，对于本领域的技术人员来说，本实用新型可以有各种更改和变化。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种导弹，包括组成导弹的战斗部和导弹推进部，其特征在于，还包括设置于所述战斗部与所述导弹推进部之间的激光反拦截部，所述激光反拦截部包括激光发射装置以及用于承载激光发射装置的转向机构，所述转向机构包括用于连接所述战斗部和所述导弹推进部的承载架、设置于所述承载架上的电机、与所述电机连接的外齿轮、与所述外齿轮啮合内齿轮，套设于所述内齿轮上封闭外壳；所述承载架、所述外齿轮、所述封闭外壳依次共轴设置；所述电机的输出轴穿过所述承载架与所述外齿轮连接；所述战斗部通过所述承载架与所述导弹推进部连接，所述激光发射装置设置于所述封闭外壳内，所述封闭外壳与所述承载架转动连接。

2.根据权利要求1所述的一种导弹，其特征在于，所述承载架包括依次连接的第一连接件、中轴杆和第二连接件，所述第一连接件与所述战斗部连接，所述第二连接件与所述导弹推进部连接，所述电机穿过所述第一连接件与所述外齿轮连接。

3.根据权利要求1所述的一种导弹，其特征在于，所述封闭外壳上还设有用于保护激光发射装置中发射器的保护组件，所述保护组件包括套设于所述封闭外壳上的套筒以及设置于所述套筒内的动力装置，所述套筒与所述封闭外壳滑动连接，所述动力装置控制所述套筒在所述封闭外壳上滑动。

4.根据权利要求3所述的一种导弹，其特征在于，所述动力装置包括设置于所述封闭外壳内的蓄电池、设置于所述套筒内的电动伸缩杆；所述蓄电池与所述电动伸缩杆连接，所述电动伸缩杆的一端与所述封闭外壳连接，所述电动伸缩杆的另一端与所述套筒连接。

5.根据权利要求3所述的一种导弹，其特征在于，还包括环形挡流件，所述环形挡流件套接于所述封闭外壳上，所述环形挡流件设置于所述战斗部与所述套筒之间。

6.根据权利要求5所述的一种导弹，其特征在于，所述环形挡流件的截面呈直角三角形。

7.根据权利要求1所述的一种导弹，其特征在于，所述封闭外壳上还设有用于放置激光发射装置中发射器的凹槽。

8.根据权利要求7所述的一种导弹，其特征在于，所述凹槽呈圆台状。

9.根据权利要求2所述的一种导弹，其特征在于，所述第一连接件和所述第二连接件通过推力球轴承与所述封闭外壳连接。

10.根据权利要求2所述的一种导弹，其特征在于，所述封闭外壳通过多个轴承与所述中轴杆转动连接。

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