[发明专利]一种基于头部偏转的动能拦截器

说明书

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。

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。