一种导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器的制作方法

1.本发明属于空基飞行器技术领域，尤其涉及一种导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器。


背景技术：

2.飞机最主要的威胁是导弹，其中被从后方来袭导弹击落的飞机占到导弹击落飞机最大比重，因此飞机需要重点防护从后方来袭导弹。
3.传统飞机防护从后方来袭导弹有主动和被动两种方式。被动式为自身机动、抛洒/拖曳诱饵等方式，能够规避成功完全取决于来袭导弹性能；主动式则是向前或向后(极个别导弹种类)发射导弹，向前发射导弹需要转弯向后拦截来袭目标，响应时间长，且转弯需要耗费大量能量，导弹体积大；直接向后发射的导弹，需要抵消掉飞机平台飞行所赋予的初始速度，需要耗费更多能量，导弹体积大，且导弹需要加速度一定程度后才具备机动能力，才能开始拦截目标，响应时间长。由此可知，实现上述飞机主动防护作战的导弹，导引头均安装在导弹前方，即导引头基准指向与飞行方向夹角不大于90
°
，指向方向与飞行方向基本一致，因此只能拦截飞行方向前方目标。由于转弯或克服飞机初速向后飞行会损失大量能量且响应速度慢，因此使用传统导弹拦截飞机后方来袭导弹目标的性能不佳，实际应用价值有限。


技术实现要素：

4.本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器，具备主动杀伤能力，可用于拦截飞机后方来袭目标，实现对飞机平台的主动式保护，有效保护飞机。
5.为了解决上述技术问题，本发明公开了一种导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器，包括：引战舱、控制舱、舵机舱和导引舱四个舱段；舱段内安装有导引头、制导控制器、导航装置、热电池、舵机、战斗部和近炸引信；
6.引战舱、控制舱、舵机舱和导引舱依次连接，构成空基拦截飞行器的舱体结构；
7.战斗部和近炸引信安装在引战舱内，独立成舱；
8.制导控制器、导航装置和热电池安装在控制舱内；
9.舵机安装在舵机舱内，独立成舱；
10.导引头安装在导引舱内，独立成舱。
11.在上述导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器中，导引头为:框架式非制冷红外导引头，独立成舱；导引头框架角锥角不小于30
°
；导引头用于实现对目标的锁定，并输出空基拦截飞行器与来袭目标的空间旋转角速度，作为指导信息提供给制导控制器。
12.在上述导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器中，制导控制器，包括：fpga和dsp，用于进行时序控制、制导控制指令结算。
13.在上述导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器中，导航装置为：由三轴
mems陀螺和三轴mems加速度计组成的捷联惯性导航装置；其中，导航装置，用于测量空基拦截飞行器的角速度和加速度，经导航解算输出姿态角、速度和位置信息，输出给制导控制器。
14.在上述导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器中，热电池为：化学热电池；其中，热电池的电压根据飞机供电确定。
15.在上述导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器中，舵机为：数字电动舵机，独立成舱；舵机带宽为20hz，延迟小于6ms，控制精度优于0.2
°
或5％，负载力矩不小于3n*m。
16.在上述导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器中，战斗部：装药采用聚奥-8炸药，预置钨珠破片；战斗部质量为4kg，对1.5m*φ0.15m大小的导弹类目标有效杀伤半径不小于3m。
17.在上述导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器中，近炸引信为：全向激光近炸全电子引信；近炸引信安装在战斗部后方；近炸引信作用距离大于10m，当目标距离小于3m或者空基拦截飞行器目标距离开始增大0.5m后起爆，近炸引信具有落地自毁机构和延时自毁设计。
18.在上述导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器中，引战舱、控制舱、舵机舱和导引舱均为2a12铝，采用8个均布m4径向螺钉套接，套阶段长度为12mm。
19.在上述导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器中，还包括：结构件和电缆；
20.结构件构成导弹气动外形、连接和安装弹上各分系统，且能承受各种载荷并保证自身完整；
21.电缆，包括：供电信号电缆、通信信号电缆、供电电缆和火工品点火信号电缆；其中，供电信号电缆采用普通非屏蔽线，通信信号电缆采用rs-422差分线，供电电缆采用双绞线，火工品点火信号电缆采用单根屏蔽线。
22.本发明具有以下优点：
23.本发明公开了一种导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器，该空基拦截飞行器由飞机平台向后释放，充分利用飞机平台提供的初始速度，通过空气动力机动，相比传统拦截导弹类产品响应速度大幅提高，体积、重量大幅减小，实际应用价值较高。
附图说明
24.图1是本发明实施例中一种导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器的总体布局图；
25.图2是本发明实施例中一种导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器的总体外形图；
26.图3是本发明所述空基拦截飞行器与传统拦截导弹布局变化示意图；
27.图4是本发明所述空基拦截飞行器与传统拦截导弹工作原理对比示意图；
28.图5是本发明所述空基拦截飞行器与传统拦截导弹工作方式变化示意图；
29.图6是本发明实施例中一种导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器的信息交互关系示意图；
30.图7是本发明实施例中一种制导控制系统的组成示意图；
31.图8是本发明实施例中一种初始段俯仰通道回路结构示意图；
32.图9是本发明实施例中一种初始段偏航通道回路结构示意图；
33.图10是本发明实施例中一种初始段滚转通道回路结构示意图；
34.图11是本发明实施例中一种末制导段俯仰通道回路结构示意图；
35.图12是本发明实施例中一种导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器的电气布局图示意图。
具体实施方式
36.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。
37.如图1，在本实施例中，该导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器，包括：引战舱、控制舱、舵机舱和导引舱四个舱段；舱段内安装有导引头、制导控制器、导航装置、热电池、舵机、战斗部和近炸引信。其中，引战舱、控制舱、舵机舱和导引舱依次连接，构成空基拦截飞行器的舱体结构。
38.引战舱：安装战斗部和近炸引信等。
39.控制舱：安装制导控制器、导航装置、热电池、控制电池、舵机电池等。
40.控制舱：安装舵机(含舵机控制器)等。
41.导引舱：安装导引头等。
42.在本实施例中，该导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器还包括：结构件(含弹翼)和电气组件；其中，结构件(含弹翼)和电气组件分布于各个舱段，用于各个部件结构与电气连接等，如图12所示。
43.在本实施例中，导引头为:框架式非制冷红外导引头，独立成舱；导引头框架角锥角不小于30
°
；导引头用于实现对目标的锁定，并输出空基拦截飞行器与来袭目标的空间旋转角速度，作为指导信息提供给制导控制器。
44.在本实施例中，制导控制器，包括：fpga和dsp，用于进行时序控制、制导控制指令结算。
45.在本实施例中，导航装置为：由三轴mems陀螺和三轴mems加速度计组成的捷联惯性导航装置。其中，导航装置，用于测量空基拦截飞行器的角速度和加速度，经导航解算输出姿态角、速度和位置信息，输出给制导控制器。
46.在本实施例中，热电池为：化学热电池。其中，热电池的电压根据飞机供电确定。例如，热电池的电压为28v
±
3v，负载为12a，工作时间大于30s。
47.在本实施例中，舵机为：数字电动舵机，独立成舱；舵机带宽为20hz，延迟小于6ms，控制精度优于0.2
°
或5％，负载力矩不小于3n*m。
48.在本实施例中，战斗部：装药采用聚奥-8炸药，预置钨珠破片；战斗部质量为4kg，对1.5m*φ0.15m大小的导弹类目标有效杀伤半径不小于3m。
49.在本实施例中，近炸引信为：全向激光近炸全电子引信；近炸引信安装在战斗部后方；近炸引信作用距离大于10m，当目标距离小于3m或者空基拦截飞行器目标距离开始增大0.5m后起爆，近炸引信具有落地自毁机构和延时自毁设计。
50.在本实施例中，引战舱、控制舱、舵机舱和导引舱均为2a12铝，采用8个均布m4径向螺钉套接，套阶段长度为12mm。
51.在本实施例中，结构件(含弹翼)构成导弹气动外形、连接和安装弹上各分系统，且能承受各种载荷并保证自身完整。
52.在本实施例中，电缆组件主要由各类电缆组成。电缆包括：供电信号电缆、通信信号电缆、供电电缆和火工品点火信号电缆等；其中，供电信号电缆采用普通非屏蔽线，通信信号电缆采用rs-422差分线，供电电缆采用双绞线，火工品点火信号电缆采用单根屏蔽线。
53.在本实施例中，如图2，该导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器的质量及外形总体参数如表1所示：
54.序号名称单位指标备注1弹体直径mm100 2弹体长度mm1000 3全翼展mm220 4全舵展mm220 5质心至理论前端的距离mm510发射时刻6起飞质量kg10 7战斗部质量kg4 55.表1，质量及外形总体参数
56.在本实施例中，如图4和图5所示，该导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器，可探测并主动控制自身接近来袭目标，当二者距离足够小时起爆战斗部毁伤目标。具体工作原理如下：导引头采用基准指向与飞行方向相反的方式安装，飞机向前方飞行时，空基拦截飞行器依靠自身导引头锁定来袭目标(如，导弹)，空基拦截飞行器依靠飞机平台释放时提供的初始速度，机动至来袭目标前方，待来袭目标接近空基拦截飞行器时，空基拦截飞行器起爆战斗部，毁伤来袭目标。
57.在本实施例中，该导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器采用的制导方案、气动方案、动力方案、导航方案、寻的方案、控制方案、导引方案、引战方案、结构方案、电气方案和发射方案分别如下：制导方案：惯性导航+非制冷红外寻的；气动方案：“x-x”无尾式气动布局；动力方案：无动力装置；导航方案：传递对准+惯性导航；寻的方案：非制冷红外图像自主寻的；控制方案：三通道稳定控制；导引方案：过载比例导引；引战方案：近炸触发引信+战斗部；结构方案：舱段模块化设计，弹翼、舵翼周向折叠；电气方案：通用化供电和接口，发射筒对外接口可调；发射方案：筒式发射。
58.在本实施例中，该导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器工作流程如下：飞机平台发现来袭目标后，释放空基拦截飞行器，空基拦截飞行器与来袭目标保持同向飞行。期间空基拦截飞行器利用导引头锁定目标，测量出来袭目标与空基拦截飞行器本体的相对空间转动角速度，输出该信息提供给制导控制器，制导控制器利用比例导引规律，通过一定控制算法，生成目标控制指令，控制执行机构(如舵机)动作，产生控制力调整空基拦截飞行器位置，使空基拦截飞行器不断接近来袭目标，当近炸引信探测到来袭目标已近进入战斗部杀伤半径内时，近炸引信起爆战斗部，战斗部爆炸毁伤来袭目标。
59.在本实施例中，该导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器的信息交互如图6所示。标准工作流程如下：1)将空基拦截飞行器装载进飞机发射器内；2)飞机起飞，到达危险区后，给空基拦截飞行器上电，完成自检；3)飞机发送主惯导信息给空基拦截飞行器，空
基拦截飞行器内导航装置完成传递对准；4)导航装置完成传递对准后继续对准，直至接收到导航启动指令；5)飞机平台发现来袭目标后，将来袭目标位置发送给空基拦截飞行器；6)空基拦截飞行器控制导引头指向来袭目标，完成对来袭目标的检测和锁定；7)飞机对发射条件进行判断，发射条件满足后释放空基拦截飞行器；8)空基拦截飞行器距离飞机一定距离后开始控制；9)空基拦截飞行器利用导引头测量出来袭目标与空基拦截飞行器本体的相对空间转动角速度，输出该信息提供给制导控制器，制导控制器利用比例导引规律，通过一定控制算法，生成目标控制指令，控制执行机构(如舵机)动作，产生控制力调整空基拦截飞行器位置，使空基拦截飞行器不断接近来袭目标；10)当近炸引信探测到来袭目标已近进入战斗部杀伤半径内时，近炸引信起爆战斗部，战斗部爆炸毁伤来袭目标。
60.在本实施例中，该导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器的整体制导控制方案如下：
61.1)制导体制
62.空基拦截飞行器采用惯性导航+非制冷红外图像寻的制导，发射后自动跟踪来袭目标。
63.制导控制系统用于完成空基拦截飞行器发射后的飞行控制功能，主要由导引头、制导控制器和导航装置复合组成，如图7所示。其中，制导控制器负责制导控制指令解算；导航装置负责导航信息测量和计算；导引头负责完成对来袭目标的跟踪，输出制导信息；舵机响应制导控制器发出的制导控制指令，在飞行过程中产生弹体操控力和力矩，控制空基拦截飞行器平稳飞行，命中目标。
64.2)导航方案
65.惯性导航装置由高精度mems陀螺、mems加速度计、测温电路等组成，其接收飞机发送(经制导控制器转发)传递对准参数，完成初始对准，导航启动后，测量拦截器的姿态角速度、加速度等信息，经过导航算法解算输出拦截器飞行中的位置、速度、姿态等信息。
66.3)寻的方案
67.导引头通过对目标辐射的红外信息进行识别、锁定和跟踪，完成导弹寻的，输出拦截器与来袭目标相对运动角速度。
68.4)控制方案
69.控制过程分为初始段和末制导段两个阶段。初始段制导控制系统主要目的是抑制扰动，稳定弹体。末制导段采用带重力补偿的修正比例导引，实现对来袭目标的精确打击。采用惯性中制导转末制导的复合制导方案和俯仰、偏航、滚转三通道独立控制方案。
70.4.1)初始段方案
71.初始段主要完成初始纠偏以及三通道姿态稳定。具体的：
72.4.11)俯仰通道
73.俯仰通道采用姿态稳定控制，针对拦截器欠阻尼及初始段临界稳定的特点，采用角速率、角速率积分反馈来改善弹体阻尼和增稳，采用角速率、角速率积分、姿态三回路控制方案，回路结构如图8所示。
74.4.12)偏航通道
75.偏航通道初始段作用与回路结构与俯仰通道相同，回路结构如图9所示。
76.4.13)滚转通道
77.滚转通道主要完成滚转角速度的稳定，并消除滚转角，为空基拦截飞行器独立控制提供一个好的条件，并且利于导引头对目标的跟踪，因此，滚转通道设计为无静差的滚转角控制系统，并在飞行全程中均使用该回路，回路结构如图10所示。
78.4.2)末制导方案
79.末制导段主要通过制导组合体建立的弹目相对关系完成对来袭目标的精确攻击，并满足相应的落角约束、协同打击约束。末制导控制回路不区分协同作战和非协同作战。具体的：
80.4.21)俯仰通道
81.末制导段采用角速率、伪攻角、过载三回路控制方案。回路结构如图11所示。
82.4.22)偏航通道
83.末制导偏航通道作用与回路与俯仰通道相同。
84.综上所述，本发明公开了一种导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器，实际是一种新型的拦截导弹，实现对来袭目标的拦截。该新型的拦截导弹的弹上部件类似传统拦截导弹，但是布局方案发生重大变化，如图3所述，具体体现在，新型的拦截导弹的导引头安装在飞行方向后方，使导引头零位基准指向方向与飞行速度方向的夹角为180
°
或大于90
°
(或释义为导引头基准零位指向与弹体轴线夹角为0
°
或小于90
°
)。其中，需要说明的是，这里的导引头安装在空基拦截飞行器“后方”定义如下：空基拦截飞行器飞行速度方向(即为飞机牵连飞行速度)为前方，反方向为后方。
85.此外，本发明所述的空基拦截飞行器的工作原理与传统拦截导弹有所不同，传统拦截导弹为追踪或迎头式，一般要求导弹速度大于目标速度，而本发明所述的空基拦截飞行器仅要求自身能够机动到目标弹道上，依靠目标追赶本空基拦截飞行器，因此要求空基拦截飞行器前进速度小于目标前进速度。
86.此外，空基拦截飞行器发射时刻实际速度方向与飞机飞行速度方向基本一致，但由于向后发射，速度值略小，具有如下特点：1)当拦截打击本机目标时需要本发明所述的空基拦截飞行器速度小于目标速度，且小于飞机速度；2)当拦截打击非本机目标时需要本发明所述的空基拦截飞行器速度小于目标速度；3)可以确保发明所述的空基拦截飞行器与飞机不发生碰撞。
87.本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
88.本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

技术特征：
1.一种导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器，其特征在于，包括：引战舱、控制舱、舵机舱和导引舱四个舱段；舱段内安装有导引头、制导控制器、导航装置、热电池、舵机、战斗部和近炸引信；引战舱、控制舱、舵机舱和导引舱依次连接，构成空基拦截飞行器的舱体结构；战斗部和近炸引信安装在引战舱内，独立成舱；制导控制器、导航装置和热电池安装在控制舱内；舵机安装在舵机舱内，独立成舱；导引头安装在导引舱内，独立成舱。2.根据权利要求1所述的导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器，其特征在于，导引头为:框架式非制冷红外导引头，独立成舱；导引头框架角锥角不小于30
°
；导引头用于实现对目标的锁定，并输出空基拦截飞行器与来袭目标的空间旋转角速度，作为指导信息提供给制导控制器。3.根据权利要求1所述的导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器，其特征在于，制导控制器，包括：fpga和dsp，用于进行时序控制、制导控制指令结算。4.根据权利要求1所述的导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器，其特征在于，导航装置为：由三轴mems陀螺和三轴mems加速度计组成的捷联惯性导航装置；其中，导航装置，用于测量空基拦截飞行器的角速度和加速度，经导航解算输出姿态角、速度和位置信息，输出给制导控制器。5.根据权利要求1所述的导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器，其特征在于，热电池为：化学热电池；其中，热电池的电压根据飞机供电确定。6.根据权利要求1所述的导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器，其特征在于，舵机为：数字电动舵机，独立成舱；舵机带宽为20hz，延迟小于6ms，控制精度优于0.2
°
或5％，负载力矩不小于3n*m。7.根据权利要求1所述的导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器，其特征在于，战斗部：装药采用聚奥-8炸药，预置钨珠破片；战斗部质量为4kg，对1.5m*φ0.15m大小的导弹类目标有效杀伤半径不小于3m。8.根据权利要求1所述的导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器，其特征在于，近炸引信为：全向激光近炸全电子引信；近炸引信安装在战斗部后方；近炸引信作用距离大于10m，当目标距离小于3m或者空基拦截飞行器目标距离开始增大0.5m后起爆，近炸引信具有落地自毁机构和延时自毁设计。9.根据权利要求1所述的导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器，其特征在于，引战舱、控制舱、舵机舱和导引舱均为2a12铝，采用8个均布m4径向螺钉套接，套阶段长度为12mm。10.根据权利要求1所述的导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器，其特征在于，还包括：结构件和电缆；结构件构成导弹气动外形、连接和安装弹上各分系统，且能承受各种载荷并保证自身完整；电缆，包括：供电信号电缆、通信信号电缆、供电电缆和火工品点火信号电缆；其中，供电信号电缆采用普通非屏蔽线，通信信号电缆采用rs-422差分线，供电电缆采用双绞线，火
工品点火信号电缆采用单根屏蔽线。

技术总结
本发明公开了一种导引头安装在飞行方向后方的空基拦截飞行器，包括：引战舱、控制舱、舵机舱和导引舱四个舱段；舱段内安装有导引头、制导控制器、导航装置、热电池、舵机、战斗部和近炸引信；引战舱、控制舱、舵机舱和导引舱依次连接，构成空基拦截飞行器的舱体结构；战斗部和近炸引信安装在引战舱内，独立成舱；制导控制器、导航装置和热电池安装在控制舱内；舵机安装在舵机舱内，独立成舱；导引头安装在导引舱内，独立成舱。本发明所述的空基拦截飞行器，具备主动杀伤能力，可用于拦截飞机后方来袭目标，实现对飞机平台的主动式保护，有效保护飞机。护飞机。护飞机。


技术研发人员：于雷 张菲 张鹏程 龙旭东 张兵峰 回睿娇 张书亮 张乐
受保护的技术使用者：西安航天动力技术研究所
技术研发日：2022.12.30
技术公布日：2023/6/4