一种基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹，它包括主壳与弹体，所述的主壳一头设有激光照射器，所述主壳一头的内壁体上至少设有四个凹槽，所述主壳两侧的居中段均设有侧翼，所述的主壳另一头外围均匀设有四个尾翼，所述主壳内的前部为弹体仓，所述主壳内的中间为燃料仓，所述主壳内的后部为动力仓，所述主壳一头内壁体的每个凹槽内均设有弹体，所述弹体仓内的前部设有制导系统，所述的燃料仓内设有燃料箱，所述的燃料箱内装有固体燃料，所述的动力仓内设有发动机；本拦截导弹的弹体一可对来袭目标进行全方位、立体式合围撞击；二能通过无线联网实施分工拦截多个目标。通过无线联网实施分工拦截多个目标。通过无线联网实施分工拦截多个目标。
【技术实现步骤摘要】
基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹
[0001]本技术涉及一种军事领域，尤其涉及一种基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹。
技术介绍
[0002]中段反导属于弹道导弹防御系统的一部分，其是对脱离导弹弹体后尚未进入大气层、处于太空真空飞行状态的来袭弹头进行拦截；按照目前的防御设想，每一枚陆基拦截导弹都是藏匿在地下发射井中，在与雷达网络连接后，并可持续不断地扫描来自全球范围内的威胁，如果探测到敌方的导弹来袭，则陆基反导指挥中心就会下达发射命令，拦截导弹在飞行过程中可接受卫星与雷达的信息，并能随时修正跟踪路线，在撞击前的100秒内，则拦截导弹的红外探测器就会自行打开，并对来袭的弹道导弹实施跟踪。
[0003]当前的反导系统一般是采用一对一的方式对来袭导弹进行拦截，也就是说，当卫星或雷达探测到敌方导弹时，则陆基反导指挥中心就会下达反导命令，基地接到命令后，则会发射与敌方攻击导弹数量相同的拦截导弹。随着航天航空科技的不断进步，而弹道导弹的突防技术也有了长足的发展，因此，现有一对一的反导拦截模式已不能满足国土防御的实际需要，换句话说，如一对一拦截出现偏差时，则敌方的导弹就会直接进入内线防御纵深；尤其是，突袭的导弹一旦超出所探测的数量与预计的突防性能，这就会给反导拦截带来很大的困难。
技术实现思路
[0004]本技术的目的在于克服现有技术的不足，提供一种基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹，该拦截导弹一旦到达所设定的太空真空时，则其主壳就会即刻分离，当所述的主壳分离脱落后，则其内部的每个弹体会在同一时间启动动力系统，并对来袭的导弹进行合围拦截并撞击。
[0005]本技术的目的是通过以下技术方案来实现的：包括主壳与弹体，所述的主壳一头设有激光照射器，所述的主壳另一头为开口，所述的主壳为碳/环氧蒙皮和铝蜂窝夹芯结构，所述的主壳纵向分开成两半，所述的主壳两头外围均由一个箍带箍紧后，并再由锁销固定，所述的箍带由耐高温的复合材料制成，所述主壳一头的内壁体上至少设有四个凹槽，所述主壳对应的两侧居中段分别设有一个侧翼，所述的主壳一头下侧设有气道盒，所述的气道盒后侧设有开口，所述的主壳另一头外围均匀设有四个尾翼，其中两个尾翼一头的主壳外侧分别设有一个凹槽；所述主壳内的前部为弹体仓，所述主壳内的中间为燃料仓，所述主壳内的后部为动力仓，所述弹体仓内的前部设有制导系统，所述的弹体仓与燃料仓之间由隔板隔断，所述的燃料仓内设有燃料箱，所述的燃料箱内装有固体燃料，所述的燃料箱与主壳内壁体之间由纤维材料填充，所述的动力仓内设有发动机，所述发动机一头的燃料进口由接管连通燃料箱一头的接口，所述的发动机后部外围与主壳内壁体之间由纤维材料填充，所述动力仓内的一头底部设有进气口；所述弹体仓内壁体的每个凹槽内均设有弹体，所
述每相邻两个弹体之间的空区与弹体围住的空区内均填充有纤维材料，所述的激光照射器由电路连接制导系统的信息输入端，所述的发动机由电路连接制导系统的电源输出端；所述的每个弹体均由壳体、发动机A与燃料箱A组成，所述的每个壳体均由合金钢材料制成，所述的每个壳体一头前部均设有激光照射器A与用于电磁波穿过的圆洞，所述的每个壳体另一头下侧均设有带进气开口的气道盒A，所述的每个壳体后侧外沿均匀设有四个尾翼A，所述的每个尾翼一头均是由连接体连接在对应处壳体的后侧外沿；所述的每个壳体后侧均设成开口，所述每个壳体内的前部均为炸弹仓，所述每个壳体内的中间段均为燃料仓，所述每个壳体内的后部均为动力仓，所述每个壳体的炸弹仓内均设有炸弹箱，所述的每个炸弹箱内均装有炸弹，所述的每个炸弹箱与对应处壳体内壁体之间均由纤维材料填充，所述每个炸弹箱的一头外侧分别设有计算机与蓄电池，所述每个炸弹仓的一边内壁体上均设有引爆器，所述每个炸弹仓内的前部均设有制导系统A，所述每个壳体的燃料仓内均设有燃料箱A，所述的每个燃料箱A内均装有固体燃料，所述的每个燃料箱A与对应处壳体内壁体之间均由纤维材料填充，所述每个壳体的动力仓内均设有发动机A，所述每个动力仓内的一头底部均设有进气口，所述每个发动机A一头的燃料进口均由接管连通对应处燃料箱A一头的接口，所述两个箍带一边的锁销上均设有分离冲量装置，所述主壳两侧后部的凹槽内分别设有火箭助推器。
附图说明
[0006]图1为本技术的主壳外部结构图。
[0007]图2为本技术的主壳内部示意图。
[0008]图3为本技术的弹体安装示意图。
[0009]图4为本技术的弹体外部示意图。
[0010]图5为本技术的弹体内部结构图。
[0011]图6为本技术的整体平面示意图。
[0012]图7为本技术的弹体立体拦截示范图。
[0013]图8为本技术的弹体多目标拦截示范图。
[0014]其中；1、主壳；2、激光照射器；3、凹槽；4、侧翼；5、气道盒；6、尾翼；7、发动机；8、燃料箱；9、制导系统；10、弹体；11、壳体；12、激光照射器A；13、气道盒A；14、尾翼A；15、发动机A；16、燃料箱A；17、炸弹箱；18、蓄电池；19、计算机；20、引爆器；21、制导系统A；22、火箭助推器；23、分离冲量装置；24、目标弹；
具体实施方式
[0015]下面结合附图对本技术作进一步描述。
[0016]图1中，所述的主壳1为圆柱形，所述的主壳1前部设成圆锥形，所述主壳1一头的尖体上设有激光照射器2，所述的主壳1另一头为开口，所述的主壳1纵向分开成两半，所述的主壳1两头外围均由一个箍带箍紧后，并再由锁销固定，主壳1一头的内壁体上至少设有四个与弹体10一侧外围相匹配的弧形凹槽3，所述的每个凹槽3均是由里往外凹成，所述主壳1对应的两侧居中段分别呈水平状设有便以导弹水平飞行的侧翼4，所述的每个侧翼4一边外侧均是由焊接固定在主壳1一边外侧的居中段，所述主壳1的一头下侧设有气道盒5，所述的
气道盒5后侧为开口，当导弹离地升空时，则外面的空气就会通过气道盒5的内部空腔，并再进入动力仓内，所述的主壳1另一头外围均匀设有四个便以导弹转向飞行的尾翼6，其中两个尾翼6一头的主壳1外侧分别设有用于安装火箭助推器22的弧形凹槽3，所述每个凹槽3两边外缘的居中处均设有带内螺纹的螺孔，所述的主壳1一头与另一头是指主壳1的前面一头与后面一头。
[0017]由于拦截器的主壳1首要考虑的是如何减小抖振载荷与迎面所受的阻力，故而，主壳1的头部半锥角取15
°
≤θ≤25
°
，端头半径与主壳1的最大直径之比应在0.3≤2r≤0.7范围内；为了满足有效载荷与地面站之间通信联系和遥测的需要，故而所述的主壳1要有良好的无线电波穿透性，基于此因，在靠近激光照射器2一边的主壳1外侧设有用于无线电波穿过的圆洞。
[0018]图2包括图1，所述主壳1内的前部为弹体仓，所述主壳1内的中间为燃料仓，所述主壳1内的后部为动力仓，所述弹体仓内的前部设有制导系统9，所述制导系统9的盒体是由航空软胶固定在对应处弹体仓的内壁本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹，包括主壳与弹体，其特征在于，所述的主壳一头设有激光照射器，所述的主壳另一头为开口，所述的主壳纵向分开成两半，所述的主壳两头外围均由箍带箍紧后，并再由锁销固定，所述主壳一头的内壁体上至少设有四个凹槽，所述主壳对应的两侧居中段分别设有一个侧翼，所述的主壳一头下侧设有气道盒，所述的气道盒后侧设有开口，所述的主壳另一头外围均匀设有四个尾翼，其中两个尾翼一头的主壳外侧分别设有一个凹槽，所述主壳内的前部为弹体仓，所述主壳内的中间为燃料仓，所述主壳内的后部为动力仓，所述弹体仓内的前部设有制导系统，所述的弹体仓与燃料仓之间由隔板隔断，所述的燃料仓内设有燃料箱，所述的燃料箱内装有固体燃料，所述的动力仓内设有发动机，所述发动机一头的燃料进口由接管连通燃料箱一头的接口，所述动力仓内的一头底部设有进气口，所述两个箍带一边的锁销上均设有分离冲量装置，所述主壳两侧后部的凹槽内分别设有火箭助推器。2.根据权利要求1所述基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹，其特征在于，所述弹体仓内壁体的每个凹槽内均设有弹...
【专利技术属性】
技术研发人员：蔡凯伦，
申请(专利权)人：南昌英伦智能科技有限公司，
类型：新型
国别省市：
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