[发明专利]一种防拦截导弹

说明书

技术领域

本发明属于导弹武器技术领域，涉及一种卫星控制武器，特别涉及一种防拦截导弹。

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。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术中存在的缺陷，设计一种能够对导弹飞行中遇到拦截进行加速控制、确保准确打击目标的防拦截导弹。

为了实现上述目的，本发明的技术方案是设计一种防拦截导弹，包括导弹本体、外壳、分离导向筒、分离药、发动机、可断销、延时引爆装置和隔板，导弹本体由弹头和推动剂组成，外壳和分离导向筒为圆筒形结构，分离导向筒的外圆面与外壳的内圆面相匹配，在外壳的前端设有卡槽，在卡槽的前端设有沉孔，在导弹本体的前端设有与外壳沉孔相对应的沉孔；

其连接关系在于：在外壳内固定安装分离导向筒，分离导向筒的前端与外壳的卡槽抵触连接，在分离导向筒内水平方向由两个隔板将其分为三个腔室，前端腔室安装导弹本体，在外壳沉孔和导弹本体前端的沉孔中安装可断销，中间腔室固定安装分离药，在分离药尾端装有延时引爆装置，后端腔室固定安装发动机。

所述发动机实现的行程为全行程的三分之二。

所述延时引爆装置起爆分离药的时间为全行程运行三分之二时的时间。

所述导弹本体前端和外壳构成流线型外形。

所述推动剂为固体推动剂。

本发明是这样实现的：将本发明组装完毕，用卫星将目标进行定位后启动发动机发射导弹并同时起动延时引爆装置，敌方的卫星会检测到我方导弹的发射方向和轨道进行拦截，由于检测后对我方导弹进行定位后发射拦截导弹需要设定，在这种情况下往往是我方导弹行程超过三分之二接近打击目标时才会与拦截导弹相遇，基于此，发动机将导弹发射行程三分之二时，延时引爆装置起爆分离药，由于分离药的爆破力将可断销冲断和分离导向筒的导向功能，分离药会将导弹加速推出分离导向筒和外壳，由于拦截导弹按照预先设定拦截我方导弹的轨道进行拦截，在我方导弹突然加速可以避免被打击方拦截导弹的拦截，导弹本体的分出壳体后会与原定轨道有误差，这时控制弹头的姿态控制系统进行微调使导弹本体按照原定轨道行驶，从而实现对目标的打击。

本发明的优点和有益效果在于：由于本发明的上述结构，能够实现在导弹飞行中遇到拦截进行加速控制进而避开拦截、确保准确打击目标；由于所述发动机内装有的推动剂实现的行程为全行程的三分之二，可以确保在导弹行程三分之二时实现分离，由于所述延时引爆装置起爆的时间为为全行程的运行三分之二时的时间，可以确保在导弹行程三分之二时起爆分离药；由于所述推动剂为固体推动剂，可以使用少量的推动剂就可以实现较大的运程。

附图说明

图1为本发明的结构示意图。

其中，1-弹头；2-推动剂；3-分离药；4-分离导向筒；5-外壳；6-发动机；7-可断销；8-延时引爆装置。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明的具体实施方式作进一步描述，以下实施例仅用于更加清楚地说明本发明的技术方案，而不能以此来限制本发明的保护范围。

如图1所示，本发明具体实施的技术方案是一种防拦截导弹，包括导弹本体、外壳5、分离导向筒4、分离药3、发动机6、可断销7、延时引爆装置8和隔板，导弹本体由弹头1和推动剂2组成，外壳5和分离导向筒4为圆筒形结构，分离导向筒4的外圆面与外壳5的内圆面相匹配，在外壳5的前端设有卡槽，在卡槽的前端设有沉孔，在导弹本体的前端设有与外壳5沉孔相对应的沉孔；

其连接关系在于：在外壳5内固定安装分离导向筒4，分离导向筒4的前端与外壳5的卡槽抵触连接，在分离导向筒4内水平方向由两个隔板将其分为三个腔室，前端腔室安装导弹本体，在外壳5沉孔和导弹本体前端的沉孔中安装可断销7，中间腔室固定安装分离药3，在分离药3尾端装有延时引爆装置8，后端腔室固定安装发动机6。

所述发动机6实现的行程为全行程的三分之二。

所述延时引爆装置8起爆分离药3的时间为全行程运行三分之二时的时间。

所述导弹本体前端和外壳5构成流线型外形。

所述推动剂为固体推动剂。

本发明所述的导弹本体可使用常规导弹。

以上所述仅是本发明的优先实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。