一种模式可切换的固体组合发动机及导弹的制作方法

本发明涉及组合发动机技术领域，具体是一种模式可切换的固体组合发动机及导弹。

背景技术：

常用的导弹动力系统有火箭发动机和冲压发动机，所使用推进剂包括固体推进剂和液体推进剂。使用固体推进剂的发动机，由于其结构简单、使用方便、成本低、作战响应快和高可靠性等优势，成为导弹武器的首选动力装置，动力系统固体化已成为导弹动力装置的发展趋势。

以固体火箭发动机为动力系统的导弹，在飞行过程中，内部燃烧过程受外界影响较小，可实现高机动宽包络飞行。但由于需要自身携带氧化剂，比冲较低，最高达240s。要想显著提高导弹的飞行速度和射程，必须大幅度增加推进剂质量，这必将造成导弹重量和体积也大幅增加。以固体冲压发动机为动力系统的导弹，可利用空气中的氧气作为氧化剂，所携带的推进剂中含有少量或不含氧化剂，可以显著提高比冲，最高可达1000s以上。因此，对于一定质量和体积的导弹而言，以固体冲压发动机为动力系统的导弹可以大大增加导弹射程，并可实现超声速巡航飞行，提高导弹突防能力。然而将固体冲压发动机应用于适应未来作战需求的先进导弹，仍有不少关键技术有待突破：

首先，固体冲压发动机需要吸入空气作为工质，为保证进气道正常工作，飞行姿态不能剧烈变化，难以实现高机动飞行；其次，固体冲压发动机燃气流量调节困难，即使是现有较为先进的机械调节方式最高调节比仅为12:1，无法保证发动机飞行全程保持较高工作性能。因此，与以火箭发动机为动力系统的导弹相比，使用固体冲压发动机为动力系统的导弹巡航速度和射程虽可大大提升，但其性能受飞行工况影响较大，机动性较差，当遇到空中高速机动目标时，例如反导拦截导弹或现代战斗机，其躲避能力和追踪能力有限，从而降低了导弹的生存和杀伤能力。

本专利所提出的火箭/冲压组合发动机设计方案可以克服上述传统动力系统的局限。

技术实现要素：

针对传统导弹动力系统的局限性问题，本发明提供一种模式可切换的固体组合发动机及导弹，在保留了火箭发动机可做高机动飞行优势的同时发挥了冲压发动机比冲高和射程远的优点。

为实现上述目的，本发明提供一种模式可切换的固体组合发动机，包括依次相连的燃气发生组件、燃烧室、冲压补燃室与尾喷管，所述燃气发生组件内设有能够安置富氧电控固体推进剂与贫氧电控固体推进剂的容纳腔，所述冲压补燃室上设有能够开合的进气道。

进一步优选的，所述进气道的数量为多个且呈环形间隔设在冲压补燃室的外壁上，所述进气道内设有气流通道，所述气流通道的出气端与冲压补燃室连通，所述气流通道的进气端位于冲压补燃室的外壁上且朝向与尾喷管的喷口朝向相反，所述进气道内还设有能够控制气流通道开合的开关机构。

进一步优选的，所述开关机构包括至少一个设在气流通道内的遮挡件，所述遮挡件具有第一形态与第二形态，所述遮挡件具有转动或伸缩的行程，所述遮挡件通过转动运动或伸缩运动在第一形态与第二形态之间切换，所述气流通道在遮挡件处于第一形态时导通，所述气流通道在遮挡件处于第二形态时封堵。

进一步优选的，所述燃气发生组件包括富氧燃气发生器与贫氧燃气发生器；

所述富氧燃气发生器内部设有能够容纳富氧电控固体推进剂的富氧容纳腔，所述富氧燃气发生器上设有能够烧蚀富氧电控固体推进剂产生富氧燃气的富氧烧蚀电路，所述富氧容纳腔通过富氧燃气通道与燃烧室连通；

所述贫氧燃气发生器内部设有能够容纳贫氧电控固体推进剂的贫氧容纳腔，所述贫氧燃气发生器上设有能够烧蚀贫氧电控固体推进剂产生贫氧燃气的贫氧烧蚀电路，所述贫氧容纳腔通过贫氧燃气通道与燃烧室连通；

所述富氧燃气发生器上设有能够控制富氧燃气流量的富氧控制器，所述贫氧燃气发生器上设有能够控制贫氧燃气流量的贫氧控制器。

进一步优选的，所述贫氧烧蚀电路包括第一阴极、第一阳极以及与第一阴极、第一阳极分别电联的第一电源，第一阴极、第一阳极之间设有能够烧蚀贫氧电控固体推进剂的贫氧烧蚀腔，所述贫氧控制器设在第一电源上；

所述富氧烧蚀电路包括第二阴极、第二阳极以及与第二阴极、第二阳极分别电联的第二电源，第二阴极、第二阳极之间设有能够烧蚀富氧电控固体推进剂的富氧烧蚀腔，所述富氧控制器设在第二电源上。

进一步优选的，所述贫氧燃气发生器为柱状结构，所述贫氧容纳腔为设在贫氧燃气发生器内部的柱形腔；

所述富氧燃气发生器为套设在贫氧燃气发生器外的空心柱状结构，所述富氧容纳腔为设在富氧燃气发生器内部的环状柱形腔。

进一步优选的，第一阴极与第一阳极中的一个为电极棒，另一个为环形电极板，电极棒插装在贫氧电控固体推进剂的轴线位置，环形电极板包裹在贫氧电控固体推进剂的侧壁；

第二阴极与第二阳极中的均为环形电极板，其中一个环形电极板贴装在富氧电控固体推进剂上内环的壁上，另一个环形电极板贴装在富氧电控固体推进剂上外环的壁上。

进一步优选的，所述燃烧室与冲压补燃室通过爆炸螺栓相连。

为实现上述目的，本发明还提供一种导弹，包括导弹本体，所述导弹本体上设有上述的模式可切换的固体组合发动机。

本发明提供的一种模式可切换的固体组合发动机及导弹，通过同时设置燃气发生组件与冲压补燃室，并在冲压补燃室上设置有能够开合的进气道，使得组合发动机在保留了火箭发动机可做高机动飞行优势的同时发挥了冲压发动机比冲高和射程远的优点，进一步使得导弹拥有超声速巡航与高机动飞行兼备的特点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例中模式可切换的固体组合发动机结构示意图；

图2为本发明实施例中遮挡件处于第二形态时进气道内部结构的轴侧图；

图3为本发明实施例中遮挡件处于第二形态时进气道内部结构的正视图；

图4为本发明实施例中遮挡件处于第一形态时进气道内部结构的轴侧图；

图5为本发明实施例中遮挡件处于第一形态时进气道内部结构的正视图；

图6为本发明实施例中遮挡带的连接结构剖视图；

图7为本发明实施例中燃气发生组件的内部结构剖视图；

图8为本发明实施例中贫氧烧蚀电路与贫氧电控固体推进剂的第一种连接结构剖视图；

图9为本发明实施例中富氧烧蚀电路与富氧电控固体推进剂的第一种连接结构剖视图；

图10为本发明实施例中贫氧烧蚀电路与贫氧电控固体推进剂的第二种连接结构剖视图；

图11为本发明实施例中富氧烧蚀电路与富氧电控固体推进剂的第二种连接结构剖视图；

附图标号说明：1-燃气发生组件、11-富氧燃气发生器、111-富氧电控固体推进剂、112-富氧燃气通道、113-第二阴极、114-第二阳极、12-贫氧燃气发生器、121-贫氧电控固体推进剂、122-贫氧燃气通道、123-第一阴极、124-第一阳极、2-燃烧室、3-冲压补燃室、31-进气道、311-进气道的顶壁、312-进气道的侧壁、313-隔板、321-第一个遮挡件、322-第二个遮挡件、331-第一气缸、3221-基板、3222-尾板

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；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或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。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发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

如图1所示的一种模式可切换的固体组合发动机，包括依次相连的燃气发生组件1、燃烧室2、冲压补燃室3与尾喷管4，燃气发生组件1内设有能够安置富氧电控固体推进剂与贫氧电控固体推进剂的容纳腔，冲压补燃室3上设有能够开合的进气道31。通过同时设置燃气发生组件1与冲压补燃室3，并在冲压补燃室3上设置有能够开合的进气道31，使得组合发动机在保留了火箭发动机可做高机动飞行优势的同时发挥了冲压发动机比冲高和射程远的优点。

进气道31的数量为多个且呈环形间隔设在冲压补燃室3的外壁上，进气道31内设有气流通道，气流通道出气的一端与冲压补燃室3连通，气流通道进气的一端位于冲压补燃室3的外壁上且朝向与尾喷管4的喷口朝向相反，进气道31内还设有能够控制气流通道开合的开关机构。本实施例中进气道31的数量为四个，四个进气道31呈十字结构分布在冲压补燃室3的外壁上，以使得由进气道31进入冲压补燃室3内的气体更加的均匀。

优选的，参考图2-5，开关机构包括至少一个设在气流通道内的遮挡件，遮挡件具有第一形态与第二形态，遮挡件具有转动或伸缩的行程，遮挡件通过转动运动或伸缩运动在第一形态与第二形态之间切换，气流通道在遮挡件处于第一形态时导通，气流通道在遮挡件处于第二形态时封堵。

具体的，进气道31包括顶壁311以及两个侧壁312，两个侧壁312的一个侧边分别连接在顶壁的两侧上，两个侧壁312的另一个侧边连接在冲压补燃室3的外壁上。进气道31的两个侧壁312之间设有隔板313，气流通道位于隔板313与进气道的顶壁之间，同时冲压补燃室3的外壁上设有与气流通道连通的通气孔，隔板313从气流通道的进气端一直延伸至通气孔的一侧并与冲压补燃室3的外壁相连。

本实施例中的开关机构包括有两个遮挡件，第一个遮挡件321设在气流通道内靠近出气端的位置，第二个遮挡件322设在气流通道内靠近进气端的位置。进气道31的两个侧壁312之间还设有连接板，连接板的一个侧边连接在冲压补燃室3的外壁相连上并位于通气孔的另一侧，即通气孔位于隔板313与连接板之间。

第一个遮挡件321为铰接在连接板的另一个侧边上的遮挡板。进气道的顶壁311上设有驱动遮挡板转动的第一气缸331，具体的，第一气缸331的固定端铰接在进气道的顶壁311上，第一气缸331的伸缩端铰接在遮挡板上，使得遮挡板能够随着第一气缸331的伸缩而转动。遮挡板的一端为铰接在连接板上的固定端，其另一端为活动端，遮挡板的活动活动活动端能够在遮挡板转动的过程中分别与进气道的顶壁311以及隔板313接触相连。因此，当遮挡板的活动端与隔板313接触相连时，使得气流通道封堵，此时第一遮挡件即处于第二形态，即图2-3所示；当遮挡板的活动端离开隔板313并朝向进气道的顶壁311运动直至与进气道的顶壁311接触相连，这一过程中气流通道都是导通状态，因此在这一过程中，第一遮挡件都处于第一形态，即图4-5所示为第一形态的极限状态。

第二个遮挡件322包括两个遮挡带与一个连接块，该遮挡带具有伸缩功能，两个遮挡带的固定端沿气流通道方向间隔铰接在隔板313上，两个遮挡带的伸缩端分别铰接在连接块的两侧。隔板313上设有驱动遮挡带伸缩但并未图示的第二气缸，具体的，第二气缸的固定端设在隔板313上，第二气缸的伸缩端与连接块相连，连接块跟随第二气缸的伸缩端位移，进而带动两个伸缩带伸缩，其中，进气道的顶壁311位于连接块移动的路径上。因此，当连接块运动至进气道的顶壁311时，两个遮挡带即能是气流通道封堵，此时第二遮挡件即处于第二形态，即图2-3所示；当连接块离开进气道的顶壁311并朝向隔板313运动直至第二气缸无法回缩，这一过程中气流通道都是导通状态，因此在这一过程中，第一遮挡件都处于第一形态，即图4-5所示为第一形态的极限状态。

具体的，参考图6，遮挡带包括若干基板3221以及一个尾板3222，各基板的形状相似且体积依次递减，每一个基板的一个侧面上均设有一个长方体结构的滑槽，第一个基板的一端即为遮挡带的固定端并铰接在隔板313上，第二个基板的一端滑动连接在第一个基板的滑槽内，第三个基板的一端滑动连接在第二个基板的滑槽内，第四个基板的一端滑动连接在第三个基板的滑槽内，依次类推，直至最后一个基板的一端滑动连接在上一个基板的滑槽内，而尾板的一端滑动连接在最后一个基板的滑槽内，尾板的另一端作为遮挡带的伸缩端与连接块铰接。其中，每一个基板上的滑槽内均设有一个限位机构用于防止基板或尾板在滑动过程中脱落，限位机构可以采用挡块或挡板等结构，属于常规技术手段，本实施例中不再赘述。

由上述对两个遮挡件的描述可知，遮挡件第一形态时的具体形状是连续变化的，不同的第一形态时对气流通道的导通效果也不同，因此遮挡件还具有调节气流通道内气流量的效果。

优选的，参考图7，燃气发生组件1包括富氧燃气发生器11与贫氧燃气发生器12。

富氧燃气发生器11内部设有能够容纳富氧电控固体推进剂111的富氧容纳腔，富氧燃气发生器11上设有能够烧蚀富氧电控固体推进剂111产生的富氧燃气的富氧烧蚀电路，富氧容纳腔通过富氧燃气通道112与燃烧室2连通；其中，富氧电控固体推进剂111由氧化剂与燃烧剂化合聚合形成，富氧电控固体推进剂111中氧化剂的含量远多于燃烧剂，在富氧烧蚀电路通电后，使得富氧电控固体推进剂111中的氧化剂与燃烧剂在烧蚀作用下发生燃烧反应，进而产生富氧燃气，富氧燃气随后流入燃烧室2，由于氧化剂的含量远多于燃烧剂，使得富氧燃气中大部分或全部都是氧化剂。本实施例中的富氧电控固体推进剂111可以通过专利cn106565390a中所公开的电控固体推进剂制备方法获得。

贫氧燃气发生器12内部设有能够容纳贫氧电控固体推进剂121的贫氧容纳腔，贫氧燃气发生器12上设有能够烧蚀贫氧电控固体推进剂121产生的贫氧燃气的贫氧烧蚀电路，贫氧容纳腔通过贫氧燃气通道122与燃烧室2连通；其中，贫氧电控固体推进剂121由燃烧剂与氧化剂化合聚合形成，贫氧电控固体推进剂121中氧化剂的含量远少于燃烧剂，在贫氧烧蚀电路通电后，使得贫氧电控固体推进剂121中的燃烧剂与氧化剂在烧蚀作用下发生燃烧反应，进而产生贫氧燃气，贫氧燃气随后流入燃烧室2，由于氧化剂的含量远少于燃烧剂，使得贫氧燃气中大部分或全部都是燃烧剂。本实施例中的贫氧电控固体推进剂121可以通过专利cn106565390a中所公开的电控固体推进剂制备方法获得。

富氧燃气发生器11上设有能够控制富氧燃气流量且并未图示的富氧控制器，贫氧燃气发生器12上设有能够控制贫氧燃气流量且并未图示的贫氧控制器。通过两个独立的富氧控制器与贫氧控制器，来实时调整富氧电控固体推进剂111与贫氧电控固体推进剂121上所产出燃料的流量，进而实现发动机推力的实时连续调节，以满足不同的飞行工况，拓宽发动机的飞行包络，有助于解决传统固体火箭发动机推力调节范围窄，技术难度大的问题和液体火箭发动机供应及调节系统复杂的问题。

通过贫氧控制器、富氧控制器调节贫氧烧蚀电路与富氧烧蚀电路上的电压，达到调节富氧电控固体推进剂111与贫氧电控固体推进剂121上烧蚀反应的反应速率，进而达到调节富氧燃气与贫氧燃气流量的效果，在保持富氧燃气与贫氧燃气的当量比为1的前提下，同时改变贫氧燃气和富氧燃气的流量供应可实现发动机推力的实时连续调节，以满足不同的飞行工况，拓宽发动机的飞行包络。

优选的，贫氧燃气发生器12为柱状结构，贫氧容纳腔为设在贫氧燃气发生器12内部的柱形腔；富氧燃气发生器11为套设在贫氧燃气发生器12外的空心柱状结构，富氧容纳腔为设在富氧燃气发生器11内部的环状柱形腔，在这一结构下，贫氧电控固体推进剂121为柱状结构，富氧电控固体推进剂111为空心柱状结构，本实施例中图示的即为该种结构。

此时，贫氧烧蚀电路包括电联的第一电源、第一阴极123与第一阳极124，贫氧控制器设在第一电源上，由于现有技术中的电源自身就具有调节输出电压的功能，因此本实施例中的贫氧控制器集成在第一电源上，此处不再赘述。第一阴极123与第一阳极124中的一个为电极棒，另一个为环形电极板，电极棒插装在贫氧电控固体推进剂121的轴线位置，环形电极板包裹在贫氧电控固体推进剂121的侧壁，即如图8所示；第一阴极123与第一阳极124之间形成烧蚀腔，进而对柱形结构的贫氧电控固体推进剂121进行烧蚀，产生贫氧燃气；富氧烧蚀电路包括电联的第二电源、第二阴极113与第二阳极114，富氧控制器设在第二电源上，由于现有技术中的电源自身就具有调节输出电压的功能，因此本实施例中的富氧控制器集成在第二电源上，此处不再赘述。第二阴极113与第二阳极114中的均为环形电极板，其中一个环形电极板贴装在富氧电控固体推进剂111上内环的壁上，另一个环形电极板贴装在富氧电控固体推进剂111上外环的壁上，即如图9所示；第二阴极113与第二阳极114之间形成烧蚀腔，进而对空心柱形结构的富氧电控固体推进剂111进行烧蚀，产生富氧燃气。

或者：

富氧燃气发生器11为柱状结构，富氧容纳腔为设在富氧燃气发生器11内部的柱形腔；贫氧燃气发生器12为套设在富氧燃气发生器11外的空心柱状结构，贫氧容纳腔为设在贫氧燃气发生器12内部的环状柱形腔，在这一结构下，富氧电控固体推进剂111为柱状结构，贫氧电控固体推进剂121为空心柱状结构。

此时，富氧烧蚀电路包括电联的第二电源、第二阴极113与第二阳极114，富氧控制器设在第二电源上，由于现有技术中的电源自身就具有调节输出电压的功能，因此本实施例中的富氧控制器集成在第二电源上，此处不再赘述。第二阴极113与第二阳极114中的一个为电极棒，另一个为环形电极板，电极棒插装在富氧电控固体推进剂111的轴线位置，环形电极板包裹在富氧电控固体推进剂111的侧壁，即如图10所示；第二阴极113与第二阳极114之间形成烧蚀腔，进而对柱形结构的富氧电控固体推进剂111进行烧蚀，产生富氧燃气；贫氧烧蚀电路包括电联的第一电源、第一阴极123与第一阳极124，贫氧控制器设在第一电源上，由于现有技术中的电源自身就具有调节输出电压的功能，因此本实施例中的贫氧控制器集成在第一电源上，此处不再赘述。第一阴极123与第一阳极124中的均为环形电极板，其中一个环形电极板贴装在贫氧电控固体推进剂121上内环的壁上，另一个环形电极板贴装在贫氧电控固体推进剂121上外环的壁上，即如图11所示；第一阴极123与第一阳极124之间形成烧蚀腔，进而对空心柱形结构的贫氧电控固体推进剂121进行烧蚀，产生贫氧燃气。

采用同轴安装的贫氧燃气发生器12与富氧燃气发生器11结构可充分提高发动机内部装药空间的体积利用率，携带更多推进剂，增加导弹的射程。当然贫氧燃气发生器12与富氧燃气发生器11并不一定要同轴安装，可根据飞行总体布局在合理位置进行安装。即使贫氧燃气发生器12与富氧燃气发生器11分开安装，通过两个燃气入口进入燃烧室2亦可。

本实施例还提供一种导弹，包括导弹本体，导弹本体上设有上述的模式可切换的固体组合发动机，弹体本体包括导引头与战斗部，具体的战斗部与导引头方案依据作战需求而定，本实施例中不再赘述。弹体中段主要用来装载富氧燃气发生器、贫氧燃气发生器以及一个火箭燃烧室，富氧燃气发生器、贫氧燃气发生器均为轴对称结构，其中富氧燃气发生器位于中间，呈圆柱形，贫氧燃气发生器位于富氧燃气发生器外围，呈环柱形。该种设计可以充分提高体积利用率，携带更多燃料，增加导弹射程。燃气发生器组件后接燃烧室，火箭模式下该燃烧室作为一个典型掺混燃烧空间，冲压模式下该燃烧室成为一个提供燃料的输送通道。弹体后段为冲压补燃室、进气道和尾喷管一体化设计。冲压模式下进气道开启，空气和燃气在补燃室中掺混燃烧。高温高压的燃烧产物由喷管加速排出，产生推力。如果到从零开始加速，则弹体后段直接采用无喷管助推技术进行加速，如有必要也可以配备一级固体助推器。

根据典型作战应用分析，该导弹的工作过程是多样化的，可以满足不同的任务需求。其设计冲压模式马赫数工作范围为2-4，高度为5-20km，射程可达300km。根据不同的打击目标，导弹的飞行弹道也是不同的。下面对导弹工作过程进行简要阐述。

首先，导弹起飞阶段可以从地面发射车、舰艇、机载或者水下潜艇进行发射。如果采用地面、舰载或者水下潜艇发射方式进行发射，导弹首段加速使用无喷管助推技术加速至冲压接力马赫数2.2。如果采用机载发射方式，战斗机飞行速度可达1.5马赫，可采用无喷管助推方式到冲压接力马赫数2.2开启冲压模式进行高速巡航。

当导弹以冲压模式进行超声速巡航时，姿态调整可以通过调整气动舵实现。如果需要快速进行弹道变更，则可以暂时关掉冲压进气道，开启纯火箭发动机模式快速机动至指定弹道再开启冲压模式进行巡航。不同高度和不同速度的巡航模式调整则可以通过匹配智能可控固体推进剂的燃速调节和冲压进气道的空气流量调节实现。

末段导弹飞行至接近目标时，通常为了保证能够有效精确打击目标，需要保证导弹具有较大的机动性和较高的速度，而高机动对于冲压发动机是不可接受的。所以弹体携带了两种推进剂，一种富氧电控固体推进剂，一种贫氧电控固体推进剂。在末段打击时，导弹由冲压模式切换为火箭模式以保证高机动性同时进一步加速。另外，为了减轻发动机质量，为末段打击提供更好的条件，在导弹末段已确定目标的情况下，在发动机指定位置安装爆炸螺栓来爆破分离弹体后段冲压进气道、补燃室及尾喷管结构来进一步提高导弹的机动性。末段根据不同的攻击目标，导弹的末段弹道也有所不同。典型应用有空空导弹用来打击空中目标，还有反舰导弹用来毁伤敌方舰艇。由于导弹末段会切换为火箭模式，所以也可以直接从高空进入水中攻击敌方潜艇。以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。