一种低空慢速小型目标低成本拦截系统的制作方法

本实用新型属于飞行器拦截技术领域，具体涉及一种低空慢速小型目标低成本拦截系统。

背景技术：

“低慢小”目标通常是指飞行高度不大于1000m、飞行速度不大于200km/h、雷达反射面积不大于2m2的飞行器，具有成本低、技术成熟、目标特征小等特点。随着无人机技术的成熟和各种用途无人机产品的普及，“低慢小”飞行器极易获取并上手操作，不断被不法分子及敌对势力用于携带爆炸物等危险物品执行多种攻击及破坏活动，特别是当多架“低慢小”目标以群攻击模式同时对特定目标发动攻击时，如何对其进行有效拦截处置成为对“低慢小”目标进行防御的迫切需求。

目前为有效应对“低慢小”目标发展了多种拦截技术，包括近程防空导弹、高能激光、反无人机干扰枪、网弹、高能微波等，其中近程防空导弹为传统拦截方式，单发拦截费用高；高能激光拦截距离较近，对地面跟瞄精度要求高，且无法同时拦截多个目标；反无人机干扰枪干扰距离近；网弹拦截距离近，对飞行高度较高、尺寸较大的目标拦截难度大；高能微波所需能量大、拦截距离近。

因此急需研发出一种低空慢速小型目标低成本拦截系统来解决以上问题。

技术实现要素：

为解决上述背景技术中提出的问题，本实用新型提供了一种低空慢速小型目标低成本拦截系统。

为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：

一种低空慢速小型目标低成本拦截系统，包括：

用于装载和发射拦截用拦截弹的车载多联装发射系统；多个拦截弹安装在车载多联装发射系统内；

用于对拦截目标进行探测和定位指示，实时获取各来袭拦截目标的空间位置坐标的多目标探测与定位指示雷达；

用于实时向各拦截弹发送多目标探测与定位指示雷达获取的拦截目标位置坐标信息，并接收下传的各拦截弹飞行状态信息的数传地面端；

用于目标分配、给出发射指令、任务决策的地面指控系统；

用于搭载战斗部，对来袭拦截目标进行拦截的多个拦截弹；

其中，地面指控系统分别与多目标探测与定位指示雷达、数传地面端通信连接，地面指控系统的控制信号输出端与车载多联装发射系统的控制信号输入端固定连接，数传地面端与多个拦截弹通信连接。

具体地，拦截弹包括：

弹翼可折叠弹体；

战斗部；战斗部安装在弹翼可折叠弹体内头部；

用于当拦截弹到达目标附近后感知拦截目标的激光近炸引信；

碰炸引信；碰炸引信安装在低附带爆破战斗部后端，用于在拦截弹碰撞到目标后起爆战斗部；

捷联图像导引头；捷联图像导引头安装在拦截弹头部，用于自动捕获并跟踪拦截目标；

用于拦截弹飞行时感知飞行状态、稳定飞行姿态、控制拦截弹按航线飞行、控制拦截弹在捷联图像导引头引导下自主飞向拦截目标的导航与飞行控制系统；

用于为导航与飞行控制系统提供卫星定位信息的卫星定位天线；

电源管理系统；

能源电池组；

数传弹载端；

动力系统；动力系统安装在弹翼可折叠弹体尾部；

其中，数传弹载端与数传地面端通信连接；激光近炸引信的作用端与碰炸引信的作用端均与战斗部连接；卫星定位天线的信号输出端、捷联图像导引头的信号输出端均与导航与飞行控制系统的信号输入端连接；数传弹载端与导航与飞行控制系统通信连接；导航与飞行控制系统的信号输出端与动力系统的信号输入端连接；能源电池组通过电源管理系统与激光近炸引信、捷联图像导引头、导航与飞行控制系统、卫星定位天线、数传弹载端、动力系统供电连接。

具体地，战斗部包括壳体和主装药，主装药置于壳体内。

优选地，壳体为低密度非金属材料壳体。

进一步地，壳体为尼龙66制成。

优选地，激光近炸引信包括三个探测单元，三个探测单元沿弹身周向均匀布设，任意两个探测单元之间间隔120°设置，三个探测单元安装在弹翼可折叠弹体头部。

与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：

1、拦截弹采用电动动力驱动，采用高升阻比布局，可长时间巡航飞行，同时搭载数传弹载端，可远距离传输遥控遥测信息，末端采用图像导引头自动捕获和跟踪目标，导航与飞行控制系统根据实时更新的目标点自动更新任务航线，拦截弹可远距离拦截目标，且自主化程度高；

2、拦截弹采用可折叠翼面式弹体，便于多联装发射筒装载和快速发射；

3、拦截弹采用低密度非金属材料壳体爆破战斗部，拦截目标时附带毁伤范围小；

4、采用多目标探测与定位指示雷达，可同时给出多个来袭“低慢小”目标的空间位置坐标，对多个来袭“低慢小”目标进行探测跟踪和实时定位指示，同时采用多联装发射筒可快速连续发射多枚拦截弹，可实现同时拦截多个来袭“低慢小”目标；

5、拦截弹中制导采用依据目标位置坐标实时更新的航线制导，可在远距离拦截时保证末制导段目标进入导引头视场、提高目标捕获概率；

6、拦截弹中制导采用根据目标位置坐标实时更新的航线制导、末制导采用图像制导，可在实现远距离拦截距离的同时提高末端拦截弹拦截精度，降低对多目标探测与定位指示雷达精度的要求。

附图说明

图1是本申请拦截系统的结构框图；

图2是本申请中拦截弹的结构示意图；

图3是本申请中拦截方法的流程示意图；

图中：1—捷联图像导引头，2—激光近炸引信，3—卫星定位天线，4—电源管理系统，5—能源电池组，6—数传弹载端，7—动力系统，8—导航与飞行控制系统，9—碰炸引信，10—战斗部。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型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实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

本实用新型提供以下技术方案：

如图1所示，一种低空慢速小型目标低成本拦截系统，包括：

用于装载和发射拦截用拦截弹的车载多联装发射系统；多个拦截弹安装在车载多联装发射系统内；车载多联装发射系统一般包括了车载多联装发射筒，多个拦截弹储备在车载多联装发射筒内；

用于对拦截目标进行探测和定位指示，实时获取各来袭拦截目标的空间位置坐标的多目标探测与定位指示雷达；

用于实时向各拦截弹发送多目标探测与定位指示雷达获取的拦截目标位置坐标信息，并接收下传的各拦截弹飞行状态信息的数传地面端；

用于目标分配、给出发射指令、任务决策的地面指控系统；

用于搭载战斗部10，对来袭拦截目标进行拦截的多个拦截弹；

其中，地面指控系统分别与多目标探测与定位指示雷达、数传地面端通信连接，地面指控系统的控制信号输出端与车载多联装发射系统的控制信号输入端固定连接，数传地面端与多个拦截弹通信连接。

如图2所示，拦截弹包括：

弹翼可折叠弹体；

战斗部10；战斗部10安装在弹翼可折叠弹体内头部；

用于当拦截弹到达目标附近后感知拦截目标的激光近炸引信2；

碰炸引信9；碰炸引信9安装在低附带爆破战斗部10后端，用于在拦截弹碰撞到目标后起爆战斗部10；

捷联图像导引头1；捷联图像导引头1安装在拦截弹头部，用于自动捕获并跟踪拦截目标；

用于拦截弹飞行时感知飞行状态、稳定飞行姿态、控制拦截弹按航线飞行、控制拦截弹在捷联图像导引头1引导下自主飞向拦截目标的导航与飞行控制系统8；

用于为导航与飞行控制系统8提供卫星定位信息的卫星定位天线3；

电源管理系统4；

能源电池组5；

数传弹载端6；

动力系统7；动力系统7安装在弹翼可折叠弹体尾部；

其中，数传弹载端6与数传地面端通信连接；激光近炸引信2的作用端与碰炸引信9的作用端均与战斗部10连接；卫星定位天线3的信号输出端、捷联图像导引头1的信号输出端均与导航与飞行控制系统8的信号输入端连接；数传弹载端6与导航与飞行控制系统8通信连接；导航与飞行控制系统8的信号输出端与动力系统7的信号输入端连接；能源电池组5通过电源管理系统4与激光近炸引信2、捷联图像导引头1、导航与飞行控制系统8、卫星定位天线3、数传弹载端6、动力系统7供电连接。

在一些实施例中，弹翼可折叠弹体装入车载多联装发射系统的发射筒时可折叠，各翼面折叠后外径不超出弹身最大外轮廓圆直径、长度不超过弹身最大长度，发射出发射筒后各翼面可自动展开并锁定不回弹，便于通过多联装发射筒装载和快速发射。

在本实施例中，导航与飞行控制系统8采用低成本mems器件，单发拦截弹成本低。

如图2所示，捷联图像导引头1位于弹翼可折叠弹体头部；激光近炸引信2位于弹翼可折叠弹体头部；卫星定位天线3外漏在弹翼可折叠弹体表面；电源管理系统4位于碰炸引信9后方；能源电池组5位于电源管理系统4后方，能源电池组5与电源管理系统4通过供电线缆连接；数传弹载端6吊装在导航与飞行控制系统8上方，数传弹载端6底板作为拦截弹舱盖与弹翼可折叠弹体骨架连接，有助于数传弹载端6飞行过程中散热；导航与飞行控制系统8位于数传弹载端6下方，与弹翼可折叠弹体骨架固连。

具体地，战斗部10包括壳体和主装药，主装药置于壳体内。

优选地，壳体为低密度非金属材料壳体。

在本实施例中，拦截弹装载的是低附带爆破战斗部10，通过爆轰波实现对目标的毁伤，战斗部10壳体采用低密度非金属材料制成，可减小战斗部10起爆后的附带损伤。

进一步地，壳体为尼龙66制成。

优选地，激光近炸引信2包括三个探测单元，三个探测单元沿弹身周向均匀布设，任意两个探测单元之间间隔120°设置，三个探测单元安装在弹翼可折叠弹体头部。

如图3所示，低空慢速小型目标低成本拦截系统的拦截方法，包括以下步骤：

s1、多目标探测与定位指示雷达发现并持续跟踪拦截目标；

s2、多目标探测与定位指示雷达实时解算给出拦截目标空间位置坐标，并实时传输给地面指控系统；

s3、地面指控系统完成拦截目标分配，并确定需发射拦截弹数量、序号和发射顺序；

s4、车载多联装发射系统根据地面指控系统指令给需发射拦截弹上电，并完成自检；

s5、地面指控系统将多目标探测与定位指示雷达获取的拦截目标空间位置坐标按任务分配情况装订给各拦截弹；

s6、各拦截弹根据装订的拦截目标位置坐标自动完成任务航线规划，处于待发状态；

s7、地面指控系统按预定发射顺序向车载多联装发射系统发送拦截弹发射指令；

s8、拦截弹发射出筒，各翼面展开锁定、动力系统7启动，爬升至安全高度后按初始规划的任务航线飞向拦截目标，进入由规划航线引导的中制导段；拦截弹爬升过程中，是保持给定爬升角和滚转角爬升至预定安全高度；

s9、数传地面端将多目标探测与定位指示雷达实时定位的拦截目标位置坐标上传给各拦截弹；

s10、各拦截弹根据实时获取的更新拦截目标位置坐标自动更新任务航线，继续飞行抵近拦截目标；

s11、判断拦截目标是否进入捷联图像导引头1捕获距离，如是则进入步骤s12，如否则进入步骤s10；

s12、拦截弹导引头自动捕获拦截目标并持续跟踪拦截目标；拦截弹自动进入末制导段，导航与飞行控制系统8进入攻击模式；

s13、拦截弹自动进入图像制导攻击模式，在捷联图像导引头1的作用下，飞向拦截目标；

s14、激光近炸引信2是否探测到拦截目标，如是则进入步骤s15，如否则进入步骤s16；

s15、激光近炸引信2作用，对拦截目标进行探测，感知到拦截目标后进入步骤s19；

s16、判断是否碰撞到拦截目标，如是则进入步骤s17，如否则进入步骤s18；

s17、碰炸引信9作用，进入步骤s19；

s18、拦截弹掉地后碰炸引信9作用，拦截弹自毁，完毕；

s19、引爆战斗部10，对目标实施毁伤，完成对目标的拦截，完毕。

尽管已经示出和描述了本实用新型的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本实用新型的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本实用新型的范围由所附权利要求及其等同物限定。