一种40毫米火箭筒用反低小慢目标防空导弹系统及拦截方法

技术领域

本发明涉及小口径制导弹药技术领域，具体涉及一种40毫米火箭筒用反低小慢目标防空导弹系统及拦截方法。

背景技术

随着信息、材料、导航等技术的发展，具有侦查、打击和评估功能的小型固定翼和旋翼无人机技术得到了飞速发展。这类空中目标体积小，信号特征弱，具有典型的低小慢特征，在现代陆战场中已大量使用，成为地面人员和装备的主要威胁，对其的拦截问题向单兵低空近程防空武器装备提出了非常大的挑战，也是世界各主要军事强国防空技术领域研究的热点。传统的中远程防空导弹通常采用中制导加末制导的方案，对于红外特征明显的大型目标来说，可以实现射前捕获、锁定目标，但是为了实现射前锁定的功能，不仅需要复杂的大型雷达、光电跟踪等地面设备进行辅助，同时也会增加导弹中制导段方案的难度，而单兵的攻击目标是低空的中小慢小型固定翼和旋翼无人机等，其红外特征弱，同时大型辅助设备不适合单兵使用，所以单兵使用的肩抗红外或电视制导防空导弹的导引头难以实现发射前目标锁定，难以实现可靠拦截。因此，对低小慢目标的可靠拦截必须提出新的制导方案，首先解决导引头对目标可靠捕获的问题。

40毫米单兵火箭筒是一种步兵近距反人员、坦克、装甲和工事的常规攻坚武器平台，由于其成本低、质量轻、操作简单、携行方便的特点而倍受青睐，目前仍然被各国大量装备和使用，总装备量达到百万门以上。但是该平台目前定型装备的弹药均为无控火箭弹，在散布精度CEP(圆概率误差)为0.45米的条件下，对静止目标的射程最远仅为300米，对运动目标射程还会进一步下降。这极大限制了该单兵武器平台的作战效能和作战用途，无法满足现代战争的作战需求。结合以上需求和40毫米火箭筒的装备现状，如果能为该平台研制一种具备对空中低小慢目标拦截能力的新弹种，无疑有非常大的实际意义。

40毫米火箭筒原有发射方式为火药发射，虽然筒内的膛压会达到80兆帕以上，但是发射能量利用率仍然很低，而且，筒尾形成大量高温高速燃气对弹上制导控制部件、以及常规结构布局条件下弹体电气系统布线提出了极为苛刻的要求；因为40毫米发射筒采用无后坐力炮模式，在肩扛高度大角度发射40毫米火箭弹时，发射尾焰会触地反弹，危及射手安全，所以要求发射时发射角度不能超过30度，大幅度限制了40毫米火箭筒平台在防空领域作战的使用。正是由于上述限制条件的约束，40毫米火箭筒虽然自上世纪70年代就开始大量装备，但从未配装对空中运动目标具有精确拦截能力的弹种。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种40毫米火箭筒用反低小慢目标防空导弹系统及拦截方法，导引头能够对远距离红外特征弱目标进行捕获、锁定。

本发明采取的技术方案如下：

一种40毫米火箭筒用反低小慢目标防空导弹系统，所述防空导弹系统包括导引头、引战系统、舵机、控制舱、飞行发动机、尾翼组件、固体火箭发射发动机及地面火控仪；

所述导引头、引战系统、舵机、控制舱、飞行发动机、尾翼组件、固体火箭发射发动机顺次连接构成制导火箭弹；

所述地面火控仪固定连接在40毫米火箭筒上，用于跟踪目标，解算、预测目标航迹，并为制导火箭弹提供目标初始对准信息；通过点燃固体火箭发射发动机发射制导火箭弹，离筒后由飞行发动机提供动力，所述尾翼组件用于稳定制导火箭弹飞行状态；控制舱将所述初始对准信息作为基准，解算出制导火箭弹实时位置，与预测的目标位置形成闭环控制，制导火箭弹进入中制导模式；通过所述导引头锁定目标后制导火箭弹进入自寻制导模式，飞向目标并通过引战系统摧毁目标。

进一步地，所述地面火控仪包括火控计算机、白光/红外观瞄模块、地面惯导模块和电源，白光/红外观瞄模块用于射手瞄准跟踪目标；火控计算机用于解算目标的预测航迹及管理制导火箭弹发射流程；地面惯导模块用于在射手跟踪目标过程中测量弹目线旋转角速度，并提供给火控计算机用于目标预测航迹的解算，同时为制导火箭弹提供目标初始对准信息；电源用于为地面火控仪和发射前的制导火箭弹供电。

一种40毫米火箭筒用反低小慢目标拦截方法，采用上述防空导弹系统，所述拦截方法步骤如下：

步骤一，射手进入阵地后将制导火箭弹装入火箭筒，目视观察空中目标，确定被拦截目标；

步骤二，通过地面火控仪搜索并跟踪目标，同时预测目标航迹并将目标初始对准信息传递给制导火箭弹；

步骤三，射手击发后固体火箭发射发动机点燃，将制导火箭弹推离火箭筒；

步骤四，控制舱控制飞行发动机点火，为制导火箭弹增速；

步骤五，控制舱将所述初始对准信息作为基准，解算出制导火箭弹实时位置，与预测的目标位置形成闭环控制，开始中制导，引导制导火箭弹飞向目标；

步骤六，在中制导过程中导引头进行搜索判断，确定目标进入导引头视场后，导引头锁定目标；

步骤七，制导火箭弹进入自寻的制导工作模式，飞向并摧毁目标。

进一步地，所述步骤二中预测目标运动规律的方法为：地面火控仪上的地面惯导模块在感知射手跟踪目标的过程中，连续输出偏航和俯仰两个方向的弹目线旋转角速度，地面火控仪上的火控计算机根据地面惯导模块输出的弹目线旋转角速度进行目标轨迹的解算和预测。

有益效果：

1、本发明采用目标轨迹预测跟踪中制导加自寻的末制导的制导方案，解决导引头对远距离红外特征弱目标捕获、锁定的问题；同时采用固体火箭发射发动机代替40毫米火箭筒原有发射系统，固体火箭发射发动机发射时产生的推力能够迅速将导弹推出火箭筒，燃气在发动机燃烧室内充分燃烧后通过喷管进入火箭筒，燃气在火箭筒尾部腔体内二次膨胀后压强迅速降至1兆帕以下，同时温度和噪声都显著降低，发动机发射过程中所产生的燃气大部分通过喷管排出，产生的后座力小，同时火箭筒尾部排出的燃气有害成分和喷出的火焰大量减少，不仅降低对射手造成的二次损伤，还解决了大仰角发射问题。

因此，防空导弹系统能完全适用于40毫米火箭筒的发射条件以及作战使用需求，可在超过1500米射程上实现对小型固定翼无人机、多旋翼无人机等空中低小慢目标的可靠拦截。

2、本发明地面火控仪采用人在回路的目标跟踪模式，通过地面惯导模块感知射手跟踪目标的过程，从而形成目标的预测航迹，体积小，重量轻，能够完全适用于单兵系统的使用。

附图说明

图1为本发明制导火箭弹的整体结构示意图；

图2为地面火控仪的结构示意图；

图3为航迹预测跟踪中制导加自寻的末制导弹道示意图；

图4为防空导弹系统飞行弹道示意图；

其中，1-红外/电视导引头，2-引战系统，3-舵机，4-控制舱，5-飞行发动机，6-尾翼组件，7-固体火箭发射发动机，8-地面惯导模块，9-白光/红外观瞄模块，10-目镜，11-火控计算机，12-电源，13-弹上惯导，14-弹上计算机。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本实施例提供了一种毫米火箭筒用反低小慢目标防空导弹系统，包括制导火箭弹和地面火控仪。

如图1所示，红外/电视导引头1、引战系统2、舵机3、控制舱4、飞行发动机5、尾翼组件6及固体火箭发射发动机7顺次连接构成制导火箭弹。位于火箭筒外部的火箭弹弹体为超口径舱段，红外/电视导引头1、引战系统2、舵机3、控制舱4均位于超口径舱段，飞行发动机5、尾翼组件6、固体火箭发射发动机7均位于火箭筒内。

红外/电视导引头1：用于在末制导段锁定、跟踪目标，输出弹目线旋转角速度给弹上计算机14以生成比例导引指令。

引战系统2：由引信、安保机构、导爆管和预制破片战斗部组成。

舵机3：执行弹上计算机14输出的指令，产生控制力和力矩控制导弹飞行。

控制舱4：包含弹上计算机14、弹上电源和弹上惯导13。弹上计算机14用于接收弹上惯导13及导引头信息，解算生成控制指令，发送给舵机3；弹上电源采用热电池，发射前由地面火控仪的电源12供电激活，用于为制导导弹上的电气系统供电；弹上惯导13用于提供制导火箭弹在飞行过程中的位置和姿态信息。

飞行发动机5：用于在制导火箭弹发射的二级增速。

尾翼组件6：由尾杆和尾翼组成，用于稳定火箭弹飞行状态。

固体火箭发射发动机7：用于代替原来40毫米火箭弹的发射药，为导弹离筒提供初始的动力和速度，发射发动机既可以采用常规的后点火后出线方式，也可以根据实际弹体结构设计采取灵活的前点火前出线方式。同时发动机装药与内弹道相互结合的优化设计，降低压力峰值，进而减少噪声和超压，使用较大喷喉可实现发动机的微后效大推力要求。

地面火控仪：地面火控仪固定连接在40毫米火箭筒上，如图2所示，由火控计算机11、白光/红外观瞄模块9(含目镜10)、地面惯导模块8和电源12构成，红外/白光观瞄模块与地面惯导模块8固连。白光/红外观瞄模块9用于射手瞄准跟踪目标，火控计算机11用于解算目标的预测航迹及管理发射流程，发射流程包括目标的瞄准、跟踪、目标航迹预测、信息上传和发射制导火箭弹。地面惯导模块8用于在射手跟踪目标过程中测量俯仰和偏航两个方向上的弹目线旋转角速度，提供给火控计算机11进行目标航迹的解算和预测，同时地面惯导模块8精度远远高于弹上惯导13，可以提供较为准确的初始姿态角(偏航、俯仰、滚转)作为初始基准上传给弹上惯导13。电源12用于为地面火控仪自身供电、制导火箭弹发射前上传数据时的供电以及弹上电源的热电池击发电压。该地面火控仪采用了人在回路的目标跟踪模式，通过地面惯导模块8感知射手跟踪目标的过程，从而形成目标的航迹解算和预测。

航迹预测跟踪中制导加自寻的末制导的拦截方法如下，其中红外/电视导引头1采用红外导引头：

步骤一，射手进入阵地后将制导火箭弹装入火箭筒，目视观察空中目标，确定被拦截目标；

步骤二，将火箭筒置于肩上，通过地面火控仪上的白光/红外观瞄模块9搜索并稳定跟踪目标，如图3所示；

步骤三，在跟踪目标过程中，由地面火控仪上的地面惯导模块8在感知射手跟踪目标的过程中，连续输出偏航和俯仰两个方向的弹目线旋转角速度，火控计算机11根据地面惯导模块8输出的弹目线旋转角速度，预测目标航迹；

步骤四，地面火控仪将预测的目标航迹和初始对准信息上传至制导火箭弹控制舱4的弹上计算机14；

步骤五，射手击发后固体火箭发射发动机7点燃，将弹体推离火箭筒；

步骤六，固体火箭发射发动机7工作一定时间后，由弹上计算机14控制飞行发动机5点火，继续为制导火箭弹增速；

步骤七，制导火箭弹离筒后，弹上惯导13将初始对准信息作为基准，解算出制导火箭弹实时位置，与预测的目标位置形成闭环控制，开始中制导，引导制导火箭弹飞向目标；

步骤八，在中制导过程中红外导引头开始工作，并根据目标的红外特征持续进行搜索判断，确定目标进入红外导引头视场后，红外导引头锁定目标；

步骤九，如图4所示，制导火箭弹进入自寻的末制导工作模式，红外导引头实时测量弹目线旋转角速度并送至弹上计算机14，参与形成控制指令，控制制导火箭弹飞行并通过引战系统摧毁目标。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。