一种空气水冲压组合跨介质反舰反潜导弹

技术领域

本发明涉及跨介质飞行器领域，特别涉及一种空气水冲压组合跨介质反舰反潜导弹。

背景技术

现代舰载防空系统和反潜系统的愈发完善，尤其是以导弹巡洋舰(CG)、导弹驱逐舰(DDG)和大型导弹护卫舰(FFG)为代表的海军主战舰艇均配备了远程、中近程防空导弹和近防炮系统，以此构建了中远近程加末段的多层次防空系统。其中，许多主战舰艇、新型舰艇还配备了有/无源相控阵雷达和导弹垂发系统(VLS)，具备强大的抗饱和攻击能力。因此，在这样的背景下，传统的亚声速反舰导弹、巡航导弹等打击武器逐渐不能够满足对敌打击需求，而超声速反舰导弹以其优异的突防性能成为了研究的热点。

现代舰载、艇载反潜系统也愈发强大，作战舰艇多装备各类主被动声纳，大型舰艇或专业的反潜舰艇还会装备拖曳式线列阵声纳，对潜艇、无人水下航行器以及鱼雷、水雷等水下武器有着灵敏的探测能力。而传统的鱼雷武器航速低、噪声大、尾迹明显，容易被发现并被迅速拦截。冷战末期苏联曾利用超空泡原理研制了一型超空泡鱼雷。该鱼雷航速极快，达到传统鱼雷航速的数倍，能够大大压缩敌舰艇发现鱼雷来袭后的反应时间，令人印象深刻。进入新世纪，超空泡技术也成为了各国的一项研究热点问题。

发明内容

有鉴于此，本发明所要解决的技术问题是：如何提供一种可利用空中飞行时空气中的氧气和水中航行时的水与所携带燃料进行反应，并可通过形态变化来实现在不同介质中工作的空气水冲压组合跨介质反舰反潜导弹。

为实现上述目的，本发明提供一种空气与水冲压组合跨介质反舰反潜导弹，该导弹包括：进气道、进水道、控制系统、战斗单元、推进系统、弹体单元，其中：

所述弹体单元包括弹体外壳和弹体内壳，所述弹体内壳套设于所述弹体外壳内，所述弹体外壳和所述弹体内壳之间的环形空间为所述进气道，所述进水道设置在导弹的前端；

所述推进系统包括固体主装燃料、液体氧化剂贮箱、液体氧化剂通道、雾化器、燃烧室、二次燃烧室和喷管，所述液体氧化剂贮箱设置在所述弹体内壳中并与所述雾化器通过所述液体氧化剂通道相连，所述固体主装燃料位于所述液体氧化剂贮箱和所述雾化器之间，所述液体氧化剂通道穿设于所述固体主装燃料内，所述雾化器的喷射段朝向于所述固体主装燃料的端面，在所述固体主装燃料和所述弹体内壳的端部之间形成所述燃烧室，所述燃烧室的端部设置喷嘴，所述弹体内壳的端部与所述二次燃烧室相连，所述喷嘴位于所述二次燃烧室内，所述二次燃烧室的端部设置喷管，所述二次燃烧室与所述进气道相连通；

所述控制系统包括多轴步进电机、电磁阀、燃气导管和燃气出口，所述燃气出口与所述燃烧室通过所述燃气导管相连通。

进一步地，所述弹体单元还包括激波锥、第一尾舵、第二尾舵和弹翼，所述激波锥连接于所述弹体内壳的前端，多组盖板沿所述激波锥的轴线方向间隔设置，每组所述盖板均为多个并沿所述激波锥的圆周方向间隔布设，所述盖板转动连接于所述激波锥，所述盖板与所述多轴步进电机相连，由所述多轴步进电机驱动所述盖板转动以打开或关闭设置在所述盖板下方的所述燃气出口。

进一步地，当导弹在空中飞行时，所述盖板在所述多轴步进电机的驱动下关闭以使所述盖板贴合于所述激波锥的外壁面；当导弹在水中航行时，所述盖板在所述多轴步进电机的驱动下转动打开以使燃气由所述燃气出口向外喷出。

进一步地，在所述固体主装燃料靠近于所述液体氧化剂贮箱的一侧设置环形过滤网和降压孔板，所述降压孔板贴合于所述固体主装燃料的端面。

进一步地，所述进水道和所述液体氧化剂通道沿轴线方向设置并通过水输送管路相连通，所述水输送管路设置单向阀。

进一步地，当导弹在水中航行时，所述电磁阀开启，所述燃烧室内的燃气经由燃气导管输送至所述燃气出口。

进一步地，所述弹翼位于所述弹体外壳的中部并设置在所述弹体外壳的外壁上，两片所述弹翼沿所述弹体外壳的纵向相对称布设。

进一步地，所述弹体单元还包括第一尾舵和第二尾舵，四个所述第一尾舵和四个所述第二尾舵分别沿圆周方向设置在所述喷管的外壁，每一所述第一尾舵和每一所述第二尾舵并排布设。

进一步地，当导弹在空气中飞行时，所述第一尾舵和第二尾舵均设置在所述喷管的外壁；当导弹在入水时，所述第二尾舵收回至所述喷管内且所述第一尾舵设置在所述喷管的外壁。

进一步地，所述固体主装燃料为复合金属镁药柱。

与相关技术相比，本发明提供一种空气与水冲压组合跨介质反舰反潜导弹，其包括：进气道、进水道、控制系统、战斗单元、推进系统、弹体单元，进气道、进水道位于弹体最前端，分别用于飞行过程中空气与航行过程中水的吸入，分别为推进系统提供工作时的氧化剂，在空中工作时进气道吸入的氧气与二次燃烧室中液体氧化剂和复合镁棒燃料未完全反应的燃气发生二次燃烧，在水中工作时进水道吸入的水直接与镁棒燃料发生反应产生推力；弹体尾部与一独立的固体火箭助推器连接，用于在发射初始阶段将导弹送入预定弹道；导弹激波锥位于弹体头部，并设有三组活动盖板，在空中飞行模态下，盖板闭合，此时激波锥为表面平滑外形为顶端尖锐的锥形，防止导弹在超声速飞行时头部前形成正激波，从而大大减小弹体头部的激波阻力；在水中航行模态下，盖板通过多轴步进电机控制展开，在盖板下分布有燃气出口有燃气流导出，与盖板一同引导超空泡的稳定形成；弹翼和尾舵在空中和水中工作时均采用不同形态，弹翼在空中飞行时位于弹体中部提供升力，进入水中前与弹体分离，尾舵在进入水中时经过变形使面积减小；进水道管路与液体氧化剂输送管路共用，均通向燃烧室；盖板下的燃气出口由燃气导管与燃烧室连接，在水中工作时燃烧室内部分燃气由所述燃气出口喷出与所述盖板配合形成超空泡。导弹利用固体火箭发动机助推起飞，经程序转弯和加速后达到预定巡航高度和巡航速度。随后抛离尾部助推器，主发动机开启空气引射增益火箭模态开始工作：导弹自身携带的液体氧化剂进入燃烧室与固体金属燃料进行一次燃烧，燃气经喷管进入补燃室与从弹体头部吸入的空气汇合，空气中的氧气与燃气中的大量富燃气体进行二次加力燃烧后从尾部大喷管加速膨胀喷出；近敌后导弹抛离弹翼，打开头部的燃气出口盖板，进入水中，同时将从燃烧室引至头部的燃气由出口向四周喷出，与打开的盖板一同辅助高速航行的导弹在弹体周围形成较为稳定的超空泡，水则由燃气出口前、位于超空泡区域外的尖端流入，引至燃烧室与金属燃料反应，此时发动机处于水冲压工作模态，直至命中目标触发战斗单元引信，对敌形成毁伤打击。

附图说明

图1为本发明实施例中空气与水冲压组合跨介质反舰反潜导弹整体结构示意图；

图2为本发明实施例中空气与水冲压组合跨介质反舰反潜导弹的局部剖面图；

图3(a)为本发明实施例中空气与水冲压组合跨介质反舰反潜导弹在空中工作状态下激波锥盖板形态及燃气管路出口细节示意图；

图3(b)为本发明实施例中空气与水冲压组合跨介质反舰反潜导弹在水中工作状态下激波锥盖板形态及燃气管路出口细节示意图；

图4为本发明实施例中空气与水冲压组合跨介质反舰反潜导弹推进系统及尾舵结构剖面图；

图5为本发明实施例中空气与水冲压组合跨介质反舰反潜导弹推进系统结构细节图；

图6(a)为本发明实施例中空气与水冲压组合跨介质反舰反潜导弹空中工作状态的结构图；

图6(b)为本发明实施例中空气与水冲压组合跨介质反舰反潜导弹水中工作状态的结构图。

附图标记：

1：进气道、11：盖板；

2：进水道、21：水输送管路；

3：控制系统、31：控制线路、32：多轴步进电机、33：燃气过滤器、34：减压阀、35：燃气流量调节装置、36：燃气导管、37：电磁阀、38：燃气出口；

4：战斗单元；

5：推进系统、51：液体氧化剂贮箱、511：液体氧化剂通路控制装置、512：环形过滤网、513：液体氧化剂通道、514：雾化器、52：固体主装燃料、521：降压孔板、53：燃烧室、54：二次燃烧室、55：喷管、56：喷嘴；

6：弹体单元、61：第一尾舵、62：第二尾舵、63：弹翼、64：控制装置、65：激波锥、66弹体外壳、67：弹体内壳。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步详细说明。

参考图1-6，本发明提供一种空气与水冲压组合跨介质反舰反潜导弹，其包括进气道1、进水道2、控制系统3、战斗单元4、推进系统5、弹体单元6。

具体地，空气与水冲压组合跨介质反舰反潜导弹的前端设置进气道1和进水道2。

弹体单元6包含第一尾舵61、第二尾舵62、弹翼63、控制装置64、激波锥65、弹体外壳66和弹体内壳67。

具体地，弹体内壳67设置在弹体外壳66内且弹体内壳67设置在位于尾部的喷管55的前端，弹体内壳67用于为控制系统3、战斗单元4、推进系统5等部件提供容纳空间。

在弹体外壳66和弹体内壳67套设装配并形成环形空间，所形成的环形空间为进气道1，弹体外壳66和弹体内壳67固定连接为一体结构。

优选地，弹体外壳66的直径尺寸为533mm，弹体内壳67的直径尺寸为422mm。

进气道1和进水道2位于弹体内壳67的最前端，导弹在飞行过程中空气与航行过程中水的吸入分别经由进气道1和进水道2流入至弹体内部。

具体地，进水道2经过水输送管路21与液体氧化剂通道513相连通并均连通至燃烧室53，进水道2和液体氧化剂通道513位于弹体轴线上，具体地，液体氧化剂通道513内用于输送过氧化氢。

自激波锥65的前端起至雾化器514处止，在弹体外壳66和弹体内壳67套设装配并形成环形空间，进气道1为弹体外壳66和弹体内壳67套设装配所形成的环状空间，进气道1的进气口起延伸至雾化器514处。

控制系统3和战斗单元4位于弹体内壳67的中部，推进系统5位于战斗单元4的后端，通过喷射高温高压气体来产生推力以推动导弹向前运动。

进气道1和进水道2形成介质输送流道，并为推进系统5提供工作时的所需的氧化剂，即导弹在空中工作时所需的氧气以及导弹在水中工作时所需的水流。

控制系统3包含弹载计算机、雷达、导引头、舵机等部件，通过控制线路31与各被控制单元连接。

参考图4和图5所示，推进系统5包含液体氧化剂贮箱51、环形过滤网512、液体氧化剂通道513、雾化器514、固体主装燃料52、降压孔板521、燃烧室53、二次燃烧室54、喷管55和喷嘴56。战斗单元4还包含战斗装药和引信。

具体地，导弹主要结构布局从首至尾依次为：激波锥65，进气道1、燃气出口38、控制系统3、战斗单元4、液体氧化剂贮箱51、液体氧化剂通路控制装置511、燃烧室53与固体主装燃料52、雾化器514、二次燃烧室54、喷管55、第一尾舵61、第二尾舵62及其控制装置64。

进一步地，弹体尾部与固体火箭助推器连接，由固体火箭助推器用于在发射初始阶段将导弹送入预定弹道。

具体地，激波锥65位于导弹的头部，激波锥65沿其轴向设有三组盖板11，每组盖板11均为12个并沿激波锥65的圆周向均匀分布，盖板11与多轴步进电机32相连，由多轴步进电机32驱动盖板11沿贴合于激波锥65的表面所转动，以实现对燃气出口38的打开或关闭。

导弹在空中飞行模态下，盖板11在多轴步进电机32的驱动下闭合，此时盖板11贴合于激波锥65的表面，使得激波锥65为表面平滑外形为顶端尖锐的锥形，防止导弹在超声速飞行时头部前形成正激波，从而大大减小弹体头部的激波阻力，盖板11形态如图3(a)、图6(a)中所示。

导弹在水中航行模态下，盖板11在多轴步进电机32的驱动下转动打开，在盖板11的下方设置有燃气出口38，燃气出口38供燃气流导出，与盖板11一同引导超空泡的稳定形成，如图3(b)、图6(b)中所示。

弹翼63位于弹体外壳66的中部并设置在弹体外壳66的外壁上，两片弹翼63沿弹体外壳66的纵向对称布设，弹翼63为适用于超声速飞行的菱形翼型，在导弹入水前，连接于弹翼63的根部的爆炸螺栓起爆，弹翼63与弹体单元6分离，弹体入水后继续工作。

全弹的可操纵翼面为第一尾舵61、第二尾舵62，第一尾舵61和第二尾舵62位于设置在喷管的周侧外围，第一尾舵61和第二尾舵62均沿周向均匀布置四片，第一尾舵61为面积可变的翼面，可通过移动单元实现第二尾舵的伸缩移动，其中，移动单元为驱动电机或齿轮齿条等传动结构。

在空气中飞行时第一尾舵61和第二尾舵62展开全部翼面，以提供较高的舵效，在入水时大片面积的翼面第二尾舵62随复合折叠舵机的作动收入弹体外壳66的内部，设置第一尾舵61在弹体外部以降低所受阻力。

具体地，固体主装燃料52为复合金属镁药柱。

导弹在空中工作时，固体主装燃料52与携带的液体氧化剂在弹体内壳67内反应后，再与通过进气道1吸入的氧气(进气方向参考图1中A方向)在二次燃烧室54内进行二次燃烧。

导弹在水中工作时，固体主装燃料52与进水道2吸入的水(进水方向参考图1中B方向)直接于燃烧室53内反应产生燃气。

盖板11下的燃气出口38由燃气导管36与燃烧室53连接，在水中工作时燃烧室53内部分燃气由燃气导管36导出，经过燃气过滤器33、减压阀34、燃气流量调节装置35、电磁阀37后，从燃气出口38喷出与盖板11配合形成超空泡。水输送管路21内设置单向阀，以防止燃气逆流。

具体地，导弹主发动机具有两个工作模态：空气引射增益火箭模态和水冲压模态。在海平面超低空巡航时发动机使用空气引射增益火箭模态工作，在水下航行时使用水冲压模态工作，两种工作模态共用固体金属燃料和雾化器、燃烧室、喷管等装置，主装药在两态下均为端面燃烧。

在空气引射增益火箭模态下，发动机中共有两次燃烧过程。首先，氧化剂阀门开启后一部分由液体氧化剂输送管路513输送至雾化器514雾化喷出，与固体主装燃料52燃面接触进行一次燃烧，一部分液体氧化剂则通过药柱顶端的环形过滤网512和降压孔板521推动固体主装燃料52向后移动，以此补偿药柱燃面的退移距离，保证燃面和雾化器始终处于合适的相对位置。经过一次燃烧产生的燃气通过喷嘴56膨胀加速进入二次燃烧室54，与此同时，超声速气流从弹体头部进入进气道1(参考图1中A方向)，通过进气道1实现减速增压，使得从进气道1的出口进入二次燃烧室54的空气成为亚声速气流。引射空气中的氧气与一次燃气中的富燃气体在二次燃烧室54中再次燃烧，即为二次燃烧过程，随后完全反应的燃气在喷管55中膨胀加速喷出。

水冲压模态下，水从弹体头部的激波锥65尖端附近的进水道2流入进水道(参考图1中B方向)，与液体氧化剂输送管路513相通，一部分水引至雾化器514雾化喷出，与固体主装燃料52燃面接触进行燃烧，一部分水则通过药柱顶端的环形过滤网512和降压孔板521推动金属药柱向后移动，以此补偿药柱燃面的退移距离，保证燃面和雾化器始终处于合适的相对位置。完全燃烧的燃气经喷嘴56喷入喷管55再次膨胀加速喷出，推动导弹在水中航行。同时，电磁阀37打开，燃烧室53中的燃气由燃气导管36导出，经过燃气过滤器33、减压阀34、燃气流量调节装置35后，从燃气出口38喷出与盖板11配合形成超空泡，与打开的盖板11一同辅助高速航行的导弹在弹体周围形成稳定的超空泡。

综上所述，本发明提供一种空气与水冲压组合跨介质反舰反潜导弹，其包括：进气道、进水道、控制系统、战斗单元、推进系统、弹体单元，进气道、进水道位于弹体最前端，分别用于飞行过程中空气与航行过程中水的吸入，分别为推进系统提供工作时的氧化剂，在空中工作时进气道吸入的氧气与二次燃烧室中液体氧化剂和镁棒燃料未完全反应的燃气发生二次燃烧，在水中工作时进水道吸入的水直接与镁棒燃料发生反应产生推力；弹体尾部与一独立的固体火箭助推器连接，用于在发射初始阶段将导弹送入预定弹道；导弹激波锥位于弹体头部，并设有三组活动盖板，在空中飞行模态下，盖板闭合，此时激波锥为表面平滑外形为顶端尖锐的锥形，防止导弹在超声速飞行时头部前形成正激波，从而大大减小弹体头部的激波阻力；在水中航行模态下，盖板通过多轴步进电机控制展开，在盖板下分布有燃气出口有燃气流导出，与盖板一同引导超空泡的稳定形成；弹翼和尾舵在空中和水中工作时均采用不同形态，弹翼在空中飞行时位于弹体中部提供升力，进入水中前与弹体分离，尾舵在进入水中时经过变形使面积减小；进水道管路与液体氧化剂输送管路共用，均通向燃烧室；盖板下的燃气出口由燃气导管与燃烧室连接，在水中工作时燃烧室内部分燃气由所述燃气出口喷出与所述盖板配合形成超空泡。导弹利用固体火箭发动机助推起飞，经程序转弯和加速后达到预定巡航高度和巡航速度。随后抛离尾部助推器，主发动机开启空气引射增益火箭模态开始工作：导弹自身携带的液体氧化剂进入燃烧室与固体金属燃料进行一次燃烧，燃气经喷管进入补燃室与从弹体头部吸入的空气汇合，空气中的氧气与燃气中的大量富燃气体进行二次加力燃烧后从尾部大喷管加速膨胀喷出；近敌后导弹抛离弹翼，打开头部的燃气出口盖板，进入水中，同时将从燃烧室引至头部的燃气由出口向四周喷出，与打开的盖板一同辅助高速航行的导弹在弹体周围形成较为稳定的超空泡，水则由燃气出口前、位于超空泡区域外的尖端流入，引至燃烧室与金属燃料反应，此时发动机处于水冲压工作模态，直至命中目标触发战斗单元引信，对敌形成毁伤打击。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。