一种主动导向型导弹 一种主动导向型导弹，它属于对攻击型导弹和拦截型导弹的改进。
攻击型导弹一般以弹道导弹为主，弹道导弹一般是由火箭发动机将其推送到一定高度和速度后，弹头靠其惯性沿着预定弹道飞向目标的导弹。由于其飞行路线类似于炮弹的轨迹，故称为弹道导弹。弹道导弹具有射程远、精度高等特点，并且能够携带多弹头和大当量的核弹，是国防的重要威慑力量，也是敌方重点防御的对象。随着一些超级大国大力研究并已经开始部署弹道导弹防御系统，如国家导弹防御系统(NMD)和战区导弹防御系统(TND)，致使弹道导弹的威慑作用大大减弱。目前，导弹防御系统之所以能够防御弹道导弹，是因为弹道导弹具有精确的运动轨迹，导弹防御系统的天基红外卫星和指挥中心能够根据其助推火箭的红外辐射移动轨迹计算出弹道导弹的弹道，防御系统只要发射先进的拦截导弹，用其动能弹头就能够摧毁弹道导弹。于是，攻击方又研制了采用小动量机动技术变轨和多弹头分导技术的弹道导弹，但是现行的小动量机动变轨技术通常采用图4所示的径向推进方式，其机动性能并不理想，同时其推进器采用了会发出红外线辐射的热推进技术，多弹头分导的导弹推进器也是采用会发出红外线辐射的热推进技术，因此，即便攻击方发射这类先进的攻击导弹，导弹防御系统的天基红外卫星等探测器仍然能够发现攻击导弹变轨的情况并预测之后导弹地运动轨迹，防御方的导弹防御系统仍然可以发射带有高爆弹头的拦截导弹和使用更先进的反导弹激光防御系统来编织致密的防御网拦截这类攻击导弹。所以，到目前为止，尚无理想的方法来高效突破先进而致密的导弹防御系统(特别是将来加入了反导弹激光防御系统后的导弹防御系统)。
拦截型导弹是一种机动弹道的导弹，有常用的空对空、地对空或舰对空等导弹，通常采用如图3上图所示的被动型的飞翼导向装置，这种装置在高层空间将无法使导弹继续具备机动能力。反导弹系统中的拦截导弹在空气稀薄的高层空间也采用图4所示的径向推进方式使拦截导弹作机动飞行，其机动性能亦不尽人意。
导弹防御系统对我国国防能力的影响很大，特别是当敌方部署了先进的导弹防御系统后，会给我们的国家安全造成很大的威胁和压力。因此，如何撕开敌方导弹防御系统的防御网，同时建立我们自己的先进导弹防御系统，进一步树立我们的国防信心，是每个国民都关心的问题。本发明的目的就是提出一种撕开敌方导弹防御网和提高我方战略防御系统能力的方法。
本发明的目的是这样实现的：
如附图所示，本发明是在现行导弹弹头或弹体上采用特殊的弹壳结构2-1，同时增加了前导向矢量推进器及其控制机构2-4、后导向矢量推进器及其控制机构2-5、自动控制系统及其伺服机构2-6、目标特征对比选择精确制导控制系统2-7和能量储存罐及其控制机构2-8或其中的一部分。自动控制系统及其伺服机构2-6、根据预先设定好的程序以及目标特征对比选择精确制导控制系统2-7给出的信号或执行基地测控信号来控制前导向矢量推进器及其控制机构2-4、后导向矢量推进器及其控制机构2-5和能量储存罐及其控制机构2-8工作，实现导弹在空气稀薄或真空的高层空间仍然能够作机动飞行的目的。这样，导弹就能够实现图11和图12所示的飞行轨迹。如图2、图3、图7、图9和图10所示，当主动导向的导向矢量推进器与传统的被动型的飞翼导向装置结合，可以使本发明在重返大气层时充分利用被动型的飞翼导向装置在正常空气密度的环境中的机动性能，使主动导向的导向矢量推进器在高层空间真空或空气稀薄的环境中发挥最大作用，也可以在正常空气密度的环境中两者结合使导弹更具机动性。
本发明的外形如图1、图2和图3所示，其中：图1中的左图是现有的多级远程导弹，1是弹头；右图是采用本发明的多级远程导弹，2是弹头。图2中的左图是现有的短程导弹，右图是采用本发明的短程导弹。图3中的上图是现有被动的飞翼导向型空对空(机动)导弹，下图是采用本发明的能够攻击或拦截高层空间目标的导弹。
本发明弹壳2-1的结构，如图7所示，图中：2-1-1是反射(防)激光的涂层或反射激光和吸收电磁波的复合涂层，其作用是反射激光削减激光能量对弹体的作用，同时吸收电磁波使弹体具有“隐形”效果，同时，弹体形状还可以是按照“隐形”要求设计的，这样，形状按隐形设计的弹体加上涂覆或附着了耐高温(弹头或弹体重返大气层时会产生高温)、反射激光和吸收电磁波的复合材料的弹体，其隐蔽性更好。2-1-2是采用高强度、高导热并具有一定厚度的轻质材料制造的弹壳结构层，其作用是以最快的速度分散激光束照射点上聚集的热量并且抵抗在一定距离以外高爆弹头爆炸的冲击和弹片的打击。2-2-3是防震设计的弹壳层，其作用是减缓在一定距离以外高爆弹头爆炸对弹内装置的冲击，保护弹内装置按预定方案完成任务。
本发明的前导向矢量推进器及其控制机构2-4和后导向矢量推进器及其控制机构2-5如图6、图7、图8和图9所示：前导向矢量推进器及其控制机构2-4包含推进器整流罩2-4-1、从动曲柄(或齿轮)2-4-2、曲柄轴及键2-4-3和曲柄销2-4-4等组成，当自动控制系统及其伺服机构2-6通过伺服曲柄(或齿轮)2-6-2控制前导向矢量推进器及其控制机构2-4时，前导向矢量推进器及其控制机构2-4作α角度的摆动，当能量储存罐及其控制机构2-8在自动控制系统及其伺服机构2-6指令下同时工作时，前导向矢量推进器及其控制机构2-4可调节导弹的飞行姿态。后导向矢量推进器及其控制机构2-5的结构和工作原理与前导向矢量推进器及其控制机构2-4相同，其工作的摆动角度为β。α和β的角度变化一般在0°～180°之间，其中一端的导向矢量推进器可以固定在0°，以配合另一端导向矢量推进器工作；也可以是前端和后端的导向矢量推进器均能够在0°～180°之间摆动，两端协同工作。导向矢量推进器及其控制机构中的导向矢量推进器可以采用图6和图7所示的压缩气体等作为动力的冷推进器，图6中的2-5-2是压缩气体推进器的压力罐、2-5-3是喷嘴、2-5-4是电控阀(它受自动控制系统及其伺服机构2-6控制)，图7中的2-4-5是压缩气体喷管。导向矢量推进器也可以采用图8所示的液体火箭推进器(热推进器)，图8中的2-4-5是液体燃料输送管；导向矢量推进器还可以采用图9中2-4和2-5所示的固体火箭推进器(热推进器)。这里特别推荐压缩气体等作为动力的冷推进器，也包括将冷推进器应用于图4中的径向推进器。虽然以压缩气体等的单位体积或单位重量储存的能量不及液体或固体燃料大，但是仅作为导弹飞行姿态调节用的动力，一定容积的压缩气体所能够储存的能量足够在相当长的时间和距离内调节导弹的飞行姿态，尤其是压缩气体作功(喷放气体)时具有会吸收热量，而不会产生热辐射的特性，所以它是一种冷推进器，冷推进器结合按照“隐形”要求设计的导弹弹体并涂覆反射激光或反射激光和吸收电磁波的复合涂层，则导弹作机动轨道飞行时，几乎能够使敌方的任何侦查手段失效，因此，能够机动飞行并且真正具有“隐形”功能的攻击导弹，可以突破敌方任何防御系统的防御。
为了使导弹有足够的能量来保证导向矢量推进器在足够长的时间和距离内准确调节导弹的飞行姿态，在弹体内设置能量储存罐及其控制机构2-8，如图8所示：能量储存罐及其控制机构2-8由能量储存罐2-8-1和电控阀2-8-2等组成，其中电控阀2-8-2是受自动控制系统及其伺服机构2-6控制的。其中，根据不同的推进器，能量储存罐内可以储存压缩气体，也可以储存液体燃料。
自动控制系统及其伺服机构2-6可以通过预编程序和目标特征对比选择精确制导控制系统2-7给出的信号或基地测控信号，调节前、后导向矢量推进器的矢量(推力和角度)。根据实验结果而预先编制的控制程序可以控制导弹机动飞行并准确命中预定目标；目标特征对比选择精确制导控制系统2-7给出的信号可以引导导弹精确命中目标；同时，当导弹只采用预编程序和目标特征对比选择精确制导控制系统2-7给出的信号引导时，可以将导弹内的控制系统置于一个高度屏蔽的容器里，这样，即使卫星定位系统(GSP)失效或者在敌方高强度电磁脉的打击和干扰下，本发明仍然能够精确命中目标。
目标特征对比选择精确制导控制系统2-7是一种根据预先获得的，在不同高度和环境中预定目标周围的可见光特征、红外特征、电磁辐射特征、周围场景特征等特征资料，通过该系统的计算机对比导弹飞行过程中在不同环境、不同高度侦查到的现场资料，智能引导导弹选择攻击目标的系统。只要备有充分而准确的预定目标资料和足够的抗干扰措施，该系统能够在一定的距离内引导导弹精确命中目标。
由于采用上述方案，本发明可以实现：机动飞行并精确攻击敌方目标；在高层或外层空间拦截敌方目标；高效攻击或拦截敌方的移动目标。从而使我方能够撕开敌方的导弹防御网并建立我们高效的防御系统，粉碎敌方的陆、海、空优势和导弹防御系统的讹诈。
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
图1是多级远程导弹应用本发明前后的外形对照图，其中的左图是现有的多级远程弹道导弹，1是弹头；右图是采用本发明的多级远程导弹，2是弹头。
图2是短程导弹应用本发明前后的外形对照图，其中：左图是现有的短程弹道导弹，图中：1-1是弹体、1-2是前固定翼、1-3是后固定翼；右图是采用本发明的短程导弹，图中：2-1是弹体、2-2是前导向翼、2-3是后导向翼、2-4是前导向矢量推进器、2-5是后导向矢量推进器、α是前导向翼和前导向推进器的机动摆角、β是后导向翼和后导向推进器的机动摆角。
图3是机动型导弹应用本发明前后的外形对照图，其中的上图是现有被动的飞翼导向型空对空(机动)导弹，图中：1-1是弹体、1-2是被动导向的前机动导向翼、1-3是后固定翼、1-5是后矢量推进器、β是后矢量推进器的可调节角度，β＜180°；下图是采用本发明而具有自主导向功能、能够攻击或拦截高层空间目标的导弹，图中：2-1是弹体、2-2是前导向翼、2-3是后固定翼、2-4是前导向推进器、2-5是后矢量推进器、α是前导向翼和前导向推进器的机动摆角、β是后矢量推进器的可调节角度。
图4是现有的变轨弹头的构造图，图中：1-1是弹体、1-5是径向热推进器、1-6是燃料罐。当1-5采用本发明的冷推进器时、1-6则是压缩气体罐，此时的变轨弹头将具备隐形变轨的条件。
图5是现有远程弹道导弹弹头的示意图，图中：1-1是弹头的弹体。
图6是本发明导向矢量推进器采用压缩气体推进器的弹头结构示意图，图中：2-1是弹体，2-4是前导向推进器、2-4-1是前推进器的整流罩兼压缩气体罐的外壳、2-4-2是从动曲柄、2-4-3是推进器摆动轴及键、2-4-4是连接销，2-5是后导向推进器、2-5-1是后推进器的整流罩兼压缩气体罐的外壳、2-5-2是压缩气体罐、2-5-3是推进器压缩气体喷嘴、2-5-4是电控阀，2-6是自动控制系统及其伺服机构、2-6-2是自动控制系统及其伺服机构的主动拨叉，2-7是目标特征对比选择精确制导控制系统，α是前导向推进器的机动摆角，β是后导向推进器的机动摆角。
图7是本发明导向矢量推进器采用压缩气体推进器并带有机动导向翼的弹头结构和弹壳结构示意图，图中：2-1是弹壳、2-1-1是弹壳的涂覆层、2-1-2是弹壳的防护结构层，2-2是前导向翼，2-3是后固定翼，2-4是前导向推进器，2-5是后矢量推进器，α是前导向翼和前导向推进器的机动摆角，β是后矢量推进器的可调节角度，2-8-1是压缩气体储存罐、2-8-2是电控阀。
图8是本发明导向矢量推进器采用液体火箭推进器并且不带机动导向翼的弹头结构和弹壳结构示意图，图中：2-1是弹壳，2-4是前导向推进器、2-4-5是液体燃料导管，2-5是后矢量推进器，α是前导向推进器的机动摆角，β是后导向推进器的可调节角度，2-6是自动控制系统及其伺服机构、2-6-2是自动控制系统及其伺服机构的主动拨叉，2-7是目标特征对比选择精确制导控制系统，2-8是液体燃料储存罐及其控制机构、2-8-1是液体燃料储存罐、2-8-2是电控阀。
图9是本发明导向矢量推进器采用固体火箭推进器并带有机动导向翼的弹头结构和弹壳结构示意图，图中：2-4是前导向固体火箭推进器，2-5是后导向固体火箭推进器，α是前导向翼和前导向固体火箭推进器的机动摆角，β是后矢量推进器的可调节角度。
图10是采用本发明的两级自主导向型导弹，图中：2-1是一级弹体、2-2是一级前导向翼、2-3是一级后导向翼、2-4是一级前导向矢量推进器、2-5是一级后导向矢量推进器、α是一级前导向翼和前导向推进器的机动摆角、β是一级后导向翼和后导向推进器的机动摆角；2′-1是末级弹体、2′-2是末级前导向翼、2′-3是末级后导向翼、2′-4是末级前导向矢量推进器、2′-5是末级后导向矢量推进器、α′是末级前导向翼和前导向推进器的机动摆角、，β′是末级后导向翼和后导向推进器的机动摆角。
图11是导弹的飞行轨迹图，图中A→B和B→D的虚线是弹道导弹的飞行轨迹，A点是我方导弹发射基地，A→B段为火箭助推段，B→D的虚线是弹头的惯性飞行阶段，D是被攻击的目标，由于弹道导弹的精确飞行轨迹，很容易在B→D的虚线段被反导弹防御系统的拦截导弹拦截。A→B→C以及C→D、C→E和C→F是本发明的机动飞行轨迹，A点是我方导弹发射基地，A→B段为火箭助推段，B→C本发明的机动飞行阶段，D、E、F点是被攻击目标；本发明可以在C点开始，由目标特征对比选择精确制导控制系统2-7引导精确命中预定的目标D、E或F，而拦截导弹无法拦截作机动飞行并且具有隐形功能的自主导向型导弹，。图中：D、E是地面目标，F是水面目标。
图12是本发明在我方天基红外卫星和侦查卫星的协助下，拦截敌方隐形飞机、摧毁敌方预警飞机等飞行器，攻击敌方水面和水下的移动目标的示意图。图中：曲线是本发明的飞行轨迹、A点是我方导弹发射基地，T为我方的天基红外探测卫星或侦查卫星，A→B段为火箭助推段，B→C段为搜寻目标的机动飞行阶段，C→F、C→G段为目标特征对比选择精确制导控制系统引导精确制导阶段；C→H、C→I为末级自主导向型导弹在目标特征对比选择精确制导控制系统引导精确阶段，F是水面移动目标、G是水下移动目标、H是预警飞机、I是隐形飞机。
本发明的应用说明
本发明的攻击型导弹利用了弹道导弹推进器的推力以及弹头或弹体飞行的惯性结合本发明提出的矢量导向推进器的主动导向功能，在预先设定程序的控制下，弹头(战斗部)沿主弹道的周围作三维方向的任意幅度的摆动(包括直线和方向、振幅不确定的曲线、正向或反向的螺距和直径不确定的螺旋线等)，使敌方导弹防御系统拦截导弹的动能弹头丧失预期的功能。若采用无红外辐射的矢量导向冷推进装置，结合特殊的高强度和高导热弹壳材料、反激光以及吸收电磁波的涂覆层和防震结构，能够使敌方导弹防御系统的侦查系统(天基红外卫星和预警雷达等探测器)无法探测、追踪，导弹防御系统发射的带高爆弹头的拦截导弹和激光也无法拦截(其中，激光反导弹系统发射的激光束无法以足够的时间聚焦在攻击导弹的同一点，同时攻击导弹的防护层会很快将激光照射点聚集的热量散发)，从而使敌方最先进的导弹防御系统也无法达到预期效果。由于主动导向型导弹具有良好的机动性，它还可以结合先进的目标特征对比选择控制系统来精密制导，能够在卫星定位系统(GSP)失效和无人工测控的情况下自动控制和引导弹头精确命中敌方目标(发射后不管)。同时，由于其控制系统能够不接收外界指令而“自行其是”，因此该系统可以置于高度屏蔽的容器内，致使敌方的电磁脉冲对本发明的打击和干扰失效。
本发明应用在反导弹系统中的拦截导弹时，它利用拦截导弹推进器的推力以及弹头飞行的惯性和被动型的飞翼导向装置，结合本发明的矢量推进装置主动导向功能共同作用，使拦截导弹弹头在高层空间真空或空气稀薄的环境中仍然具有较高的机动性和可控制性，避免了采用飞翼被动导向的拦截导弹在高层空间真空或空气稀薄的环境中机动性差和可控性差的缺点。因此，本发明能够使拦截导弹拦截高层空间目标的功能大大提高，这种拦截导弹还可以高效率地拦截敌方卫星；当拦截导弹的主动导向矢量推进器采用无辐射的矢量导向冷推进器时，则拦截敌方卫星更具隐蔽性。
本发明还能够在我方天基红外卫星和侦查卫星的协助下，拦截敌方隐形飞机、摧毁敌方预警飞机等飞行器和陆地、水面及水下的移动目标。其原理是：当我方天基红外卫星和侦查卫星发现敌方陆地、水面及水下的移动目标时，我方基地向移动目标的大致方位发射本发明的攻击导弹，攻击导弹机动飞行到达目标上空搜寻，利用本发明中的目标特征对比选择控制系统来精确制导命中陆地上、水面及水下的移动移动相对缓慢目标。当我方侦查卫星发现敌方隐形飞机、预警飞机等快速移动的目标时，我方基地向这些目标的大致方位发射图10所示的多级自主导向型导弹，自主导向型导弹到达目标上空在图10中的B-C段搜索目标，当自主导向型导弹在C点发现目标后，两级自主导向型导弹分离，末级自主导向型导弹能够在目标特征对比选择控制系统的引导下，精确命中目标；这种方法相当于我方飞行器在制高点搜寻敌方飞行器，并向敌方飞行器发射空对空导弹；若要隐蔽地精确命中目标，除本发明的导向矢量推进器采用冷推进器外，其主推进器也可以采用冷推进器。尤其是搜寻和拦截敌方的隐形飞机，只能在隐形飞机的后上方才有可能发现其弱的红外信号踪迹，自主导向型导弹的目标特征对比选择控制系统也只有在隐形飞机的后上方才能追踪其微弱的红外特征信号，而在较近的距离就可以追踪隐形飞机的可见光特征信号和红外特征信号，并根据这些特征信号引导导弹精确命中目标，而一般的战机是无法顺利地到达相对隐形飞机而言的制高点；同时，用自主导向型导弹拦截敌方隐形飞机是一种非人员接触的拦截，不会造成我方人员伤亡。另外，敌方的预警一般都处于我方现有空对空导弹或地(舰)对空导弹的射程之外，并且有强大的机群和导弹防御系统保护，我方战机亦无法顺利到达攻击敌方预警飞机的有效射程内。因此，只有利用自主导向型导弹才能达到拦截并摧毁敌方隐形飞机和预警飞机的目的，而且都是非人员接触的拦截。
实施本发明相对于部署国家导弹防御系统和建立海陆空战略优势而言，具有技术简单、投资省、见效快等特点，并且能够促进我们建设完备的战略防御系统和海陆空的战略优势。
综上所述，本发明的各项功能足以使我们以较低的成本和较快的速度建设强大的威慑力量和有效的防御系统，这对保卫我国的建设成果、促进祖国和平统一，以及避免战争和维护世界和平来说，是至关重要的。