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带有减速装置的全向反斜面导弹，以40毫米火箭筒作为发射平台，如图3所示，该全向反斜面导弹包括制导组件1、弹载控制模块2、战斗部3、斜置喷管增速发动机4、电动舵机5、减速装置6、飞行发动机7、尾翼组件8及发射发动机9。

本实施例中制导组件1采用惯性制导体制，由惯性导航器件和引信组成，安装于导弹头部。惯性制导器件包含加速度测量装置、姿态测量装置以及位置解算装置，加速度测量装置可以敏感导弹弹体运动的加速度；姿态测量装置可以敏感导弹弹体运动的姿态和姿态变化率；位置解算装置可以根据导弹弹体加速度和姿态积分解算得到导弹弹体的位置信息。制导组件1将导弹的运动信息发送给弹载控制模块2。

弹载控制模块2由无线装定接收模块、弹上计算机及弹上电源组成。其中无线装定接收模块用于射击前接收地面简易火控装定器模块无线传输的地磁基准、目标位置信息、海拔高度信息、气象条件信息和星历数据以及地面简易火控计算出的火箭筒射角、射向等信息。弹上计算机进行平台工作流程管理，并根据制导组件1传输的导弹位置信息和姿态信息进行解算，规划飞行弹道、生成控制指令，将生成控制指令发送给电动舵机5。弹上电源采用热电池，利用发射过载激活，用于为弹上电气系统供电。

除实施例中采用惯性制导体制外，也可采用卫星制导、激光半主动制导、电视制导以及红外制导。当采用其他制导体制时，弹载控制模块2中还需加入姿态测量元件。

战斗部3由安保机构、导爆管和战斗部本体组成。

如图7所示，斜置喷管增速发动机4包括燃烧室底10、点火具Ⅰ11、发动机壳体12和推进剂13。燃烧室底10与发动机壳体12通过螺纹连接，将发动机壳体12的开放端封闭，与发动机壳体12的内腔共同构成一个封闭的燃烧室。推进剂13位于燃烧室底10与发动机壳体12内腔共同构成的燃烧室内，当点火具Ⅰ11将其点燃后，其燃烧时产生的燃气通过发动机壳体上的四个喷管喷出，为导弹的姿态调整阶段和攻击阶段增速。发动机壳体12为一个圆柱形壳体，腔体内用于放置推进剂13；发动机壳体12外圆周设有四个斜置喷管，这四个斜置喷管的布局与电动舵机5的四个舵片相位一致，且斜置喷管的喷口朝向电动舵机5的四个舵片。当斜置喷管增速发动机4工作时，点火具Ⅰ11将推进剂13引燃，推进剂13在燃烧室内燃烧并产生燃气，燃气从发动机壳体12的四个斜置喷管中喷出，该燃气作用在电动舵机5的舵片上，当电动舵机5的舵片动作时，就会产生控制力调整导弹弹体姿态，同时，喷出的燃气产生推力为导弹进行增速。

如图8所示，减速装置6采用减速伞方案，包括连接筒14、点火具Ⅱ15、密封盖Ⅰ16、分离火药Ⅰ17、压簧Ⅰ18、减速伞舱壳体19、推板Ⅰ20、螺钉21、减速伞22、连接螺柱23、连接盖24、分离火药Ⅱ25、密封盖Ⅱ26和点火具Ⅲ27。

连接筒14为一端开放、一端封闭的圆筒，封闭端具有台阶面，台阶端外圆周为螺纹面，用于与电动舵机5连接，封闭端设有分离药室Ⅰ，分离药室Ⅰ与圆筒内部连通；开放端端口设有圆环凸台，圆环凸台内表面设有螺纹，用于与减速伞舱壳体19连接，圆环凸台内侧端面设有锯齿切角，在一定压力下，锯齿切角处断裂，称之为剪切键。分离火药Ⅰ17和点火具Ⅱ15位于连接筒14端面的分离药室内，密封盖Ⅰ16螺纹连接在连接筒14封闭端，将分离药室Ⅰ对外封闭。

如图9所示，减速伞舱壳体19一端开放、一端封闭的圆筒，封闭端外圆周具有一个外壁为螺纹面的圆柱台，用于与连接筒14连接；开放端外圆周沿径向设有四个光孔，用于与连接盖24连接；中部沿径向设有四个螺钉孔，用于固定减速伞22的伞绳。压簧Ⅰ18的一端与减速伞舱壳体19封闭端内壁固定，另一端与推板Ⅰ20固定。减速伞22折叠后置于推板Ⅰ20上，其伞绳通过螺钉21固定于减速伞舱壳体19上，螺钉21与减速伞舱壳体19的四个螺钉孔配合。

如图10(a)所示，连接盖24为一个带有台阶的圆柱体，其具有大径段和小径段；小径段沿径向开有四个圆柱形光孔，当连接盖24与减速伞舱壳体19配合时，这四个光孔与减速伞舱壳体19上的四个光孔同轴；小径段的各孔底部内均有一个圆柱形台阶孔，台阶孔内壁为螺纹面，用于与连接螺柱23固定，四个圆柱形光孔在连接盖24内部汇聚相通，在圆柱形光孔处的径向剖视图如图10(b)所示；连接盖24沿轴向开有一个圆柱形分离药室Ⅱ，分离药室Ⅱ与四个圆柱形光孔贯通，分离火药Ⅱ25和分点火具Ⅲ27置于分离药室Ⅱ内，分离药室Ⅱ后部通过密封盖Ⅱ26密封；分离药室Ⅱ的腔体上设有锯齿切角，称之为剪切键，在一定压力下，锯齿切角处断裂实现连接盖与所连部件的分离。

连接盖24大径段端面开有螺纹孔，用于连接飞行发动机7。

连接螺柱23为一个三段直径不等的圆柱体，上部圆柱直径最大，配合时压紧于减速伞舱壳体19；中部为光面圆柱，用于约束减速伞舱壳体19与连接盖24的轴向移动；下部为螺纹面圆柱，其直径略小于中部的光面圆柱，其用于与连接盖24的台阶孔内壁配合，使减速伞舱壳体19与连接盖24实现固定。

减速装置6的工作原理为：当导弹处于勤务状态以及发射后未进入减速阶段时，连接筒14与减速伞舱壳体19端面相连；连接盖24与减速伞舱壳体19相连，将减速伞22压装在推板Ⅰ20与连接盖24内壁之间，压簧Ⅰ18处于压缩状态。当导弹飞行至指定高度和距离时，分点火具Ⅲ27点燃分离火药Ⅱ25，其产生的燃气使由连接螺柱23的下端面、密封盖Ⅱ26以及连接盖24的分离药室Ⅱ构成的密闭腔体内压力急剧上升，该压力超过剪切键的应力阈值后剪切键被剪断，此时连接螺柱23失去与连接盖24的固定，在燃气压力作用下被推离连接盖24、减速伞舱壳体19；由于连接螺柱23被推出，减速伞舱壳体19与连接盖24失去固定；在此条件下，减速伞舱壳体19内的压簧Ⅰ18推动推板Ⅰ20和减速伞22，进而将连接盖24推离减速装置6，实现导弹前部和后部的分离；同时减速伞22被推出减速伞舱壳体19，在空气的作用下减速伞22被打开，对导弹进行减速。弹体减速后，当制导组件1中的惯性器件敏感的弹体姿态满足弹体头部朝向下时(如果采用除惯性制导外的其他制导体制，弹体姿态由弹载控制模块2中的姿态测量元件测得)，连接筒14中的点火具Ⅱ15将分离火药Ⅰ17点燃，其产生的燃气在由密封盖Ⅰ16、连接筒14以及减速伞舱壳体19端面组成的分离药室Ⅰ内聚集，同时使分离药室Ⅰ腔体内的压力急剧上升，该压力超过连接筒14的剪切键的应力阈值后剪切键被剪断，由于减速伞舱壳体19通过螺纹与连接筒14的剪切键连接，在剪切键被剪断后，减速伞舱壳体19与连接筒14分离，实现导弹对减速装置6减速部分的抛离。

飞行发动机8用于在弹体平台发射后为导弹提供一级增速，在不要求精度发射时，射程可达到1500m。

尾翼组件9设置在导弹的飞行发动机8与发射发动机10之间，由尾杆和尾翼组成，用于稳定弹体飞行姿态及提供离筒转速。

发射发动机10设置在导弹尾部，用于将导弹以一定的初速和方向发射出40毫米火箭筒。40毫米制式火箭弹的发射系统也可用作本发明的发射系统，替代发射发动机10。

本实施例的整体工作过程如下：

工作时，射手进入阵地后依据上级指挥系统的指示利用简易火控装定器模块向导弹装定地磁地理基准信息、目标位置信息、气象条件信息和星历数据、海拔高度信息以及简易火控计算出的射角、射向。完成以上操作后，射手将全备弹装入火箭筒，将火箭筒置于肩上，通过火箭筒观瞄装置将发射角度调整到设定范围，并激活制导组件1，完成惯性导航器件的初始对准。接着射手扣动扳机点燃发射发动机9，发射发动机9点燃后推动弹体加速至预定速度，导弹进入投放阶段向目标对面飞行，如图1、图2所示；出炮口约0.5s后，热电池正常稳定工作；飞行过程中，飞行发动机8为导弹的投放阶段提供动力，制导组件1实时解算弹体的实时位置、姿态等运动状态；当导弹飞行至预定位置后，减速装置6的点火具Ⅲ27点燃分离火药Ⅱ25，使导弹从减速装置6部分起弹体后部的飞行发动机7、尾翼组件8以及发射发动机9分离，同时减速伞22被推出并张开，导弹迅速实现减速，导弹进入减速阶段，如图5所示；当导弹弹体减速后弹体姿态变为头部朝下时，减速装置6中的连接筒14中的点火具Ⅱ15将分离火药Ⅰ17点燃，在燃气作用下减速伞舱壳体19与连接筒14分离，实现对减速装置6减速部分的抛离，导弹以如图4所示的状态进入姿态调整阶段。进入姿态调整阶段后，斜置喷管增速发动机4的点火具Ⅰ11点燃推进剂13；推进剂13被点燃后，其产生的燃气作用在电动舵机5的舵片上，产生控制力使弹体将姿态调整为朝向目标方向；该燃气还具有加速导弹的作用。弹体在进入攻击阶段后，制导组件1继续工作，持续解算出弹体的运动信息；弹上计算机在接收到弹体空间位置信息和姿态测量装置输出的姿态信息后，生成控制指令；控制指令传输给电动舵机5，控制弹体沿规划弹道飞行直至命中目标。

采用减速板30作为减速方案的另一实施例如下：

由于减速板方案与减速伞方案采用的减速装置对弹体前部和后部的接口是一致的，因此减速板方案的弹体其他部件与减速伞方案弹体对应部件是一样的，不同之处仅在于减速装置6的结构，在此仅介绍减速板方案的减速装置6结构。

如图11所示，减速装置6包括连接筒14、点火具Ⅱ15、密封盖Ⅰ16、分离火药Ⅰ17、减速板舱壳体28、压簧Ⅱ29、转轴、减速板30、推板Ⅱ31、连接螺柱23、连接盖24、密封盖Ⅱ26、点火具Ⅲ27和分离火药Ⅱ25。

如图12(a)所示，减速板舱壳体28为一端开放、一端封闭的圆筒，封闭端与连接筒14固连，开放端外圆周沿径向有四个光孔，用于与连接盖24连接；压簧Ⅱ29的一端与减速板舱壳体28封闭端内壁固定，另一端与推板Ⅱ31固定。推板Ⅱ31由一根连杆将两个圆板连为一体的结构件，其中一个圆板外表面间隔均布四个轴向锁定销，该锁定销用于插入减速板30上径向伸出杆的通孔里。

减速板30共有四个，每个形状为四分之一圆柱薄壁壳体，其内壁与减速板舱壳体28中部外壁形状贴合；减速板30根部具有连接臂，连接臂上开有通孔，通过转轴安装在减速板舱壳体28上；减速板30设有径向伸出杆，与减速板30垂直，径向伸出杆上开有通孔，当减速板30处于折叠状态时，推板Ⅱ31上的轴向锁定销可插入径向伸出杆的通孔中。

减速板舱壳体28中部直径小于两端，四个减速板30通过转轴转动连接在中部外圆周，贴合在外圆周面，折叠状态下，减速板30外表面与连接筒14外表面平齐，在轴接处均有扭簧，扭簧套装在转轴上，中部轴接处沿轴向正对开有减速板槽，该槽可保证减速板连接臂在折叠时穿过并提供转动空间，同时减速板30的径向伸出杆伸入减速板舱壳体28内与推板Ⅱ31的轴向锁定销卡合，限制减速板30的转动。

连接筒14、点火具Ⅱ15、密封盖Ⅰ16、分离火药Ⅰ17、连接盖24以及连接螺柱23的结构与减速伞方案对应部件结构相同。

减速装置6的工作原理为：当导弹处于勤务状态以及发射后未进入减速段时，连接筒14与减速板舱壳体28端面相连；连接盖24与减速板舱壳体28相连；通过推板Ⅱ31使压簧Ⅱ29被压缩；减速板30折叠于减速板舱壳体28上，且推板Ⅱ31的轴向锁定销插入减速板30的径向伸出杆中。当弹体飞行至指定高度和距离时，分点火具Ⅲ27点燃分离火药Ⅱ25，其产生的燃气使由连接螺柱23的下端面、密封盖Ⅱ26以及连接盖24的分离药室Ⅱ构成的密闭腔体内压力急剧上升，该压力超过剪切键的应力阈值后剪切键被剪断，此时连接螺柱23失去与连接盖24的固定，在燃气压力作用下被推离减速板舱壳体28与连接盖24；由于连接螺柱23被推出，减速板舱壳体28与连接盖24失去固定；在此条件下，减速板舱壳体28内的压簧Ⅱ29推动推板Ⅱ31，进而将连接盖24推离减速装置6，实现导弹弹体前部和后部的分离；同时推板Ⅱ31的轴向锁定销从减速板30的径向伸出杆抽出，减速板30失去锁定，其在扭簧力的作用下展开到位，增大弹体的阻力面积，对弹体进行减速，如图6所示。弹体减速后，当制导组件1中的惯性器件敏感的弹体姿态满足弹体头部朝向下时(如果采用除惯性制导外的其他制导体制，弹体姿态由弹载控制模块2中的姿态测量元件测得)，连接筒14中的点火具Ⅱ15将分离火药Ⅰ17点燃，其产生的燃气在由密封盖Ⅰ16、连接筒14以及减速板舱壳体28端面组成的密闭腔体内聚集，同时使腔体内的压力急剧上升，该压力超过连接筒14的剪切键的应力阈值后剪切键被剪断，由于减速板舱壳体28通过螺纹与连接筒14的剪切键连接，在剪切键被剪断后，减速板舱壳体28与连接筒14分离，实现弹体对减速装置6减速部分的抛离。

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。