CN112197654A - 基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹 - Google Patents
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Abstract
一种基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹，它包括主壳与弹体，所述的主壳一头设有激光照射器，所述主壳一头的内壁体上至少设有四个凹槽，所述主壳两侧的居中段均设有侧翼，所述的主壳另一头***均匀设有四个尾翼，所述主壳内的前部为弹体仓，所述主壳内的中间为燃料仓，所述主壳内的后部为动力仓，所述主壳一头内壁体的每个凹槽内均设有弹体，所述弹体仓内的前部设有制导***，所述的燃料仓内设有燃料箱，所述的燃料箱内装有固体燃料，所述的动力仓内设有发动机；本拦截导弹的弹体一可对来袭目标进行全方位、立体式合围撞击；二能通过无线联网实施分工拦截多个目标。
Description
技术领域
本发明涉及一种军事领域，尤其涉及一种基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹。
背景技术
中段反导属于弹道导弹防御***的一部分，其是对脱离导弹弹体后尚未进入大气层、处于太空真空飞行状态的来袭弹头进行拦截；按照目前的防御设想，每一枚陆基拦截导弹都是藏匿在地下发射井中，在与雷达网络连接后，并可持续不断地扫描来自全球范围内的威胁，如果探测到敌方的导弹来袭，则陆基反导指挥中心就会下达发射命令，拦截导弹在飞行过程中可接受卫星与雷达的信息，并能随时修正跟踪路线，在撞击前的100秒内，则拦截导弹的红外探测器就会自行打开，并对来袭的弹道导弹实施跟踪。
当前的反导***一般是采用一对一的方式对来袭导弹进行拦截，也就是说，当卫星或雷达探测到敌方导弹时，则陆基反导指挥中心就会下达反导命令，基地接到命令后，则会发射与敌方攻击导弹数量相同的拦截导弹。随着航天航空科技的不断进步，而弹道导弹的突防技术也有了长足的发展，因此，现有一对一的反导拦截模式已不能满足国土防御的实际需要，换句话说，如一对一拦截出现偏差时，则敌方的导弹就会直接进入内线防御纵深；尤其是，突袭的导弹一旦超出所探测的数量与预计的突防性能，这就会给反导拦截带来很大的困难。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹，该拦截导弹一旦到达所设定的太空真空时，则其主壳就会即刻分离，当所述的主壳分离脱落后，则其内部的每个弹体会在同一时间启动动力***，并对来袭的导弹进行合围拦截并撞击。
本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：包括主壳与弹体，所述的主壳一头设有激光照射器，所述的主壳另一头为开口，所述的主壳为碳/环氧蒙皮和铝蜂窝夹芯结构，所述的主壳纵向分开成两半，所述的主壳两头***均由一个箍带箍紧后，并再由锁销固定，所述的箍带由耐高温的复合材料制成，所述主壳一头的内壁体上至少设有四个凹槽，所述主壳对应的两侧居中段分别设有一个侧翼，所述的主壳一头下侧设有气道盒，所述的气道盒后侧设有开口，所述的主壳另一头***均匀设有四个尾翼，其中两个尾翼一头的主壳外侧分别设有一个凹槽；所述主壳内的前部为弹体仓，所述主壳内的中间为燃料仓，所述主壳内的后部为动力仓，所述弹体仓内的前部设有制导***，所述的弹体仓与燃料仓之间由隔板隔断，所述的燃料仓内设有燃料箱，所述的燃料箱内装有固体燃料，所述的燃料箱与主壳内壁体之间由纤维材料填充，所述的动力仓内设有发动机，所述发动机一头的燃料进口由接管连通燃料箱一头的接口，所述的发动机后部***与主壳内壁体之间由纤维材料填充，所述动力仓内的一头底部设有进气口；所述弹体仓内壁体的每个凹槽内均设有弹体，所述每相邻两个弹体之间的空区与弹体围住的空区内均填充有纤维材料，所述的激光照射器由电路连接制导***的信息输入端，所述的发动机由电路连接制导***的电源输出端；所述的每个弹体均由壳体、发动机A与燃料箱A组成，所述的每个壳体均由合金钢材料制成，所述的每个壳体一头前部均设有激光照射器A与用于电磁波穿过的圆洞，所述的每个壳体另一头下侧均设有带进气开口的气道盒A，所述的每个壳体后侧外沿均匀设有四个尾翼A，所述的每个尾翼一头均是由连接体连接在对应处壳体的后侧外沿；所述的每个壳体后侧均设成开口，所述每个壳体内的前部均为炸弹仓，所述每个壳体内的中间段均为燃料仓，所述每个壳体内的后部均为动力仓，所述每个壳体的炸弹仓内均设有炸弹箱，所述的每个炸弹箱内均装有炸弹，所述的每个炸弹箱与对应处壳体内壁体之间均由纤维材料填充，所述每个炸弹箱的一头外侧分别设有计算机与蓄电池，所述每个炸弹仓的一边内壁体上均设有引爆器，所述每个炸弹仓内的前部均设有制导***A，所述每个壳体的燃料仓内均设有燃料箱A，所述的每个燃料箱A内均装有固体燃料，所述的每个燃料箱A与对应处壳体内壁体之间均由纤维材料填充，所述每个壳体的动力仓内均设有发动机A，所述每个动力仓内的一头底部均设有进气口，所述每个发动机A一头的燃料进口均由接管连通对应处燃料箱A一头的接口，所述两个箍带一边的锁销上均设有分离冲量装置，所述主壳两侧后部的凹槽内分别设有火箭助推器。
附图说明
图1为本发明的主壳外部结构图。
图2为本发明的主壳内部示意图。
图3为本发明的弹体安装示意图。
图4为本发明的弹体外部示意图。
图5为本发明的弹体内部结构图。
图6为本发明的整体平面示意图。
图7为本发明的弹体立体拦截示范图。
图8为本发明的弹体多目标拦截示范图。
其中；1、主壳；2、激光照射器；3、凹槽；4、侧翼；5、气道盒；6、尾翼；7、发动机；8、燃料箱；9、制导***；10、弹体；11、壳体；12、激光照射器A；13、气道盒A；14、尾翼A；15、发动机A；16、燃料箱A；17、炸弹箱；18、蓄电池；19、计算机；20、引爆器；21、制导***A；22、火箭助推器；23、分离冲量装置；24、目标弹；
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步描述，以使本发明的目的及优点更加明白。应当理解，此处描述的具体实施方式仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。
图1中，所述的主壳1为圆柱形，所述的主壳1前部设成圆锥形，所述主壳1一头的尖体上设有激光照射器2，所述的主壳1另一头为开口，所述的主壳1纵向分开成两半，所述的主壳1两头***均由一个箍带箍紧后，并再由锁销固定，主壳1一头的内壁体上至少设有四个与弹体10一侧***相匹配的弧形凹槽3，所述的每个凹槽3均是由里往外凹成，所述主壳1对应的两侧居中段分别呈水平状设有便以导弹水平飞行的侧翼4，所述的每个侧翼4一边外侧均是由焊接固定在主壳1一边外侧的居中段，所述主壳1的一头下侧设有气道盒5，所述的气道盒5后侧为开口，当导弹离地升空时，则外面的空气就会通过气道盒5的内部空腔，并再进入动力仓内，所述的主壳1另一头***均匀设有四个便以导弹转向飞行的尾翼6，其中两个尾翼6一头的主壳1外侧分别设有用于安装火箭助推器22的弧形凹槽3，所述每个凹槽3两边外缘的居中处均设有带内螺纹的螺孔，所述的主壳1一头与另一头是指主壳1的前面一头与后面一头。
由于***的主壳1首要考虑的是如何减小抖振载荷与迎面所受的阻力，故而，主壳1的头部半锥角取15°≤θ≤25°，端头半径与主壳1的最大直径之比应在0.3≤2r≤0.7范围内；为了满足有效载荷与地面站之间通信联系和遥测的需要，故而所述的主壳1要有良好的无线电波穿透性，基于此因，在靠近激光照射器2一边的主壳1外侧设有用于无线电波穿过的圆洞。
图2包括图1，所述主壳1内的前部为弹体仓，所述主壳1内的中间为燃料仓，所述主壳1内的后部为动力仓，所述弹体仓内的前部设有制导***9，所述制导***9的盒体是由航空软胶固定在对应处弹体仓的内壁体上，所述的弹体仓与燃料仓之间由隔板隔断，所述的隔板一处设有线孔，所述的燃料仓内设有燃料箱8，所述的燃料箱8内装有发动机7所需要的固体燃料，所述的固体燃料为高氯酸铵与铝粉的混合物，所述的燃料箱8是由航空胶水固定后，并再由耐高温的纤维材料填充，所述的动力仓内设有发动机7，所述的发动机7为涡轮风扇发动机7，所述发动机7一头的燃料进口由接管连通燃料箱8一头的接口，所述发动机7另一头的喷气口对着主壳1另一头的开口，所述的发动机7是由航空胶水固定后，并再由耐高温的纤维材料填充，所述动力仓内的一头底部设有进气口，所述的动力仓内与气道盒5内贯通，所述的燃料箱8由耐高温的复合材料制成。
由于气道盒5的后侧设有用于进气的开口，故而，在导弹快速飞行时，则气道盒5进气不会对导弹产生阻力，现有导弹下侧的进气口大多是超前。
由于所述的主壳1内可安装4个-10个弹体10，故而，所述的主壳1长度与外径无法标出实际数据，也就是说，所述的发动机7功率是按照主壳1的型号来选择决定，而所述的主壳1长度与外径又是按照其载弹的数量来选择决定，总之，所述的主壳1需配有相匹配的发动机7。
图3包括图2，所述弹体仓内壁体的每个凹槽3内均设有一个弹体10，所述的每个弹体10一侧均是贴住对应处凹槽3内壁体，所述每个弹体10一侧的弧度均与每个凹槽3内壁体的弧度相匹配，所述的每个弹体10后侧均是落在对应处隔板的外侧，每相邻两个弹体10之间的空区与弹体10围住的空区内均填充有纤维材料；所述的激光照射器2由电路连接制导***9，所述的发动机7由电路连接制导***9，所述的制导***9为激光制导***9，所述的制导***9由搜索设备、激光照射器2、电子线路与供电模块组成，当激光照射器2照射目标时，则接收器就会接收反射的激光束，并以此判定目标的方向。
图4包括弹体10，每个弹体10均由壳体11、发动机A15与燃料箱A16组成，每个壳体11均为圆柱形，所述的每个壳体11前部均为圆锥形，所述的每个壳体11前部一头均设有激光照射器A12与电磁波穿过的圆洞，所述的每个壳体11另一头下侧均设有气道盒A13，且每个气道盒13的后侧均设有进气开口，所述的每个壳体11后侧外沿分别均匀设有四个尾翼A14，所述的每个尾翼A14一头均是由连接体连接在对应处壳体11的后侧外沿，所述的连接体为铐式连接体，所述的每个连接体均只能旋转90°，也就是说，每个尾翼A14均只能呈扇形状由外往里或由里往外转动90°，当四个尾翼A14往里转到90°时，则四个尾翼A14就都会折叠在弹体10的后侧，每个尾翼A14一头的连接体均是呈紧实状旋转。
图5包括图4，每个壳体11的后侧均设成开口，所述每个壳体11内的前部均为炸弹仓，所述每个壳体11内的中间段均为燃料仓，所述每个壳体11内的后部均为动力仓，所述每个壳体11的炸弹仓内均设有炸弹箱17，所述的每个炸弹箱17内均装有炸弹，所述的每个炸弹箱17均是由航空胶水固定在对应处炸弹仓的内壁体上，所述的每个炸弹箱17一头外侧分别设有蓄电池18与计算机19，所述的每个蓄电池18与计算机19均是由航空软胶固定，所述的蓄电池18为24V20Ah的锂电池，所述每个炸弹仓的一边内壁体上均设有引爆器20，所述的每个引爆器20均是由航空软胶固定在对应处炸弹仓的内壁体上，所述每个炸弹仓内的前部均设有制导***A21，所述的每个制导***A21均是由航空软胶固定在对应处炸弹仓的内壁体上，所述的制导***A21功能与制导***9的功能相同，所述每个壳体11的燃料仓内均设有燃料箱A16，所述的每个燃料箱A16内均装有发动机A15的固体燃料，固体燃料为高氯酸铵与铝粉的混合物，所述的每个燃料箱A16均是由航空胶水固定在对应处燃料仓的内壁体上，所述每个壳体11的动力仓内均设有相匹配的发动机A15，所述发动机A15的功率小于发动机7的功率，所述每个动力仓内的一头底部均设有进气口，所述每个发动机A15的进气口均与一个气道盒A13内贯通，每个发动机A15一头的燃料进口均由接管连通对应处燃料箱A16一头的接口，每个发动机A15另一头的喷气口均对着一个壳体11后部的开口，每个发动机A15均是由航空胶水固定在对应处动力仓的内壁体上。
所述每个壳体11内的激光照射器A12均由电路连接制导***A21，所述每个壳体11内的发动机A15、引爆器20与制导***A21均由电路连接计算机19，所述每个壳体11内的计算机19均由电路连接蓄电池18，所述的引爆器20由电路连接炸弹箱17一侧的接头，所述的壳体11由左右部分组成，所述壳体11的左右部分由航空胶粘接在一起。
所述的炸弹内填装有HMX基***，HMX基***是当今军事上使用的综合性能最好的***，具有八元环的硝胺结构，HMX长期存在于乙酸酐法制得的黑索金(RDX)中，其撞击感度比TNT要高，容易起爆，稳定性好。
由于壳体11与炸弹箱17的承受力远小于炸弹***所产生的压力，故而，当炸弹***后，则壳体11、发动机A15与燃料箱A16就会在第一时间震碎脱落。
引爆器20也称电触式引爆器，该引爆器20是通过开关触发放电并实施引爆，当开关打开时，则进入的电流就会引***弹，该电子引爆器20已广泛应用于隧道***、深坑填土、卫星自毁与导弹触发等领域。
应该说明，每个壳体11后部开口的内缘均呈水平状置入一个圆形冲击板，所述的冲击板为硬质硅胶板，每个冲击板主要用于冲开折叠在对应处壳体11后部的尾翼A14，所述的壳体11后部开口也是气流排出口。
尾翼A14打开过程：一、当导弹进入设定的太空真空层时，则主壳1就会自行脱落；二、在主壳1分离的同时，则每个弹体10内的计算机19均会快速启动发动机A15；三、每个发动机A15喷出的气流将对应处壳体11一头开口内的冲击板冲开；四、在每个冲击板往外冲开的同时，则每组折叠在对应处壳体11后部的尾翼A14均会呈90°往外伸展复位，这样，每个尾翼A14就已打开。
图6包括图3与图5，所述的两个箍带是箍紧对应处主壳1的两头***，所述两个箍带一边的锁销上均设有用于箍带打开的分离冲量装置23，所述的分离冲量装置23由弹簧、火药弹射筒、冷气射流与无污染导爆索组成，现有的卫星整流罩与各型战略导弹的外壳均是由该分离冲量装置23冲开，所述的分离冲量装置23可在设定好的时间内炸开箍带；所述主壳1两侧后部的凹槽3内均设有火箭助推器22，所述的两个火箭助推器22是由箍带箍紧后，并再由锁销固定，主壳1***刷有隐形涂层，两个火箭助推器22均可提供足够的动力支持。
发射后，当导弹到达指定的太空真空层后，则其主壳1就会自行分离脱落，在主壳1脱落的同时，则每个弹体10上的激光照射器A12均会打开，并对目标弹24照射跟踪，接着，每个弹体10会从不同角度撞击目标弹24，每个引爆器20均是在撞击目标弹24的前4秒钟引***弹。
应该说明，在主壳1脱落的前1秒钟，则每个弹体10内的计算机19都会进入工作状态，在每个弹体10进入正常的飞行状态时，则每个制导***A21均会不停的搜索敌方的目标弹24，当目标弹24找到后，则每个制导***A21均会将探测到的信息传到对应处壳体11的计算机19内，信息处理后，这时，每个计算机19均会快速修正弹体10的飞行方向，并从不同的角度撞击目标弹24。
应该说明，在每个弹体10散开飞行的同时，则所述的每个计算机19会快速联网，并从不同角度快速合围目标弹24；每个弹体10内的计算机19均可独立处理来自制导***A21的跟踪信息，又能随时接受反导基地发出的信息指令，还可接收雷达与卫星的信息，换句话说，每个弹体10既可主动搜寻、追踪目标，又能通过地面雷达搜寻、追踪目标。
进一步地，计算机19可控制引爆器20的引爆时间，也就是说，在弹体10撞击目标弹24的前4秒钟，则计算机19就会打开引爆器20的电源开关并引***弹；计算机19可控制发动机A15的启动时间、飞行速度与转向，也就是说，到了设定的时间，则计算机19就会启动发动机A15，当目标出现后，则计算机19又会迅速制定弹体10的飞行路线，并使弹体10以极速撞击目标弹24。
按现有战略导弹的飞行速度与隐形性能，所述的每个弹体10除了有足够的动力支配外，且还必须具备小巧、灵活机动与快速反应等性能，换句话说，所述的弹体10除了至少有7马赫的飞行速度外，且还要具备灵活拦截、快速封堵与精准撞击等功能，在速度与性能得到充分保证后，则拦截的效率就会大大提高。
与现有反导导弹的拦截模式相比较：本拦截导弹是通过众弹体10对目标弹24形成全方位、立体式合围后，并再实施精准撞击；现有的拦截导弹是通过一对一拦截并以隔空***的方式引爆敌子母弹，隔空引爆在理论与数据层面固然可行，但拦截过程中会出现的种种变数，比如，在拦截导弹准备实施引爆时，而目标弹24则以超速转向的方式将拦截导弹甩开，并向防御纵深飞行，此时，唯一的应对措施就是继续发射拦截导弹，但是，最佳的拦截时间已经错过。
由于众弹体10是通过合围的方式拦截目标，又由于众弹体10都有至少7马赫的速度，故而就可得出如下数据：拦截一枚战略导弹的时间一般在5-8秒钟内，群弹撞击的概率为90/100～98/100，引***弹的时间为撞击前4秒钟。
单个弹体10的长度为100cm-200cm之间，单个弹体10外径为15cm-20cm之间，单个弹体10重量为20kg-40kg之间，单个炸弹的重量为8kg-10kg，最大飞行速度至少为7马赫；文件中描述的弹体长度、外径及重量仅能作为理论参考数据，并不代表本产品成型后的实际数据，因为每个成型的产品都是经过多次测试、修改后，方能达到最佳状态。
应该说明，众弹体10是通过战术性合围后，并再实施精准撞击，因此，每个弹体10都必须有体小、灵活机动与快速反应等特点。
发动机7与弹体10安装：一、将每个弹体10一头外沿的尾翼A14分别往后呈90°折叠并收拢；二、将每个弹体10的一侧分别嵌进对应处主壳1内壁体的凹槽3内，这样，每个弹体10的后侧就分别是落在对应处的隔板外侧；三、在每相邻两个弹体10之间的空区与弹体10围住的中间空区内分别填充纤维材料，这样，所述的每个弹体10就不会松动、移位；四、在主壳1的动力仓内安装发动机7；五、在主壳1的燃料仓内安装好燃料箱8；六、将主壳1的左右部分对齐合拢后，并再由箍带箍紧，所述每个箍带一边的开口均由锁销固定。
主壳1分离过程：当拦截导弹进入设定的太空真空时，则主壳1两头的分离冲量装置23均会自动引爆，在分离冲量装置23轻度炸开的同时，则主壳1两头***的箍带均会断开，在箍带断开的同时，则主壳1就会快速分离脱落。
本拦截导弹的弹体10一可对来袭目标进行全方位、立体式合围撞击；二能通过无线联网实施分工拦截多个目标；三还有独立搜寻、跟踪目标的功能。
图7所示，一种基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹，包括以下步骤：一、反导设施发射一枚拦截导弹；二、拦截导弹快速升空后，并到达指定的太空真空层位置；三、拦截导弹的主壳1自毁脱落；四、在主壳1脱落的同时，则每个弹体10内的计算机19同时启动动力***；五、每个弹体10前部的激光照射器A12打开后，并同时搜索目标弹24；六、目标弹24找到后，则众弹体10从不同角度飞向目标弹24；七、众弹体10撞击并引爆目标弹24。
图8所示，一种基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹，包括以下步骤：一、雷达显示一枚导弹已接近外线防御区；二、陆基反导指挥中心下达拦截命令；三、反导基地发射一枚拦截导弹；四、拦截导弹到达指定的太空真空位置后，并进行主壳1自毁脱落；五、在众弹体10散开的同时，则每个弹体10内的计算机19都已进入工作状态；六、所有弹体10一头的激光照射器A12开始搜索目标弹24；七、目标弹24找到后，则众弹体10从不同角度飞向目标弹；八、在准备撞击目标弹24的前7秒钟，则不远处又出现一枚目标弹24；九、所有的计算机19经过联网分工后，并实施分开拦截；十、两个目标弹24均被摧毁。
Claims (6)
1.一种基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹，包括主壳与弹体，其特征在于，所述的主壳一头设有激光照射器，所述的主壳另一头为开口，所述的主壳纵向分开成两半，所述的主壳两头***均由箍带箍紧后，并再由锁销固定，所述主壳一头的内壁体上至少设有四个凹槽，所述主壳对应的两侧居中段分别设有一个侧翼，所述的主壳一头下侧设有气道盒，所述的气道盒后侧设有开口，所述的主壳另一头***均匀设有四个尾翼，其中两个尾翼一头的主壳外侧分别设有一个凹槽，所述主壳内的前部为弹体仓，所述主壳内的中间为燃料仓，所述主壳内的后部为动力仓，所述弹体仓内的前部设有制导***，所述的弹体仓与燃料仓之间由隔板隔断，所述的燃料仓内设有燃料箱，所述的燃料箱内装有固体燃料，所述的燃料箱与主壳内壁体之间由纤维材料填充，所述的动力仓内设有发动机，所述发动机一头的燃料进口由接管连通燃料箱一头的接口，所述的发动机后部***与主壳内壁体之间由纤维材料填充，所述动力仓内的一头底部设有进气口，所述两个箍带一边的锁销上均设有分离冲量装置，所述主壳两侧后部的凹槽内分别设有火箭助推器。
2.根据权利要求1所述基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹，其特征在于，所述弹体仓内壁体的每个凹槽内均设有弹体，所述每相邻两个弹体之间的空区与弹体围住的空区内均填充有纤维材料。
3.根据权利要求2所述基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹，其特征在于，所述的每个弹体均由壳体、发动机A与燃料箱A组成，所述的每个壳体一头前部均设有激光照射器A，所述的每个壳体另一头下侧均设有带进气开口的气道盒A，所述的每个壳体后侧外沿均匀设有四个尾翼A。
4.根据权利要求3所述基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹，其特征在于，所述的每个尾翼A一头均是由连接体连接在对应处壳体的后侧外沿。
5.根据权利要求3所述基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹，其特征在于，所述每个壳体的炸弹仓内均设有炸弹箱，所述的每个炸弹箱内均装有炸弹，所述每个壳体的燃料仓内均设有燃料箱A，所述的每个燃料箱A内均装有固体燃料，所述每个壳体的动力仓内均设有发动机A，所述每个发动机A一头的燃料进口均由接管连通对应处燃料箱A一头的接口。
6.根据权利要求5所述基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹，其特征在于，所述每个炸弹箱的一头外侧均设有计算机与蓄电池，所述每个炸弹仓的一边内壁体上均设有引爆器，所述每个炸弹仓内的前部均设有制导***A。
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113050689A (zh) * | 2021-03-22 | 2021-06-29 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种导弹助推段预测-校正制导方法和装置 |
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2020
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|---|---|---|---|---|
| CN113050689A (zh) * | 2021-03-22 | 2021-06-29 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种导弹助推段预测-校正制导方法和装置 |
| CN113050689B (zh) * | 2021-03-22 | 2023-01-31 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种导弹助推段预测-校正制导方法和装置 |
| CN113551565A (zh) * | 2021-09-18 | 2021-10-26 | 中国科学院力学研究所 | 一种级间段气动保形的固体火箭及分离方法 |
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