CN201497435U - 一种火箭式冰凌***弹及其发射装置及*** - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种冰凌***弹，包括：弹头(11)、弹尾(12)和弹体连接机构(13)，其中：所述弹头(11)包括：引信(111)、***(112)、弹头壳体(113)。所述弹尾(12)包括：火箭发动机(121)、稳定器(122)；所述火箭发动机(121)包括：燃烧室壳体(1211)、点火器(1212)、推进剂(1213)、喷管(1214)、挡药板(1215)；所述稳定器(122)包括：护圈(1221)、尾翼(1222)；所述弹体连接机构(13)包括：弹头裙(131)、弹尾裙(132)和/或销钉(133)。该装备具有高效地、准确地、安全地、方便地、低成本地将***物，投送到冰凌上实施***的特点。

Description

一种火箭式冰凌***弹及其发射装置及***

技术领域

本实用新型涉及一种可中、远距离投送用于***冰凌的炸弹的火箭弹及其发射装置及***。更具体的说，本实用新型涉及一种可由多个发射管发射的，由固体火箭发动机提供飞行动力的，中、远距离向目标(区)投送***冰凌的炸弹的火箭弹及其发射装置及***的设计方法和技术。

背景技术

凌汛，俗称冰排，是冰凌对水流产生阻力而引起的江河水位明显上涨的水文现象。冰凌有时聚集成冰塞或冰坝，造成水位大幅度地抬高，最终漫滩或决堤，称为凌洪。在冬季的封河期和春季的开河期都有可能发生凌汛。中国北方的大河，如黄河、黑龙江、松花江等，容易发生凌汛。

产生凌汛的自然条件取决于河流所处的地理位置及河道形态。在高寒地区，河流从低纬度流向高纬度并且河道形态呈上宽下窄，河道弯曲回环的地方出现严重凌汛的机遇较多。这是因为河流封冻时下段早于上段，解冻时上段早于下段。而且冰盖厚度下段厚上段薄。当河道下段出现冰凌以后，阻拦了一部分上游来水，增加了河槽蓄水量，当融冰开河时，这部分槽蓄水急剧释放出来，出现凌峰向下传递，沿程冰水越聚越多，冰峰节节增大。当上游的冰水向下游传播时，遇上较窄河段或河道转弯的地方卡冰形成冰坝，使上游水位增高。凌汛严重于否，取决于河道冰凌对水位影响的程度，通常只有在河道中出现严重的冰或冰坝后，才会引起水位骤涨，造成严重的凌洪。

黄河凌汛灾害是黄河下游严重的自然灾害之一，历史上曾以频繁决口、难以防治而著名。黄河下游河道上宽下窄，弯曲连绵，险工、控导交错对峙，容易形成冰塞、冰坝的河段较多。

目前，应对冰凌的常用办法有：飞机投弹***、火炮轰击***、人工上冰凌安放******等。

飞机投弹***。航弹单发***量高，***效果好，但动用飞机，除飞机本身的费用消耗外，还需地面标定指示投弹点等地面配合，以及投弹区居民需要疏散，防止误炸，造成附近居民的伤害，因此，飞机投弹***的成本极高，不到万不得已的情况，一般不采用。

火炮轰击***。单发炮弹的成本虽然相对较低，但单发炮弹的***量少，针对厚度达几米、甚至十几米的冰凌，***效果不佳，要想达到***冰凌的目的，需要数量巨大的炮弹。另外，炮弹主要用于轰击十几、甚至几十公里以上的目标，因此，用大炮轰击***冰凌的办法，效益不佳。

人工上冰凌安放******。就是人员登上冰凌，并在冰凌上打眼安放***，实施***的方法，成本相对较低，但有些冰凌是浮在水面上，且随着水流运动的，且冰凌上，冰凌丛生，人员不易落脚，人员安全得不到保障。

有鉴于上述情况，在我国的冰讯来临之际需要一种高效、安全、低成本的***冰凌的方法。除上述三种***冰凌的常规方法外，目前，国内尚未检索或见到其它有关于河流冰凌的有效***方法的专利或报道。

实用新型内容

本实用新型提出一种效率高、安全性好、使用和维护方便且成本低的火箭式冰凌***弹及其发射装置及***。

根据本实用新型的一个方案，提供一种火箭式冰凌***弹，包括：弹头、弹尾，及其连接机构，其中：

所述弹头包括：引信、***、弹头壳体；

所述弹尾包括：火箭发动机、稳定器；

所述火箭发动机包括：燃烧室壳体、点火器、推进剂、喷管、挡药板；

所述稳定器包括：护圈、尾翼；

所述连接机构包括：弹头裙、弹尾裙和/或销钉；

所述弹头，通过弹体连接机构，与弹尾连接，组成火箭式冰凌***弹。

根据本实用新型的一个方案，提供一种发射装置，包括：底座、支架、发射管、挡弹器、发射管固定架、方向角调节器、仰角调节器，其中：

所述发射管固定架将多个发射管固定在一起，成为一个整体；

所述底座通过方向角调节器与支架相连，所述支架通过仰角调节器与发射管及其发射管固定架相连，构成发射装置。

根据本实用新型的一个方案，提供一种火箭式冰凌***弹***，包括：火箭式冰凌***弹，发射装置及附属机构，其特征在于：

所述火箭式冰凌***弹由弹头、弹尾及其弹体连接机构组成，其中：

所述弹头包括：引信、***、弹头壳体；

所述弹尾包括：火箭发动机、稳定器；

所述火箭发动机包括：燃烧室壳体、点火器、推进剂、喷管、挡药板，

所述稳定器包括：护圈、尾翼，

所述弹体连接机构包括：弹头裙、弹尾裙和/或销钉，

所述弹头，通过弹体连接机构，与弹尾连接，组成火箭式冰凌***弹；

所述发射装置由底座、支架、发射管、挡弹器、发射管固定架、方向调节器、仰角调节器组成，其中，

所述底座通过方向角调节器与支架相连，所述支架通过仰角调节器与发射管及其发射管固定架相连，构成发射装置；

所述附属机构由点火线、接线盒、长导线、控制盒等组成，其中：

所述点火线分别连接火箭发动机的点火器，以及固定在发射装置上的所述接线盒，而所述长导线则连接所述接线盒和远距离的所述控制盒，构成完整的所述冰凌***弹的点火工作线路。

综上所述，本实用新型的火箭式冰凌***弹、发射装置和附属机构等构成了一套完整的***冰凌***，这是一种效率高、安全性好、成本低的***冰凌的技术和方法。本实用新型的火箭式冰凌***弹及其发射装置及***，具有以下特点：

1.射程远、威力大。远距离投送***物-弹头。操作人员不必近距离实施操作。在实际的***冰凌过程中，射程一般不需要太远，仅需要操作人员在***物的射程之外即可，这样一方面，可以减少发动机的推进剂需要量，降低成本；另一方面，也有效保护操作人员及其他人员安全。

2.简单实用。采用固体火箭发动机助推，固体火箭发动机具有结构简单、储存、使用、维护方便等特点。

3.机动性好。整个***，包括：火箭式冰凌***弹、及其发射装置，均可以车载，可以将整个***运输到合适的位置，实施***冰凌的工作。

4.射击精度高。一方面由于火箭式冰凌***弹，采用发射管(导向管)发射，因此，火箭式冰凌***弹，在初始就具有一个准确的方向和射角；另一方面，由于弹尾具有护圈式稳定器，使得火箭式冰凌***弹，在空中飞行的过程中，能够沿着预定的弹道飞行，再加上射程不远，使得火箭式冰凌***弹的射击精度进一步提高，散布进一步降低。

5.价格低廉。在本实用新型中所述的火箭式冰凌***弹、及其发射装置，均采用成熟的设计技术、廉价材料、加工工艺，因此，成本可以大大降低。

本实用新型所述的火箭式冰凌***弹可以远距离、高效地、准确地、安全地、方便地、低成本地将***物，投送到冰凌上实施***。

本实用新型除了用于***冰凌外，还可以用于对矿山采矿、各种建筑物拆除、河流中障碍物(如：堰塞湖)等的***。

附图说明

图1是火箭式冰凌***弹及其发射装置及***的工作原理示意图；

图2是冰凌***弹结构示意图；

图3是单喷管火箭发动机结构示意图；

图4是倾斜多喷管火箭发动机结构示意图；

图5是尾翼安装角结构示意图；

图6是护圈式尾翼结构示意图；

图7是无护圈尾翼结构示意图；

图8是弹头结构示意图；

图9是弹尾结构示意图；

图10是发射装置机构示意图；

图11是冰凌***弹和发射管结构示意图；

图12是挡弹器结构示意图；

具体实施方式

本实用新型的所述的设计方案和技术，属于一种中、远距离无控火箭弹。通过短时间的连续发射，对冰凌目标可形成：有限区域性、“地毯”式的饱和攻击。该装备利用火箭反作用原理发射，无后坐力，结构轻便，使用灵活。

下面将参照附图对本实用新型进行详细描述。

如图1所示，为本实用新型所提出的火箭式冰凌***弹及其发射装置及***的工作原理示意图，冰凌***弹(1)，点火启动后，从发射管(23)的中飞出，在火箭发动机(121)的助推和发射管(23)的导向作用下，沿预定弹道，飞向冰凌目标。

如图所示2，为冰凌***弹(1)的结构示意图。冰凌***弹(1)由弹头(11)、弹尾(12)，以及弹头和弹尾的弹体连接部件(13)构成。

弹头

所述冰凌***弹(1)的弹头(11)包括：由引信(111)、***(112)和弹头壳体(113)。

所述弹头(11)的主要作用是：当弹头(11)，在飞行末期接触冰凌时，触发引信(111)，引爆弹头壳体(113)内的***(112)，***冰凌。

所述引信(111)的种类很多，在本实用新型中，采用触发定时联合引信。这样采用的目的是，当弹头触及冰凌时，触发引信可以被触发，引发******，***冰凌；当弹头没有直接落到冰凌上，而是溅落到冰凌旁的水里时，如果仅采用触发引信，则弹头中的***不会被引发，将会成为哑弹而留在水中，成为将来安全的隐患，对于此类情况，应该采用延迟或定时类的引信，在本实用新型中，具有这种功能的引信统一称之为定时引信。在本实用新型中，优选地，采用触发定时联合引信。

在实际应用中，有许多不同种类的弹头可供选择，例如：榴弹、穿甲弹、破甲弹、碎甲弹、混凝土破坏弹等等。弹头的***技术是一项常规技术，并非本实用新型中阐述的重点，可以参阅相关的参考书籍和技术资料。在实际应用中，可直接提出具体的技术要求，在本实用新型所述的冰凌***弹(1)中，给出原则性的选择标准：

1.能量大：即单位质量的***的***能量大，使冰凌***弹能够用有限的有效载荷(所携带***量)，达到最大的***冰凌的效果。

2.效率高：当弹头***时，***的能量具有方向性。***的能量向着冰凌的方向，而非向着其它无用的方向，即，弹头***的***能量的设计，应具有方向性和聚能效果，以达到充分、高效能量利用的效果。

3.成本低：所谓成本低是一项通常的要求，也意味着尽量采用常规的材料，以及成熟的技术和工艺。

弹尾

如图2所示，所述冰凌***弹(1)的弹尾(12)包括：由火箭发动机(121)和稳定器(122)。

所述火箭发动机(121)包括：燃烧室壳体(1211)、点火器(1212)、推进剂(1213)、喷管(1214)和挡药板(1215)，如图3所示。

所述燃烧室壳体(1211)既是推进剂(1213)的储存室，也是推进剂(1213)燃烧的工作室(燃烧室)。

所述点火器(1212)是整个***工作的最先开始工作的一个器件，其主要作用是，通电后，点火器(1212)被点燃，所产生的高温燃气进一步点燃推进剂(1213)，使得所述火箭发动机(121)开始工作。

所述推进剂(1213)是所述冰凌***弹(1)飞行动力的来源。在本实用新型中，采用固体推进剂，因此，在本实用新型中，所述的火箭发动机，也可以称作为固体推进剂固体火箭发动机，或固体火箭发动机。有多种固体推进剂可供选择：双基推进剂、改性双基推进剂、复合推进剂等。在本实用新型中，优选地采用双基推进剂。

如图3和4所示，所述喷管(1214)采用拉瓦尔喷管，即，喷管的内型面是先收缩后扩张的型面，气体在喷管内的流动为：气体先受到压缩，然后再膨胀扩张，得到加速。从理论上来说，喷管是一个能量转化装置，将燃烧的推进剂(1213)所产生的高温高压燃气所含有的热能，经喷管(1214)转变为所述冰凌***弹(1)飞行的动能。

在本实用新型中，提供两种喷管(1214)方案，因此所述冰凌***弹(1)有两种飞行方式：旋转和非旋转。两种方案介绍如下：

第一种，单喷管方案。如图3中左图所示，为单喷管火箭发动机(121)的剖面图，图3中右图为单喷管火箭发动机(121)的后视图。这种单喷管结构的火箭发动机(121)对所述冰凌***弹(1)产生轴向推力。如果没有其它机制的作用，所述冰凌***弹(1)的弹体，将没有任何旋转地，沿预定弹道飞向预定目标。

第二种，多喷管方案。如图4中左图所示，为多喷管火箭发动机(121)的剖面图，图4中右图为多喷管火箭发动机(121)的后视图，这些喷管是倾斜的喷管。这种倾斜的多喷管结构的火箭发动机(121)对所述冰凌***弹(1)除产生轴向推力外，还产生旋转力矩，导致所述冰凌***弹(1)的弹体，旋转地，沿预定弹道飞向预定目标。弹体的旋转使得所述冰凌***弹(1)，在空中的飞行更加稳定，弹道和着弹点更加准确。

在本实用新型中，优选地，采用倾斜的多喷管设计和技术方案。

所述挡药板(1215)，位于所述喷管(1214)入口和所述推进剂(1213)之间，其主要作用是阻挡所述推进剂(1213)，防止其在燃烧过程中，堵塞所述喷管(1214)，保证所述火箭发动机(121)正常工作。

所述火箭发动机(121)的是所述冰凌***弹(1)的动力来源。所述火箭发动机(121)的点火器(1212)点火后，点燃推进剂，推进剂燃烧后产生的高温高压燃气，经所述喷管(1214)喷出后，产生推力，助推所述冰凌***弹(1)，飞出发射管，沿预定弹道，飞向目标。

所述稳定器(122)包括：护圈(1221)和尾翼(1222)。

如图7所示，所述尾翼(1222)的主要作用是使冰凌***弹(1)保持空中飞行的稳定性，以保证着弹点的准确度。

在本实用新型中，优选地推荐采用简易且通用的亚音速尾翼翼型，一方面保证冰凌***弹(1)飞行的稳定性和着弹点的准确度；另一方面，减少加工的工序，降低成本。尾翼的翼型的选择，不是本实用新型介绍的重点，这里就不展开进一步的阐述，有兴趣的技术人员，可参阅有关书籍。

在本实用新型中，通过所述尾翼(1222)的安装角(1223)有无，为所述冰凌***弹(1)提供两种飞行的稳定方式：旋转式和非旋转式。

如图5所示，尾翼安装角(1223)为尾翼的中心线与冰凌***弹(1)轴线的夹角。

所谓无安装角，即尾翼安装角(1223)为零时，冰凌***弹(1)的飞行状态为非旋转式，即冰凌***弹(1)在飞行过程中，弹体不旋转，通过尾翼来保证冰凌***弹(1)飞行姿态的稳定，以及弹道和着弹点的准确性。

所谓有安装角，即当尾翼安装角(1223)不为零时，冰凌***弹(1)的飞行状态为旋转式。冰凌***弹(1)在飞行过程中，在有安装角的尾翼与空气的作用下，弹体旋转，使得弹体在飞行过程中，按照预定弹道的飞行。通常安装角选择为几度，具体数值根据冰凌***弹(1)的全弹质量、气动特性、火箭发动机推力等参数确定。

所述护圈(1221)，如图6和7所示，在本实用新型中，提出两种设计和技术方案：有护圈式和无护圈式。

有护圈式。如图6所示，在尾翼(1222)的顶端，加装一个环带型护圈(1221)，其作用是：保护尾翼(1222)和起定心作用，使所述冰凌***弹(1)发射时保持弹轴与发射管轴线平行。另外，在冰凌***弹(1)安装、搬运等过程中，还具有工装等作用。

无护圈式。如图7所示，在尾翼(1222)的顶端，没有任何护圈(1221)，在没有护圈的情况下，通常在尾翼的顶端，加装一些保障措施，同样也能够达到有护圈(1221)的两项作用，即保护尾翼(1222)和起定心作用。

弹体连接机构

所述冰凌***弹(1)的弹体连接机构(13)，通常有两种方式：整体式和分体连接式。所谓整体式是指弹头和弹尾在加工生产过程中，以及后续的装配、运输、使用和飞行等过程中始终是一个整体；所谓分体连接式是指弹头和弹尾在加工生产过程中，以及后续的装配和运输等过程中是分开的，只是在使用前，即发射前才连接成为一个整体，即使用前和飞行过程中是一个整体。在本实用新型中，采用分体连接式设计和技术方案。下面仅就分体连接式予以介绍。

如图8和9所示，所述冰凌***弹(1)的弹体连接机构(13)包括：弹头裙(131)和弹尾裙(132)，以及销钉(133)(图中未示出)。

所述弹头裙(131)为弹头(11)尾端的一个圆柱形管体，前端与弹头尾部连接，后端加工有弹尾裙相连的机构，如图8所示。

所述弹尾裙(132)为弹尾(12)前端的一个圆柱形管体，后端与弹尾头部连接，前端加工有弹尾裙相连的机构，如图9所示。

所述销钉(133)是一个备选部件，当弹头裙(131)与弹尾裙(132)连接后，在用所述销钉(133)销住，使之不再松脱。

在本实用新型所述弹体连接机构，优选地，采用螺纹连接技术，该技术成熟度高、加工成本低、可靠性好、使用维护方便。

所述冰凌***弹(1)的弹体连接部件(13)的作用是：使弹头(11)和弹尾(12)连接成为一个整体，并保持同心度，使所述冰凌***弹(1)在飞行过程中，按照预定弹道飞行，并准确地命中目标。

最后，所述冰凌***弹(1)的作用是：所述火箭发动机(121)的点火器(1212)点火后，点燃推进剂。推进剂燃烧后产生的高温高压燃气，经所述喷管(1214)喷出后，产生推力，助推所述冰凌***弹(1)，飞出发射管(231)，沿预定弹道，飞向目标冰凌。当所述冰凌***弹(1)最后接触冰凌时，触发引信(111)，引爆弹头壳体(113)内的***(112)，***冰凌。

发射装置

所述冰凌***弹(1)的发射装置(2)，包括：底座(21)、支座(22)、发射管(23)、挡弹器(231)、发射管固定架(24)、方向角调节器(25)、仰角调节器(26)，如图10所示。

所述底座(21)为整个发射装置的基座，起到保持并稳定整个***的作用。一般常采用比较厚重的金属材料制成，确保对整个***的稳定性。

所述支座(22)为立在底座之上，支撑着上面的各个部件，如发射管(23)，及发射管固定架(24)等。该支架要求具有一定的重量，以保证***的稳定性，同时还要求具有一定的强度，能够支持上述各个部件。

所述发射管(23)为内壁光滑，且具有一定长度的圆管，其长度要求略大于所述冰凌***弹(1)的全弹长度，如图11所示。发射管(23)的主要作用是对所述冰凌***弹(1)的发射具有导向作用，因此在有些参考书籍和技术资料中，也被称作导向管或定向管，名称不同但原理相同，在本实用新型中，为叙述简单统一，称作发射管。

图10中所示的8个发射管呈弧形排列方式，在图中10中所示，仅是举例说明，并非说明发射管的个数和排列方式，仅限于图10中所示的这一种方式。发射管的个数从单个到多个的各种排列方式，均属本实用新型的保护范围。因此，为阐述简洁的缘故，在本实用新型中，当提到发射管(23)时，既可以是单个发射管，也可以是多个发射管。在实际使用过程中，所述冰凌***弹(1)既可以单发发射，也可以多发齐发。

如图11所示，在发射管的尾端设计有挡弹器(231)。挡弹器(231)的作用是，由于发射管为内壁面光滑的圆管，而所述冰凌***弹(1)在发射状态时，发射管(23)的前端高于后端，在重力作用下，所述冰凌***弹(1)，可能向下，从发射管(23)滑出，因此，特别设计挡弹器(231)以防止所述冰凌***弹(1)滑出。同时，如图12所示，在挡弹器(231)的中心还留有通孔，使火箭发动机(121)工作时，产生的高温尾焰，从通孔中排出，防止高温尾焰烧蚀发射管(23)和挡弹器(231)。

另外，在发射管的前端也设置一个挡弹器，防止在向所述发射管(23)内装填所述冰凌***弹(1)时，所述冰凌***弹(1)从发射管(231)的前端滑出，这个发射管前端的挡弹器(231)在冰凌***弹(1)发射前，需要打开，使得冰凌***弹(1)能够从发射管(23)中飞出。

所述发射管固定架(24)为将多个发射管固定在一起，并形成一个整体的一个装置，使各个发射管在调整，发射角和仰角的过程中，保持一致性，如图10所示，

所述方向角调节器(25)为调整和控制所述冰凌***弹(1)发射方向的一个机构，要求发射管及其发射管固定架(24)能够360度旋转。在本实用新型中，优选地，将方向角调节器设置在底座(21)和支座(22)的连接处(图中未示出)，这是一个成熟技术，许多车载吊车和起重机，均有类似技术，在此不再累述。

所述仰角调节器(26)为调整和控制所述冰凌***弹(1)发射仰角的一个机构，要求仰角的调节，能够从零度到90度可调，如图10所示。

附属机构

在本实用新型中，为保护操作人员的安全，火箭发动机(121)的点火采用远距离电点火方式，既可以远距离有线电点火，也可以远距离无线遥控点火。在本实用新型中，优选地采用远距离有线电点火方式，这种方式的安全性好，可靠性高。当所述冰凌***弹(1)装填进发射管后，将点火导线引出，连接到一个接线盒上，在本实用新型中，优选地将所述接线盒固定在发射装置上，再采用长导线将接线盒与远距离的控制盒相连，点火信号由远距离的控制盒给出。这样设计，一方面，操作人员可以远距离操作，保证操作人员的安全；另一方面，当所述冰凌***弹(1)发射后，点火线均被扯断，这是不可避免的，而连接接线盒与控制盒的长导线则完好，可以降低成本。

综上所述，本实用新型所述的冰凌***弹的使用操作步骤如下：

第一步装弹：将发射管调整到与水平呈一定角度，通常调为零度，以便于装弹，采用人工装弹，且可重复装填。将冰凌***弹装填进发射管内，关闭发射管尾端的挡弹器，再从发射管的前端安装弹头引信，将火箭发动机的点火线与辅助机构相连，以备点火发射。

第二步校准：调整发射管组的仰角和方位角，按着预先设计好的弹道，将着弹点调整到目标区域。

第三步发射：接通点火电路，火箭发动机开始工作，助推冰凌***弹，飞出发射管，沿着预定的弹道轨迹，飞向目标。

根据本实用新型的***冰凌所采用的冰凌***弹的技术方案，与其它技术方案相比，具有如下优点：

1.威力大。可以投射几公斤到上百公斤的***物，既可以单发发射，也可以多发发射，对一片有限的区域，实施覆盖性轰炸。

2.安全性好。中距离投送***物。操作人员不必近距离实施操作。在实际的***冰凌过程中，射程一般不需要太远，仅需要操作人员在***物的射程之外即可，这样一方面，有效保护操作人员及其他人员安全；另一方面，也可以减少发动机的推进剂需要量，降低成本。

2.简单实用。采用固体火箭发动机助推，固体火箭发动机具有结构简单、储存、使用、维护方便等特点。

3.机动性好。整个***，包括：火箭式冰凌***弹、及其发射装置，均可以车载，可以将整个***运输到合适的位置，实施***冰凌的工作。

4.射击精度高。一方面，由于采用发射管发射，因此，火箭式冰凌***弹，在初始就具有一个准确的方向和射角；另一方面，由于弹尾具有护圈式稳定器，使得火箭式冰凌***弹，在空中飞行的过程中，能够沿着预定的弹道飞行，再加上射程不远，使得火箭式冰凌***弹的射击精度进一步提高，散布进一步降低。

5.价格低廉。在本实用新型中所述的火箭式冰凌***弹、及其发射装置，均采用成熟的设计技术、廉价材料、加工工艺，因此，成本可以大大降低。

本实用新型所述的火箭式冰凌***弹可以远距离、高效地、准确地、安全地、方便地、低成本地将***物，投送到冰凌上实施***。

以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，对于本领域的技术人员来说，本实用新型可以有各种更改和变化。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的权利要求范围之内。

Claims (10)

1.一种冰凌***弹，包括：弹头(11)、弹尾(12)和弹体连接机构(13)，其中：

所述弹头(11)包括：引信(111)、***(112)、弹头壳体(113)；

所述弹尾(12)包括：火箭发动机(121)、稳定器(122)；

所述火箭发动机(121)包括：燃烧室壳体(1211)、点火器(1212)、推进剂(1213)、喷管(1214)、挡药板(1215)；

所述稳定器(122)包括：护圈(1221)、尾翼(1222)；

所述弹体连接机构(13)包括：弹头裙(131)、弹尾裙(132)和/或销钉(133)。

2.如权利要求1所述的冰凌***弹，其中，

所述引信(111)为触发定时联合引信。

3.如权利要求1所述的冰凌***弹，其中：

所述推进剂(1213)为固体推进剂。

4.如权利要求1所述的冰凌***弹，其特征在于：

所述稳定器(122)为以下两种之一：有护圈式或无护圈式。

5.如权利要求1所述的冰凌***弹，其中：

所述尾翼(1222)为以下两种之一：有安装角或无安装角。

6.如权利要求1所述的冰凌***弹，其特征在于：

所述火箭发动机的喷管(1214)类型为以下两种之一：单喷管或倾斜的多个喷管。

7.根据权利要求1所述的冰凌***弹，其特征在于：

所述弹体连接机构(13)，采用分体连接式结构。

8.一种冰凌***弹的发射装置，包括：底座(21)、支座(22)、发射管(23)、挡弹器(231)、发射管固定架(24)、方向角调节器(25)、仰角调节器(26)，其中：

所述底座(21)通过方向角调节器(25)与支座(22)相连，支座(22)相对于底座(21)可360度旋转；

所述发射管固定架(24)，将多联装布局的发射管固定在一起，并通过仰角调节器(26)与支座(22)顶端相连，发射管(23)和发射管固定架(24)，可相对于支座(22)，做0度到90度的俯仰；

所述发射管(23)，对冰凌***弹进行导向控制；

所述挡弹器(231)安装于发射管(23)尾端和/或前端；以及，

所述冰凌***弹(1)，包括：弹头(11)、弹尾(12)和弹体连接机构(13)；其中：

所述弹头(11)包括：引信(111)、***(112)、弹头壳体(113)；

所述弹尾(12)包括：火箭发动机(121)、稳定器(122)；

所述火箭发动机(121)包括：燃烧室壳体(1211)、点火器(1212)、推进剂(1213)、喷管(1214)、挡药板(1215)；

所述稳定器(122)包括：护圈(1221)、尾翼(1222)；

所述弹体连接机构(13)包括：弹头裙(131)、弹尾裙(132)和/或销钉(133)。

9.根据权利要求8所述的冰凌***弹发射装置(2)，其中：

所述发射管(23)布局可以是以下两者之一：单个和多个。

10.一种冰凌***弹的***，包括：冰凌***弹(1)、发射装置(2)和附属机构(3)，其特征在于：

所述冰凌***弹(1)，由弹头(11)、弹尾(12)和弹体连接机构(13)构成，其中：

所述弹头(11)包括：引信(111)、***(112)、弹头壳体(113)；

所述弹尾(12)包括：火箭发动机(121)、稳定器(122)；

所述火箭发动机(121)包括：燃烧室壳体(1211)、点火器(1212)、推进剂(1213)、喷管(1214)、挡药板(1215)；

所述稳定器(122)包括：护圈(1221)、尾翼(1222)；

所述弹体连接机构(13)包括：弹头裙(131)、弹尾裙(132)和/或销钉(133)；以及，

所述发射装置(2)，包括：底座(21)、支座(22)、发射管(23)、挡弹器(231)、发射管固定架(24)、方向角调节器(25)、仰角调节器(26)，其中：

所述底座(21)通过方向角调节器(25)与支座(22)相连，支座(22)相对于底座(21)可360度旋转；

所述发射管固定架(24)，将多联装布局的发射管(23)固定在一起，并通过仰角调节器(26)与支座(22)顶端相连，发射管(23)和发射管固定架(24)，可相对于支座(22)，做0度到90度的俯仰；

所述发射管(23)，对冰凌***弹进行导向控制；

所述挡弹器(231)安装于发射管(23)前端和尾端；以及，

所述冰凌***弹(1)，包括：弹头(11)、弹尾(12)和弹体连接机构(13)；其中：

所述弹头(11)包括：引信(111)、***(112)、弹头壳体(113)；

所述弹尾(12)包括：火箭发动机(121)、稳定器(122)；

所述火箭发动机(121)包括：燃烧室壳体(1211)、点火器(1212)、推进剂(1213)、喷管(1214)、挡药板(1215)；

所述稳定器(122)包括：护圈(1221)、尾翼(1222)；

所述弹体连接机构(13)包括：弹头裙(131)、弹尾裙(132)和/或销钉(133)；以及，

所述附属机构(3)包括：点火导线、接线盒、长导线和控制盒，其特征在于：所述点火导线，用于连接火箭发动机上的点火器和安装于发射装置上的接线盒，所述长导线用于连接远距离的控制盒和所述接线盒。

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