升力式飛行器對地面固定目標攻擊方式研究

馮必鳴，聶萬勝，何炬恒，何 博

（裝備指揮技術(shù)學院，北京 101416）

隨著遠程打擊武器的不斷發(fā)展，利用高速再入飛行器對敵方高價值地面和海上戰(zhàn)略目標實施打擊，成為當前各軍事強國的研究熱點。高速再入飛行器具有優(yōu)越的全球打擊能力，且具有打擊時間短、再入速度大、突防概率高等特點，具有極高的軍事應(yīng)用價值。從目前已有的公開文獻看，國內(nèi)外對再入飛行器對地打擊方式的研究主要集中在兩個方面：彈道式再入打擊和升力體式再入打擊。文獻[1]、[2]針對彈道式再入的無動力動能載荷作為對地打擊武器開展了相關(guān)的機動及再入制導研究。但該種武器載荷的升阻比較小，再入過程中機動能力小，很難實現(xiàn)對地面目標的精確打擊。而對于升力體式再入飛行器對地打擊的研究，主要集中在如何實現(xiàn)飛行器大范圍跳躍式機動[1]以及再入制導控制[2]兩方面，并試圖解決打擊精度與命中約束條件問題，而對升力體式飛行器配合制導彈藥實施對地打擊過程的分析相對較少，文獻[5]曾針對再入飛行器投放制導彈藥攻擊地面固定目標的全過程實施了仿真。

升力式飛行器為一種無動力且具有獨立制導系統(tǒng)的運載工具，具有很大的升阻比(L/D＞1.3)，可以在大氣層內(nèi)滑翔數(shù)千千米的航程，具有較強的機動能力，對目標具有較強的適應(yīng)性；而末制導彈藥為一種無動力且具有獨立制導系統(tǒng)的彈丸，用在再入段末端能夠完成對目標的精確高速打擊。但是，上述兩者方式單獨實施對地打擊都具有一定的局限性，因此本文分別對飛行器直接撞擊目標和制導炸彈打擊目標過程進行仿真計算，比較分析了不同打擊方式的優(yōu)劣，并對升力體飛行器和制導炸彈的組合攻擊方式開展了研究，驗證了組合方式攻擊的可行性。

1 攻擊方式建模

引入慣性坐標系OgXgYgZg，坐標系原點Og為再入飛行器末制導開始時刻的星下點，OgXg在末制導開始時刻的當?shù)厮矫鎯?nèi)且指向飛行器速度方向，OgYg垂直于末制導開始時刻的當?shù)厮矫媲抑赶蛟偃腼w行器，OgZg與以上兩坐標軸構(gòu)成右手坐標系。再入飛行器在慣性坐標系OgXgYgZg中的末制導段簡化的運動方程為：

1.1 升力體直接撞擊攻擊模型

式中，狀態(tài)矢量X為飛行器在慣性坐標系中的位置和速度矢量，即；OV為速度坐標系與慣性坐標系的轉(zhuǎn)換矩陣；FD和FL分別為飛行器的阻力和升力；acx、acy、acz為變結(jié)構(gòu)控制產(chǎn)生的加速度控制指令在慣性坐標系中的分量；g為重力加速度，Δx、Δy、Δz為干擾力產(chǎn)生的加速度分量。

假設(shè)目標t時刻后在慣性坐標系的位置矢量 rT(t)及速度矢量 VT(t)，再入飛行器t時刻后在慣性坐標系中的位置矢量 rM(t)及速度矢量 VM(t)?？傻胻時刻后飛行器與目標的相對位移矢量 r(t)及相對速度矢量V (t)分別為：

設(shè)兩種變結(jié)構(gòu)控制方式[6]的開關(guān)函數(shù)分別為：

兩種變結(jié)構(gòu)控制方式的趨近律函數(shù)均為：

把目標的機動加速度當作外部擾動，通過開關(guān)函數(shù)及趨近律函數(shù)，可以求得加速度控制信號在慣性坐標系中的分量為：

其中，

1.2 末制導彈藥攻擊模型

以某型精確制導炸彈為例，根據(jù)文獻[5]所述，設(shè)制導炸彈質(zhì)量為m，位矢為r，速度為v，所受空氣阻力為X，重力為G，G與v的夾角為θ，末制導彈藥相對于目標的位矢和速度分別為rr和vr，則目標線角速度為

由比例導引律可得，末制導彈藥速度矢量旋轉(zhuǎn)角速度為

從而，末制導彈藥的法向加速度為：

式（1）給出了末制導彈藥所需的法向加速度，而制導彈藥法向加速度極值為nmax，因此得到末制導彈藥的實際法向加速度為

其軸向加速度為

從而得到末制導彈藥的運動方程為

2 攻擊過程仿真

2.1 目標在速度平面內(nèi)的結(jié)果比較

設(shè)再入飛行器通過導引飛行至預(yù)測末導引點，隨后實施末制導條件下的精確打擊。此時，目標位于飛行器速度平面內(nèi)，并計算分析升力體直接撞擊目標和末制導炸彈攻擊目標兩種方式下的攻擊狀態(tài)。末制導攻擊開始時刻再入飛行器飛行狀態(tài)參數(shù)如表1所示。

表1 末制導開始點初始飛行參數(shù)

三種不同縱深距離下，兩種攻擊方式的基本攻擊狀態(tài)如圖1所示。計算結(jié)果顯示，兩種攻擊方式都能保證彈藥準確命中目標，但運用升力體直接撞擊只能一次攻擊某一特定目標，而采用制導炸彈攻擊時，可以根據(jù)載彈量的大小在有效縱深內(nèi)攻擊多個目標，或者同時攻擊同一目標的不同位置，對目標實施連續(xù)打擊。

圖1 末制導彈藥攻擊與升力體直接撞擊情況下末彈道、彈道傾角及飛行速度的比較

從圖1兩種不同攻擊方式攻擊載荷彈道傾角的變化可以發(fā)現(xiàn)，采用制導炸彈攻擊時隨著縱深距離的增加，彈道傾角逐漸減小。而升力體直接撞擊時，由于自身具有較強的機動能力，能夠保證命中目標的彈道傾角都相對較大。因此，采用制導炸彈適合攻擊近距離縱深目標，而升力體直接撞擊適合的攻擊范圍相對較大。

圖1中的命中速度顯示，由于制導炸彈不能實施過大的機動飛行，從而減小了飛行中的能量損失，命中目標時的速度較高（當制導彈藥采用GPS制導時，對彈藥的飛行速度要求不高，不需要彈藥進行較大的減速），同時隨著縱深距離的增加，命中速度也有所減小。但是采用升力體直接撞擊時，較大的機動飛行使得部分能量損耗，致使飛行器命中目標時的速度不到300m/s。

綜合分析發(fā)現(xiàn)，采用制導炸彈比較適合攻擊近距離縱深目標，既能保證較大的彈道傾角，又能保證較高的命中速度，能夠完成對深層目標的攻擊。而升力體飛行器機動能力較強，但是命中速度較低，不適合攻擊堅固的掩體目標。要保證有效的鉆地打擊能力，就要保證命中時的速度傾角要在-90°～ -60°之間，因此制導炸彈的攻擊縱深距離還會減小?？偟慕Y(jié)果顯示，雖然制導炸彈的命中速度很高，但由于受到彈道傾角的限制，有效攻擊縱深較小。升力體在進行大縱深飛行后，依然能夠保持較大的彈道傾角，但是命中速度相對較小，尤其是在攻擊深層目標時的效果不如制導炸彈。

2.2 攻擊縱深范圍

在本文設(shè)定的初始末制導點飛行參數(shù)的條件下，分析了兩種攻擊方式對縱深的有效打擊范圍，計算結(jié)果如圖2所示。

從圖2中不難發(fā)現(xiàn)，在落點偏差允許范圍內(nèi)，制導炸彈能夠?qū)嵤┯行Ч舻淖疃炭v深距離為8km，此時命中速度超過1100m/s，并且彈道傾角接近-90°，非常適合打擊地下深層目標。而最遠縱深距離為70km，但此刻命中速度已經(jīng)減小為600m/s，彈道傾角也接近0°，雖說落點在偏差允許范圍以內(nèi)，但此刻的速度與彈道傾角都不適合攻擊深層目標。根據(jù)計算發(fā)現(xiàn)，在既能保證命中速度，又能保證較大彈道傾角的情況下，制導炸彈的有效攻擊縱深距離為20km。

升力體雖然具有較大的機動能力，但是攻擊范圍也受到一定限制，最短可以打擊的縱深距離為7km，而遠距離攻擊能到達縱深數(shù)百千米的范圍。目標地面縱深距離為7km時，升力體撞擊目標時的速度降到了100m/s，且彈道傾角達到-180°，雖然撞擊時與目標偏差僅為 4.9885m，在誤差允許范圍內(nèi)，但是分析其末速度及彈道傾角，對深層地下目標完全不具備打擊能力，只能攻擊地面普通建筑物。當?shù)孛婺繕丝v深距離達到 300km時，升力體撞擊目標時依然能夠保證200m/s以上的撞擊速度，同時彈道傾角也能達到-60°，能夠打擊淺層地下目標以及地面辦公大樓等設(shè)施。

圖2 末制導彈藥攻擊與升力體直接撞擊攻擊縱深范圍比較

綜合分析上述計算結(jié)果可知，在本文提供的初始條件下，制導炸彈的有效攻擊縱深范圍為8km～20km，打擊范圍較小。而升力體憑借其良好的機動能力，能夠?qū)嵤┐罂v深范圍內(nèi)的攻擊，但不適合攻擊小縱深距離下的地面固定目標。根據(jù)兩種不同攻擊方式的優(yōu)點，可以考慮采用升力體裝載制導炸彈的攻擊模式，完成大縱深多目標的攻擊。

2.3 組合攻擊方式

飛行器實施攻擊時采用機動飛行來完成大范圍分布目標的攻擊任務(wù)。因此，本文考慮充分利用精確制導升力體飛行器的機動能力來完成大范圍機動飛行，采用投放制導炸彈對目標實施攻擊，并對兩種不同攻擊方案進行比較。

方案1考慮飛行器在攻擊多目標的機動飛行過程中，逐漸減低預(yù)定投放點的高度，計算出針對三個分散目標的攻擊彈道，如圖3所示。圖中實線表示升力體機動彈道，虛線表示制導炸彈攻擊彈道（以下圖形均如此表示）。

圖3 方案1攻擊彈道

采用此攻擊方式時，由于A點是初始投放點，飛行器沒有過大的速度損失，此時飛行速度大，投放高度高，制導炸彈投放后借助飛行器初始的動能攻擊目標，因此具有較高的命中速度。而隨著飛行器的機動飛行，大范圍的跳躍式機動飛行使得飛行器能量逐漸損失，到達B、C兩點時的飛行速度已經(jīng)減小，并且投放點高度也逐漸降低，導致制導炸彈命中目標時的速度也逐漸減小。雖然落點與目標的偏差在制導炸彈允許范圍以內(nèi)，但是降低了打擊效果。不同投放點位置及命中目標參數(shù)如表2所示。

表2 方案1投放點位置及命中目標參數(shù)

方案2考慮在該攻擊過程中，飛行器仍然進行機動飛行，而與攻擊方案1比較增加了預(yù)定投放點的高度，計算出針對三個分散目標的攻擊彈道，如圖4所示。

圖4 方案2攻擊彈道

采用該方案攻擊時，由于初始投放點飛行器參數(shù)沒有變化，A點投放制導炸彈后，命中目標參數(shù)也沒有變化。而B、C兩點與方案1相比較，投放高度有所增加，并且在兩次機動過程中高度沒有改變，只是進行了側(cè)向機動。與跳躍機動比較，側(cè)向機動造成的能量損失相對較小，飛行器達到預(yù)定投放點的速度較大，此時制導炸彈初始速度相對方案1也較大，并且投放高度高，使得炸彈命中目標時的速度也相應(yīng)提高，同時落點偏離目標的距離也在允許范圍以內(nèi)，打擊效果優(yōu)于方案1。不同投放點位置及命中目標參數(shù)如表3所示。

表3 方案2投放點位置及命中目標參數(shù)

通過上述分析，升力體攜帶制導炸彈，采用方案2實施攻擊效果更加理想，在落點偏差允許范圍內(nèi)，依然能夠保持較大的彈道傾角和命中速度。因此，采用方案2的組合攻擊方式，既解決了制導炸彈攻擊范圍小的缺點，又解決了升力體飛行器直接撞擊時，打擊目標單一以及由于能量損失造成命中速度低的問題，是比較可行的攻擊方式。

3 結(jié)論

總的來說，本文工作主要包括兩點：第一，分別對變結(jié)構(gòu)控制下的升力式飛行器直接撞擊目標和制導炸彈攻擊目標兩種方式進行了計算。結(jié)果顯示，飛行器直接撞擊目標時可以進行大范圍機動，但是打擊目標單一，命中速度較低；而制導炸彈攻擊時，打擊范圍較小，但是命中速度較高，單獨采用任何一種攻擊方式都不適合對大范圍分布的多目標進行有效打擊。第二，采用一種組合攻擊方式對飛行器攻擊過程進行仿真。通過計算發(fā)現(xiàn)，采用組合方式攻擊時，能夠充分利用兩種攻擊方式的優(yōu)點，既能實現(xiàn)對大范圍分布的多目標實施打擊，又能保證較大的彈道傾角和命中速度。驗證了組合攻擊方式的可行性，說明升力式飛行器采用組合攻擊方式更能高效地打擊地面目標。

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