基于彈道制導(dǎo)一體化的巡航飛行器末制導(dǎo)方案研究

穆育強(qiáng) 王丹曄 孫曉松 黃興李 陳新民

1．北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所,北京 100076

超聲速巡航飛行器已經(jīng)成為當(dāng)今巡航飛行器的重點(diǎn)發(fā)展方向[1]。為滿足信息化戰(zhàn)爭條件下智能化精確作戰(zhàn)任務(wù)需要，巡航飛行器開始從亞聲速向超聲速方向發(fā)展，精度的要求也越來越高。故此，高精度的末制導(dǎo)技術(shù)成為超聲速巡航飛行器的設(shè)計(jì)關(guān)鍵之一[2-3]。

在進(jìn)行巡航飛行器末制導(dǎo)設(shè)計(jì)過程中，不僅需要考慮末制導(dǎo)采用何種制導(dǎo)體制，提高制導(dǎo)精度，同時(shí)需要考慮如何提高目標(biāo)捕獲概率。文獻(xiàn)[4]給出了一種采用慣性/雷達(dá)/紅外復(fù)合末制導(dǎo)方案。文獻(xiàn)[5]從自控終點(diǎn)誤差、目標(biāo)散布及射擊方式等方法綜合分析，提出減小自控終點(diǎn)誤差及降低對搜索扇面要求，從而提高捕獲性能的思路。文獻(xiàn)[6]則從海面雜波、箔條沖淡干擾及風(fēng)干擾入手，提出使飛行器處于順風(fēng)位置提高捕獲概率的方法。

考慮結(jié)合單機(jī)研制水平設(shè)計(jì)彈道制導(dǎo)方案，確保在各類偏差干擾下捕獲目標(biāo)的同時(shí)實(shí)現(xiàn)高精度命中目標(biāo)。

本文基于飛行器的總體方案及對控制系統(tǒng)指標(biāo)要求，結(jié)合彈道及制導(dǎo)單機(jī)指標(biāo)進(jìn)行一體化方案設(shè)計(jì)，確定彈道關(guān)鍵點(diǎn)要求和導(dǎo)引頭開機(jī)方案及要求，實(shí)現(xiàn)巡航飛行器的高精度末制導(dǎo)，為末制導(dǎo)總體方案確定奠定基礎(chǔ)。

1 制導(dǎo)總體方案概述

在巡航飛行器總體方案論證過程中，首先需要確定制導(dǎo)體制。巡航飛行器的基本制導(dǎo)方式為：飛行初中段為慣性制導(dǎo)；末段為慣導(dǎo)/GPS/主/被動(dòng)雷達(dá)或者紅外。新一代巡航導(dǎo)彈往往采用紅外成像或主動(dòng)雷達(dá)末制導(dǎo)提高精度?？紤]到巡航飛行器的飛行環(huán)境為海面，不適合地形匹配及景象匹配制導(dǎo)，故此需要引入末制導(dǎo)導(dǎo)引頭?？紤]到導(dǎo)引頭布放空間及天線可透波區(qū)限制，難以實(shí)現(xiàn)多模復(fù)合制導(dǎo)，故此考慮采用主動(dòng)雷達(dá)導(dǎo)引頭。經(jīng)過多方案比較分析，確定采用“慣性+主動(dòng)雷達(dá)末制導(dǎo)”的制導(dǎo)方案。

飛行器末端飛行過程中要經(jīng)歷導(dǎo)引頭開機(jī)，開機(jī)對飛行器姿態(tài)提出要求，同時(shí)考慮到開機(jī)過程的交班誤差，對導(dǎo)引頭開機(jī)時(shí)刻距目標(biāo)的距離提出要求。捕獲目標(biāo)后考慮到突防需要又要轉(zhuǎn)入低空巡航。眾多因素需要綜合考慮，其好壞直接影響末制導(dǎo)能力及性能好壞，需要結(jié)合制導(dǎo)能力及單機(jī)要求開展彈道設(shè)計(jì)。

2 末制導(dǎo)交班誤差分析

首先重點(diǎn)分析引起末制導(dǎo)交班誤差的幾大關(guān)鍵因素。當(dāng)導(dǎo)引頭捕獲目標(biāo)時(shí)，除了導(dǎo)引頭自身的測量誤差外，縱向上的主要誤差為目標(biāo)定位誤差及目標(biāo)機(jī)動(dòng)誤差。而橫向上除了縱向的誤差因素外，還有瞄準(zhǔn)不準(zhǔn)確所帶來的橫向誤差。故此需要對以上誤差進(jìn)行分析，得到末制導(dǎo)交班誤差區(qū)域，便于開展誤差分析及方案彈道設(shè)計(jì)。

對應(yīng)給定的射程R(km)，考慮采用自瞄準(zhǔn)方案，目前靜基座自對準(zhǔn)精度為△ε(Rad)(3σ)，會(huì)造成橫向交班位置偏差約為R△ε(km)，而目標(biāo)活動(dòng)最大半徑為r1(km)，目標(biāo)初始定位偏差為r2(km)(3σ)。這樣末制導(dǎo)交班誤差區(qū)域?yàn)橐猿跏寄繕?biāo)點(diǎn)為中心，長半軸為b(km)(3σ)，短半軸為a(km)(3σ)的橢圓，如圖1所示。

圖1 最大射程及標(biāo)準(zhǔn)瞄準(zhǔn)點(diǎn)確定

圖1中，A點(diǎn)為導(dǎo)引頭開機(jī)點(diǎn)，O點(diǎn)為標(biāo)準(zhǔn)彈道瞄準(zhǔn)點(diǎn)，D點(diǎn)和E點(diǎn)分別為交班誤差橢圓縱向近端點(diǎn)和遠(yuǎn)端點(diǎn)，F(xiàn)為最大射程點(diǎn)。

3 基于彈道、末制導(dǎo)能力及單機(jī)水平的導(dǎo)引頭開機(jī)方案分析

圖1中，以A點(diǎn)為圓心，OA為半徑畫圓，將交班區(qū)域劃為2個(gè)區(qū)域：OBDC和OBEC。針對標(biāo)準(zhǔn)彈道射程，OBDC區(qū)域是可以覆蓋的區(qū)域，OBEC區(qū)域是無法覆蓋的區(qū)域(畫斜線的區(qū)域)。其中覆蓋區(qū)域指到導(dǎo)引頭開機(jī)可以捕獲目標(biāo)的區(qū)域。因此，需針對標(biāo)準(zhǔn)瞄準(zhǔn)點(diǎn)留有射程余量，考慮橫向修正需要縱向具有更多的射程，同時(shí)考慮到一定設(shè)計(jì)余量，假設(shè)兩項(xiàng)綜合影響需要縱向射程余量為c(km)，則總需a+c的射程。因此，彈道標(biāo)準(zhǔn)瞄準(zhǔn)點(diǎn)O定為：最大射程減去(a+c)km。

確定彈道標(biāo)準(zhǔn)瞄準(zhǔn)點(diǎn)后需要分析導(dǎo)引頭開機(jī)點(diǎn)。導(dǎo)引頭開機(jī)需要考慮如下因素：

1)受到作用距離研制水平限制，需要結(jié)合彈道特征、下壓能力及修正能力綜合考慮；

2)由于導(dǎo)引頭工作時(shí)伺服機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)動(dòng)框架范圍的限制和搜索捕獲目標(biāo)的需要，對開機(jī)時(shí)的彈頭姿態(tài)提出嚴(yán)格要求；

3)導(dǎo)引頭開機(jī)工作時(shí)，需要考慮保證末制導(dǎo)修正能力，同時(shí)需要考慮彈道最大射程及攻擊覆蓋范圍，從而確定最佳開機(jī)點(diǎn)。

根據(jù)如上因素，在此參考圖2進(jìn)行末制導(dǎo)能力分析。

圖2 末制導(dǎo)能力分析

考慮最優(yōu)比例導(dǎo)引過載變化特性及選取的有效導(dǎo)航比，低空巡航平均過載修正能力為nav。按過載修正能力nav計(jì)算，若修正最大b(km)的橫向交班偏差，考慮低空巡航速度為Vlow時(shí)，則需要導(dǎo)引頭至少有d(km)用于修正的航程。此時(shí)，導(dǎo)引頭開機(jī)點(diǎn)A距O點(diǎn)為d(km)，距最遠(yuǎn)射程點(diǎn)F為(a+c+d)km。

對于交班橢圓的遠(yuǎn)端半橢圓區(qū)域，橫向交班偏差小于b(km)，航程大于f(km)，因此修正能力足夠。

對于交班橢圓的近端半橢圓區(qū)域，考慮到其中任一點(diǎn)的彈目距離都大于所需修正距離，故此修正能力足夠。

因此，設(shè)定導(dǎo)引頭距最遠(yuǎn)射程點(diǎn)F點(diǎn)為(a+c+d)km開機(jī)(最小距離開機(jī)點(diǎn))。考慮導(dǎo)引頭開機(jī)時(shí)的姿態(tài)要求，需要為姿控系統(tǒng)穩(wěn)定留出一定時(shí)間，假設(shè)需要g(km)，因此，需要彈道下壓穩(wěn)定時(shí)的G點(diǎn)距最遠(yuǎn)射程點(diǎn)F至少為(a+c+d+g)km。同時(shí)，為保證攻擊精度，要求彈道下壓到低空時(shí)，需穩(wěn)定飛行e(km)航程然后到達(dá)目標(biāo)點(diǎn)。目標(biāo)點(diǎn)最近為D點(diǎn)，因此，彈道下壓到低空時(shí)距最遠(yuǎn)射程點(diǎn)F至少要有(2a+c+e)km。

4 末制導(dǎo)要求的確定

4.1 彈道關(guān)鍵點(diǎn)要求

根據(jù)上述分析結(jié)果，結(jié)合制導(dǎo)能力分析和導(dǎo)引頭指標(biāo)約束，可以得到方案彈道的關(guān)鍵點(diǎn)要求如圖3所示。

圖3 彈道關(guān)鍵點(diǎn)

其中BECD構(gòu)成末制導(dǎo)交班誤差橢圓；

O為彈道標(biāo)準(zhǔn)瞄準(zhǔn)點(diǎn)，末制導(dǎo)交班誤差橢圓的中心點(diǎn)，O點(diǎn)定義為最大射程減(a+c)km；

B，C點(diǎn)分別為末制導(dǎo)交班誤差橢圓橫向最左端點(diǎn)和最右端點(diǎn)，OB=OC=b(km)；

D，E點(diǎn)分別為末制導(dǎo)交班誤差橢圓縱向最左端點(diǎn)和最右端點(diǎn)，OD=OE=a(km)；

F為彈道最大射程點(diǎn)；

A為導(dǎo)引頭開機(jī)點(diǎn)，A定為距O點(diǎn)d(km)，距最遠(yuǎn)射程F點(diǎn)(a+c+d)km；

H為下壓到低空巡航點(diǎn)，H定為距O點(diǎn)(a+e)km，距最遠(yuǎn)射程點(diǎn)F點(diǎn)(2a+c+e)km；

G為下壓結(jié)束點(diǎn)，距最遠(yuǎn)射程F點(diǎn)距離大于(a+c+d+g)km；

由于導(dǎo)引頭和雷達(dá)高度表工作條件的限制，彈道從下壓到G點(diǎn)到擊中目標(biāo)過程中，要求彈道傾角變化要平滑，保證俯仰姿態(tài)角變化不超過±10°。

4.2 導(dǎo)引頭開機(jī)方案要求

從目前主動(dòng)雷達(dá)導(dǎo)引頭的研制水平來看，考慮雨衰影響，作用距離的極限為R(km)，開機(jī)點(diǎn)距離最遠(yuǎn)射程點(diǎn)F為(a+c+d)km，需要保證(a+c+d)

5 制導(dǎo)系統(tǒng)仿真驗(yàn)證

為了進(jìn)一步驗(yàn)證制導(dǎo)對彈道要求的正確性，保證末制導(dǎo)方案的可行性，考慮到各種產(chǎn)品、方法與單機(jī)工具誤差建立各種誤差干擾模型，并根據(jù)誤差種類的不同分為各種不同彈道用例，詳細(xì)分析各種誤差干擾對命中精度的影響?？紤]到制導(dǎo)系統(tǒng)與姿控系統(tǒng)的緊密耦合，結(jié)合姿控系統(tǒng)的實(shí)現(xiàn)能力及舵機(jī)模型，綜合各種誤差模型進(jìn)行制導(dǎo)姿控聯(lián)合六自由度數(shù)學(xué)仿真，充分驗(yàn)證制導(dǎo)姿控系統(tǒng)性能，并檢驗(yàn)制導(dǎo)控制系統(tǒng)是否滿足總體技術(shù)指標(biāo)要求。

在此考慮到各類偏差影響，得到總均方和誤差如表1所示。

表1 均方和結(jié)果

從表1可以看出，在各種誤差干擾影響下，在保證捕獲目標(biāo)的前提下，低空飛行的最大高度誤差、馬赫數(shù)誤差及合成攻角都符合任務(wù)要求，同時(shí)最終的縱向脫靶量、橫向脫靶量、速度偏差、彈道傾角與攻角也滿足任務(wù)要求。

在此考慮最大橫向交班偏差條件下的仿真，如圖3所示的B點(diǎn)，得到的仿真結(jié)果如圖4～5及表2所示。

圖4 橫向修正結(jié)果

圖5 姿態(tài)保持效果

表2 最大橫向初始偏差下的仿真結(jié)果

從圖5中可以看出對于B點(diǎn)可以實(shí)現(xiàn)橫向修正，俯仰姿態(tài)角的姿態(tài)保持效果很好，姿態(tài)變化不超過0.3°。從表2也可以看出在此偏差條件下，低空飛行的最大高度誤差、馬赫數(shù)誤差及合成攻角都符合指標(biāo)要求，同時(shí)最終的縱向脫靶量、橫向脫靶量、速度偏差、彈道傾角與攻角也符合指標(biāo)要求。

6 結(jié)論

本文以巡航飛行器為對象，從總體要求出發(fā)，在詳細(xì)分析末制導(dǎo)交班誤差的基礎(chǔ)上，綜合考慮制導(dǎo)與彈道及單機(jī)指標(biāo)的相互耦合及影響，進(jìn)行彈道制導(dǎo)一體化設(shè)計(jì)，分析導(dǎo)引頭開機(jī)方案要求，并根據(jù)設(shè)計(jì)結(jié)果提出了末制導(dǎo)中的彈道關(guān)鍵點(diǎn)要求和導(dǎo)引頭開機(jī)方案及要求，實(shí)現(xiàn)了巡航飛行器的高精度末制導(dǎo)設(shè)計(jì)。通過數(shù)學(xué)仿真說明此設(shè)計(jì)方法的正確性及有效性，可以滿足設(shè)計(jì)需要。此方法不僅開拓了制導(dǎo)設(shè)計(jì)的新思路，而且為飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供了有益的嘗試，對后續(xù)的工程設(shè)計(jì)具有較好的借鑒意義，同時(shí)可應(yīng)用于各類巡航飛行器的設(shè)計(jì)中。

參 考 文 獻(xiàn)

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