誘餌誘偏條件下反輻射無人機(jī)攻擊過程建模仿真分析

潘 奎，潘英鋒，陳 蓓，冷 毅

（1.空軍預(yù)警學(xué)院，武漢430019；2.解放軍95645部隊(duì)，重慶430037）

0 引 言

反輻射無人機(jī)（ARUAV）是反輻射武器的一種，可以對敵方各種體制雷達(dá)進(jìn)行攻擊，是近年來無人機(jī)在電子戰(zhàn)應(yīng)用方面的發(fā)展重點(diǎn)[1]。它是在無人機(jī)上安裝被動導(dǎo)引頭和引信戰(zhàn)斗部，通過導(dǎo)引頭截獲、識別、跟蹤目標(biāo)雷達(dá)，并實(shí)時檢測與目標(biāo)雷達(dá)的角度誤差信號或視線角速度誤差信號，形成控制指令，不斷調(diào)整無人機(jī)的飛行姿態(tài)，修正制導(dǎo)誤差，實(shí)現(xiàn)自動尋的，最終確保無人機(jī)準(zhǔn)確地命中雷達(dá)目標(biāo)[2]。隨著ARUAV在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中的廣泛使用，對抗ARUAV攻擊的方法不斷創(chuàng)新。研究如何提高ARUAV的攻擊效能就顯得尤為重要。在研究ARUAV作戰(zhàn)模型中，文獻(xiàn)[3]針對采用附加輻射源對抗ARUAV的應(yīng)用場合，建立了ARUAV的攻擊運(yùn)動模型。文獻(xiàn)[4]根據(jù)電磁場理論、天線技術(shù)、ARUAV導(dǎo)引頭測向和跟蹤原理等基本理論，建立了ARUAV實(shí)施測向、跟蹤、俯沖攻擊等多個過程的動態(tài)仿真模型。但文獻(xiàn)[3]～[4]建立的模型均忽略了ARUAV在運(yùn)動過程中，導(dǎo)引頭天線視場范圍內(nèi)輻射源變化情況對測向跟蹤的影響這一重要因素。因?yàn)樵谀┲茖?dǎo)階段，機(jī)體飛行姿態(tài)的變化和導(dǎo)引頭天線指向的調(diào)整，有可能造成某些誘餌脫離導(dǎo)引頭天線視場，導(dǎo)致測向結(jié)果跳變，引起無人機(jī)跟蹤姿態(tài)較大調(diào)整，對無人機(jī)最終落點(diǎn)位置產(chǎn)生較大影響。本文基于采用比相體制導(dǎo)引頭技術(shù)的ARU－AV，在綜合考慮機(jī)體姿態(tài)和導(dǎo)引頭天線指向因素對最終測向結(jié)果影響的基礎(chǔ)上，建立了末制導(dǎo)階段ARUAV攻擊過程的動態(tài)模型。

1 幾種坐標(biāo)系及相互間變換關(guān)系

當(dāng)反輻射導(dǎo)引頭鎖定目標(biāo)輻射源后，ARUAV進(jìn)入末制導(dǎo)階段，末制導(dǎo)系統(tǒng)控制ARUAV完成攻擊前姿態(tài)調(diào)整、攻擊過程中引導(dǎo)、目標(biāo)丟失后的拉起恢復(fù)或抗關(guān)機(jī)導(dǎo)引等任務(wù)。在雷達(dá)誘餌誘偏條件下，為了便于研究ARUAV的姿態(tài)角、飛行速度等變化情況，分析誘餌誘偏對ARUAV飛行路徑的影響，首先要建立起地面坐標(biāo)系、機(jī)體坐標(biāo)系、天線坐標(biāo)系和平動坐標(biāo)系的數(shù)學(xué)模型和相互間坐標(biāo)變換關(guān)系。

1.1 幾種坐標(biāo)系定義

1.1.1 地面坐標(biāo)系O－XYZ

坐標(biāo)原點(diǎn)O取地面雷達(dá)陣地處，OX軸在雷達(dá)水平面面內(nèi)，向東為正方向，OY軸垂直于雷達(dá)水平面向上，OZ軸和OXY平面垂直，O－XYZ為右手直角坐標(biāo)系，其中在地面坐標(biāo)系中點(diǎn)的坐標(biāo)表示為：

1.1.2 平動坐標(biāo)系O－XdYdZd

其坐標(biāo)原點(diǎn)O為機(jī)體質(zhì)心，在機(jī)體飛行中，平動坐標(biāo)系三坐標(biāo)軸始終保持與地面坐標(biāo)系三坐標(biāo)軸平行，其中在平動坐標(biāo)系中點(diǎn)的坐標(biāo)表示為：

1.1.3 機(jī)體坐標(biāo)系O－XmYmZm

坐標(biāo)原點(diǎn)O取ARUAV機(jī)體質(zhì)心。OXm軸與ARUAV縱對稱軸一致，指向頭部為正，OYm軸在ARUAV縱向?qū)ΨQ面內(nèi)，垂直于OXm軸，向上為正，OZm軸垂直于縱向?qū)ΨQ面OXmYm平面，指向右翼，組成右手直角坐標(biāo)系，其中在機(jī)體坐標(biāo)系中點(diǎn)的坐標(biāo)表示為：

1.1.4 天線坐標(biāo)系O－XpYpZp

坐標(biāo)原點(diǎn)O取天線中心即天線單元1處。OXp軸位于俯仰面天線子陣線上，指向長基線上天線單元為正，OYp軸垂直于天線陣面，向外為正，OZp軸位于俯仰面天線子陣線上，垂直于縱向?qū)ΨQ面OXpYp平面，組成右手直角坐標(biāo)系，其中在天線坐標(biāo)系中點(diǎn)的坐標(biāo)表示為：

1.2 ARUAV飛行姿態(tài)定義及角度關(guān)系

根據(jù)攻擊條件的變化，考慮到反輻射無人攻擊機(jī)采用常值穩(wěn)定滾動通道，反輻射無人攻擊機(jī)舵面相對零位的小偏角對攻擊彈道特性的影響可忽略不計(jì)，在建立反輻射無人攻擊機(jī)的彈道方程時，僅對其垂直和水平通道進(jìn)行分析，并建立反輻射無人攻擊機(jī)在垂直和水平平面的運(yùn)動方程[5]。因此，確定無人機(jī)在空間的飛行姿態(tài)可以用俯仰角和偏航角來表示，其關(guān)系如圖1所示，定義如下：ξ為ARUAV俯仰角，是指ARUAV的縱軸OXm與OXdZd平面的夾角，向上為正，反之為負(fù)；γ為ARUAV偏航角，是指ARUAV縱軸OXm在OXdZd平面的投影OXm與OXd軸的夾角，以O(shè)Xd軸逆時針轉(zhuǎn)至OX′m為正，反之為負(fù)。

圖1 無人機(jī)飛行方向示意圖

1.3 目標(biāo)方向角定義及關(guān)系

如圖2所示，導(dǎo)引頭天線陣中軸線和機(jī)體中軸線在水平面投影重合，根據(jù)目標(biāo)在機(jī)體和天線坐標(biāo)系中位置關(guān)系來確定目標(biāo)方向角度定義及轉(zhuǎn)換關(guān)系，定義如下：α為目標(biāo)方位角，是指在大地坐標(biāo)系的水平面上，目標(biāo)相對于導(dǎo)引頭天線陣中軸線的夾角，如圖2中的α1和α2，當(dāng)目標(biāo)輻射源位于ARUAV中軸線左側(cè)為負(fù)，反之為正；β為目標(biāo)俯仰角，又稱縱向角偏差，是指在大地坐標(biāo)系的垂直面上，目標(biāo)相對于導(dǎo)引頭天線中軸線的夾角（如圖2），當(dāng)目標(biāo)位于天線陣中軸線下側(cè)時為負(fù)，反之為正；θ為導(dǎo)引頭天線框架角，是指導(dǎo)引頭天線陣中軸線與機(jī)體中軸線的夾角（如圖2所示），天線陣中軸線位于機(jī)體中軸線下側(cè)，定義框架角為負(fù)，反之為正；α′為側(cè)向偏差角（如圖2），是指在大地坐標(biāo)系的水平面上，目標(biāo)相對于機(jī)體中軸線的夾角，當(dāng)目標(biāo)輻射源位于ARUAV中軸線左側(cè)時為負(fù)，反之為正，顯然α′＝α；β′為縱向偏差角，如圖2，是指在大地坐標(biāo)系的垂直面上，目標(biāo)相對于機(jī)體中軸線的夾角，當(dāng)目標(biāo)位于天線陣中軸線下側(cè)時為負(fù)，反之為正，顯然β′＝β＋θ。

圖2 比相體制導(dǎo)引頭定位目標(biāo)示意圖

1.4 幾種坐標(biāo)系相互間變換關(guān)系

各坐標(biāo)系間變換關(guān)系分析同文獻(xiàn)[4]，根據(jù)上述角度關(guān)系，可以得出各種坐標(biāo)系間關(guān)系。

機(jī)體坐標(biāo)系O－XmYmZm到平動坐標(biāo)系O－XdYdZd之間旋轉(zhuǎn)矩陣為：

天線坐標(biāo)系O－XpYpZp到機(jī)體坐標(biāo)系之間旋轉(zhuǎn)矩陣為：

天線坐標(biāo)系O－XpYpZp到平動坐標(biāo)系O－XdYdZd之間旋轉(zhuǎn)矩陣為：

平動坐標(biāo)系O－XdYdZd到大地坐標(biāo)系O－XYZ間的位移矩陣為：

式中：xk，yk，zk為 ARUAV在tk時刻位置坐標(biāo)。

在實(shí)際建模中，可以確定各個輻射源在大地坐標(biāo)系中的位置、無人機(jī)在大地坐標(biāo)系中的位置、無人機(jī)的飛行方向和飛行姿態(tài)，導(dǎo)引頭天線陣元在天線坐標(biāo)系中的位置、導(dǎo)引頭的框架角，通過上述坐標(biāo)變換，便可將定義在不同天線坐標(biāo)系下的目標(biāo)變換到同一個坐標(biāo)系下，從而可以方便分析計(jì)算。

2 ARUAV末制導(dǎo)階段飛行過程建模

導(dǎo)引頭識別和截獲到目標(biāo)后，進(jìn)入末制導(dǎo)段。末制導(dǎo)段由調(diào)姿定位段和俯沖攻擊段組成。首先按照一定的控制規(guī)律控制無人機(jī)完成水平調(diào)姿定位，當(dāng)導(dǎo)引頭框架角絕對值大于俯沖攻擊門限值后，進(jìn)入俯沖追蹤階段，而且在俯沖攻擊階段，ARUAV仍然根據(jù)導(dǎo)引頭框架角信息和測角信息不停調(diào)整攻擊姿態(tài)，最終以一定的命中角度攻擊目標(biāo)[6-7]。因此，末制導(dǎo)階段是決定無人機(jī)攻擊效果的關(guān)鍵階段。

2.1 ARUAV末制導(dǎo)階段飛行過程分析

由ARUAV制導(dǎo)控制原理可知，在末制導(dǎo)階段，導(dǎo)引頭天線按照自己的測向周期對目標(biāo)實(shí)時進(jìn)行測向并控制天線隨動系統(tǒng)以控制天線轉(zhuǎn)動，實(shí)現(xiàn)目標(biāo)跟蹤。同時，導(dǎo)引頭每隔一定時間（即測向傳輸周期），向飛控制系統(tǒng)上傳導(dǎo)引頭天線實(shí)測數(shù)據(jù)和天線框架角信息，飛控制系統(tǒng)根據(jù)上一時刻無人機(jī)的位置和速度方向矢量，調(diào)整飛行姿態(tài)，修正瞄準(zhǔn)誤差，經(jīng)過處理可以得到下一仿真時刻無人機(jī)的位置、速度方向矢量及天線指向。當(dāng)導(dǎo)引頭框架角大于70°時，無人機(jī)進(jìn)入俯沖攻擊階段。

隨著ARUAV與多誘餌誘偏系統(tǒng)的空間相對位置的變化，其攻擊方向和導(dǎo)引頭天線跟蹤方向也將相應(yīng)發(fā)生變化。當(dāng)ARUAV飛行到一定位置，將有輻射源脫離導(dǎo)引頭的視場，ARUAV又將跟蹤視場范圍內(nèi)的剩余輻射源合成場相位或能量中心。因此，如圖3所示，ARUAV的末制導(dǎo)過程實(shí)際上是跟蹤多點(diǎn)源合成場到單點(diǎn)源的飛行過程。

圖3 輻射源脫離導(dǎo)引頭天線視場示意圖

ARUAV的運(yùn)動過程相當(dāng)復(fù)雜，對其進(jìn)行精確的仿真將非常困難。為了討論問題的方便，在對反輻射無人機(jī)運(yùn)動過程進(jìn)行模擬時，可采用圖4所示的運(yùn)動模型。

圖4 ARUAV飛控模型示意圖

設(shè)定ARUAV機(jī)體重心和天線陣中心處于同一點(diǎn)，對ARUAV的主要考查對象是無人機(jī)在每一時刻的位置、速度矢量，經(jīng)飛控系統(tǒng)控制調(diào)整后下一時刻無人機(jī)的位置、速度矢量。為了考慮導(dǎo)引頭天線視場內(nèi)輻射源情況，還得考查每一時刻導(dǎo)引頭天線的指向。由于ARUAV在末制導(dǎo)階段的姿態(tài)調(diào)整中保持水平無傾斜轉(zhuǎn)彎，因此，飛行姿態(tài)調(diào)整可以看著是沿著機(jī)體的橫向和縱向做圓弧運(yùn)動，如圖5所示，其運(yùn)動軌跡為橫向和縱向運(yùn)動的合成。通過迭代運(yùn)算，可以仿真得到ARUAV的末制導(dǎo)飛行運(yùn)動軌跡。

圖5 無人機(jī)在飛行跟蹤階段飛行狀態(tài)示意圖

假設(shè)ARUAV導(dǎo)引頭天線測向周期為Δt，上傳飛控系統(tǒng)的傳輸周期為ΔT。無人機(jī)速度恒定為V，最大橫向過載為nmax1，最大俯沖向下過載為nmax2，最大俯沖向上過載為nmax3，天線最大跟蹤角速度ωmax，相比無人機(jī)自身過載而言，重力的影響較小，為了討論問題的方便，忽略重力加速度。

在tk時 刻，ARUAV 位 置 為 Ak＝ [xk，yk，zk]T，飛行偏航角度為γk，飛行俯仰角度為ξk，天線框架角度為θk。在該時刻，導(dǎo)引頭實(shí)際測得目標(biāo)方位角度為αk，俯仰角度βk。則側(cè)向偏差角度α′k＝αk，縱向偏差角度β′k＝βk＋θk。無人機(jī)將根據(jù)該時刻測角偏差信息控制無人機(jī)姿態(tài)調(diào)整，經(jīng)過ΔT，在tk＋1時刻，ARUAV 飛行至處，飛行偏航角度為γk＋1，飛行俯仰角度為ξk＋1，天線框架角為θk＋1，此時測得目標(biāo)方位角度為αk＋1，俯仰角度βk＋1，側(cè)向偏差角，縱向偏差角。根據(jù)解算出來的角偏差信號，控制ARUAV進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整，使機(jī)體和天線始終向?qū)?zhǔn)目標(biāo)的方向調(diào)整。當(dāng)ΔT足夠小時，所在方向可以作為ARUAV在Ak＋1處的速度方向[8]。

在ΔT時間內(nèi)，ARUAV橫向和縱向能夠轉(zhuǎn)過的最大角度分別為[9]：

以tk時刻的機(jī)體坐標(biāo)為參考，ARUAV橫向調(diào)整情況可表示為圖6所示情況[9]。

圖6 ARUAV橫向運(yùn)動示意圖

在ΔT時間內(nèi)，ARUAV橫向調(diào)整位移為：

在ΔT時間內(nèi)，導(dǎo)引頭天線始終按照自己的周期進(jìn)行測向和天線跟蹤。在測向周期Δt時間內(nèi)，天線能夠調(diào)整角度為：

以tk時刻的機(jī)體坐標(biāo)為參考，ARUAV縱向調(diào)整情況如圖7所示。

圖7 ARUAV縱向運(yùn)動示意圖

同理，在ΔT時間內(nèi)，ARUAV縱向調(diào)整位移為：

以tk時刻機(jī)體坐標(biāo)為參考，ARUAV在ΔT時間段機(jī)體調(diào)整位移為：

綜合上述推導(dǎo)，可以計(jì)算得出tk＋1時刻ARUAV所在位置坐標(biāo)：

進(jìn)而，可以確定tk＋1時刻飛行速度方向和天線的框架角分別為：

依此類推，可以得到在誘偏條件下無人機(jī)整個末制導(dǎo)階段的飛行軌跡和最終落點(diǎn)。

2.2 輻射源分離條件的確定

ARUAV對多點(diǎn)源的攻擊過程中，機(jī)體到輻射源的距離不斷變化，飛行姿態(tài)和導(dǎo)引頭天線指向都在不斷調(diào)整，因此，導(dǎo)引頭視場范圍內(nèi)的輻射源也時刻處于變化之中。當(dāng)ARUAV足夠遠(yuǎn)時，所有輻射源均處于導(dǎo)引頭分辨角內(nèi)，隨著ARUAV不斷接近輻射源，各輻射源相對于導(dǎo)引頭天線陣中軸線的夾角不斷變化，當(dāng)某一個輻射源的夾角大于Δθ／2（導(dǎo)引頭分辨角）時，該輻射源將脫離導(dǎo)引頭的視場，在這一時刻不再對ARUAV產(chǎn)生誘偏，導(dǎo)引頭測得的角度數(shù)據(jù)將是剩余輻射源的合成相位中心。因而，在研究ARUAV攻擊多點(diǎn)源過程中，考慮導(dǎo)引頭視場范圍內(nèi)的輻射源數(shù)量及變化情況顯得尤為重要。

以天線坐標(biāo)系為參考，假設(shè)在tk輻射源i在坐標(biāo)中的坐標(biāo)為，則

各輻射源達(dá)到臨界位置條件是：

3 ARUAV攻擊過程仿真

應(yīng)用前面分析誘餌理論和推導(dǎo)的ARUAV攻擊多點(diǎn)源誘偏系統(tǒng)的公式可對由雷達(dá)和附加誘餌源的有源誘騙系統(tǒng)攻擊效果進(jìn)行仿真。

圖8為ARUAV入侵示意圖，α為入侵角，即ARUAV入侵時飛行方向在大地坐標(biāo)中投影與OX軸的夾角，以O(shè)X軸方向?yàn)闇?zhǔn)，右側(cè)為正，反之為負(fù)。

假設(shè)誘餌信號始終“包裹”著雷達(dá)信號，采用前沿采樣技術(shù)導(dǎo)引頭只可能采樣到誘餌信號[10]，對其進(jìn)行測頻、測向和跟蹤。假設(shè)ARUAV導(dǎo)引頭視場角為60°，導(dǎo)引頭基線長度為0.15cm，測向傳輸周期為50ms，飛行速度為80m／s（速度恒定），飛行高度為2 000m，橫向機(jī)動過載為3g，俯仰過載5g，最大殺傷半徑為30m。

（1）ARUAV對雷達(dá)和單誘餌的動態(tài)攻擊過程

圖8 ARUAV從固定高度入侵示意圖

ARUAV起始入侵角分別為120°和180°。雷達(dá)位置坐標(biāo)為：（0m，0m，－150m），誘餌的位置坐標(biāo)為：（0m，0m，150m）。

如圖9、圖10所示，對于單點(diǎn)源，導(dǎo)引頭天線調(diào)整能夠穩(wěn)定跟蹤誘餌信號，引導(dǎo)ARUAV不斷調(diào)整姿態(tài)指向誘餌，爆炸點(diǎn)為：（1.1m，0m，149.58m），（0.3m，0m，149.7m），誘餌被摧毀。由此可見，對于雷達(dá)配置單個誘餌，無人機(jī)均能有效摧毀誘餌，最終能夠摧毀雷達(dá)。

圖9 入侵角120°時攻擊航跡圖

（2）ARUAV對雷達(dá)和兩誘餌動態(tài)攻擊過程

設(shè)ARUAV分別從誘餌連線兩側(cè)向坐標(biāo)原點(diǎn)入侵，入侵角分別為－150°和70°。雷達(dá)位置坐標(biāo)為：（－2 6 0m，0m，0m），誘餌1的位置坐標(biāo)為：（0m，0m，1 5 0m），誘餌2的位置坐標(biāo) 為：（0m，0m，－150m）。

圖10 入侵角180°時攻擊航跡圖

從理論上說，由于2個誘餌頻率、功率、天線方向性均相同、發(fā)射的信號在時頻域高度重疊，兩誘餌的合成相位中心較為穩(wěn)定且在兩誘餌連線中點(diǎn)處。比相體制導(dǎo)引頭無法分辨合成場中所含輻射源的數(shù)目，導(dǎo)引頭天線陣元間的相位差將是誘餌信號在天線陣元處合成相位的差值，這時導(dǎo)引頭測得方向是兩誘餌的合成相位中心[11-13]。因此，ARUAV 的末制導(dǎo)階段軌跡應(yīng)向兩誘餌中心處飛去，落點(diǎn)應(yīng)位于2個誘餌的中間。但圖10、圖11所示的爆炸點(diǎn)分別為（－15.6，0，－37.1）和（3.5，0，77.7），并不是在誘餌連線中點(diǎn)（0，0，0）處，雷達(dá)和誘餌均安全。

圖11 入侵角－150°時攻擊航跡圖

從圖11、圖12和表1可以看出，在兩誘餌誘偏條件下，當(dāng)ARUAV調(diào)整攻擊姿態(tài)至某一位置時，其中有一誘餌將脫離導(dǎo)引頭天線視場，導(dǎo)引頭只對另一誘餌進(jìn)行測向并引導(dǎo)ARUAV飛行姿態(tài)由指向誘餌1、2的中心向該誘餌位置調(diào)整，但由于高度和無人機(jī)自身機(jī)動性限制，當(dāng)調(diào)整姿態(tài)到另一位置時，剩余誘餌也將脫離天線視場，無人機(jī)將按照此刻測向數(shù)據(jù)進(jìn)行攻擊，最終在爆炸高度允許范圍內(nèi)引爆。從表1數(shù)據(jù)可以看出，當(dāng)無人機(jī)入侵方向不一樣，誘餌分離順序和位置不同，爆炸點(diǎn)位置也就不一樣。當(dāng)ARUAV從誘餌1一側(cè)入侵，則誘餌2先脫離導(dǎo)引頭天線視場，爆炸點(diǎn)位置接近誘餌1；當(dāng)從誘餌2一側(cè)入侵，則誘餌1先脫離導(dǎo)引頭天線視場，爆炸點(diǎn)位置接近誘餌2；而且，最終兩誘餌都將脫離天線視場范圍。

圖12 入侵角70°時攻擊航跡圖

表1 兩誘餌條件下ARUAV關(guān)鍵點(diǎn)位置數(shù)據(jù)列表

（3）ARUAV對雷達(dá)和三誘餌動態(tài)攻擊過程

設(shè)ARUAV分別從誘餌1、2和2、3連線區(qū)域入侵，入侵角分別為－150°和120°。雷達(dá)位置坐標(biāo)為：（－2 6 0m，0m，0m），誘餌1的位置坐標(biāo)為：（0m，0m，1 5 0m），誘餌2的位置坐標(biāo)為：（0m，0m，－150m），誘餌3的位置坐標(biāo)為：（260m，0m，0m）。

三誘餌信號到達(dá)導(dǎo)引頭各天線陣元的距離差不斷變化，使導(dǎo)引頭各天線陣元接收合成信號的相位差產(chǎn)生相應(yīng)變化，導(dǎo)致測向結(jié)果也在不斷改變，無人機(jī)不斷調(diào)整飛行姿態(tài)，而在誘餌分離階段無人機(jī)軌跡調(diào)整最為顯著。從圖13、14和表2可以看出：

（a）無人機(jī)從不同區(qū)域入侵，導(dǎo)引頭可以搜索跟蹤到三誘餌的合成信號，并能引導(dǎo)無人機(jī)跟蹤到配誘餌雷達(dá)陣地上方，完成姿態(tài)調(diào)整和俯沖攻擊。

圖13 入侵角－170°時攻擊航跡圖

圖14 入侵角70°時攻擊航跡圖

（b）無人機(jī)在俯沖攻擊過程中，當(dāng)運(yùn)動到某一位置時，某一誘餌脫離導(dǎo)引頭視場范圍，此時導(dǎo)引頭測得剩余兩誘餌合成場方向，并引導(dǎo)無人機(jī)向兩誘餌合成場中心方向攻擊，爾后又將有一誘餌脫離導(dǎo)引頭天線視場，導(dǎo)引頭將測得最后剩下單誘餌的方向，并引導(dǎo)無人機(jī)向該誘餌方向攻擊，最后該誘餌也將脫離導(dǎo)引頭視場，無人機(jī)將按照在最后一個誘餌分離點(diǎn)處的測向數(shù)據(jù)，調(diào)整攻擊姿態(tài)。由于距離太近加之無人機(jī)過載有限，最終在爆炸高度允許范圍內(nèi)引爆。

（c）從表2中的數(shù)據(jù)可以看出，在攻擊配有3個相干誘餌的雷達(dá)過程中，當(dāng)無人機(jī)入侵方向不一樣，誘餌分離順序和高度不同，最終爆炸點(diǎn)位置也在變化。因此，入侵方向?qū)RUAV最終爆炸點(diǎn)位置有著重要影響。

4 結(jié)束語

本文根據(jù)采用比相體制導(dǎo)引頭技術(shù)的ARUAV測向跟蹤飛行控制特點(diǎn)和相干誘餌的誘偏理論，運(yùn)用坐標(biāo)系及其相互之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系，建立了基于比相法測向技術(shù)的ARUAV在末制導(dǎo)階段飛行模型，該模型充分考慮到了每一時刻無人機(jī)飛行姿態(tài)及導(dǎo)引頭天線指向和天線視場范圍內(nèi)輻射源數(shù)量，并在誘餌誘偏條件下仿真了攻擊運(yùn)動軌跡。從仿真結(jié)果可以看出，導(dǎo)引頭天線視場范圍內(nèi)輻射源數(shù)量變化情況與ARUAV入侵方向和初始姿態(tài)密切相關(guān)。因此，合理規(guī)劃ARUAV入侵路徑對提高無人機(jī)作戰(zhàn)效能起著重要的作用。

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