空艦導(dǎo)彈射擊禁區(qū)計(jì)算模型

帥鵬，劉鐵，文建國

（1.海軍裝備部，北京100071；2.海軍航空工程學(xué)院a.飛行器工程系；b.科研部，山東煙臺(tái)264001）

空艦導(dǎo)彈射擊禁區(qū)計(jì)算模型

帥鵬1，劉鐵2a，文建國2b

（1.海軍裝備部，北京100071；2.海軍航空工程學(xué)院a.飛行器工程系；b.科研部，山東煙臺(tái)264001）

空艦導(dǎo)彈射程遠(yuǎn)、飛行過程中的干擾因素多，明確其實(shí)彈射擊過程中的禁區(qū)對(duì)于指導(dǎo)部隊(duì)的射擊訓(xùn)練和作戰(zhàn)使用具有重要意義。文章通過分析空艦導(dǎo)彈武器系統(tǒng)的特性，梳理歸納了影響空艦導(dǎo)彈射擊禁區(qū)的主要因素；在分析空艦導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)特性的基礎(chǔ)上，采用質(zhì)點(diǎn)飛行彈道模擬法、導(dǎo)彈飛行誤差合成法建立了空艦導(dǎo)彈射擊禁區(qū)的計(jì)算模型。

空艦導(dǎo)彈；射擊禁區(qū)；計(jì)算模型

部隊(duì)在組織空艦導(dǎo)彈實(shí)彈射擊和打靶時(shí)，面臨最大的問題就是難以準(zhǔn)確可靠地確定空艦導(dǎo)彈的射擊禁區(qū)，只能依據(jù)有限的彈道數(shù)據(jù)進(jìn)行大致估算。這樣如果估算的禁區(qū)范圍過小，在實(shí)彈射擊時(shí)助推器和導(dǎo)彈殘骸有可能對(duì)禁區(qū)外的保障艦艇及民船造成傷害；如果估算的范圍過大，又會(huì)導(dǎo)致前期投入掃海和保障的兵力過多，費(fèi)時(shí)費(fèi)力，嚴(yán)重影響了訓(xùn)練和試驗(yàn)任務(wù)的開展，有時(shí)甚至因?yàn)楸Ｕ媳Σ粔蚨屆裼么徽`駛?cè)肷鋼艚麉^(qū)，導(dǎo)致訓(xùn)練任務(wù)緊急中止[1]。

為了保證部隊(duì)實(shí)彈射擊訓(xùn)練和打靶試驗(yàn)任務(wù)能安全有效地開展，必須能夠科學(xué)合理地確定空艦導(dǎo)彈的射擊禁區(qū)，解除部隊(duì)訓(xùn)練時(shí)的后顧之憂，使部隊(duì)官兵能通過實(shí)彈射擊訓(xùn)練熟練掌握武器裝備的性能，提升部隊(duì)?wèi)?zhàn)斗力。

1 射擊禁區(qū)定義及影響因素

1.1 射擊禁區(qū)定義

空艦導(dǎo)彈射擊禁區(qū)是包括導(dǎo)彈助推器脫落區(qū)和末制導(dǎo)雷達(dá)搜索、捕捉、自導(dǎo)命中的區(qū)域，以及導(dǎo)彈正常飛行的區(qū)域，對(duì)射擊禁區(qū)區(qū)域的計(jì)算就是計(jì)算導(dǎo)彈在系統(tǒng)各種誤差和自然環(huán)境干擾作用下正常飛行的區(qū)域以及助推器墜落區(qū)域。

1.2 影響因素

在具體劃定空艦導(dǎo)彈射擊禁區(qū)之前，首先需要對(duì)影響空艦導(dǎo)彈射擊禁區(qū)劃定的各種因素加以分析。影響空艦導(dǎo)彈射擊禁區(qū)劃定的因素有很多，根據(jù)其制導(dǎo)體制、性能參數(shù)、工作過程以及射擊禁區(qū)形成的原因，大體上可以將這些因素歸納為以下3類。

1）自然環(huán)境因素。自然環(huán)境的因素主要包括：大氣溫度和風(fēng)。氣溫主要影響導(dǎo)彈的飛行速度，造成導(dǎo)彈自控終點(diǎn)在距離上散布的變化，從而對(duì)導(dǎo)彈的禁區(qū)造成影響[2-3]。氣溫對(duì)空艦導(dǎo)彈飛行速度的影響可以總結(jié)為：氣溫升高，導(dǎo)彈飛行速度增大，飛行時(shí)間減?。粴鉁亟档?，飛行速度減小，飛行時(shí)間增加。溫度變化時(shí)飛行時(shí)間變化規(guī)律，可由如下經(jīng)驗(yàn)公式獲得：

式（1）中：a為系數(shù)；D為導(dǎo)彈飛行距離；Δt為相對(duì)于發(fā)射點(diǎn)溫度的變化值。

風(fēng)對(duì)導(dǎo)彈射擊禁區(qū)的影響主要體現(xiàn)在對(duì)導(dǎo)彈飛行彈道的影響上。其作用效果等效為導(dǎo)彈受到縱風(fēng)和橫風(fēng)2個(gè)方向外力的共同作用。導(dǎo)彈飛行過程中，由常值風(fēng)造成的飛行最大偏差可按發(fā)射條件允許的最大風(fēng)速計(jì)算，以全程橫風(fēng)或全程縱風(fēng)影響為最大。Ewx=Fxm·t；（2）Ewz=Fzm·t。（3）式（2）、（3）中：Ewx、Ewz分別為由常值風(fēng)造成的縱向和側(cè)向飛行最大偏差；Fxm、Fzm分別為發(fā)射條件允許的最大縱向風(fēng)速和側(cè)向風(fēng)速。

2）載機(jī)因素。影響禁區(qū)大小的載機(jī)因素包括：載機(jī)的發(fā)射點(diǎn)散布，載機(jī)發(fā)射導(dǎo)彈時(shí)的扇面角，載機(jī)的發(fā)射航向角誤差，載機(jī)發(fā)射導(dǎo)彈時(shí)的飛行速度和飛行高度等[4-6]。

載機(jī)定位誤差區(qū)域：發(fā)射點(diǎn)為中心點(diǎn)，半徑為Ez的圓，即Ezx=Ezz=Ez，Ezx、Ezz分別為載機(jī)縱向和側(cè)向定位誤差。

扇面發(fā)射角ψ：根據(jù)導(dǎo)彈允許發(fā)射條件，最大扇面發(fā)射角為α；發(fā)射航向角最大誤差Eφ取β。

3）導(dǎo)彈系統(tǒng)因素。影響禁區(qū)大小的導(dǎo)彈因素主要包括：導(dǎo)彈系統(tǒng)誤差、導(dǎo)彈末制導(dǎo)雷達(dá)的搜索范圍、動(dòng)力航程、彈道高度、導(dǎo)彈最大飛行時(shí)間。

導(dǎo)彈系統(tǒng)誤差主要有慣導(dǎo)誤差和制造誤差。慣導(dǎo)誤差包括初始對(duì)準(zhǔn)時(shí)產(chǎn)生的誤差和飛行過程中的累計(jì)誤差。初始對(duì)準(zhǔn)誤差可由慣導(dǎo)性能參數(shù)直接獲得。累計(jì)誤差則需要根據(jù)慣導(dǎo)系統(tǒng)的極限誤差結(jié)合導(dǎo)彈飛行距離確定。慣導(dǎo)系統(tǒng)的極限誤差一般按最大飛行時(shí)間給定，據(jù)此可以將其轉(zhuǎn)換為單位誤差，并將慣導(dǎo)累計(jì)誤差看作工作時(shí)間的非線性關(guān)系。具體可由下式得到：式（4）中：Egx、Egz分別為慣導(dǎo)縱向、側(cè)向累計(jì)誤差；Sgx、Sgz分別為慣導(dǎo)縱向、側(cè)向極限誤差；td、tmax分別為導(dǎo)彈實(shí)際飛行時(shí)間和最大飛行時(shí)間。

由于制造誤差涉及因素眾多，一一分析無必要，可以簡化取其與慣導(dǎo)精度相同，則導(dǎo)彈系統(tǒng)誤差為：Esx=2Egx；（5）Esz=2Egz。（6）式（5）、（6）中，Esx、Esz分別為導(dǎo)彈縱向、側(cè)向系統(tǒng)誤差。

2 空艦導(dǎo)彈射擊禁區(qū)計(jì)算模型

2.1 空艦導(dǎo)彈彈道劃分

圖1 各段飛行區(qū)域示意圖Fig.1 Schematic diagram of each flight zone

空艦導(dǎo)彈的典型彈道可分2種情況，如圖1所示。一種是高空飛行的彈道ABDT，另一種是低空飛行的彈道ACET[7]。

空艦導(dǎo)彈的典型彈道包括以下3部分。

第Ⅰ段為引入段。即導(dǎo)彈從載機(jī)上投射后，至高度信號(hào)接入控制回路時(shí)的彈道。采用低空飛行彈道時(shí)導(dǎo)彈發(fā)射后即下滑到預(yù)定高度后（見圖1中的C點(diǎn)），高度信號(hào)接入，導(dǎo)彈轉(zhuǎn)為程序控制，AC段即為引入段；采用高空飛行彈道時(shí)，導(dǎo)彈離開母機(jī)后，先稍下滑一小段再爬升，當(dāng)爬升到預(yù)定高度后（見圖1中的B點(diǎn)）高度信號(hào)接入，導(dǎo)彈轉(zhuǎn)為程序控制，AB段即為引入段。

第Ⅱ段為自控段。即導(dǎo)彈開始進(jìn)行程序控制起，至導(dǎo)引頭開機(jī)時(shí)的飛行彈道。

第Ⅲ段為自導(dǎo)段。即導(dǎo)引頭開機(jī)搜索捕捉目標(biāo)起，至導(dǎo)彈命中目標(biāo)時(shí)的飛行彈道。

空艦導(dǎo)彈側(cè)向正常飛行區(qū)域主要包括：導(dǎo)彈引入飛行及助推器脫落區(qū)域、自控飛行區(qū)域、自導(dǎo)飛行區(qū)域3個(gè)部分在海平面上的投影（不帶助推器的導(dǎo)彈沒有助推器脫落區(qū)域）。

空艦導(dǎo)彈禁區(qū)的計(jì)算包括：引入段、自控段、自導(dǎo)段、按最大飛行時(shí)間飛行段和助推器脫落段。引入段的終點(diǎn)也是自控段的起點(diǎn)，而自控段的終點(diǎn)也是自導(dǎo)段的起點(diǎn)。由于誤差是呈圓形散布的，為區(qū)域劃分方便起見，各段起點(diǎn)和終點(diǎn)的散布以散布圓外切矩形的形式給出，如圖2所示。

圖2 各段飛行區(qū)域示意圖Fig.2 Schematic diagram of each flight zone

圖2中，Z0點(diǎn)為導(dǎo)彈各段理論飛行起點(diǎn)，Z0X軸為導(dǎo)彈預(yù)定射向，Z0Z軸垂直于Z0X軸；左邊矩形為起點(diǎn)散布圓的外切包絡(luò)，Z0L點(diǎn)為起點(diǎn)散布左邊界點(diǎn)，Z0R點(diǎn)為起點(diǎn)散布右邊界點(diǎn)；Z1點(diǎn)為導(dǎo)彈各段理論飛行終點(diǎn)，右邊矩形為終點(diǎn)散布圓的外切包絡(luò)，Z1L點(diǎn)為終點(diǎn)散布左邊界點(diǎn)，Z1R點(diǎn)為終點(diǎn)散布右邊界點(diǎn)。

2.2 引入段飛行區(qū)域

導(dǎo)彈引入段飛行區(qū)域是指導(dǎo)彈“離機(jī)”至飛行到t1（引入段飛行時(shí)間）時(shí)導(dǎo)彈的正常飛行區(qū)域。

引入段飛行區(qū)域按有無助推器分2種情形。

1）有助推器。

考慮到助推器脫落后墜落區(qū)域的計(jì)算需要獲取助推器脫落點(diǎn)的相關(guān)參數(shù)，設(shè)t11為導(dǎo)彈發(fā)射至助推器工作時(shí)間，t12為助推器脫落至高度信號(hào)接入時(shí)間，則引入段飛行時(shí)間t1=t11+t12。

0～t11（助推器脫落）：導(dǎo)彈正常飛行距離Xd11=vd·t11，式中，vd為導(dǎo)彈飛行速度。為穩(wěn)妥起見，vd取導(dǎo)彈平均飛行速度的最大值vdmax。

扇面發(fā)射角引起的側(cè)向偏差為Eψ,z=vd·t11·sinψ。

由系統(tǒng)誤差引起的縱向飛行偏差Esx11和側(cè)向飛行偏差Esz11可根據(jù)式（5）和（6）計(jì)算獲得。

發(fā)射航向角誤差引起的側(cè)向偏差為Eφ,z=vd·t11·sinEφ。

因此，在0～t11內(nèi)，由扇面發(fā)射角、各種誤差和環(huán)境干擾導(dǎo)致的導(dǎo)彈飛行偏差為：

Ex11=Esx·t11+Fxm·t11+vd·Δt；（7）

Ez11=Esz·t11+Fzm·t11+Eψ,z+Eφ,z。（8）

式（7）、（8）中：Ex11、Ez11分別為助推器工作段導(dǎo)彈飛行縱向和側(cè)向偏差；Δt為大氣溫度變化引起的助推器工作時(shí)間的變化，可根據(jù)式（1）計(jì)算獲得。

t11～t1（助推器脫落，至高度信號(hào)接入）：導(dǎo)彈正常飛行距離Xd12=vd·t12。

此時(shí)助推器已經(jīng)脫落，導(dǎo)彈根據(jù)設(shè)定彈道要求進(jìn)行爬升或下滑，扇面發(fā)射角可逐漸修正，發(fā)射航向誤差角也可消除，但已形成的位移不能消除。此段時(shí)間只有系統(tǒng)誤差和風(fēng)的干擾引起導(dǎo)彈的飛行偏差，其大小為：

Ex12=Esx·t12+Fxm·t12；（9）

Ez12=Esz·t12+Fzm·t12。（10）

式（9）、（10）中：Ex12、Ez12分別為t12時(shí)間段導(dǎo)彈飛行的縱向、側(cè)向偏差。

引入段飛行起點(diǎn)后向邊界端點(diǎn)位置為(-Xj1_0L,Zj1_0L)和(-Xj1_0L,-Zj1_0L)，前向邊界端點(diǎn)位置為(Xj1_0L,Zj1_0L)和(Xj1_0L,-Zj1_0L)，其中：

引入段飛行終點(diǎn)散布后向邊界端點(diǎn)位置為(Xj1_1L,Zj1_1L)和(Xj1_1L,-Zj1_1L)，其中：

引入段飛行終點(diǎn)散布前向邊界端點(diǎn)位置為(Xj1_1R,Zj1_1R)和(Xj1_1R,-Zj1_1R)，其中：

飛行終點(diǎn)后向邊界端點(diǎn)是指靠近發(fā)射點(diǎn)的位置，飛行終點(diǎn)前向邊界端點(diǎn)是指遠(yuǎn)離發(fā)射點(diǎn)的位置，以下含義均相同。

2）無助推器。

0～t1（高度信號(hào)接入）：導(dǎo)彈正常飛行距離Xd1=vd·t1。

扇面發(fā)射角引起的側(cè)向偏差：Eψ,z1=vd·t1·sinψ。

由系統(tǒng)誤差引起的縱向飛行偏差Esx1和側(cè)向飛行偏差Esz1可根據(jù)式（5）和式（6）計(jì)算獲得。

Eφ,z1=vd·t1·sinEφ為發(fā)射航向角誤差引起的側(cè)向偏差。

因此，在0～t1內(nèi)，由扇面發(fā)射角、各種誤差和環(huán)境干擾導(dǎo)致的導(dǎo)彈飛行偏差為：

Ex1=Esx1·t1+Fxm·t1+vd·Δt；（14）

Ez1=Esz1·t1+Fzm·t1+Eψ,z1+Eφ,z1。（15）

式（14）、（15）中：Ex1、Ez1分別為無助推器情況下引入段導(dǎo)彈飛行縱向和側(cè)向偏差。

引入段飛行終點(diǎn)散布后向邊界端點(diǎn)位置為(Xj1_1L,Zj1_1L)和(Xj1_1L,-Zj1_1L)，其中：

引入段飛行終點(diǎn)散布前向邊界端點(diǎn)位置為(Xj1_1R,Zj1_1R)和(Xj1_1R,-Zj1_1R)，其中：

2.3 自控段飛行區(qū)域

導(dǎo)彈自控飛行區(qū)域是指導(dǎo)彈飛行t1至末制導(dǎo)雷達(dá)開機(jī)前可能飛過的區(qū)域。它與導(dǎo)彈的射程、雷達(dá)導(dǎo)引頭作用距離、自控飛行時(shí)間、慣導(dǎo)精度等有關(guān)。

設(shè)Rd為導(dǎo)彈末制導(dǎo)雷達(dá)開機(jī)距離，Rm為導(dǎo)彈射擊距離。導(dǎo)彈自控段飛行距離為Rzk=Rm-Rd-Xd1，飛行時(shí)間為t2=Rzk/vd。自控段飛行終點(diǎn)散布后向邊界端點(diǎn)位置為(Xj2_1L,Zj2_1L)和(Xj2_1L,-Zj2_1L)，其中：

自控段飛行終點(diǎn)散布前向邊界端點(diǎn)位置為(Xj2_1R,Zj2_1R)和(Xj2_1R,-Zj2_1R)，其中：

2.4 自導(dǎo)段飛行區(qū)域

自導(dǎo)飛行區(qū)域是指末制導(dǎo)雷達(dá)開機(jī)后導(dǎo)彈可能的飛行區(qū)域。與自控終點(diǎn)散布、末制導(dǎo)雷達(dá)開機(jī)距離、搜索范圍、雷達(dá)波束寬度、目標(biāo)位置等有關(guān)。

設(shè)φz1為導(dǎo)彈末制導(dǎo)雷達(dá)航向最大搜索角，φz2為導(dǎo)彈末制導(dǎo)雷達(dá)波束半寬，導(dǎo)彈自導(dǎo)段飛行時(shí)間t3=Rd/vd。由于此時(shí)導(dǎo)彈雷達(dá)已開機(jī)，導(dǎo)彈由自動(dòng)控制改為自主導(dǎo)引，此時(shí)系統(tǒng)誤差不再包含慣導(dǎo)誤差，系統(tǒng)誤差減為原來的1/2。

自導(dǎo)段飛行終點(diǎn)散布后向邊界端點(diǎn)位置為(Xj3_1L,Zj3_1L)和(Xj3_1L,-Zj3_1L)，其中：

自導(dǎo)段飛行終點(diǎn)散布前向邊界端點(diǎn)位置為(Xj3_1R,Zj3_1R)和(Xj3_1R,-Zj3_1R)，其中：

2.5 按最大飛行時(shí)間飛行區(qū)域

該段區(qū)域定義為彈上雷達(dá)開機(jī)后一直未搜索到目標(biāo)，持續(xù)搜索直到導(dǎo)彈最大飛行時(shí)間，該區(qū)域應(yīng)是自導(dǎo)段飛行區(qū)域的延續(xù)。

1）導(dǎo)彈最大飛行時(shí)間的計(jì)算。設(shè)vdmin為導(dǎo)彈最小平均速度；vmmax為目標(biāo)最大速度。則導(dǎo)彈最大飛行時(shí)間的計(jì)算模型為

式（22）中：a%是考慮最大飛行時(shí)間的裝訂誤差；b是為確保導(dǎo)彈完成裝訂射程飛行而設(shè)置的時(shí)間余量。

2）導(dǎo)彈按最大飛行時(shí)間飛行區(qū)域的計(jì)算。導(dǎo)彈按最大飛行時(shí)間飛行終點(diǎn)散布前向邊界端點(diǎn)位置為(Xj_tmax,Zj_tmax)和(Xj_tmax,-Zj_tmax)，其中：

2.6 助推器落入?yún)^(qū)域

助推器落入?yún)^(qū)域是以助推器與導(dǎo)彈分離時(shí)導(dǎo)彈飛行高度、飛行速度和姿態(tài)角為初始參數(shù)，助推器作自由落體運(yùn)動(dòng)可能落入的區(qū)域。為簡化起見，在此未考慮助推器所受的氣動(dòng)力。

將助推器視為質(zhì)點(diǎn)，其墜落過程視為自由落體，影響助推器墜落區(qū)域的主要因素有：導(dǎo)彈飛行高度、飛行速度、偏航角、風(fēng)速和風(fēng)向等。其中偏航角是影響助推器側(cè)向位移的主要因素，由于缺少彈道參數(shù)，因而以導(dǎo)彈與助推器分離時(shí)側(cè)向位移最大點(diǎn)與發(fā)射點(diǎn)連線和射向的夾角作為助推器工作結(jié)束時(shí)導(dǎo)彈的最大偏航角，計(jì)算助推器脫落區(qū)域。即最大偏航角為

助推器分離時(shí)的起點(diǎn)散布后向邊界端點(diǎn)位置為(Xj4_0L,Zj4_0L)和(Xj4_0L,-Zj4_0L)，其中：

助推器分離時(shí)的起點(diǎn)散布前向邊界端點(diǎn)位置為(Xj4_0R,Zj4_0R)和(Xj4_0R,-Zj4_0R)，其中：

助推器分離后的運(yùn)動(dòng)是以初速即導(dǎo)彈速度vd進(jìn)行的自由落體運(yùn)動(dòng)，則助推器墜落所需時(shí)間為：

式（27）中：Hzt為助推器分離時(shí)的導(dǎo)彈飛行高度，按導(dǎo)彈發(fā)射高度計(jì)算；g為重力加速度。

助推器墜落位置相對(duì)分離點(diǎn)最大值為：縱向最大偏差Xm=vd·t（取φmax=0時(shí)為最大），側(cè)向最大偏差Zm=vd·t·sinφmax。

助推器墜落終點(diǎn)散布后向邊界端點(diǎn)位置為(Xj4_1L,Zj4_1L)和(Xj4_1L,-Zj4_1L)，其中：

助推器墜落終點(diǎn)散布前向邊界端點(diǎn)位置為(Xj4_1R,Zj4_1R)和(Xj4_1R,-Zj4_1R)，其中：

3 計(jì)算實(shí)例

假設(shè)導(dǎo)彈發(fā)射距離為32km，發(fā)射高度為5km。導(dǎo)彈正常飛行時(shí)的引入段、自控段、自導(dǎo)段、助推器脫落區(qū)域以及最大飛行時(shí)間飛行區(qū)域的劃分見圖3。

由以上計(jì)算實(shí)例可知，導(dǎo)彈飛行禁區(qū)各段區(qū)域不但存在交叉，而且包含了多個(gè)端點(diǎn)，這對(duì)演練保障人員掃海來說是非常困難的。出于簡單實(shí)用的目的，需要對(duì)理論計(jì)算出來的區(qū)域進(jìn)行數(shù)學(xué)處理，去掉大部分端點(diǎn)。處理原則是在涵蓋上述各段區(qū)域的基礎(chǔ)上，使禁區(qū)整體圖形規(guī)則化、最小化。實(shí)用化的禁區(qū)處理效果圖如圖4所示。各端點(diǎn)坐標(biāo)為：J1(-1.5,1.5)，J2(24.840,10.088)，J3(64.086,10.982)，J4(-1.5,-1.5)，J5(24.820,-10.088)，J6(64.806,-10.982)。將各端點(diǎn)轉(zhuǎn)換為經(jīng)緯度，形成可實(shí)際應(yīng)用的空艦導(dǎo)彈射擊禁區(qū)。

圖3 射距32km、高度5km時(shí)的禁區(qū)各段計(jì)算結(jié)果Fig.3 Calculation of each phase in exclusion zone with32km-projection and5km-height

圖4 實(shí)用禁區(qū)處理效果圖Fig.4 Treatment effect drawing of practical forbidden zone

4 結(jié)論

本文在分析空艦導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)特性的基礎(chǔ)上，建立了空艦導(dǎo)彈飛行禁區(qū)的計(jì)算模型并進(jìn)行了實(shí)例計(jì)算，為得到簡單實(shí)用的飛行禁區(qū)，對(duì)理論計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了處理。實(shí)用飛行禁區(qū)的確定可在保證安全的前提下，減少部隊(duì)掃海作業(yè)量、縮短演訓(xùn)方案制定時(shí)間，對(duì)于提高部隊(duì)?wèi)?zhàn)訓(xùn)水平具有較好的實(shí)用價(jià)值。

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Abstrract:The air-to-ship missile has a long range,and many interference factors impact its flight.It is very important for guiding our army's launch training and warfare application that determines the air-to ship missile forbidden combination zone.In this paper,based on analyzing the property of air-to-ship missile weapon system,main factors of affecting air-toship missile forbidden combination zone were generalized.Secondly,based on analyzing the movement property air-toship missile,the calculation model of forbidden and danger zone was built in use of particle flight trajectory simulation method and missile flight error combination method.

Calculation Mooddeell of Air-to-Ship Missile Forbidden Combination Zone

SHUAI Peng1,LIU Tie2a,WEN Jian-guo2b
（1.Naval Equipment Department,Beijing 100071,China; 2.Naval Aeronautical and Astronautical University a.Department of Airborne Vehicle Engineering; b.Department of Scientific Research,Yantai Shandong 264001,China）

air-to-ship missile;forbidden combination zone;calculation model

TJ762.2+4

A

1673-1522（2014）01-0062-05

10.7682/j.issn.1673-1522.2014.01.014

2013-11-10；

2013-12-10

帥鵬（1979-），男，工程師，碩士。