俄羅斯彈道導(dǎo)彈軟件研制與應(yīng)用

范奎武

（海軍駐航天一院代表室，北京，100076）

俄羅斯彈道導(dǎo)彈軟件研制與應(yīng)用

范奎武

（海軍駐航天一院代表室，北京，100076）

簡要介紹俄羅斯彈道導(dǎo)彈的研制發(fā)展歷程和導(dǎo)彈軟件的發(fā)展階段，分析了彈道導(dǎo)彈發(fā)射數(shù)據(jù)的準備方法以及主要飛行技術(shù)指標的估計方法，敘述了檢驗軟件品質(zhì)的作法。

0 引 言

第二次世界大戰(zhàn)結(jié)束之后，蘇聯(lián)加快彈道式導(dǎo)彈與運載火箭的研制速度，經(jīng)過70多年的發(fā)展，實現(xiàn)了從單級到多級捆綁式液體火箭、從液體火箭到固體火箭、從單彈頭到多彈頭、從固定發(fā)射到公路、鐵路、潛艇水下機動發(fā)射、從攝動制導(dǎo)到閉路制導(dǎo)、從純慣性到慣性星光復(fù)合制導(dǎo)等多方面的技術(shù)突破[1～4]。在導(dǎo)彈的測試與發(fā)射控制、飛行控制方面，軟件起著重要的作用，文獻[5]介紹了俄羅斯彈道導(dǎo)彈軟件的研制與應(yīng)用情況。

1 俄羅斯彈道導(dǎo)彈研制歷程

20世紀30年代初，在列寧格勒氣體動力實驗室和莫斯科噴氣運動研究組的基礎(chǔ)上組建了噴氣科學(xué)研究所，1944年改組為1號科研所。該所根據(jù)繳獲的德國V-2導(dǎo)彈的部分零部件、組件，恢復(fù)了該型導(dǎo)彈的外形，計算了其氣動布局，提出以 V-2導(dǎo)彈為基礎(chǔ)研制射程達600 km導(dǎo)彈的建議。用V-2的零部件組裝的導(dǎo)彈于1947年進行了第1次飛行試驗。

1948年，蘇聯(lián)自行研制的Р-1導(dǎo)彈首飛，1951年裝備部隊，射程270 km。隨后進行了射程達600 km的 Р-2導(dǎo)彈的飛行試驗。配備核彈頭的 Р-5М 導(dǎo)彈于1956年裝備部隊，射程達1 200 km。第1種洲際彈道導(dǎo)彈 Р-7于 1957年進行飛行試驗，其改型 Р-7А于1960年裝備部隊，射程達9500 km。

南方設(shè)計局從 1960年開始研制能夠在發(fā)射陣地長期貯存時保證隱蔽性的新型導(dǎo)彈，研制出射程達4000 km的Р-14導(dǎo)彈和洲際彈道導(dǎo)彈Р-16。在Р-16的基礎(chǔ)上研制出威力更強大的Р-36導(dǎo)彈。井式導(dǎo)彈系統(tǒng)將軍采用Р-36М2洲際彈道導(dǎo)彈，最多可以攜帶10個彈頭，射程達11 000 km。

莫斯科熱技術(shù)研究所從事固體導(dǎo)彈研制工作，三級固體導(dǎo)彈白楊于1985年裝備部隊，雅爾斯公路機動式導(dǎo)彈系統(tǒng)中的РС-24三級固體導(dǎo)彈能夠攜帶6個彈頭，射程達10 500 km。雅爾斯-М導(dǎo)彈系統(tǒng)中的РС-26固體導(dǎo)彈配備了機動式分導(dǎo)彈頭。1998年開始研制潛射三級固體彈道導(dǎo)彈РСМ-56布拉瓦，2005年首飛，可攜帶6～10個核彈頭。該研究所牽頭研制鐵路機動導(dǎo)彈系統(tǒng)東北風(fēng)將于2018年進行飛行試驗。

馬蓋耶夫設(shè)計局從20世紀50年代開始到90年代，共研制了3代7型潛射彈道導(dǎo)彈[6]，其中第3代系統(tǒng)中的三級液體導(dǎo)彈РСМ-54（SS-N-23）可以攜帶4個核彈頭。被稱為班機的РСМ-54導(dǎo)彈改進型能夠攜帶10個小威力核彈頭，于2014年服役。目前該中心正在牽頭研制薩爾馬特人新型井式導(dǎo)彈系統(tǒng)，計劃2018～2020年裝備部隊。

2 彈道保障的內(nèi)容與功能[7]

導(dǎo)彈彈道學(xué)主要解決4個基本問題：а）根據(jù)已知的數(shù)據(jù)計算導(dǎo)彈的運動軌跡；b）根據(jù)給定的戰(zhàn)術(shù)-技術(shù)需求確定彈道設(shè)計特征，尋找最優(yōu)的運動狀態(tài)和飛行軌跡；с）研究飛行器的穩(wěn)定問題，確定可控性條件，并研制在飛行速度下的運動控制算法；d）研制減小散布并提高落點精度的方法。彈道學(xué)主要討論飛行彈道保障和設(shè)計彈道學(xué)問題。

飛行彈道保障解決如下問題：а）根據(jù)導(dǎo)航測量結(jié)果確定和預(yù)測導(dǎo)彈的運動參數(shù)；b）分析所實現(xiàn)的參數(shù)是否符合最終目的；с）計算修正量以及必要的控制作用，根據(jù)所實現(xiàn)的飛行程序引導(dǎo)導(dǎo)彈的運動。飛行彈道保障與獲取導(dǎo)航信息的過程組合成彈道導(dǎo)航保障。

建立彈道保障的目的是：а）研究坐標換算算法，建立在彈道設(shè)計階段使用的驗前模型；b）研制控制導(dǎo)彈發(fā)射準備和發(fā)射的算法，形成計劃內(nèi)的飛行任務(wù)；с）根據(jù)重新輸入的目標指示補充計算計劃外的飛行任務(wù)，研究主動段控制導(dǎo)彈運動、構(gòu)成戰(zhàn)斗隊型時控制分導(dǎo)級、下降段彈頭向目標末制導(dǎo)的算法等。

3 俄羅斯彈道導(dǎo)彈軟件研制與應(yīng)用

3.1 為單彈頭導(dǎo)彈研制軟件

20世紀40年代中后期，炮彈內(nèi)外彈道學(xué)已經(jīng)取得了顯著的成就。與炮彈不同的是，彈道導(dǎo)彈飛行距離更遠，并且有受控飛行的主動段。在彈道導(dǎo)彈研制初期，需解決如下的彈道學(xué)問題：а）選擇控制程序、確定有效載荷質(zhì)量和定向飛行距離；b）準備導(dǎo)彈發(fā)射數(shù)據(jù)，預(yù)測彈頭命中目標的精度和密集度；с）確定試驗條件和設(shè)計測量系統(tǒng)，高精度計算達數(shù)百以及上千千米的導(dǎo)彈飛行彈道等。俄羅斯國防部第4研究所承擔(dān)了這些任務(wù)[8]，研究求解導(dǎo)彈彈道的主要問題：建立導(dǎo)彈運動方程并研究方程的數(shù)值積分方法，解決為達到最遠射程的有關(guān)發(fā)動機最優(yōu)工作狀態(tài)的變分問題，確定空氣動力系數(shù)等，遠程導(dǎo)彈彈道學(xué)這門新學(xué)科逐步形成。

求解彈道學(xué)的方法為使用試驗理論方，該方法以飛行理論和導(dǎo)彈系統(tǒng)的地面試驗結(jié)果為基礎(chǔ)，建立數(shù)學(xué)模型，進行彈道計算，把計算結(jié)果與有限次的飛行試驗數(shù)據(jù)相結(jié)合，在飛行試驗中進行軌跡測量和遙測。

1946～1959年期間，研究了導(dǎo)彈飛行彈道計算方法，組建了臨時射表并在Р-1和Р-2導(dǎo)彈射擊時實現(xiàn)，也為第1代中程彈道導(dǎo)彈Р-5М和Р-12研制射表和作戰(zhàn)發(fā)射文件并得到飛行試驗結(jié)果的確認。

第1代彈道導(dǎo)彈的控制系統(tǒng)并不能保證高的落點精度，彈頭落點相對目標的偏差可能達到幾千米。用制表方法準備瞄準數(shù)據(jù)時，導(dǎo)彈的飛行任務(wù)主要包含由射擊地理條件決定的瞄準方位角和射程控制自動裝置的裝訂值這兩類參數(shù)，因此可通過簡化數(shù)學(xué)模型建立容易實現(xiàn)的射表。

1955～1960年期間，使用研制出的超橢圓飛行理論得到在考慮地球扁率時導(dǎo)彈彈頭運動的解析表達式，對運動微分方程進行數(shù)值積分得到的是戰(zhàn)略導(dǎo)彈飛行軌跡最精確的結(jié)果。在這一時期，建立了發(fā)射區(qū)和彈頭落區(qū)、彈道被動段測量系統(tǒng)以及浮動式測量系統(tǒng)。研究并推行了用計算機處理測量信息、飛行試驗時導(dǎo)彈運動模型辨識方法，制定了主要飛行-技術(shù)指標評估細則。

使用俄羅斯國防部的第1代箭計算機，研制根據(jù)軌跡測量結(jié)果確定人造地球衛(wèi)星軌道和導(dǎo)彈彈頭飛行軌跡的新方法，這種方法能克服自動化測量系統(tǒng)中經(jīng)常出現(xiàn)的異?，F(xiàn)象。

在研制 Р-7洲際彈道導(dǎo)彈和發(fā)射人造地球衛(wèi)星期間，建立了指揮測量系統(tǒng)，其主要任務(wù)是保證測量人造地球衛(wèi)星軌道參數(shù)和導(dǎo)彈飛行彈道、接受來自衛(wèi)星的科學(xué)信息并往衛(wèi)星上傳送控制指令。

第2代洲際導(dǎo)彈Р-36等從1960年開始研制，為此研究用于準備導(dǎo)彈發(fā)射數(shù)據(jù)的射表編制改進方法。把射表表示成乘冪多項式的形式，研制出在專用計算機杉松上實現(xiàn)的導(dǎo)彈發(fā)射數(shù)據(jù)自動化準備算法，為此研究的理想方案和平均視運動方案彈道計算方法能夠把主動段彈道以及整個飛行任務(wù)參數(shù)的計算時間縮短到原來的幾分之一。

第1代戰(zhàn)略導(dǎo)彈研制及作戰(zhàn)執(zhí)勤的經(jīng)驗表明，需要根據(jù)靶場發(fā)射數(shù)據(jù)，對計算射表時使用的導(dǎo)彈飛行模型以及主要飛行技術(shù)指標數(shù)值進行修訂并檢測其穩(wěn)定性。使用導(dǎo)彈受擾運動的完整數(shù)學(xué)模型能夠全面研究發(fā)射地理條件、擾動因素以及彈上系統(tǒng)與機構(gòu)的工作特點對導(dǎo)彈飛行的影響。從而揭示了研究彈頭落點系統(tǒng)偏差物理原因，論證了射表修正的必要性。

1965～1973年期間，完成了第2代導(dǎo)彈發(fā)射數(shù)據(jù)準備方法、飛行任務(wù)計算程序和相應(yīng)文件的研制工作，研究了飛行任務(wù)自動化計算系統(tǒng)并制定了《導(dǎo)彈發(fā)射數(shù)據(jù)準備文件》。

為確保飛行任務(wù)計算精度，進行了有關(guān)地球大氣層和引力場這些飛行外界條件的基礎(chǔ)性研究：а）研制并推廣了目標區(qū)域大氣層平均參數(shù)模型；b）地球內(nèi)部點的點質(zhì)量總和引力勢形式的地球擾動勢表示法。

3.2 為多彈頭導(dǎo)彈研制軟件

俄羅斯從20世紀70年代開始研制有分導(dǎo)彈頭的導(dǎo)彈，這需要研究彈道學(xué)邊值性問題求解方法，確定下降段軌跡參數(shù)并計算編入飛行任務(wù)中的設(shè)定值。

對于裝備分導(dǎo)彈頭的導(dǎo)彈，非常復(fù)雜的問題是檢驗彈頭達到作戰(zhàn)使用規(guī)劃過程中確立的給定瞄準點。在給定俯仰角程序時，單彈頭導(dǎo)彈射程與射擊方位角及發(fā)射點緯度的關(guān)系用冪球多項式以很高的精度描述，所以彈頭可達性檢驗問題比較簡單。但對于多彈頭的導(dǎo)彈，只有裝載彈頭的載體適用這樣的表達式。為了監(jiān)測分導(dǎo)級上燃料余量充分性，必須知道繞飛瞄準點的航路并解決用當(dāng)前彈道導(dǎo)數(shù)值和質(zhì)量系數(shù)等參數(shù)使分導(dǎo)級實現(xiàn)機動的問題。因此，在飛行任務(wù)計算公式和軟件的基礎(chǔ)上附加研制并推行了被稱為彈道式濾波器的初始數(shù)據(jù)準備與檢測軟件，被稱為第 3級精度彈道濾波器。

為了解決目標分配和彈頭向瞄準點瞄準問題，研究了第1級精度和第2級精度的彈道濾波器。在這些濾波器中，為了提高計算效率進行了容許的簡化。對于采用終端制導(dǎo)方法和用控制系統(tǒng)的數(shù)字計算設(shè)備在發(fā)射裝置上計算飛行任務(wù)的導(dǎo)彈，研究準備目標指示與監(jiān)測目標指示可實現(xiàn)性的數(shù)學(xué)公式和相應(yīng)軟件以代替彈道濾波器，主要用途是確定發(fā)射裝置所接受的目標指示，用控制系統(tǒng)的數(shù)字計算設(shè)備計算飛行任務(wù)。除此之外，還靠選擇針對瞄準點的彈頭最優(yōu)釋放路線以最完全地使用導(dǎo)彈的動力。

在多頭分導(dǎo)導(dǎo)彈研制過程中，采用新技術(shù)的導(dǎo)彈進行飛行試驗期間，不可避免地要改變（修訂）導(dǎo)彈的指標，為此，必須多次改寫軟件。不僅如此，在聯(lián)合飛行試驗的結(jié)束階段還必須考慮戰(zhàn)斗執(zhí)勤時的作戰(zhàn)飛行任務(wù)。這些情況就可能會形成在導(dǎo)彈發(fā)射數(shù)據(jù)準備軟件中出現(xiàn)錯誤的危險。

1981年，YР-100Н導(dǎo)彈作戰(zhàn)訓(xùn)練發(fā)射時，飛行任務(wù)計算程序的錯誤導(dǎo)致3個彈頭沒與分導(dǎo)級分離。這次故障促使俄羅斯國防部批準展開飛行任務(wù)預(yù)先檢驗軟件的研制工作。

為采用攝動制導(dǎo)方式的導(dǎo)彈研制了飛行任務(wù)檢驗軟件并在戰(zhàn)略導(dǎo)彈部隊司令部內(nèi)使用，以后又在蘇軍總參謀部內(nèi)與飛行任務(wù)計算軟件聯(lián)合使用。為每一個型號的導(dǎo)彈研制了一整套用于初始數(shù)據(jù)準備與檢驗、飛行任務(wù)計算與檢驗的軟件并形成正式文件。這樣的軟件被稱為自主式軟件，在戰(zhàn)略導(dǎo)彈部隊的計算中心為單獨型號的導(dǎo)彈實現(xiàn)飛行任務(wù)的自動化準備。在飛行任務(wù)技術(shù)準備過程中推行檢驗軟件，能夠消除在飛行任務(wù)計算程序和飛行任務(wù)檢驗程序中可能存在的錯誤，從而能保證遂行作戰(zhàn)執(zhí)勤任務(wù)的導(dǎo)彈很高的飛行任務(wù)品質(zhì)。

3.3 為采用終端制導(dǎo)導(dǎo)彈研制軟件

20世紀70年代末80年代初，俄羅斯開始為固體彈道導(dǎo)彈研究閉路制導(dǎo)方法，這類導(dǎo)彈是在發(fā)射裝置上計算飛行任務(wù)，技術(shù)過程中增添了檢驗每一次飛行任務(wù)的工序，導(dǎo)彈發(fā)射彈道保障方法產(chǎn)生了新的飛躍。用彈上控制系統(tǒng)的計算機實現(xiàn)飛行任務(wù)計算專用軟件質(zhì)量的詳細檢驗。為了監(jiān)測在發(fā)射裝置上飛行任務(wù)計算軟件運行的正確性，研制了多用途程序模擬系統(tǒng)，實現(xiàn)對控制系統(tǒng)彈上計算機完成的飛行任務(wù)計算及與之對應(yīng)的導(dǎo)彈飛行的仿真。

目前，俄羅斯完成了大量的提高戰(zhàn)略導(dǎo)彈部隊導(dǎo)彈作戰(zhàn)使用數(shù)據(jù)準備過程自動化水平的工作，所有的導(dǎo)彈發(fā)射數(shù)據(jù)準備軟件與導(dǎo)彈部隊信息計算系統(tǒng)（《層》系統(tǒng)）的第1功能子系統(tǒng)聯(lián)結(jié)在一起。為采用閉路制導(dǎo)的新型導(dǎo)彈研制了目標指示準備與目標指示可實現(xiàn)性檢驗軟件，這些軟件能夠確保在發(fā)射裝置上解決飛行任務(wù)計算問題。

在導(dǎo)彈試驗彈道學(xué)方面，研究制定了評估戰(zhàn)略導(dǎo)彈主要飛行技術(shù)指標的統(tǒng)一細則并施行。為了提高確定主要飛行技術(shù)指標的精度，研究了向?qū)椫笜嗽u估試驗理論方法參數(shù)型方案轉(zhuǎn)化的提案。在根據(jù)彈頭落點偏差、燃料剩余量這些輸出數(shù)據(jù)估計指標的同時，還根據(jù)軌跡測量和遙測數(shù)據(jù)結(jié)果估計導(dǎo)彈飛行模型的綜合性參數(shù)，研究出的評估落點精度和密集度的新細則能夠考慮機動導(dǎo)彈發(fā)射系統(tǒng)地理保障的特點。為所有的固體導(dǎo)彈研制了使用控制系統(tǒng)指令參數(shù)測量值的最大和最小瞄準射程評估細則，明顯提高了瞄準射程的精度。研制并在戰(zhàn)略導(dǎo)彈部隊的靶場推行了國外戰(zhàn)略導(dǎo)彈測量信息綜合處理以及飛行技術(shù)指標評估方法，在監(jiān)督對方履行有關(guān)反導(dǎo)條約、限制進攻性戰(zhàn)略武器條約內(nèi)的相應(yīng)責(zé)任時，使用這些方法。

1995～2016年期間，實現(xiàn)了導(dǎo)彈發(fā)射數(shù)據(jù)準備專用數(shù)學(xué)模型和軟件試驗方法的系統(tǒng)化解決方法，目的是滿足對數(shù)學(xué)模型和軟件提出的要求，獲取結(jié)果的可靠性要求。

文獻[9]介紹了不同時期使用的計算機性能指標，如20世紀50代末使用的Э-40電子計算機每秒能完成4萬次運算。

4 結(jié)束語

中國的彈道導(dǎo)彈事業(yè)是從研仿蘇聯(lián)的 Р-2導(dǎo)彈開始起步的，經(jīng)過60多年的努力，目前已接近世界先進水平。在彈道導(dǎo)彈軟件方面，已經(jīng)逐步建立并推行了有效的管理模式，并且在型號研制過程中發(fā)揮了有效作用，如任務(wù)書編制、評審、軟件代碼走查、軟件第三方確認測試、軟件配制管理等。通過上述介紹可以看出，俄羅斯在軟件研制與管理方面，有自己的一套做法，如彈道保障、導(dǎo)彈發(fā)射數(shù)據(jù)準備與中國的建立彈道方程、彈道計算和射擊諸元準備大致相對應(yīng)于，飛行任務(wù)檢驗軟件對應(yīng)軟件測試功能。盡管在文獻中沒有介紹他們所使用的計算機的性能指標、采用的編程語言，但是，通過這些公開資料，可以大致了解俄羅斯彈道導(dǎo)彈軟件的功能、保證軟件質(zhì)量的措施。另外，文獻中介紹的制定飛行性能評估細則以及處理分析國外彈道導(dǎo)彈試驗數(shù)據(jù)的方法，也有參考借鑒意義。

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彈道導(dǎo)彈；軟件；俄羅斯

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1004-7182(2016)06-0051-04 DОI：10.7654/j.issn.1004-7182.20160612

2016-10-09；

2016-11-03

范奎武（1964-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為飛行器總體設(shè)計導(dǎo)航制導(dǎo)與控制