122 mm火箭彈制導(dǎo)化發(fā)展途徑研究*

彭勇，習(xí)滔滔

(四川航天技術(shù)研究院，四川 成都　610100)

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122 mm火箭彈制導(dǎo)化發(fā)展途徑研究*

彭勇，習(xí)滔滔

(四川航天技術(shù)研究院，四川 成都610100)

摘要：針對122 mm無控火箭彈存在的弊端，不適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)場環(huán)境，提出了基于衛(wèi)星導(dǎo)航的制導(dǎo)化發(fā)展方向，并就幾種在小型彈藥上應(yīng)用較多的實(shí)現(xiàn)途徑進(jìn)行了對比研究，得出了采用衛(wèi)星定位+地磁姿態(tài)測量+單通道控制技術(shù)應(yīng)用于122 mm火箭彈制導(dǎo)化效果最佳的結(jié)論。

關(guān)鍵詞：火箭彈；制導(dǎo)化；單通道；GPS；地磁；修正能力

0引言

在第二次世界大戰(zhàn)中，前蘇聯(lián)研制出的BM-13多管火箭炮，能在很短時(shí)間內(nèi)發(fā)射大量火箭彈，形成強(qiáng)大火力網(wǎng)；該火箭炮在對德戰(zhàn)爭中發(fā)揮了重大作用。戰(zhàn)后火箭炮得到了巨大的發(fā)展，前蘇聯(lián)和其他國家開發(fā)了大量各種類型的火箭炮，口徑有110,122,130,220,227,300 mm等。其中122 mm火箭炮由于發(fā)射管多達(dá)40管，火力覆蓋廣，得到了很多國家的重視，成為裝備國家最多，裝備數(shù)量最大的火箭炮[1-3]。

目前122 mm無控火箭彈的發(fā)展遇到了瓶頸，使用上存在弊端，很多國家開始利用二維彈道修正技術(shù)對122 mm火箭彈進(jìn)行制導(dǎo)化研究。

1122 mm火箭彈的現(xiàn)狀及發(fā)展要求

1.1現(xiàn)狀

過去幾十年，122 mm無控火箭彈主要的發(fā)展路徑為提高射程、提高精度、提高威力。通過優(yōu)化氣動外形減少阻力和提高發(fā)動機(jī)總沖，火箭彈的最大射程由最初的幾公里增加到目前超過40 km，國際上報(bào)道比較成熟的達(dá)到了45 km。為了克服火箭彈射程增加使落點(diǎn)散布加大的問題[3-5]，幾十年來花了大量精力提高密集度，目前火箭彈在45 km射程密集度能達(dá)到約1/100，甚至更高。但隨著射程增大，使用弊端越來越明顯。主要在如下幾個(gè)方面：

(1) 精度低

以某122 mm無控火箭彈為例，在其最大射程30 km處縱向密集度為1/170，橫向密集度為1/100，加之火箭炮的系統(tǒng)偏差，火箭彈對目標(biāo)點(diǎn)精度僅約CEP 600 m。

(2) 作戰(zhàn)效能低

完成對30 km處面目標(biāo)(400 m×300 m)打擊，按照80%毀傷概率要求，需要發(fā)射超過900發(fā)火箭彈，耗彈量巨大，作戰(zhàn)效能較低。

(3) 野戰(zhàn)適應(yīng)能力低[4-5]

發(fā)射平臺擾動和氣象變化對火箭彈落點(diǎn)精度帶來極大影響。

(4) 反應(yīng)時(shí)間長

為完成一次作戰(zhàn)任務(wù)，需要出動大量的作戰(zhàn)裝備、人員，需要較長的時(shí)間完成集結(jié)、通訊、指揮及發(fā)射準(zhǔn)備；容易喪失戰(zhàn)機(jī)，且容易暴露自己、遭到打擊。

(5) 對現(xiàn)代作戰(zhàn)模式的適應(yīng)能力極低

以美國代表的先進(jìn)國家已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了武器裝備的信息化，作戰(zhàn)力量的運(yùn)用上由傳統(tǒng)的集中兵力到集中效能轉(zhuǎn)變[6]，作戰(zhàn)力量分散隱蔽配置，多維作戰(zhàn)力量的動態(tài)聚焦，實(shí)現(xiàn)對對手的精確化控制性打擊。在典型面目標(biāo)呈現(xiàn)小幅圓、廣域分散的戰(zhàn)場形勢下，采用大量傾瀉無控彈的作戰(zhàn)方式，作戰(zhàn)效能極低，后勤保障壓力極大，附帶損傷難以控制，不能適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)爭的要求。并且隨著射程進(jìn)一步增大，精度和作戰(zhàn)效能會進(jìn)一步降低。

1.2發(fā)展要求

為了克服無控火箭彈存在的弊端，適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)爭環(huán)境，技術(shù)先進(jìn)的國家紛紛利用現(xiàn)代信息技術(shù)對122 mm火箭彈進(jìn)行制導(dǎo)化研究，采用的技術(shù)途徑不盡相同。本文對122 mm火箭彈制導(dǎo)化研究所應(yīng)達(dá)到的能力進(jìn)行了大膽的設(shè)想，具體要求為：修正能力強(qiáng)、精度高、成本低、作戰(zhàn)領(lǐng)域廣。

(1) 修正能力強(qiáng)

前述某122無控火箭彈，精度約為CEP 600 m，火箭彈的極限偏差達(dá)到1.8 km以上；在野戰(zhàn)條件下受保障條件限制，火箭彈的極限偏差會加大。對此提出制導(dǎo)火箭彈修正能力應(yīng)遠(yuǎn)大于1.8 km，如修正能力應(yīng)達(dá)到3 km以上。

(2) 精度高

目前國外信息化彈藥發(fā)展很快，其精度能達(dá)到CEP 10 m。對此，我國122 mm制導(dǎo)火箭彈也應(yīng)達(dá)到該水平。

(3) 成本低

122 mm火箭彈裝備量大，必須考慮部隊(duì)裝備得起，作戰(zhàn)時(shí)用得起，適合大批量制造和裝備。

(4) 作戰(zhàn)領(lǐng)域廣

我國地域遼闊，必須保障在我國各地域能使用，且性能指標(biāo)不降低。

2技術(shù)途徑分析

122 mm火箭彈制導(dǎo)化是在彈體上安裝修正艙，火箭彈發(fā)射后能夠測量自身飛行彈道，當(dāng)飛行彈道偏離理論彈道時(shí)，形成控制指令，在執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作下修正彈道偏差，使火箭彈飛向預(yù)設(shè)的目標(biāo)點(diǎn)[7]?？梢娨獙?shí)現(xiàn)彈道修正，必須需要具備測量系統(tǒng)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)，一方面能夠測量飛行彈道、計(jì)算彈道偏差；另一方面能夠形成改變飛行彈道的控制力[8]。

為此，制導(dǎo)化技術(shù)途徑研究主要是選擇測量體制和控制體制，其中測量體制包括導(dǎo)航和姿態(tài)測量。

2.1測量體制

2.1.1導(dǎo)航

自從全球衛(wèi)星定位導(dǎo)航系統(tǒng)(GPS)建立以后，美國開發(fā)了大量基于衛(wèi)星定位的信息化彈藥，相比傳統(tǒng)導(dǎo)彈，作戰(zhàn)性能毫不遜色，而成本非常低廉，使得信息化彈藥的使用越來越頻繁，而普通彈藥逐漸退出戰(zhàn)場。究其原因，GPS系統(tǒng)建立后，依賴衛(wèi)星定位的信息化彈藥，只需要安裝價(jià)格低廉的衛(wèi)星定位芯片，而無需安裝傳統(tǒng)導(dǎo)彈所使用的價(jià)格昂貴的慣性器件，就可以實(shí)現(xiàn)彈藥的制導(dǎo)化。

其原理為：在彈體上安裝衛(wèi)星定位芯片[9]，可以實(shí)時(shí)準(zhǔn)確獲得火箭彈在空間的位置、速度等信息，計(jì)算出彈藥的飛行彈道，并與理論彈道比較得到彈道偏差，并形成彈道修正所需要的控制量，實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航。

目前國外基于衛(wèi)星定位的制導(dǎo)彈藥已經(jīng)非常成熟，已有多種制導(dǎo)彈藥裝備、并在實(shí)戰(zhàn)中取得了很好的戰(zhàn)績。國內(nèi)在這方面的研究也開展多年，并在型號中得到應(yīng)用。對于122 mm火箭彈，采用基于衛(wèi)星定位的制導(dǎo)技術(shù)是其必然選擇，只有衛(wèi)星定位制導(dǎo)技術(shù)能夠滿足其低成本的要求，同時(shí)衛(wèi)星定位設(shè)備小型化也滿足122 mm火箭彈的使用。

2.1.2姿態(tài)測量

122 mm火箭彈為自旋彈體火箭彈，火箭彈在飛行中繞自身彈軸以一定的頻率旋轉(zhuǎn)。通過衛(wèi)星定位實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航功能，計(jì)算出的彈道偏差和修正控制量[10]，均為地面坐標(biāo)系下的信息，必須將地面坐標(biāo)系與彈體坐標(biāo)系建立起聯(lián)系，才能實(shí)現(xiàn)使修正方向往減少彈道偏差的方向起作用，為此火箭彈需進(jìn)行滾轉(zhuǎn)姿態(tài)測量，使執(zhí)行機(jī)構(gòu)產(chǎn)生的操縱力與彈道修正方向一致。

122 mm火箭彈為自旋彈體，其最高轉(zhuǎn)速通常大于20 r/s，最大射程飛行時(shí)間接近或者大于100 s，其動態(tài)范圍較大。傳統(tǒng)導(dǎo)彈姿態(tài)測量通常采用陀螺，其體積大、價(jià)格昂貴，不滿足該火箭彈的使用要求。

國內(nèi)外在姿態(tài)測量進(jìn)行大量的探索后，找到了利用地磁測量技術(shù)的途徑，并且國外已經(jīng)在型號上得到了應(yīng)用。其原理為：在彈體內(nèi)安裝地磁芯片，感應(yīng)地球磁場并轉(zhuǎn)換為相應(yīng)的電信號，彈體在飛行過程中，芯片測量基準(zhǔn)線與地球磁場矢量相對角度發(fā)生變化，引起電信號的變化，進(jìn)行處理后可以得到彈體滾轉(zhuǎn)姿態(tài)信息。目前地磁芯片已比較成熟，體積、功耗均滿足122 mm火箭彈使用，而且價(jià)格低廉。

2.2控制體制

國外先后發(fā)展的技術(shù)途徑有：脈沖發(fā)動機(jī)、次口徑圍殼舵和單通道控制。

脈沖發(fā)動機(jī)方案的工作原理為：在火箭彈質(zhì)心附近安裝數(shù)十個(gè)小型脈沖發(fā)動機(jī)，如圖1所示。每個(gè)脈沖發(fā)動機(jī)都類似一個(gè)小型的火箭發(fā)動機(jī)[11]，當(dāng)測量系統(tǒng)計(jì)算出火箭彈飛行的偏差后，在相應(yīng)的方向點(diǎn)燃脈沖發(fā)動機(jī)，快速作用，修正飛行偏差。該方案原理簡單，但其不足是斷續(xù)控制，受空間限制，脈沖發(fā)動機(jī)安裝數(shù)量受限，修正能力較小，而且脈沖發(fā)動機(jī)的推力不能調(diào)節(jié)，不能實(shí)現(xiàn)彈道修正精確控制；此外彈上火工品較多，降低了火箭彈可靠性。

圖1脈沖發(fā)動機(jī)方案原理圖
Fig.1Schematic diagram of pulse engine

次口徑圍殼舵方案在二維修正引信中大量采用，其工作原理為：在彈藥頭部錐段安裝一對或者兩對具有傾斜角的固定翼面,如圖2所示。翼展較小以便能裝入發(fā)射筒。由于翼面具有傾斜角，飛行過程中會產(chǎn)生氣動力。該錐段部分能夠相對于彈體旋轉(zhuǎn)，控制機(jī)構(gòu)通過控制該部段的空間角度，控制氣動力的方向，從而操縱彈體俯仰或者偏航的飛行軌跡，實(shí)現(xiàn)二維修正。該方案在國外進(jìn)行迫彈制導(dǎo)化改造時(shí)比較常用；迫彈射程較近，散布較小，對修正能力要求不高，比較成熟。其特點(diǎn)是連續(xù)控制，但是舵面較小，修正能力小，且翼面傾斜角固定，氣動力大小無法調(diào)節(jié)[12]。

圖2　次口徑圍殼舵方案原理圖Fig.2　Caliber round shell rudder

單通道控制方案是從便攜式防空導(dǎo)彈借鑒而來，其工作原理[13-15]為：在修正艙內(nèi)安裝一個(gè)舵機(jī)和一對舵面，舵面在飛行過程中受控展開，如圖3所示。展開后在舵機(jī)帶動下作規(guī)律運(yùn)動，產(chǎn)生氣動控制力，該控制力大小和方向可控，操縱火箭彈的飛行軌跡。由于舵面大小不受發(fā)射筒約束，因而舵面可以設(shè)計(jì)的較大，具有較強(qiáng)的修正能力，可以實(shí)現(xiàn)精確控制。該方案在旋轉(zhuǎn)彈體防空導(dǎo)彈中廣泛采用，國內(nèi)有多型產(chǎn)品裝備部隊(duì)，非常成熟。

圖3　單通道控制方案原理圖Fig.3　Single channel control

下面通過查找國外的相關(guān)資料，對3種方案及應(yīng)用進(jìn)行了對比，如表1所示。

3種方案從成本上看均相當(dāng)。如脈沖發(fā)動機(jī)方案，單個(gè)脈沖發(fā)動機(jī)價(jià)格約100～200元，但是數(shù)量較多，也帶來了裝配的難度，總體成本約近萬元。單通道控制方案由于機(jī)構(gòu)較少，只有一個(gè)舵機(jī)和一對舵面，而滿足火箭彈使用的舵機(jī)性能較防空導(dǎo)彈要求低，某122 mm制導(dǎo)火箭彈所使用的舵系統(tǒng)成本僅約萬元，因而該方案能夠滿足低成本的要求。

3性能分析

本節(jié)對122 mm制導(dǎo)火箭彈的主要性能精度和修正能力進(jìn)行初步計(jì)算分析，并分析在野戰(zhàn)條件下的適應(yīng)能力和作戰(zhàn)效能。

3.1精度、修正能力

分別就某射程30 km修正火箭彈采用3種控制方案進(jìn)行了建模仿真，表中選取了幾條典型彈道，覆蓋了0 m海拔和高原4 500 m海拔的大小射程，并利用蒙特卡羅法對每條彈道進(jìn)行了1 024次仿真，表2是對仿真結(jié)果的統(tǒng)計(jì)表。

通過表2可見，單通道控制方案修正能力最強(qiáng)，精度最高，能夠完全消除飛行偏差，落點(diǎn)精度僅受測量誤差即衛(wèi)星定位精度影響[15]，大小射程精度均較高。脈沖發(fā)動機(jī)方案和次口徑圍殼舵方案修正能力偏小，小射程修正能力顯得較小，落點(diǎn)精度也受到一定影響，在0 m海拔的精度在60～100 m之間。

表2中可見，高海拔由于空氣密度降低，氣動力下降，對采用氣動力控制的次口徑圍殼舵方案和單通道控制方案的修正能力影響較大，4 500 m海拔修正能力較0 m海拔均有約30%的下降，但單通道控制方案在4 500 m海拔的修正能力仍大于3 000 km，滿足修正的要求，且有較大余量，修正能力損失對精度沒有影響；而次口徑圍殼舵方案修正能力下降到大射程僅有約700 m，不能滿足修正需要(彈道極限偏差大于1 000 km)，對精度CEP造成了明顯影響。對于脈沖發(fā)動機(jī)方案， 在高海拔由于飛行時(shí)間減小，修正能力也有所下降，不滿足修正需要；同時(shí)在高海拔條件下脈沖發(fā)動機(jī)工作時(shí)對彈體擾動加大，仿真中精度CEP也明顯降低。

表1　控制體制對比

表2　3種控制體制性能仿真對比

注：計(jì)算前提，該火箭彈在無控飛行時(shí)0 m海拔條件下30 km處對目標(biāo)點(diǎn)精度CEP為600 m。

可見單通道控制方案修正能力最大、精度最高。

3.2適應(yīng)能力

對戰(zhàn)場環(huán)境的適應(yīng)能力反映了在實(shí)戰(zhàn)條件下武器系統(tǒng)是否方便部隊(duì)使用，以及能否保障性能滿足戰(zhàn)技指標(biāo)要求。適應(yīng)能力主要從對火箭炮、對氣象測量及對高海拔的適應(yīng)性進(jìn)行分析。

3.2.1對發(fā)射平臺要求低

在野戰(zhàn)條件下，由于保障條件限制，發(fā)射平臺精度往往會受到影響，難以達(dá)到試驗(yàn)時(shí)的性能，會增大火箭彈發(fā)射時(shí)的初始擾動，加大彈道偏差。修正能力低的火箭彈，落點(diǎn)精度會受到影響。從第3.1節(jié)中可見，單通道控制方案的修正能力最大，只要彈道偏差沒有超出修正能力范圍，落點(diǎn)精度不受影響。

可見單通道控制方案對發(fā)射平臺要求低。

3.2.2對高空氣象測量要求低

由于高空氣象測量需要配備專門的氣象車，測量過程耗時(shí)，而火箭彈發(fā)射時(shí)可能氣象條件已經(jīng)出現(xiàn)變化，會帶來火箭彈的系統(tǒng)偏差；而且氣象測量只能測量發(fā)射點(diǎn)的風(fēng)速、風(fēng)向，當(dāng)火箭彈的射程較大時(shí)，它與實(shí)際飛行中的風(fēng)速、風(fēng)向存在一定的差異，也會帶來火箭彈的系統(tǒng)偏差；若火箭彈修正能力較小，則不能消除氣象對彈道偏差帶來的影響，造成落點(diǎn)精度下降。如果火箭彈修正能力足夠強(qiáng)，則可以修正氣象不準(zhǔn)確造成的彈道偏差，不影響落點(diǎn)精度；甚至在不進(jìn)行高空氣象測量的情況下，按照標(biāo)準(zhǔn)氣象對火箭彈進(jìn)行諸元裝訂，火箭彈的修正能力能夠修正氣象不準(zhǔn)造成的彈道偏差。這樣可以降低對高空氣象測量的依賴，在實(shí)戰(zhàn)時(shí)縮短作戰(zhàn)時(shí)間，具有重大的實(shí)戰(zhàn)意義。

假設(shè)火箭彈發(fā)射時(shí)，高空氣象按照標(biāo)準(zhǔn)氣象進(jìn)行諸元計(jì)算、裝訂，標(biāo)準(zhǔn)氣象不考慮氣流，而實(shí)際氣象存在氣流，且氣壓、氣溫均與標(biāo)準(zhǔn)氣象有差異，圖4～7分別給出了某地不同時(shí)間點(diǎn)獲得的5種典型氣象與標(biāo)準(zhǔn)氣象氣壓、氣溫、風(fēng)向、風(fēng)速的對比圖。

下面就這5種典型氣象條件對火箭彈無控飛行時(shí)的偏差影響進(jìn)行了計(jì)算，結(jié)果見表3。

圖4　典型實(shí)測氣壓與標(biāo)準(zhǔn)氣壓對比Fig.4　Typical experimental pressure

圖5　典型氣象實(shí)測氣溫與標(biāo)準(zhǔn)氣溫對比Fig.5　Typical meteorological measurement temperature

圖6　典型氣象實(shí)測風(fēng)向?qū)Ρ菷ig.6　Typical meteorological measured wind direction

圖7　典型氣象實(shí)測風(fēng)速對比Fig.7　Typical meteorological measured wind speed

項(xiàng)目射程/m射程偏差/m橫偏/m目標(biāo)點(diǎn)30410.9 -0氣象130371.3-39.61205.0氣象230793.5382.6-810.5氣象330236.5-174.4-1183.9氣象428800.1-1610.9188.6氣象528208.4-2202.61005.2

可見在0 m海拔30 km射程條件下，氣象惡劣時(shí)對火箭彈造成的偏差最大超過2 km；經(jīng)計(jì)算，4 500 m海拔30 km射程條件下氣象影響與低海拔相當(dāng)。上面的分析可以看出，只有單通道控制方案的修正能力滿足修正該偏差的要求，0 m海拔時(shí)30 km射程其最大修正能力超過5 km；4 500 m海拔時(shí)30 km射程其最大修正能力超過3 km，修正能力均具有較大的余量，即該方案火箭彈可以不依賴高空氣象測量；而其他2個(gè)方案修正能力較小，必須進(jìn)行高空氣象測量，在諸元計(jì)算時(shí)修正氣象偏差。

可見單通道控制方案對氣象測量要求低。

3.2.3對高海拔的適應(yīng)能力

從上面的分析，可以看出，由于高海拔條件下空氣密度降低，采用氣動力控制的次口徑圍殼舵方案和單通道控制方案，修正能力下降比較明顯，但是單通道控制方案在高海拔的修正能力仍然較大，滿足使用要求；而次口徑圍殼舵方案則不能滿足高海拔使用要求。脈沖發(fā)動機(jī)方案在高海拔修正能力下降較少，但是由于自身的性能不足，精度仍然受到影響。

可見單通道控制方案對高海拔的適應(yīng)能力較強(qiáng)，滿足高原使用要求。

3.3效能分析

火箭彈制導(dǎo)化提升性能的目的是提高武器系統(tǒng)作戰(zhàn)效能，使作戰(zhàn)部隊(duì)能夠高效完成任務(wù)，減少傷亡?；鸺龔椌忍岣呤沟煤膹椓看蟠鬁p少，本節(jié)對不同精度火箭彈與無控彈打擊典型目標(biāo)的耗彈量進(jìn)行了初步計(jì)算。

由表4可見，火箭彈制導(dǎo)化精度提高后，相對無控彈耗彈量大幅減少，針對面目標(biāo)(400 m×300 m)減少80%以上，針對小幅員目標(biāo)(100 m×50 m)減少90%以上。同時(shí)可見，精度越高，耗彈量會更少?？梢娺x擇制導(dǎo)化方案時(shí)，精度越高的方案效能會更高。

表4　效能計(jì)算表

3.4結(jié)論

通過對修正能力、精度，以及對發(fā)射平臺、對氣象測量、對高海拔的適應(yīng)能力的分析，可見控制體制采用單通道控制方案具有最優(yōu)的性能；同時(shí)其機(jī)構(gòu)簡單，滿足低成本的要求。

4結(jié)束語

本文指出了122 mm無控火箭彈存在的弊端。隨著信息技術(shù)的發(fā)展，進(jìn)行制導(dǎo)化提升性能是其發(fā)展的必然要求，以適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)場的需要。通過分析，找到122 mm火箭彈制導(dǎo)化最優(yōu)技術(shù)途徑為：測量體制采用衛(wèi)星定位和地磁測姿，控制體制采用單通道控制方案，能夠滿足修正能力強(qiáng)、精度高、成本低、作戰(zhàn)領(lǐng)域廣的要求。

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Guidance Development of 122 mm Rocket

PENG Yong，XI Tao-tao

(Sichuan Academy of Aerospace Technology，Sichuan Chengdu 610100，China)

Abstract:Aiming at weakness of 122 mm Rocket is proposed, and satellite navigation based guidance is proposed. And a comparison study is made about the realization ways used by small ammunition. Finally, the method using GPS + geomagnetic attitude measurement + single-channel control technique is best for guidance of 122 mm rocket.

Key words:rocket gun；guidance；single channel；GPS；geomagnetic； correction ability

*收稿日期：2015-06-17；修回日期：2015-10-15

作者簡介：彭勇(1977-)，男，四川雙流人。高工，碩士，研究方向?yàn)榛鸺龔椏傮w技術(shù)。 E-mail：65753339@qq.com

通信地址：610100成都市龍泉驛區(qū)航天北路四川航天技術(shù)研究院818信箱1分箱航天工程部

doi:10.3969/j.issn.1009-086x.2016.03.004

中圖分類號：TJ71；TP391.9

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號：1009-086X(2016)-03-0018-08

導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制