動(dòng)能攔截器軌道修正能力的數(shù)值計(jì)算方法

鄭丹

(酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心，甘肅 蘭州 732750)

動(dòng)能攔截器軌道修正能力的數(shù)值計(jì)算方法

鄭丹

(酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心，甘肅 蘭州 732750)

大氣層外動(dòng)能攔截器末段的軌道修正能力與制導(dǎo)方式有關(guān)，給出了某種制導(dǎo)方式下軌道修正能力的數(shù)值計(jì)算方法。該方法通過(guò)計(jì)算動(dòng)能攔截器在飛行末段能夠消除的最大零控脫靶量得到軌道修正能力。仿真結(jié)果表明，該數(shù)值計(jì)算方法不僅可以計(jì)算裝藥量充足情況下的軌道修正能力，而且可以計(jì)算裝藥量不足時(shí)的軌道修正能力。該數(shù)值計(jì)算方法具有編程實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單和計(jì)算快捷的優(yōu)點(diǎn)，可以滿足快速計(jì)算軌道修正能力的需求。

動(dòng)能攔截器；數(shù)值計(jì)算方法；攔截域；軌道修正能力；裝藥量；零控脫靶向量

0 引言

大氣層外動(dòng)能攔截器通過(guò)精確末制導(dǎo)能力直接碰撞摧毀目標(biāo)彈頭。攔截彈中末交班時(shí)的零控脫靶量必須小于動(dòng)能攔截器的軌道修正能力，才能實(shí)現(xiàn)直接碰撞殺傷的目的[1]，若目標(biāo)彈頭在此之前機(jī)動(dòng)使零控脫靶量大于動(dòng)能攔截器的軌道修正能力則可實(shí)現(xiàn)中段突防[2]，因此研究動(dòng)能攔截器的軌道修正能力具有重要意義。目前，研究動(dòng)能攔截器的快速響應(yīng)控制技術(shù)的文獻(xiàn)較多[3-4]，對(duì)攔截彈“攔截窗口”也有一定的研究結(jié)果[5-7]，而對(duì)動(dòng)能攔截器軌道修正能力的研究相對(duì)較少。

文獻(xiàn)[2]研究了動(dòng)能攔截器軌道修正能力的數(shù)值計(jì)算方法，通過(guò)計(jì)算單臺(tái)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)機(jī)在末段能夠?qū)崿F(xiàn)的最大軌道修正量，得到了動(dòng)能攔截器軌道修正能力的代數(shù)表達(dá)式。通過(guò)該方法可以得到動(dòng)能攔截器在單個(gè)制導(dǎo)平面內(nèi)的軌道修正能力，如果動(dòng)能攔截器的裝藥量充足，那么可以進(jìn)一步得到2個(gè)制導(dǎo)平面合成的動(dòng)能攔截器的軌道修正能力。文獻(xiàn)[8]使用該方法分析了“標(biāo)準(zhǔn)-3”攔截彈的末段軌道修正能力。如果動(dòng)能攔截器在軌道修正時(shí)調(diào)整姿態(tài)角，使軌控發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)準(zhǔn)脫靶量方向，那么由軌道修正能力構(gòu)成的“攔截域”形狀為圓形。此時(shí)，通過(guò)文獻(xiàn)[2]的方法可以直接計(jì)算得到軌道修正能力。如果動(dòng)能攔截器在軌道修正時(shí)不調(diào)整姿態(tài)(滾轉(zhuǎn)指令角為0)，文獻(xiàn)[9]在這種情況下對(duì)采用某種軌控開(kāi)關(guān)規(guī)律的動(dòng)能攔截器仿真計(jì)算了“攔截域”，仿真結(jié)果表明當(dāng)裝藥量充足時(shí)，由軌道修正能力構(gòu)成的“攔截域”形狀近似為正方形，隨著裝藥量逐漸減少，“攔截域”的形狀由充足時(shí)的正方形逐漸萎縮為圓角正方形、圓形、菱形和星型，“攔截域”的面積和尺寸也逐漸縮小。此時(shí)，這些形狀對(duì)應(yīng)的軌道修正能力不能直接使用文獻(xiàn)[2]的公式進(jìn)行計(jì)算。

文獻(xiàn)[10]研究了文獻(xiàn)[9]的制導(dǎo)方式下導(dǎo)引頭測(cè)量誤差和軌控開(kāi)關(guān)門限對(duì)軌道修正能力的影響。文獻(xiàn)[9]和[10]都是通過(guò)建立動(dòng)能攔截器的六自由度仿真模型進(jìn)行仿真計(jì)算，沒(méi)有給出軌道修正能力的數(shù)值計(jì)算方法，關(guān)于“攔截域”的研究結(jié)果缺乏理論支持。同時(shí)，仿真方法由于模擬動(dòng)能攔截器復(fù)雜的制導(dǎo)過(guò)程，編程實(shí)現(xiàn)復(fù)雜且計(jì)算時(shí)間較長(zhǎng)。因此，需要研究此制導(dǎo)方式下軌道修正能力的數(shù)值方法。

當(dāng)裝藥量不足時(shí)，2個(gè)制導(dǎo)平面對(duì)裝藥量的消耗不僅與末制導(dǎo)初始時(shí)刻的零控脫靶向量在2個(gè)制導(dǎo)平面內(nèi)的分量有關(guān)，還與軌控開(kāi)關(guān)規(guī)律有關(guān)。因此，軌道修正能力的數(shù)值計(jì)算方法應(yīng)與零控脫靶向量的方向和軌控開(kāi)關(guān)規(guī)律有關(guān)，即數(shù)值計(jì)算方法不僅含有裝藥量、結(jié)構(gòu)質(zhì)量、推力、待飛時(shí)間、彈目相對(duì)距離和彈目相對(duì)速率等參數(shù)，還應(yīng)包括制導(dǎo)控制參數(shù)和零控脫靶向量的單位方向矢量。

本文首先給出動(dòng)能攔截器的制導(dǎo)方式，然后針對(duì)該制導(dǎo)方式，給出了軌道修正能力的數(shù)值計(jì)算方法，最后在各種裝藥量情況下計(jì)算動(dòng)能攔截器的軌道修正能力，并與仿真結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。

1 動(dòng)能攔截器的制導(dǎo)方式

本文考慮如下的末制導(dǎo)方式：彈體的姿態(tài)角穩(wěn)定跟蹤末制導(dǎo)初始時(shí)刻的指令姿態(tài)角，指令姿態(tài)角使動(dòng)能攔截器彈體坐標(biāo)系與末段初始時(shí)刻的視線坐標(biāo)系重合，并且滾轉(zhuǎn)指令角為0。其中，視線坐標(biāo)系的x軸由動(dòng)能攔截器質(zhì)心指向目標(biāo)質(zhì)心，y軸在當(dāng)?shù)劂U垂面內(nèi)垂直向上，z軸由右手螺旋法則確定。

軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的布局如圖1所示。

圖1 軌控發(fā)動(dòng)機(jī)布局(后視)圖Fig.1 Arrangement of divert control motors (back view)

(1)

軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的開(kāi)關(guān)規(guī)律為：

其他情況，2#，4#發(fā)動(dòng)機(jī)均關(guān)閉。

其他情況，1#，3#發(fā)動(dòng)機(jī)均關(guān)閉。

其中，ω開(kāi)>0為常值開(kāi)關(guān)門限。

姿控采用文獻(xiàn)[11]中的開(kāi)關(guān)控制規(guī)律。

2 軌道修正能力的數(shù)值計(jì)算方法

針對(duì)第1節(jié)給出的制導(dǎo)方式，軌道修正能力的函數(shù)表達(dá)式為

記nzem方向上的零控脫靶向量為zem·nzem，其中zem為零控脫靶量。當(dāng)零控脫靶量zem小于動(dòng)能攔截器在nzem方向上的軌道修正能力時(shí)，zem能夠被動(dòng)能攔截器修正到末制導(dǎo)精度范圍內(nèi)；當(dāng)zem超過(guò)軌道修正能力時(shí)，則zem不能被動(dòng)能攔截器完全修正，隨著zem越大，脫靶量越大。因此，可以得到nzem方向上的脫靶量示意圖，如圖2所示。圖2中，當(dāng)zem小于軌道修正能力modify時(shí)，脫靶量在末制導(dǎo)精度范圍ZERO內(nèi)；當(dāng)zem超過(guò)軌道修正能力modify時(shí)，隨著zem越大，脫靶量越大。因此，在nzem方向上的軌道修正能力可以通過(guò)計(jì)算動(dòng)能攔截器能夠消除的零控脫靶量zem的最大值得到，即

(2)

圖2 nzem方向上的脫靶量示意圖Fig.2 Illustration of miss distances in the direction nzem

首先給出脫靶量miss(zem·nzem)的計(jì)算方法，再給出modify的計(jì)算方法。

2.1 脫靶量的計(jì)算方法

(3)

(4)

零控脫靶量和視線旋轉(zhuǎn)角速度的模ω的關(guān)系為[13]

zem0=ω0r2/v.

(5)

由式(1),式(3)～(5)零控脫靶量

(6)

即zemε0和zemβ0是零控脫靶向量的2個(gè)垂直分量。

圖3 末制導(dǎo)段脫靶量的數(shù)值計(jì)算Fig.3 Numerical computation of miss distance during terminal guidance and control

圖3中，r0，m0，tgo和v分別為末制導(dǎo)初始時(shí)的彈目相對(duì)距離、裝藥量、待飛時(shí)間和彈目相對(duì)速率，τ為末制導(dǎo)的制導(dǎo)周期。由于彈目相對(duì)速率v在末制導(dǎo)段變化較小，在計(jì)算中取為常值。

(7)

式中：r0為制導(dǎo)周期初始時(shí)的彈目相對(duì)距離。

在此制導(dǎo)周期內(nèi)，若發(fā)動(dòng)機(jī)不開(kāi)機(jī)，則在制導(dǎo)周期結(jié)束時(shí)有

(8)

式中：r=r0-vτ為制導(dǎo)周期結(jié)束時(shí)的彈目相對(duì)距離。

若發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)機(jī)，則消除的零控脫靶量為(參見(jiàn)文獻(xiàn)[12]的公式(10))

(9)

式中：a為加速度，且a=F/(m+ms)；tgo為剩余飛行時(shí)間，且tgo=r0/v。

在制導(dǎo)周期結(jié)束時(shí)，視線高低角轉(zhuǎn)率對(duì)應(yīng)的零控脫靶向量的分量為

(10)

(11)

剩余燃料量m為

(12)

圖在1個(gè)制導(dǎo)周期內(nèi)的計(jì)算方法Fig.4 Numerical computation of after one guidance and navigation cycle

2.2modify的計(jì)算方法

根據(jù)式(2)計(jì)算modify的過(guò)程如下。

(1) 首先，尋找包含modify的一個(gè)區(qū)間[min0,max0]。具體方法為，從0 m開(kāi)始，以1 000 m為步長(zhǎng)，找到第一個(gè)miss(zem·nzem)大于閾值ZERO1的zem作為max0。然后，從max0開(kāi)始，以-100m為步長(zhǎng)，找到第1個(gè)miss(zem·nzem)值小于閾值ZERO2的zem作為min0。

(2) 在區(qū)間[min0,max0]內(nèi)求解modify，具體方法如圖5所示。圖5中的ZERO3和ZERO4為閾值。

圖5 Modify的計(jì)算方法Fig.5 Numerical computation of ‘modify’

3 仿真校驗(yàn)

為了直觀顯示軌道修正能力的方向性，使用“攔截域”給出軌道修正能力的計(jì)算結(jié)果?！皵r截域”的計(jì)算思路來(lái)源于文獻(xiàn)[14]，文獻(xiàn)[14]提出的“攔截域”的循環(huán)變量為視線高低角轉(zhuǎn)率和方位角轉(zhuǎn)率，本文“攔截域”的循環(huán)變量是零控脫靶向量的2個(gè)垂直分量，但是2種方式的本質(zhì)是相同的[9]。

“攔截域”的仿真計(jì)算方法為：取定中末交班時(shí)目標(biāo)導(dǎo)彈的位置和速度、彈目相對(duì)距離r=100 km、彈目相對(duì)速率v=5 000 m/s、初始視線方位角β=π/3和初始視線高低角ε=π/6，循環(huán)變量為zemβ0和zemε0。zemβ0在區(qū)間[-6 000,6 000]內(nèi)選取31個(gè)點(diǎn)，zemε0在區(qū)間[-6 000,6 000]內(nèi)選取31個(gè)點(diǎn)。根據(jù)上述循環(huán)條件，計(jì)算出動(dòng)能攔截器在中末交班時(shí)的位置和速度，然后進(jìn)行末段攔截仿真[15]，得到脫靶量的仿真結(jié)果。為了與數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行對(duì)比，動(dòng)能攔截器的仿真模型沒(méi)有任何制導(dǎo)誤差和延遲。最后，以循環(huán)變量zemβ0和zemε0為自變量，畫(huà)出脫靶量的等高線。

“攔截域”的數(shù)值計(jì)算方法為：取定中末交班時(shí)目標(biāo)導(dǎo)彈的位置和速度、彈目相對(duì)距離r=100 km、彈目相對(duì)速率v=5 000 m/s、初始視線方位角β=π/3和初始視線高低角ε=π/6，循環(huán)變量為零控脫靶向量的方向角θ,θ在區(qū)間[0,2π]內(nèi)以0.01 rad為步長(zhǎng)選點(diǎn)。根據(jù)上述循環(huán)條件，算出動(dòng)能攔截器在中末交班時(shí)的位置和速度，然后使用本文提出的數(shù)值計(jì)算方法計(jì)算θ方向上的軌道修正能力。最后，以原點(diǎn)(0,0)為起點(diǎn)，軌道修正能力為半徑取點(diǎn)得到“攔截域”。

設(shè)裝藥量充足時(shí)的裝藥量為m0，分別取裝藥量為m0，0.70m0，0.60m0，0.50m0，0.40m0和0.30m0，軌道修正能力的數(shù)值計(jì)算結(jié)果和仿真結(jié)果如圖6～11的a)所示，圖中的點(diǎn)陣表示循環(huán)變量zemβ0和zemε0的取值點(diǎn)，細(xì)線為脫靶量仿真結(jié)果的等高線，粗線為軌道修正能力的數(shù)值計(jì)算結(jié)果。

仿真過(guò)程中的燃料耗盡情況如圖6～11的b)所示。圖中的點(diǎn)陣表示燃料的消耗情況，對(duì)于循環(huán)過(guò)程中的每一個(gè)攔截仿真實(shí)例，彈目交會(huì)時(shí)若燃料耗盡則相應(yīng)的初始零控脫靶向量的位置用黑點(diǎn)表示，若燃料沒(méi)有耗盡則用白點(diǎn)表示(即空白)。

圖6～11給出了不同裝藥量情況下對(duì)應(yīng)的“攔截域”，當(dāng)裝藥量為m0時(shí)，所有仿真實(shí)例都沒(méi)有出現(xiàn)燃料耗盡情況，“攔截域”的形狀為正方形，軌道修正能力受限于待飛時(shí)間而不是裝藥量；當(dāng)裝藥量逐漸遞減時(shí)，對(duì)應(yīng)較大初始零控脫靶量的仿真實(shí)例開(kāi)始出現(xiàn)燃料耗盡的情況，“攔截域”的形狀逐漸萎縮為圓角正方形、圓形、菱形和星型，“攔截域”的面積和尺寸也逐漸縮小，軌道修正能力受限于待飛時(shí)間和裝藥量的共同約束。在導(dǎo)彈的參數(shù)初步設(shè)計(jì)時(shí)，對(duì)于所有的動(dòng)能攔截器末段攔截場(chǎng)景，如果動(dòng)能攔截器的“攔截域”內(nèi)接圓半徑都能滿足軌道修正能力的技術(shù)指標(biāo)要求，則裝藥量越小越好。

圖6 裝藥量充足時(shí)(m0)，“攔截域”的形狀近似為正方形Fig.6 ‘Intercept field’ is nearly square for sufficient fuel loadage (m0)

從圖6～11可以看出，數(shù)值計(jì)算方法與仿真方法都得到了相同的“攔截域”變化趨勢(shì)：本文的數(shù)值計(jì)算方法通過(guò)計(jì)算視線轉(zhuǎn)率的抑制過(guò)程，得到了與仿真方法同樣的“攔截域”變化情況，說(shuō)明“攔截域”的變化取決于動(dòng)能攔截器的制導(dǎo)方式，為仿真結(jié)果

圖7 裝藥量不足時(shí)(0.70m0),“攔截域”的形狀近似為圓角正方形Fig.7 ‘Intercept field’ is nearly rounded square for insufficient fuel loadage (0.70m0)

圖8 裝藥量不足時(shí)(0.60m0),“攔截域”的形狀近似為圓形Fig.8 ‘Intercept field’ is nearly round for insufficient fuel loadage (0.60m0)

圖9 裝藥量不足時(shí)(0.50m0),“攔截域”的形狀近似為菱形Fig.9 ‘Intercept field’ is nearly diamondoid for insufficient fuel loadage (0.50m0)

圖10 裝藥量不足時(shí)(0.40m0)，“攔截域”的形狀近似為星型Fig.10 ‘Intercept field’ is nearly starlike for insufficient fuel loadage (0.40m0)

圖11 裝藥量不足時(shí)(0.30m0)，“攔截域”的形狀近似為星型Fig.11 ‘Intercept field’ is nearly starlike for insufficient fuel loadage (0.30m0)

提供了理論支持。同時(shí)，數(shù)值計(jì)算方法具有編程實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單，計(jì)算速度快的優(yōu)點(diǎn)。

由于在本文的數(shù)值計(jì)算方法中有很多變量和公式是線性近似得到的，而且在數(shù)值算法中沒(méi)有考慮姿控對(duì)彈體質(zhì)量的影響，因此即使動(dòng)能攔截器的仿

真模型沒(méi)有任何制導(dǎo)誤差和延遲，仿真結(jié)果和數(shù)值結(jié)果也不能完全一致。線性化帶來(lái)的誤差隨著初始零控脫靶量增大而增大，因此，在圖6～11中，隨著裝藥量遞減，軌道修正能力遞減，能夠修正的初始零控脫靶量遞減，由線性化帶來(lái)的計(jì)算誤差也逐漸減少。

4 結(jié)束語(yǔ)

以本文的制導(dǎo)方式為例，給出了動(dòng)能攔截器軌道修正能力的數(shù)值計(jì)算方法，為“攔截域”的有關(guān)仿真結(jié)果提供了理論支持，并為其他制導(dǎo)方式下“攔截域”的數(shù)值計(jì)算提供了思路。與仿真方法相比，該數(shù)值方法不能考察各種制導(dǎo)誤差對(duì)軌道修正能力的影響，但是數(shù)值方法具有編程實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單、計(jì)算快捷的優(yōu)點(diǎn)，可以應(yīng)用于導(dǎo)彈的參數(shù)初步設(shè)計(jì)以及其他需要快速計(jì)算軌道修正能力的場(chǎng)合。

[ 1] LAWRENCE R V.Interceptor Line-of-Sight Rate Steering: Necessary Conditions for a Direct Hit[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,1998,21(3):471-476.

[ 2] 吳啟星,劉世勇,張為華.大氣層外攔截彈末段修正能力分析[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào),2007,27(4):178-180,184. WU Qi-xing,LIU Shi-yong,ZHANG Wei-hua. Analysis of the Divert Ability of Exoatmospheric Interceptor During the Terminal Course[J]. Journal of Projectiles’ Rockets’ Missiles and Guidance,2007,27(4): 178-180,184.

[ 3] 田源,任章.大氣層外動(dòng)能攔截器末段導(dǎo)引規(guī)律設(shè)計(jì)[J].宇航學(xué)報(bào),2009,30(2):474-480. TIAN Yuan,REN Zhang.Design of Guidance Law for Exoatmospheric Interceptor During Its Terminal Course[J].Journal of Astronautics, 2009,30(2):474-480.

[ 4] 武立軍.某大氣層外飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)的預(yù)測(cè)控制方法研究[J].現(xiàn)代防御技術(shù),2007,35(6):67-70. WU Li-jun.Study on Predictive Control of Attitude Control System of One Exo-Atmospheric Flying Vehicle[J]. Modern Defence Technology, 2007,35(6):67-70.

[ 5] 荊武興,李羅剛,高長(zhǎng)生.反導(dǎo)攔截飛行方案及時(shí)間窗口快速搜素算法[J].系統(tǒng)工程與電子技術(shù),2013,35(6): 1256-1261. JING Wu-xing,LI Luo-gang,GAO Chang-sheng.Fast Search Algorithm of Flight Program and Launch Time Window for Interception Anti-Missile[J].Systems Engineering and Electronics,2013,35(6):1256-1261.

[ 6] 劉蛟龍,尉建利,于云峰.彈道導(dǎo)彈自由段攔截窗口建模與仿真[J].指揮控制與仿真,2012,34(6):72-75. LIU Jiao-long,WEI Jian-li,YU Yun-feng.Modeling and Simulation of TBM Midcourse Phase Interception Window[J].Command Control & Simulation,2012,34(6): 72-75.

[ 7] 吳啟星,張為華.彈道導(dǎo)彈中段防御的攔截窗口分析[J].飛行力學(xué),2005,23(2):56-58. WU Qi-xing,ZHANG Wei-hua.Analysis of the Intercept Window for Ballistic Missile Midcourse Defense[J]. Flight Dynamics,2005,23(2):56-58.

[ 8] 吳啟星,李曉斌,張為華.基于可信性理論的標(biāo)準(zhǔn)-3攔截彈末段修正能力分析[J].國(guó)防科技大學(xué)學(xué)報(bào),2007,29(4):37-41. WU Qi-xing,LI Xiao-bin,ZHANG Wei-hua. Creditability Theory-Based Analysis for Terminal Divert Ability of Standard Missle-3[J].Journal of National University of Defense Technology,2007,29(4) :37-41.

[ 9] 鄭丹.裝藥量對(duì)動(dòng)能攔截器軌道修正能力的影響[J].現(xiàn)代防御技術(shù),2015,43(2):44-49. ZHENG Dan. Effect of Fuel Loadage on Divert Ability of Exoatmospheric Interceptor[J]. Modern Defence Technology,2015,43(2):44-49.

[10] 鄭丹.導(dǎo)引頭測(cè)量誤差對(duì)動(dòng)能攔截器軌道修正能力的影響[J].現(xiàn)代防御技術(shù),2015,43(3):7-14. ZHENG Dan. Impact of Seeker Tracking Error upon Divert Ability of Kinetic Kill Vehicle[J]. Modern Defence Technology, 2015,43(3):7-14.

[11] 劉慶鴻,陳德源,王子才.動(dòng)能攔截器攔截戰(zhàn)術(shù)彈道導(dǎo)彈的脫靶量仿真[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào),2002,14(2):200-203. LIU Qing-hong,CHEN De-yuan,WANG Zi-cai. Miss Distance Simulation for Kinetic Kill Vehicle Intercepting Tactical Ballistic Missile[J].Journal of System Simulation,2002,14(2):200-203.

[12] HABLANI H B.Endgame Guidance and Relative Navigation of Strategic Interceptors with Delays[J]. Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2006,29(1): 82-94.

[13] Zarchan Paul.Tactical and Strategic Missile Guidance[M]. 3rd ed.Progress in Astronautics and Aeronautics,Vol.176, AIAA,Inc,1997:343.

[14] 馮海丁,王長(zhǎng)慶,趙民.大氣層外動(dòng)能攔截器末制導(dǎo)階段的攔截域分析[J].航天控制,2011,29(1):23-26. FENG Hai-ding,WANG Chang-qing,ZHAO Min. The Analyse of Intercept Field in the Endgame of Exoatmospheric Interceptor[J].Aerospace Control,2011, 29(1): 23-26.

[15] 鄭丹.外大氣層動(dòng)能攔截器仿真平臺(tái)設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)[J].現(xiàn)代防御技術(shù),2015,43(1):151-159,167. ZHENG Dan. Design and Realization of Simulation Platform for Exoatmospheric Kinetic Kill Vehicles[J]. Modern Defence Technology,2015,43(1):151-159,167.

Numerical Computation Method for Divert Ability of Exoatmospheric Interceptor

ZHENG Dan

(Jiuquan Satellite Launching Center, Gansu Lanzhou 732750, China)

The divert ability of exoatmospheric interceptor depends on its guidance and control system. The numerical computation method for divert ability is proposed for a guidance and control system. The divert ability is obtained by computing the biggest zero-effort miss distance which can be corrected by the interceptor during the terminal course. Simulation results show that this method can compute the divert ability in cases of insufficient fuel load and sufficient fuel load. The numerical computation method is quick and simple and can meet the need of quick computation of divert ability.

kinetic kill vehicle(exoatmospheric interceptor); numerical method; intercept field; divert ability; charge(fuel load); zero-effort miss

2016-04-23；

2016-06-23 作者簡(jiǎn)介：鄭丹(1979-)，女，吉林吉林人。高工，博士，研究方向?yàn)橹茖?dǎo)控制仿真。

10.3969/j.issn.1009-086x.2017.01.012

V448.2; TJ866

A

1009-086X(2017)-01-0062-08

通信地址：732750 甘肅省蘭州市蘭州27支局15信箱12號(hào) E-mail：zhengdandanzheng@126.com