基于固定彈道的空間攔截發(fā)射點快速選擇研究

魏鵬濤，韓寶珠，廖永剛

(火箭軍指揮學(xué)院，武漢 430012)

【裝備理論與裝備技術(shù)】

基于固定彈道的空間攔截發(fā)射點快速選擇研究

魏鵬濤，韓寶珠，廖永剛

(火箭軍指揮學(xué)院，武漢 430012)

針對地基導(dǎo)彈對空間目標(biāo)攔截需要選擇合適發(fā)射點，對于彈道固定的空間目標(biāo)，對攔截點進(jìn)行了規(guī)劃，建立了攔截彈主動段彈道模型和自由段彈道模型，給出了發(fā)射點選擇模型，采用牛頓迭代算法對所建立的非線性方程組進(jìn)行了解算。結(jié)果表明，所選擇發(fā)射點能滿足空間攔截要求。

空間攔截；固定彈道；發(fā)射點選擇

隨著航天科技的發(fā)展，空間的作用日益凸顯，空間飛行器逐漸增多，在許多方面都發(fā)揮著重要的作用，但是隨之而來出現(xiàn)其他一些問題，如：部分飛行器達(dá)到工作年限會報廢，部分飛行器技術(shù)性能無法適應(yīng)新的需求，需要對其進(jìn)行更換，因此，對這些飛行器的快速處理便顯得尤為重要。對這些空間飛行器的快速處理，通過使用地基導(dǎo)彈等武器直接進(jìn)行攔截是一種有效的處理方式。地基導(dǎo)彈空間快速攔截有許多方法，比如重新設(shè)計彈道、空間機動變軌等，部分文獻(xiàn)進(jìn)行了相關(guān)研究[1-4]。針對固有彈道，通過選擇發(fā)射點實現(xiàn)對目標(biāo)的攔截是一種最快捷、最有效的方法，但是目前可以見到的研究文獻(xiàn)相對較少。本文擬在固定彈道的基礎(chǔ)上，通過選擇合適的發(fā)射點，實現(xiàn)在預(yù)定攔截點對目標(biāo)的攔截。本文方法可為空間快速攔截提供技術(shù)參考。

1 攔截點規(guī)劃和彈道模型

1.1 攔截點規(guī)劃

選擇合適的攔截點是需要研究的一個重要課題。對不同的空間飛行器軌道，攔截點的選取也不同。攔截點的選擇要考慮以下幾方面因素：① 在攔截點區(qū)域的軌道測量精度應(yīng)該比較高；② 攔截效率應(yīng)該較高；③ 交會角和能量的影響，交會角越大，攔截概率越小，同時攔截點選擇應(yīng)該使導(dǎo)彈攔截所消耗的能量最小[5]；④ 攔截點選取的約束條件。目標(biāo)飛行器與攔截彈的碰撞是硬殺傷，如果該碰撞發(fā)生在其他主權(quán)國空域，尤其是俄羅斯、日本等空域，將可能因國家安全性引起不必要的國際糾紛，應(yīng)將攔截點選在公?；蛭覈沼颉?/p>

1.2 彈道模型

1.2.1 主動段彈道模型

用一種兩級推進(jìn)的導(dǎo)彈為研究對象。建立發(fā)射坐標(biāo)系下攔截彈的運動方程，主要包括：質(zhì)心運動方程、姿態(tài)控制方程、聯(lián)系方程、瞬時平衡方程、發(fā)動機推力和推進(jìn)劑秒流量計算式及關(guān)機方程等[6]。它們較精確地描述了攔截彈在主動段的運動規(guī)律。由于方程比較復(fù)雜，這里不一一列出，參見文獻(xiàn)[6]。

1.2.2 自由段彈道模型

在自由段，導(dǎo)彈一般只受地球引力作用，如果把地球視為勻質(zhì)圓球體(即地球引力場為有心力場)，那么導(dǎo)彈將按照橢圓彈道規(guī)律飛行。

為了使描述導(dǎo)彈運動的微分方程獲得解析解，方便控制系統(tǒng)分析和導(dǎo)彈初步設(shè)計，導(dǎo)彈的自由段運動應(yīng)基于下列假設(shè)：① 導(dǎo)彈的自由段運動是在真空進(jìn)行的；② 導(dǎo)彈僅受地球引力的影響；③ 不考慮地球的自轉(zhuǎn)及繞太陽的公轉(zhuǎn)；④ 地球為質(zhì)量分布均勻的圓球體。

在橢圓彈道假設(shè)條件下，導(dǎo)彈自由段飛行彈道方程為

(1)

其中

(2)

式中：h為導(dǎo)彈任一瞬時對地心動量矩；μ=fM為地球引力常數(shù)；c為初始極軸；e為偏心率；f為極角。

2 發(fā)射點選擇

2.1 模型建立

發(fā)射坐標(biāo)系[g]和地心赤道坐標(biāo)系[s′]的轉(zhuǎn)換關(guān)系為

(3)

(4)

式(4)中，各矩陣元素為

(5)

發(fā)射點在地心赤道坐標(biāo)系下的坐標(biāo)可表示為[7]

其中：BT為發(fā)射點天文緯度；λT為天文經(jīng)度；H為發(fā)射點高程；Re為地球赤道半徑；f=0.003 353;θ為發(fā)射點恒星時。

假設(shè)導(dǎo)彈發(fā)射t時間后攔截目標(biāo)，此時攔截彈發(fā)射系坐標(biāo)[xt]=[xt,y,zt]T，則由式(3)得攔截彈攔截時刻在地心赤道坐標(biāo)系下的坐標(biāo)為

因此，可以得到非線性方程組

F=xm-xs=0

其中xm=[xm,ym,zm]T為目標(biāo)飛行器攔截時刻在地心赤道坐標(biāo)系下的坐標(biāo)。

2.2 算法設(shè)計

本文選用牛頓迭代算法。牛頓迭代算法是求解非線性方程組的最基本而且十分重要的方法，目前使用的很多有效的迭代法都是以牛頓迭代算法為基礎(chǔ)，并由它發(fā)展而得到的。它具有超線性收斂性和自校正等優(yōu)點[8]。算法流程圖如圖1所示。

3 仿真分析

空間目標(biāo)軌道如表1所示。假定攔截時刻為2015年6月1日19∶46∶40。選擇兩級火箭動力攔截彈參數(shù)，假設(shè)2級關(guān)機時間為245 s。假定被動段飛行時間179 s。那么攔截彈發(fā)射時刻應(yīng)為2015年6月1日19：39：36。因而發(fā)射時刻格林尼治恒星時θG=185.498°。

圖1 算法流程

長半軸/km偏心率軌道傾角/(°)升交點赤經(jīng)/(°)近地點幅角/(°)7017.19070.045797.8000-60.000090.0000

設(shè)定初值為BT0=40°，λT0=110°，AT0=150°。導(dǎo)彈飛行424 s后導(dǎo)彈在發(fā)射坐標(biāo)系下的速度坐標(biāo)為(5 975.7，-0.5，303.7)(單位：m/s)，位置坐標(biāo)為(1 652 887.2，316 397.0，61 268.3)(單位：m)。將此坐標(biāo)轉(zhuǎn)換到地心赤道坐標(biāo)系，用牛頓迭代算法求解非線性方程組，得到優(yōu)化解：BT1=32.284°，λT1=104.357°，AT1=147.975°。因此，發(fā)射點位置地心赤道坐標(biāo)為(2 418.390，-4 713.568，3 540.321)(單位：km/s)。所做仿真計算在CPU為920/2.67GHz，4G內(nèi)存的臺式機上完成，采用Matlab語言編程，所需時間：1.179 s。

攔截仿真如圖2所示。由圖2可以看出優(yōu)化的導(dǎo)彈攔截軌道面和目標(biāo)軌道面之間的夾角很小，滿足攔截所需的能量要求，因此該發(fā)射點是可行的。同時該方法滿足快速性要求。

圖2 導(dǎo)彈攔截空間目標(biāo)仿真

4 結(jié)束語

為了快速完成某次攔截任務(wù)，對于固定彈道的導(dǎo)彈來說，尋找合適的發(fā)射點是需要解決的一個重要課題。本文以兩級火箭動力攔截導(dǎo)彈為研究對象，針對其彈道固定的情況，采用牛頓迭代算法搜索發(fā)射點，可實現(xiàn)對空間目標(biāo)的快速攔截。下一步，將對其實際可行性展開研究，為空間快速攔截提供技術(shù)參考和借鑒。

[1] 張鵬宇.空間攔截最優(yōu)軌道設(shè)計[D].哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2009.

[2] 陳茂良，周軍，常燕.空間攔截攻擊區(qū)和威脅區(qū)仿真研究[J].航天控制，2009，27(1)：41-44.

[3] 張柏楠.航天器交會對接任務(wù)分析與設(shè)計[M].北京：科學(xué)出版社，2011.

[4] 袁建平，和興鎖.航天器軌道機動動力學(xué)[M].北京：中國宇航出版社，2010.

[5] 王繼平，鮮勇，王明海，等.軌道交角與時間偏差對攔截衛(wèi)星攔截概率的影響[J].飛行力學(xué),2008，26(5)：89-92.

[6] 張毅，肖龍旭，王順宏.彈道導(dǎo)彈彈道學(xué)[M].北京：國防科技大學(xué)出版社，2007.

[7] HOWARD D，CURTIS.軌道力學(xué)[M].周建華，徐波，馮全勝，譯.北京：科學(xué)出版社，2009.

[8] 鄧建中，劉之行.計算方法[M].西安：西安交通大學(xué)出版社，2001.

(責(zé)任編輯 周江川)

Study on Quickly Choosing Launch Point of Space Interception Based on Fixed Trajectory

WEI Peng-tao, HAN Bao-zhu, LIAO Yong-gang

(The Rocket Force Command College, Wuhan 430012, China)

Aiming to that ground missile interception of space target needs to choose suitable launch, for missile of fixed trajectory, intercept point was selected to satisfy interception condition. Mathematical models of calculating the powered trajectory and the free-flight trajectory were established. The selected mode of launch point was put forward. Newton method was adopted to calculate the non-linear equations. The results show that the selected launch point can satisfy the space interception demand.

space interception; fixed trajectory; selecting launch point

2016-10-21；

2016-11-25 作者簡介：魏鵬濤(1983—)，男，博士，講師，主要從事飛行動力學(xué)與制導(dǎo)理論研究。

10.11809/scbgxb2017.03.008

魏鵬濤，韓寶珠，廖永剛.基于固定彈道的空間攔截發(fā)射點快速選擇研究[J].兵器裝備工程學(xué)報，2017(3):35-37.

format:WEI Peng-tao, HAN Bao-zhu, LIAO Yong-gang.Study on Quickly Choosing Launch Point of Space Interception Based on Fixed Trajectory[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(3):35-37.

V525

A

2096-2304(2017)03-0035-03