基于無(wú)人機(jī)的光電制導(dǎo)導(dǎo)彈模擬系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法研究

楊彥杰

(中國(guó)人民解放軍92785部隊(duì),河北秦皇島 066001)

實(shí)戰(zhàn)化訓(xùn)練是光電對(duì)抗作戰(zhàn)能力建設(shè)的必經(jīng)之路。由于光電對(duì)抗訓(xùn)練長(zhǎng)期受“缺對(duì)手、缺目標(biāo)、缺環(huán)境”等瓶頸問(wèn)題的制約,導(dǎo)致部隊(duì)訓(xùn)練及光電對(duì)抗裝備作戰(zhàn)效能一直無(wú)法得到有效的評(píng)估和提升。采用外場(chǎng)模擬飛行,將精確制導(dǎo)武器的導(dǎo)引頭裝載于無(wú)人機(jī)平臺(tái)上,利用無(wú)人機(jī)模擬彈體。在飛行過(guò)程中,由導(dǎo)引頭按照制導(dǎo)導(dǎo)引規(guī)律實(shí)時(shí)控制無(wú)人機(jī)向目標(biāo)方向飛行,模擬導(dǎo)彈制導(dǎo)的攻擊過(guò)程，可方便、逼真地構(gòu)建光電對(duì)抗裝備及部隊(duì)訓(xùn)練所需的多種威脅信號(hào)與對(duì)抗環(huán)境。這種基于無(wú)人機(jī)的光電制導(dǎo)導(dǎo)彈模擬系統(tǒng),方式上更為科學(xué),逼真度更高,具有很高的訓(xùn)練效費(fèi)比[1]。

1 系統(tǒng)設(shè)計(jì)

為了更加逼真地模擬光電制導(dǎo)導(dǎo)彈,本文采用無(wú)人機(jī)平臺(tái)(加裝輻射強(qiáng)度可調(diào)的黑體)模擬導(dǎo)彈的彈體及其在飛行過(guò)程中的紅外輻射特性。按照導(dǎo)引律的要求,將導(dǎo)引頭測(cè)量輸出的目標(biāo)信息(即導(dǎo)引信號(hào),通常包括離軸角、視線(xiàn)角速度等)變換為可為無(wú)人機(jī)所執(zhí)行的制導(dǎo)指令,實(shí)現(xiàn)對(duì)無(wú)人機(jī)的閉環(huán)控制。導(dǎo)引頭和無(wú)人機(jī)間的信息交互如圖1所示。

圖1 導(dǎo)引頭和無(wú)人機(jī)之間的信息交互

1.1 導(dǎo)引規(guī)律設(shè)計(jì)

導(dǎo)彈導(dǎo)引律的種類(lèi)很多,本文以應(yīng)用最為廣泛的比例導(dǎo)引為例,進(jìn)行相關(guān)制導(dǎo)模型研究。

導(dǎo)彈在向目標(biāo)飛行過(guò)程中,按照比例導(dǎo)引法進(jìn)行制導(dǎo)控制,其速度矢量轉(zhuǎn)動(dòng)角速度與目標(biāo)視線(xiàn)轉(zhuǎn)動(dòng)角速度成正比,即

θ=kq

(1)

1.2 飛控設(shè)計(jì)

v=kq

(2)

1.3 導(dǎo)彈紅外輻射特性模擬

一般導(dǎo)彈的飛行高度在0～10 km之間,飛行速度為1.0～2.0Ma,根據(jù)相關(guān)文獻(xiàn)[2],導(dǎo)彈飛行過(guò)程中蒙皮受空氣運(yùn)動(dòng)加熱導(dǎo)致溫度上升,按照1.5Ma速度計(jì)算,其蒙皮溫度為289.2 K,在0.9～1.7 μm之間的輻射出射度為;迎頭探測(cè)時(shí),看不到導(dǎo)彈的尾噴口,但可以探測(cè)到尾焰流。一般飛行速度為1.0～2.0Ma時(shí)尾焰流溫度在500～1200 K,取值按800 K計(jì)算其輻射出射度,計(jì)算得到M0.9-1.7=144.8 W/cm-2。按照以上計(jì)算的參數(shù)調(diào)整黑體溫度可有效的模擬導(dǎo)彈飛行過(guò)程中的輻射特性。

1.4 安全防護(hù)設(shè)計(jì)

無(wú)人機(jī)在模擬導(dǎo)彈鎖定目標(biāo)向目標(biāo)飛行過(guò)程中,通過(guò)預(yù)設(shè)俯沖攻擊最低安全高度的方式,實(shí)現(xiàn)對(duì)無(wú)人機(jī)的安全保護(hù)。即當(dāng)無(wú)人機(jī)飛行至最低全區(qū)點(diǎn)后,通過(guò)飛控x系統(tǒng)將無(wú)人機(jī)自動(dòng)拉起,到達(dá)安全高度后進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整,完成一次導(dǎo)彈攻擊模擬。

2 關(guān)鍵技術(shù)

2.1 彈道模擬相似性

導(dǎo)彈與無(wú)人機(jī)模擬的相似度,從應(yīng)用角度看,主要是航跡的相似度。而兩個(gè)不同運(yùn)動(dòng)的剛體,體積、重量、外形、結(jié)構(gòu)都不同,受的力和力矩也不同,給定同樣的初始條件,其運(yùn)動(dòng)的軌跡必然不同，但可以通過(guò)精密的計(jì)算,讓兩個(gè)剛體的運(yùn)動(dòng)軌跡盡可能靠攏,保持軌跡一致。

飛機(jī)和導(dǎo)彈都是受制于空氣動(dòng)力學(xué)基本原理,其飛行過(guò)程都可以用飛行動(dòng)力學(xué)描述。按照飛行動(dòng)力學(xué)的基本原理,飛行器的固有運(yùn)動(dòng)特性,可以用特征方程的根來(lái)描述。根據(jù)特征根得到的阻尼和帶寬,表征了飛行器受力后狀態(tài)量的響應(yīng)情況。以俯仰通道為例,一般的飛行器特征根有兩組大根和兩組小根,兩組大根對(duì)應(yīng)短周期運(yùn)動(dòng),兩組小根對(duì)應(yīng)長(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng)。短周期運(yùn)動(dòng)反應(yīng)飛行器的相對(duì)快速運(yùn)動(dòng),主要表現(xiàn)在角速率和攻角的變化;長(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng)反映飛行器的相對(duì)慢速運(yùn)動(dòng),主要表現(xiàn)在速度和角度的變化[1-2]。

在控制器設(shè)計(jì)時(shí),考慮到短周期運(yùn)動(dòng)的快速性,針對(duì)短周期運(yùn)動(dòng)的控制器,以改善飛行器飛行品質(zhì)為主。適當(dāng)?shù)脑龃笃渥枘岷蛶?得到更好的操縱性和穩(wěn)定性[8-9]。良好的飛行品質(zhì)能提升無(wú)人飛行器的安全性,減輕空氣擾動(dòng)的影響。

1)阻尼的模擬

導(dǎo)彈機(jī)翼的展弦比一般較小,阻尼力臂小,由彈體本身提供的阻尼一般不能滿(mǎn)足需求,必須通過(guò)控制系統(tǒng)改善其動(dòng)態(tài)特性,使其阻尼比提高到滿(mǎn)足飛行動(dòng)態(tài)品質(zhì)的需求,使導(dǎo)彈在全彈道飛行過(guò)程中保持穩(wěn)定。

通常的具有普遍意義的比較滿(mǎn)意的導(dǎo)彈相對(duì)阻尼系數(shù),大約在0.5～1.2之間,某型地空導(dǎo)彈在3 000 m典型飛行狀態(tài)下,彈體阻尼系數(shù)為0.1475,而由控制系統(tǒng)改善后的相對(duì)阻尼系數(shù)為0.707 9。對(duì)于某型無(wú)人機(jī)平臺(tái)來(lái)說(shuō),其機(jī)體本身的阻尼系數(shù),在3 000 m典型狀態(tài)為0.210 2,控制系統(tǒng)改善后阻尼為0.826 7,如果模擬目標(biāo)為該型地空導(dǎo)彈,則需要降低控制系統(tǒng)阻尼。模擬設(shè)備機(jī)體的阻尼為0.19～0.36,想要將全程阻尼提高到0.7以上,需要選取特征點(diǎn),分析其精確阻尼系數(shù),相應(yīng)調(diào)整控制器參數(shù),改善相對(duì)阻尼。

2)穩(wěn)定性和頻率的模擬

對(duì)于地空導(dǎo)彈,空空彈等打擊運(yùn)動(dòng)目標(biāo)的導(dǎo)彈,為了飛行的準(zhǔn)確度,一般要求彈體是靜穩(wěn)定的。而某無(wú)人機(jī)平臺(tái),掛裝除導(dǎo)引頭外其他設(shè)備滿(mǎn)油情況下,氣動(dòng)焦點(diǎn)位于質(zhì)心后0.11 m,掛裝導(dǎo)引頭后,位于質(zhì)心后0.15～0.26 m(不同導(dǎo)引頭),屬靜穩(wěn)定機(jī)體。

設(shè)計(jì)導(dǎo)彈的固有頻率,需要綜合考慮彈體,控制系統(tǒng)和制導(dǎo)系統(tǒng)的關(guān)系,一般來(lái)說(shuō),控制系統(tǒng)截止頻率大于制導(dǎo)系統(tǒng)截止頻率的3～4倍,而且控制系統(tǒng)截止頻率大約為彈體固有頻率的1.1～1.4倍,至多不能大于1.8倍。固有頻率太小,與制導(dǎo)系統(tǒng)接近,會(huì)發(fā)生共振;同時(shí)固有頻率太大,會(huì)引起導(dǎo)彈靜穩(wěn)定性過(guò)大,機(jī)動(dòng)性降低,而且控制系統(tǒng)截止頻率就大,會(huì)混入隨機(jī)高頻噪聲信號(hào)。例如某型地空導(dǎo)彈制導(dǎo)回路頻率為0.5～0.6 rad/s,則固有頻率應(yīng)大于1.5～2.4 rad/s,實(shí)際其固有頻率設(shè)計(jì)到4.0～11.0 rad/s。而某無(wú)人機(jī)平臺(tái),典型狀態(tài)下機(jī)體固有頻率為6.2 rad/s,滿(mǎn)足大多數(shù)導(dǎo)彈需求。

典型飛行剖面如圖2所示。

圖2 典型飛行剖面

典型模擬訓(xùn)練飛行過(guò)程如下:

a) 暖機(jī):起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī),使發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)一段時(shí)間;

b) 彈射起飛:彈射末端速度約110 km/h;

c) 爬升:發(fā)動(dòng)機(jī)全功率運(yùn)行,爬升至巡航高度;

d) 巡航:按任務(wù)要求規(guī)定的高度和速度進(jìn)行巡航飛行;

e) 目標(biāo)搜索及鎖定:按任務(wù)規(guī)定到達(dá)指定區(qū)域后,導(dǎo)引頭開(kāi)機(jī)工作,自動(dòng)或手動(dòng)搜索目標(biāo)并鎖定;

f) 制導(dǎo)攻擊:以導(dǎo)彈制導(dǎo)模式進(jìn)行攻擊;

g) 拉起:攻擊過(guò)程末段到達(dá)安全高度時(shí),快速拉起;

h) 爬升:爬升至開(kāi)傘高度,到達(dá)安全降落區(qū)域;

i) 開(kāi)傘降落:開(kāi)傘并以安全速度穩(wěn)定降落;

j) 氣囊減震:通過(guò)氣囊充氣與排氣進(jìn)行緩沖,使飛機(jī)安全降落;

k) 回收。

2.2 軌跡外推精確度

目前沒(méi)有成熟的經(jīng)過(guò)驗(yàn)證的解決方案,能完美解決飛行器軌跡外推的精度問(wèn)題,可以借鑒的算法有兩種：第一種是傳統(tǒng)數(shù)字仿真方法;第二種是機(jī)動(dòng)目標(biāo)跟蹤方法。

仿真方法多采用傳統(tǒng)的六自由度數(shù)學(xué)模型加各種過(guò)程噪聲模擬導(dǎo)彈的飛行過(guò)程,通過(guò)解算導(dǎo)彈受力和力矩,以及姿態(tài)、速度、位置的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型,達(dá)到軌跡外推的目的。仿真方法的精度依賴(lài)于導(dǎo)彈的氣動(dòng)參數(shù)準(zhǔn)確性和飛行器各分系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型及其誤差分布,該方法計(jì)算過(guò)程簡(jiǎn)單,可實(shí)時(shí)解算彈道。在解算模型中,導(dǎo)引頭、導(dǎo)航系統(tǒng)、制導(dǎo)控制系統(tǒng)、舵機(jī)系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)及發(fā)動(dòng)機(jī)等各分系統(tǒng)模型及誤差分布可以通過(guò)理論分析、數(shù)學(xué)建模及參數(shù)辨識(shí)等方法確定,通過(guò)建立一套完整的六自由度導(dǎo)彈飛行力學(xué)模型可以通過(guò)蒙特卡洛仿真計(jì)算導(dǎo)彈的落點(diǎn)精度[10-11]。

機(jī)動(dòng)目標(biāo)跟蹤的方法是一個(gè)濾波的過(guò)程,使用觀測(cè)到的導(dǎo)彈的實(shí)時(shí)位置,更新其運(yùn)動(dòng)學(xué)模型,使噪聲收斂。機(jī)動(dòng)目標(biāo)跟蹤在預(yù)估導(dǎo)彈落點(diǎn),在統(tǒng)計(jì)CEP過(guò)程中使用非常廣泛,在某些不方便或者不能觀測(cè)到落點(diǎn)的情況下使用。根據(jù)回傳數(shù)據(jù)估計(jì)接近目標(biāo)時(shí)刻,結(jié)合導(dǎo)引頭關(guān)機(jī)后的運(yùn)動(dòng)軌跡,推斷出落點(diǎn)。

機(jī)動(dòng)目標(biāo)跟蹤的主要缺陷是長(zhǎng)時(shí)間外推精度不夠,估計(jì)導(dǎo)彈落點(diǎn)要求濾波的時(shí)間很短,導(dǎo)彈的速度動(dòng)輒以馬赫數(shù)衡量,從導(dǎo)引頭關(guān)機(jī)到擊中目標(biāo)時(shí)間很短,大部分算法工作時(shí)間不會(huì)超過(guò)1 s,在1 s內(nèi)濾波精度滿(mǎn)足需求,但無(wú)人機(jī)需要至少5 s的濾波時(shí)間,當(dāng)前的機(jī)動(dòng)目標(biāo)跟蹤濾波算法,在沒(méi)有新息更新情況下,不能支持這么長(zhǎng)時(shí)間的精確估計(jì)。

因此需要改進(jìn)機(jī)動(dòng)目標(biāo)跟蹤算法,使其精度滿(mǎn)足要求[3]。借鑒飛行動(dòng)力學(xué)仿真方法的思路,用空氣動(dòng)力學(xué)模型代替隨機(jī)運(yùn)動(dòng)模型,精確計(jì)算導(dǎo)彈受到的力和力矩,進(jìn)而提高精度。導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)模型的計(jì)算量很大,需要計(jì)算的參數(shù)很多,而且關(guān)鍵參數(shù)需要風(fēng)洞吹風(fēng)或CFD計(jì)算。就本項(xiàng)目來(lái)說(shuō),模擬設(shè)備的各種參數(shù)都是已知的,氣動(dòng)參數(shù)經(jīng)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)獲得,姿態(tài)位置等狀態(tài)量均可測(cè)量,滿(mǎn)足改進(jìn)算法需求。

2.3 多模式導(dǎo)引頭模擬技術(shù)

導(dǎo)引頭的多樣式特點(diǎn)為模擬設(shè)備的選擇、建設(shè)帶來(lái)了困難。光電導(dǎo)引頭的光電探測(cè)器像元尺寸及像元數(shù)各不相同,制導(dǎo)精度存在差異。導(dǎo)引方式也存在不同的算法,包括純追蹤法、平行接近法、比例接近法、三點(diǎn)重合法等,不同的導(dǎo)引方式對(duì)制導(dǎo)系統(tǒng)的要求也不相同,從目標(biāo)處理方式上可分為模擬目標(biāo)識(shí)別法和基于圖像處理技術(shù)的目標(biāo)識(shí)別方法;從工作模式上又可分為指令制導(dǎo)、人在回路和發(fā)射后不管等。基于這種情況,完整地模擬任何一款非自己研發(fā)的導(dǎo)引頭幾乎是不可能的事情[12-13]。因此,導(dǎo)引頭模擬應(yīng)遵循以下基本原則:

1)廣泛搜集國(guó)內(nèi)外尤其是國(guó)外的各種導(dǎo)引頭資料,認(rèn)真分析研究其可能的工作模式和機(jī)理,力求做到高度模擬。

2)從模擬核心技術(shù)著手,加強(qiáng)對(duì)于制導(dǎo)系統(tǒng)、截獲及穩(wěn)定跟蹤目標(biāo)等關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行模擬。

3)注重新技術(shù)的嵌入式應(yīng)用,模擬導(dǎo)引頭不應(yīng)只作為光電對(duì)抗設(shè)備的靶子,同時(shí)也應(yīng)成為促進(jìn)對(duì)抗技術(shù)發(fā)展、為精確制導(dǎo)反對(duì)抗提供技術(shù)積累和措施驗(yàn)證的平臺(tái)。

3 結(jié)束語(yǔ)

本文對(duì)導(dǎo)彈模擬系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法和關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了介紹。相比通常的導(dǎo)引頭開(kāi)環(huán)掛飛模擬法,這種模擬不僅包含導(dǎo)引頭的跟蹤閉環(huán)過(guò)程,還包含載體的控制閉環(huán)過(guò)程,從而可模擬實(shí)現(xiàn)雙閉環(huán)制導(dǎo)控制過(guò)程。

該方法的局限性在于,由于無(wú)人機(jī)速度很低,無(wú)法模擬真實(shí)導(dǎo)彈的飛行速度。盡管如此,在不具備實(shí)彈射擊訓(xùn)練條件下,本方法導(dǎo)彈模擬上經(jīng)濟(jì)可行、逼真可信。