王雷鋼 申緒澗 崔建嶺 張曉芬

（63892部隊(duì) 洛陽(yáng) 471003）

1 引言

反輻射導(dǎo)彈是一種硬殺傷的電子戰(zhàn)武器，目前已經(jīng)成為戰(zhàn)場(chǎng)雷達(dá)的主要威脅，基于此，多種對(duì)抗反輻射導(dǎo)彈技術(shù)措施也相繼被應(yīng)用。有源誘偏是一種相對(duì)簡(jiǎn)單有效的抗反輻射導(dǎo)彈方法，能夠使來(lái)襲導(dǎo)彈無(wú)法瞄準(zhǔn)目標(biāo)或誘餌，從而保護(hù)目標(biāo)雷達(dá)。許多國(guó)家為保護(hù)技術(shù)先進(jìn)、造價(jià)昂貴的雷達(dá)系統(tǒng)還研制了專門的誘偏系統(tǒng)，我國(guó)自越南戰(zhàn)爭(zhēng)中美軍使用百舌鳥(niǎo)反輻射導(dǎo)彈開(kāi)始，就開(kāi)始重視抗ARM技術(shù)的研究，主要集中在雷達(dá)關(guān)機(jī)和雷達(dá)誘偏兩個(gè)方面。針對(duì)反輻射導(dǎo)彈的抗誘偏能力評(píng)估，多采用全數(shù)字仿真方法，同時(shí)針對(duì)具體的仿真過(guò)程，提出了空間分離點(diǎn)概念[1]，但如何在輻射式仿真系統(tǒng)進(jìn)行半實(shí)物仿真試驗(yàn)，尚未作具體分析。

2 輻射式仿真系統(tǒng)開(kāi)展誘偏仿真試驗(yàn)分析

2.1 反輻射導(dǎo)彈閉環(huán)仿真試驗(yàn)過(guò)程

反輻射導(dǎo)彈工作過(guò)程是由導(dǎo)引頭獲取目標(biāo)信息，經(jīng)處理輸出為角度偏差信號(hào)，經(jīng)制導(dǎo)裝置形成控制信號(hào)來(lái)驅(qū)動(dòng)操縱舵面，從而改變空氣動(dòng)力和力矩控制導(dǎo)彈的飛行姿態(tài)，通過(guò)姿態(tài)的變化來(lái)控制飛行軌跡，最終將導(dǎo)彈引向被攻擊目標(biāo)。

圖1 反輻射導(dǎo)彈半實(shí)物閉環(huán)仿真試驗(yàn)示意圖

在輻射式仿真系統(tǒng)內(nèi)開(kāi)展仿真試驗(yàn)時(shí)系統(tǒng)構(gòu)成如圖1。根據(jù)設(shè)定的戰(zhàn)情，天線陣列和饋電控制系統(tǒng)輻射出一個(gè)包括誘餌的逼真目標(biāo)信號(hào)，三軸轉(zhuǎn)臺(tái)模擬反輻射導(dǎo)彈的角度姿態(tài)；反輻射導(dǎo)彈對(duì)被攻擊目標(biāo)進(jìn)行跟蹤，在該階段由導(dǎo)引頭測(cè)量目標(biāo)的位置，并由制導(dǎo)系統(tǒng)根據(jù)所測(cè)雷達(dá)位置，產(chǎn)生對(duì)舵伺服系統(tǒng)的控制信號(hào)，該控制信號(hào)經(jīng)I／O適配計(jì)算機(jī)送入武器計(jì)算機(jī)，由武器計(jì)算機(jī)的舵伺服系統(tǒng)、空氣動(dòng)力學(xué)、運(yùn)動(dòng)學(xué)、動(dòng)力學(xué)及慣性傳感器實(shí)體／數(shù)學(xué)模型產(chǎn)生反輻射導(dǎo)彈的六自由度運(yùn)動(dòng)姿態(tài)數(shù)據(jù)，其姿態(tài)信息送導(dǎo)彈轉(zhuǎn)臺(tái)控制計(jì)算機(jī)。圖2為反輻射導(dǎo)彈半實(shí)物閉環(huán)仿真試驗(yàn)信息流。

圖2 反輻射導(dǎo)彈半實(shí)物閉環(huán)仿真試驗(yàn)信息流

2.2 內(nèi)場(chǎng)開(kāi)展誘偏仿真試驗(yàn)局限性

反輻射導(dǎo)引頭既要實(shí)現(xiàn)跟蹤又要搜索，所以一般采用超寬帶天線，目前反輻射導(dǎo)引頭覆蓋頻率為2～18GHz，所以靈敏度較低，隨著反輻射導(dǎo)彈逼近目標(biāo)，視場(chǎng)角在不斷擴(kuò)大，表現(xiàn)在輻射式仿真系統(tǒng)中就是模擬目標(biāo)及誘餌的喇叭天線與轉(zhuǎn)臺(tái)之間的立體角度越來(lái)越大，這就需要很多的喇叭天線參與。目前的輻射式仿真系統(tǒng)多采用天線陣列的三元組天線合成來(lái)模擬目標(biāo)信號(hào)／回波，通常導(dǎo)引頭視場(chǎng)角在60°左右，分辨角在12°以內(nèi)[2]，所以就反輻射導(dǎo)彈仿真試驗(yàn)而言，就要求天線陣的范圍不能過(guò)大也不能過(guò)小，同時(shí)天線陣內(nèi)的天線數(shù)目也不能過(guò)?。〞?huì)使角模擬精度低），考慮到傳播中的大氣衰減以及饋線、元器件衰減，因此在每個(gè)天線后端都需要加功放器，這也將直接增加仿真試驗(yàn)系統(tǒng)的經(jīng)濟(jì)成本。

2.3 單點(diǎn)源實(shí)現(xiàn)多點(diǎn)源可行性

反輻射導(dǎo)引頭因受工作模式和體積限制，天線尺寸較小，分辨角大，當(dāng)在其分辨角范圍內(nèi)有多個(gè)有源誘餌時(shí)，它將跟蹤輻射源的能量中心而偏離輻射源，所以如果不考慮信號(hào)樣式和體制，僅從能量合成的角度來(lái)講，反輻射導(dǎo)引頭的瞄準(zhǔn)軸總是要指向各個(gè)輻射源在反輻射導(dǎo)彈導(dǎo)引頭處合成電場(chǎng)強(qiáng)度的等相位面的法線方向，所以如果假定導(dǎo)引頭動(dòng)態(tài)角度分辨力處于理想狀態(tài)，對(duì)導(dǎo)引頭而言，在每個(gè)時(shí)刻導(dǎo)彈、雷達(dá)之間的方向是確定且惟一的，所以在輻射式仿真系統(tǒng)中用單點(diǎn)源來(lái)輻射的雷達(dá)及誘餌系統(tǒng)的合成信號(hào)是可行的。

在ARM飛行過(guò)程中，起初反輻射導(dǎo)彈與目標(biāo)的距離很遠(yuǎn)，各個(gè)點(diǎn)源都在導(dǎo)彈的視場(chǎng)角內(nèi)，在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中導(dǎo)彈的分辨角依次將誘餌（或雷達(dá)）分辨出，并最終從剩余的兩個(gè)輻射源中分辨出一個(gè)進(jìn)行攻擊[1]。在整個(gè)過(guò)程中描述的要素有：導(dǎo)彈速度矢量、導(dǎo)引頭指向、導(dǎo)彈位置，參與合成的輻射源。導(dǎo)彈當(dāng)前速度及位置決定過(guò)載及下一時(shí)刻導(dǎo)彈位置、是否有誘餌被分離，導(dǎo)彈位置與輻射源合成場(chǎng)決定合成場(chǎng)的法線方向，法線方向又與過(guò)載量決定下一時(shí)刻導(dǎo)彈速度方向。

在輻射仿真系統(tǒng)中以轉(zhuǎn)臺(tái)中心、單點(diǎn)源間的固定方向來(lái)等效模擬時(shí)刻變化合成場(chǎng)在導(dǎo)彈處的法線方向，通過(guò)轉(zhuǎn)臺(tái)姿態(tài)的變化等效構(gòu)建合成雷達(dá)在彈體坐標(biāo)系位置角度狀態(tài)，可以開(kāi)展誘偏仿真試驗(yàn)來(lái)考核反輻射導(dǎo)彈性能以及誘餌布局方案效果。

3 內(nèi)場(chǎng)實(shí)現(xiàn)方法

導(dǎo)彈逼近目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)過(guò)程可分解為平動(dòng)和轉(zhuǎn)動(dòng)，在輻射式仿真系統(tǒng)中利用單點(diǎn)源開(kāi)展多點(diǎn)源的誘偏的整個(gè)過(guò)程中反輻射導(dǎo)彈速度、位置是時(shí)刻改變的，但這只能在數(shù)學(xué)模型內(nèi)進(jìn)行這種平動(dòng)描述；每一時(shí)刻，由于安裝反輻射導(dǎo)彈的轉(zhuǎn)臺(tái)位置固定，所以內(nèi)場(chǎng)所能模擬的電磁波陣面在導(dǎo)彈處的法線方向是無(wú)法改變的，而在實(shí)際的導(dǎo)彈飛行過(guò)程中這一法線是時(shí)刻改變的，而輻射式仿真系統(tǒng)中能改變的只有導(dǎo)彈的姿態(tài)，所以要將所有的改變都轉(zhuǎn)化到轉(zhuǎn)臺(tái)的姿態(tài)變化中以構(gòu)成一個(gè)相對(duì)的位置關(guān)系，導(dǎo)彈的導(dǎo)引頭和制導(dǎo)裝置感知這一角度信息，形成舵機(jī)控制指令，經(jīng)過(guò)空氣動(dòng)力學(xué)模型，輸出下一時(shí)刻導(dǎo)彈姿態(tài)角度。內(nèi)場(chǎng)就是構(gòu)建導(dǎo)引頭實(shí)際指向與導(dǎo)引頭實(shí)測(cè)目標(biāo)指向之間的一種相對(duì)關(guān)系，如圖3所示。

圖3 導(dǎo)引頭方向與合成波面法線方向關(guān)系示意

在整個(gè)仿真試驗(yàn)過(guò)程中，每個(gè)仿真周期內(nèi)都要完成兩方面仿真要素的解算：

1）計(jì)算在每個(gè)周期Tk時(shí)刻導(dǎo)引頭處合成電場(chǎng)強(qiáng)度等相位面的法線向量λk，并由此確定下一周期時(shí)刻速度方向。

（1）合成場(chǎng)的陣面法線λk

合成場(chǎng)法線計(jì)算：假定每個(gè)點(diǎn)源在ARM導(dǎo)引頭處的電場(chǎng)強(qiáng)度為[3]：

則有源誘餌系統(tǒng)在ARM導(dǎo)引頭處合成電場(chǎng)強(qiáng)度的相位為：

導(dǎo)引頭處合成電場(chǎng)強(qiáng)度等相位面的法線向量為：

空間分離點(diǎn)計(jì)算：它與合成場(chǎng)的法線與導(dǎo)彈位置、導(dǎo)彈瞄準(zhǔn)軸有關(guān)。假設(shè)雷達(dá)（xR，yR，zR）及誘餌站位置（xi，yi，zi）（i為誘餌個(gè)數(shù)），反輻射導(dǎo)彈某一時(shí)刻Tk位置（xk，yk，zk），以上均為空間大地坐標(biāo)系內(nèi)坐標(biāo)，可以由此計(jì)算出雷達(dá)及誘餌與反輻射導(dǎo)彈之間的空間矢量Li，此時(shí)導(dǎo)彈瞄準(zhǔn)軸方向?yàn)棣薻，判斷此時(shí)的arccos（Li，λk）是否存在小于導(dǎo)引頭分辨角Δθ／2的目標(biāo)，如果有則剔除并重新合成余下的雷達(dá)站和誘餌。

（2）導(dǎo)彈速度方向確定

計(jì)算λk與導(dǎo)彈速度方向夾角，如果其大于在當(dāng)前速度Vk和最大過(guò)載Nmax下在仿真周期ΔT內(nèi)的可轉(zhuǎn)動(dòng)最大角度θmax＝NmaxΔT／Vk，那么在下一時(shí)刻的速度方向不能指向λk，而只能以最大過(guò)載所能轉(zhuǎn)動(dòng)角度量靠向λk，作為導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)學(xué)模型的輸入量，直接關(guān)系下一時(shí)刻導(dǎo)彈位置。整個(gè)過(guò)程與計(jì)算流程如圖4。

圖4 空間分離點(diǎn)與導(dǎo)彈速度方向計(jì)算流程

2）計(jì)算λk在彈體坐標(biāo)系內(nèi)與三個(gè)坐標(biāo)軸夾角

為了表述這種關(guān)系，將這些元素統(tǒng)一轉(zhuǎn)換到彈體坐標(biāo)系進(jìn)行描述，這就涉及到大地坐標(biāo)系、空間直角坐標(biāo)系，地面坐標(biāo)系。通常雷達(dá)、誘餌、導(dǎo)彈的位置在大地坐標(biāo)系內(nèi)描述，導(dǎo)彈姿態(tài)在地面坐標(biāo)系內(nèi)描述，描述參數(shù)有偏航角ψ、俯仰角?、橫滾角γ、速度、角速度都是相對(duì)于此坐標(biāo)系來(lái)衡量的。

（1）大地坐標(biāo)系轉(zhuǎn)化到空間大地直角坐標(biāo)系：

式中：RN為地球曲率半徑，e為第一偏心率，L，B，H為經(jīng)緯度、高程。

（2）空間大地直角坐標(biāo)系轉(zhuǎn)化到地面坐標(biāo)系：

假設(shè)地面坐標(biāo)系原點(diǎn)（B0，L0，H0），坐標(biāo)系X軸沿水平面指向正北，Y軸沿鉛錘線方向指向地球外，Z軸在水平面內(nèi)與X軸垂直。

式中：

（3）地面坐標(biāo)系轉(zhuǎn)化到彈體坐標(biāo)系：

在某一時(shí)刻假設(shè)彈體位置M為（Bjti，Ljti，Hjti），在導(dǎo)引頭實(shí)測(cè)目標(biāo)方向?qū)б^處合成電場(chǎng)強(qiáng)度等相位面法向線λk上取一點(diǎn)T空間大地坐標(biāo)系（X0，Y0，Z0），則目標(biāo)T在彈體坐標(biāo)系內(nèi)坐標(biāo)為：

進(jìn)而可以求出合成場(chǎng)法線方向與導(dǎo)彈彈體坐標(biāo)系的角度關(guān)系，偏航方向上：Cαi＝atan（Yjt／Xjt），俯仰方向上

在內(nèi)場(chǎng)開(kāi)展仿真試驗(yàn)，可以通過(guò)轉(zhuǎn)臺(tái)的轉(zhuǎn)動(dòng)來(lái)改變導(dǎo)彈的彈體坐標(biāo)系，如果單點(diǎn)源在轉(zhuǎn)臺(tái)初始零位坐標(biāo)系內(nèi)角度為（Cα0，Cβ0），那么在仿真試驗(yàn)過(guò)程中轉(zhuǎn)臺(tái)指令角度為（Cαi－Cα0，Cβi－Cβ0），從而實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈姿態(tài)與目標(biāo)之間角度關(guān)系的模擬構(gòu)建。

4 結(jié)語(yǔ)

通過(guò)對(duì)輻射式仿真系統(tǒng)內(nèi)場(chǎng)進(jìn)行誘偏仿真試驗(yàn)過(guò)程及特點(diǎn)分析可知利用單點(diǎn)源模擬多點(diǎn)源進(jìn)行誘偏仿真試驗(yàn)是可行的，并提出了具體的實(shí)現(xiàn)方法，這種方法是假定導(dǎo)引頭有理想的動(dòng)態(tài)角度分辨力，它可以用于導(dǎo)彈的制導(dǎo)控制系統(tǒng)以及誘餌布局設(shè)計(jì)方案的考核。由于轉(zhuǎn)臺(tái)姿態(tài)的變化是為了等效構(gòu)建合成目標(biāo)在于彈體坐標(biāo)系內(nèi)的方位俯仰信息，而非導(dǎo)彈在空中的真實(shí)相對(duì)大地的航向角、俯仰角，這樣如果敏感部件實(shí)體也為試驗(yàn)考核對(duì)象，則還要進(jìn)一步研究解決其在轉(zhuǎn)臺(tái)上的安裝問(wèn)題。

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