穆育強 王丹曄 孫曉松 黃興李 陳新民
1.北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所,北京 100076
超聲速巡航飛行器已經(jīng)成為當今巡航飛行器的重點發(fā)展方向[1]。為滿足信息化戰(zhàn)爭條件下智能化精確作戰(zhàn)任務(wù)需要,巡航飛行器開始從亞聲速向超聲速方向發(fā)展,精度的要求也越來越高。故此,高精度的末制導(dǎo)技術(shù)成為超聲速巡航飛行器的設(shè)計關(guān)鍵之一[2-3]。
在進行巡航飛行器末制導(dǎo)設(shè)計過程中,不僅需要考慮末制導(dǎo)采用何種制導(dǎo)體制,提高制導(dǎo)精度,同時需要考慮如何提高目標捕獲概率。文獻[4]給出了一種采用慣性/雷達/紅外復(fù)合末制導(dǎo)方案。文獻[5]從自控終點誤差、目標散布及射擊方式等方法綜合分析,提出減小自控終點誤差及降低對搜索扇面要求,從而提高捕獲性能的思路。文獻[6]則從海面雜波、箔條沖淡干擾及風(fēng)干擾入手,提出使飛行器處于順風(fēng)位置提高捕獲概率的方法。
考慮結(jié)合單機研制水平設(shè)計彈道制導(dǎo)方案,確保在各類偏差干擾下捕獲目標的同時實現(xiàn)高精度命中目標。
本文基于飛行器的總體方案及對控制系統(tǒng)指標要求,結(jié)合彈道及制導(dǎo)單機指標進行一體化方案設(shè)計,確定彈道關(guān)鍵點要求和導(dǎo)引頭開機方案及要求,實現(xiàn)巡航飛行器的高精度末制導(dǎo),為末制導(dǎo)總體方案確定奠定基礎(chǔ)。
在巡航飛行器總體方案論證過程中,首先需要確定制導(dǎo)體制。巡航飛行器的基本制導(dǎo)方式為:飛行初中段為慣性制導(dǎo);末段為慣導(dǎo)/GPS/主/被動雷達或者紅外。新一代巡航導(dǎo)彈往往采用紅外成像或主動雷達末制導(dǎo)提高精度??紤]到巡航飛行器的飛行環(huán)境為海面,不適合地形匹配及景象匹配制導(dǎo),故此需要引入末制導(dǎo)導(dǎo)引頭??紤]到導(dǎo)引頭布放空間及天線可透波區(qū)限制,難以實現(xiàn)多模復(fù)合制導(dǎo),故此考慮采用主動雷達導(dǎo)引頭。經(jīng)過多方案比較分析,確定采用“慣性+主動雷達末制導(dǎo)”的制導(dǎo)方案。
飛行器末端飛行過程中要經(jīng)歷導(dǎo)引頭開機,開機對飛行器姿態(tài)提出要求,同時考慮到開機過程的交班誤差,對導(dǎo)引頭開機時刻距目標的距離提出要求。捕獲目標后考慮到突防需要又要轉(zhuǎn)入低空巡航。眾多因素需要綜合考慮,其好壞直接影響末制導(dǎo)能力及性能好壞,需要結(jié)合制導(dǎo)能力及單機要求開展彈道設(shè)計。
首先重點分析引起末制導(dǎo)交班誤差的幾大關(guān)鍵因素。當導(dǎo)引頭捕獲目標時,除了導(dǎo)引頭自身的測量誤差外,縱向上的主要誤差為目標定位誤差及目標機動誤差。而橫向上除了縱向的誤差因素外,還有瞄準不準確所帶來的橫向誤差。故此需要對以上誤差進行分析,得到末制導(dǎo)交班誤差區(qū)域,便于開展誤差分析及方案彈道設(shè)計。
對應(yīng)給定的射程R(km),考慮采用自瞄準方案,目前靜基座自對準精度為△ε(Rad)(3σ),會造成橫向交班位置偏差約為R△ε(km),而目標活動最大半徑為r1(km),目標初始定位偏差為r2(km)(3σ)。這樣末制導(dǎo)交班誤差區(qū)域為以初始目標點為中心,長半軸為b(km)(3σ),短半軸為a(km)(3σ)的橢圓,如圖1所示。
圖1 最大射程及標準瞄準點確定
圖1中,A點為導(dǎo)引頭開機點,O點為標準彈道瞄準點,D點和E點分別為交班誤差橢圓縱向近端點和遠端點,F(xiàn)為最大射程點。
圖1中,以A點為圓心,OA為半徑畫圓,將交班區(qū)域劃為2個區(qū)域:OBDC和OBEC。針對標準彈道射程,OBDC區(qū)域是可以覆蓋的區(qū)域,OBEC區(qū)域是無法覆蓋的區(qū)域(畫斜線的區(qū)域)。其中覆蓋區(qū)域指到導(dǎo)引頭開機可以捕獲目標的區(qū)域。因此,需針對標準瞄準點留有射程余量,考慮橫向修正需要縱向具有更多的射程,同時考慮到一定設(shè)計余量,假設(shè)兩項綜合影響需要縱向射程余量為c(km),則總需a+c的射程。因此,彈道標準瞄準點O定為:最大射程減去(a+c)km。
確定彈道標準瞄準點后需要分析導(dǎo)引頭開機點。導(dǎo)引頭開機需要考慮如下因素:
1)受到作用距離研制水平限制,需要結(jié)合彈道特征、下壓能力及修正能力綜合考慮;
2)由于導(dǎo)引頭工作時伺服機構(gòu)轉(zhuǎn)動框架范圍的限制和搜索捕獲目標的需要,對開機時的彈頭姿態(tài)提出嚴格要求;
3)導(dǎo)引頭開機工作時,需要考慮保證末制導(dǎo)修正能力,同時需要考慮彈道最大射程及攻擊覆蓋范圍,從而確定最佳開機點。
根據(jù)如上因素,在此參考圖2進行末制導(dǎo)能力分析。
圖2 末制導(dǎo)能力分析
考慮最優(yōu)比例導(dǎo)引過載變化特性及選取的有效導(dǎo)航比,低空巡航平均過載修正能力為nav。按過載修正能力nav計算,若修正最大b(km)的橫向交班偏差,考慮低空巡航速度為Vlow時,則需要導(dǎo)引頭至少有d(km)用于修正的航程。此時,導(dǎo)引頭開機點A距O點為d(km),距最遠射程點F為(a+c+d)km。
對于交班橢圓的遠端半橢圓區(qū)域,橫向交班偏差小于b(km),航程大于f(km),因此修正能力足夠。
對于交班橢圓的近端半橢圓區(qū)域,考慮到其中任一點的彈目距離都大于所需修正距離,故此修正能力足夠。
因此,設(shè)定導(dǎo)引頭距最遠射程點F點為(a+c+d)km開機(最小距離開機點)。考慮導(dǎo)引頭開機時的姿態(tài)要求,需要為姿控系統(tǒng)穩(wěn)定留出一定時間,假設(shè)需要g(km),因此,需要彈道下壓穩(wěn)定時的G點距最遠射程點F至少為(a+c+d+g)km。同時,為保證攻擊精度,要求彈道下壓到低空時,需穩(wěn)定飛行e(km)航程然后到達目標點。目標點最近為D點,因此,彈道下壓到低空時距最遠射程點F至少要有(2a+c+e)km。
根據(jù)上述分析結(jié)果,結(jié)合制導(dǎo)能力分析和導(dǎo)引頭指標約束,可以得到方案彈道的關(guān)鍵點要求如圖3所示。
圖3 彈道關(guān)鍵點
其中BECD構(gòu)成末制導(dǎo)交班誤差橢圓;
O為彈道標準瞄準點,末制導(dǎo)交班誤差橢圓的中心點,O點定義為最大射程減(a+c)km;
B,C點分別為末制導(dǎo)交班誤差橢圓橫向最左端點和最右端點,OB=OC=b(km);
D,E點分別為末制導(dǎo)交班誤差橢圓縱向最左端點和最右端點,OD=OE=a(km);
F為彈道最大射程點;
A為導(dǎo)引頭開機點,A定為距O點d(km),距最遠射程F點(a+c+d)km;
H為下壓到低空巡航點,H定為距O點(a+e)km,距最遠射程點F點(2a+c+e)km;
G為下壓結(jié)束點,距最遠射程F點距離大于(a+c+d+g)km;
由于導(dǎo)引頭和雷達高度表工作條件的限制,彈道從下壓到G點到擊中目標過程中,要求彈道傾角變化要平滑,保證俯仰姿態(tài)角變化不超過±10°。
從目前主動雷達導(dǎo)引頭的研制水平來看,考慮雨衰影響,作用距離的極限為R(km),開機點距離最遠射程點F為(a+c+d)km,需要保證(a+c+d) 為了進一步驗證制導(dǎo)對彈道要求的正確性,保證末制導(dǎo)方案的可行性,考慮到各種產(chǎn)品、方法與單機工具誤差建立各種誤差干擾模型,并根據(jù)誤差種類的不同分為各種不同彈道用例,詳細分析各種誤差干擾對命中精度的影響??紤]到制導(dǎo)系統(tǒng)與姿控系統(tǒng)的緊密耦合,結(jié)合姿控系統(tǒng)的實現(xiàn)能力及舵機模型,綜合各種誤差模型進行制導(dǎo)姿控聯(lián)合六自由度數(shù)學(xué)仿真,充分驗證制導(dǎo)姿控系統(tǒng)性能,并檢驗制導(dǎo)控制系統(tǒng)是否滿足總體技術(shù)指標要求。 在此考慮到各類偏差影響,得到總均方和誤差如表1所示。 表1 均方和結(jié)果 從表1可以看出,在各種誤差干擾影響下,在保證捕獲目標的前提下,低空飛行的最大高度誤差、馬赫數(shù)誤差及合成攻角都符合任務(wù)要求,同時最終的縱向脫靶量、橫向脫靶量、速度偏差、彈道傾角與攻角也滿足任務(wù)要求。 在此考慮最大橫向交班偏差條件下的仿真,如圖3所示的B點,得到的仿真結(jié)果如圖4~5及表2所示。 圖4 橫向修正結(jié)果 圖5 姿態(tài)保持效果 表2 最大橫向初始偏差下的仿真結(jié)果 從圖5中可以看出對于B點可以實現(xiàn)橫向修正,俯仰姿態(tài)角的姿態(tài)保持效果很好,姿態(tài)變化不超過0.3°。從表2也可以看出在此偏差條件下,低空飛行的最大高度誤差、馬赫數(shù)誤差及合成攻角都符合指標要求,同時最終的縱向脫靶量、橫向脫靶量、速度偏差、彈道傾角與攻角也符合指標要求。 本文以巡航飛行器為對象,從總體要求出發(fā),在詳細分析末制導(dǎo)交班誤差的基礎(chǔ)上,綜合考慮制導(dǎo)與彈道及單機指標的相互耦合及影響,進行彈道制導(dǎo)一體化設(shè)計,分析導(dǎo)引頭開機方案要求,并根據(jù)設(shè)計結(jié)果提出了末制導(dǎo)中的彈道關(guān)鍵點要求和導(dǎo)引頭開機方案及要求,實現(xiàn)了巡航飛行器的高精度末制導(dǎo)設(shè)計。通過數(shù)學(xué)仿真說明此設(shè)計方法的正確性及有效性,可以滿足設(shè)計需要。此方法不僅開拓了制導(dǎo)設(shè)計的新思路,而且為飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計提供了有益的嘗試,對后續(xù)的工程設(shè)計具有較好的借鑒意義,同時可應(yīng)用于各類巡航飛行器的設(shè)計中。 參 考 文 獻 [1] 翟華,周伯昭.臨近空間高超聲速飛行GNC技術(shù)與前景展望[J]. 國防科技, 2009(1): 37-40. [2] 畢士冠.國外超聲速巡航導(dǎo)彈發(fā)展戰(zhàn)略與技術(shù)途徑討論(上)——類別地位與發(fā)展態(tài)勢評析[J].飛航導(dǎo)彈, 2007(1):1-9. [3] 畢士冠.國外超聲速巡航導(dǎo)彈發(fā)展戰(zhàn)略與技術(shù)途徑討論(下)——類別地位與發(fā)展態(tài)勢評析[J].飛航導(dǎo)彈, 2007(2):1-9. [4] 羅婷,高曉穎. 慣性/雷達/紅外復(fù)合末制導(dǎo)技術(shù)的研究[J]. 航天控制, 2011, 29(1):15-18.(LUO Ting, GAO Xiaoying. An Approach to Compound Terminal Guidance Based on INS/Radar Infrared Seeker[J]. Aerospace Control, 2011, 29(1): 15-18.) [5] 趙晶,戴幻堯,來慶福,張文明.自控終點誤差與目標散布下反艦導(dǎo)彈捕獲概率分析[J]. 戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù), 2010,(2):64-68.(Zhao Jing, Dai Huanyao, Lai Qingfu, Zhang Wenming. Analysis of Acquisition Probability of Anti-ship Missile Under Auto-control Termination Error and Target Scattering[J].Tactical Missile Technology, 2010,(2):64-68.) [6] 張樹森,姜永華,陳力. 末制導(dǎo)雷達目標捕捉概率的仿真研究[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報, 2011, 23(3):562-566.(Zhang Shusen, Jiang Yonghua, Chen Li. Simulation Research on Terminal Guidance Radar’s Target Capture Probability[J]. Journal of System Simulation, 2011, 23(3):562-566.)5 制導(dǎo)系統(tǒng)仿真驗證
6 結(jié)論