潘 奎，潘英鋒，陳 蓓，冷 毅

（1.空軍預(yù)警學(xué)院，武漢430019；2.解放軍95645部隊(duì)，重慶430037）

0 引 言

反輻射無人機(jī)（ARUAV）是反輻射武器的一種，可以對(duì)敵方各種體制雷達(dá)進(jìn)行攻擊，是近年來無人機(jī)在電子戰(zhàn)應(yīng)用方面的發(fā)展重點(diǎn)[1]。它是在無人機(jī)上安裝被動(dòng)導(dǎo)引頭和引信戰(zhàn)斗部，通過導(dǎo)引頭截獲、識(shí)別、跟蹤目標(biāo)雷達(dá)，并實(shí)時(shí)檢測與目標(biāo)雷達(dá)的角度誤差信號(hào)或視線角速度誤差信號(hào)，形成控制指令，不斷調(diào)整無人機(jī)的飛行姿態(tài)，修正制導(dǎo)誤差，實(shí)現(xiàn)自動(dòng)尋的，最終確保無人機(jī)準(zhǔn)確地命中雷達(dá)目標(biāo)[2]。隨著ARUAV在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中的廣泛使用，對(duì)抗ARUAV攻擊的方法不斷創(chuàng)新。研究如何提高ARUAV的攻擊效能就顯得尤為重要。在研究ARUAV作戰(zhàn)模型中，文獻(xiàn)[3]針對(duì)采用附加輻射源對(duì)抗ARUAV的應(yīng)用場合，建立了ARUAV的攻擊運(yùn)動(dòng)模型。文獻(xiàn)[4]根據(jù)電磁場理論、天線技術(shù)、ARUAV導(dǎo)引頭測向和跟蹤原理等基本理論，建立了ARUAV實(shí)施測向、跟蹤、俯沖攻擊等多個(gè)過程的動(dòng)態(tài)仿真模型。但文獻(xiàn)[3]～[4]建立的模型均忽略了ARUAV在運(yùn)動(dòng)過程中，導(dǎo)引頭天線視場范圍內(nèi)輻射源變化情況對(duì)測向跟蹤的影響這一重要因素。因?yàn)樵谀┲茖?dǎo)階段，機(jī)體飛行姿態(tài)的變化和導(dǎo)引頭天線指向的調(diào)整，有可能造成某些誘餌脫離導(dǎo)引頭天線視場，導(dǎo)致測向結(jié)果跳變，引起無人機(jī)跟蹤姿態(tài)較大調(diào)整，對(duì)無人機(jī)最終落點(diǎn)位置產(chǎn)生較大影響。本文基于采用比相體制導(dǎo)引頭技術(shù)的ARU－AV，在綜合考慮機(jī)體姿態(tài)和導(dǎo)引頭天線指向因素對(duì)最終測向結(jié)果影響的基礎(chǔ)上，建立了末制導(dǎo)階段ARUAV攻擊過程的動(dòng)態(tài)模型。

1 幾種坐標(biāo)系及相互間變換關(guān)系

當(dāng)反輻射導(dǎo)引頭鎖定目標(biāo)輻射源后，ARUAV進(jìn)入末制導(dǎo)階段，末制導(dǎo)系統(tǒng)控制ARUAV完成攻擊前姿態(tài)調(diào)整、攻擊過程中引導(dǎo)、目標(biāo)丟失后的拉起恢復(fù)或抗關(guān)機(jī)導(dǎo)引等任務(wù)。在雷達(dá)誘餌誘偏條件下，為了便于研究ARUAV的姿態(tài)角、飛行速度等變化情況，分析誘餌誘偏對(duì)ARUAV飛行路徑的影響，首先要建立起地面坐標(biāo)系、機(jī)體坐標(biāo)系、天線坐標(biāo)系和平動(dòng)坐標(biāo)系的數(shù)學(xué)模型和相互間坐標(biāo)變換關(guān)系。

1.1 幾種坐標(biāo)系定義

1.1.1 地面坐標(biāo)系O－XYZ

坐標(biāo)原點(diǎn)O取地面雷達(dá)陣地處，OX軸在雷達(dá)水平面面內(nèi)，向東為正方向，OY軸垂直于雷達(dá)水平面向上，OZ軸和OXY平面垂直，O－XYZ為右手直角坐標(biāo)系，其中在地面坐標(biāo)系中點(diǎn)的坐標(biāo)表示為：

1.1.2 平動(dòng)坐標(biāo)系O－XdYdZd

其坐標(biāo)原點(diǎn)O為機(jī)體質(zhì)心，在機(jī)體飛行中，平動(dòng)坐標(biāo)系三坐標(biāo)軸始終保持與地面坐標(biāo)系三坐標(biāo)軸平行，其中在平動(dòng)坐標(biāo)系中點(diǎn)的坐標(biāo)表示為：

1.1.3 機(jī)體坐標(biāo)系O－XmYmZm

坐標(biāo)原點(diǎn)O取ARUAV機(jī)體質(zhì)心。OXm軸與ARUAV縱對(duì)稱軸一致，指向頭部為正，OYm軸在ARUAV縱向?qū)ΨQ面內(nèi)，垂直于OXm軸，向上為正，OZm軸垂直于縱向?qū)ΨQ面OXmYm平面，指向右翼，組成右手直角坐標(biāo)系，其中在機(jī)體坐標(biāo)系中點(diǎn)的坐標(biāo)表示為：

1.1.4 天線坐標(biāo)系O－XpYpZp

坐標(biāo)原點(diǎn)O取天線中心即天線單元1處。OXp軸位于俯仰面天線子陣線上，指向長基線上天線單元為正，OYp軸垂直于天線陣面，向外為正，OZp軸位于俯仰面天線子陣線上，垂直于縱向?qū)ΨQ面OXpYp平面，組成右手直角坐標(biāo)系，其中在天線坐標(biāo)系中點(diǎn)的坐標(biāo)表示為：

1.2 ARUAV飛行姿態(tài)定義及角度關(guān)系

根據(jù)攻擊條件的變化，考慮到反輻射無人攻擊機(jī)采用常值穩(wěn)定滾動(dòng)通道，反輻射無人攻擊機(jī)舵面相對(duì)零位的小偏角對(duì)攻擊彈道特性的影響可忽略不計(jì)，在建立反輻射無人攻擊機(jī)的彈道方程時(shí)，僅對(duì)其垂直和水平通道進(jìn)行分析，并建立反輻射無人攻擊機(jī)在垂直和水平平面的運(yùn)動(dòng)方程[5]。因此，確定無人機(jī)在空間的飛行姿態(tài)可以用俯仰角和偏航角來表示，其關(guān)系如圖1所示，定義如下：ξ為ARUAV俯仰角，是指ARUAV的縱軸OXm與OXdZd平面的夾角，向上為正，反之為負(fù)；γ為ARUAV偏航角，是指ARUAV縱軸OXm在OXdZd平面的投影OXm與OXd軸的夾角，以O(shè)Xd軸逆時(shí)針轉(zhuǎn)至OX′m為正，反之為負(fù)。

圖1 無人機(jī)飛行方向示意圖

1.3 目標(biāo)方向角定義及關(guān)系

如圖2所示，導(dǎo)引頭天線陣中軸線和機(jī)體中軸線在水平面投影重合，根據(jù)目標(biāo)在機(jī)體和天線坐標(biāo)系中位置關(guān)系來確定目標(biāo)方向角度定義及轉(zhuǎn)換關(guān)系，定義如下：α為目標(biāo)方位角，是指在大地坐標(biāo)系的水平面上，目標(biāo)相對(duì)于導(dǎo)引頭天線陣中軸線的夾角，如圖2中的α1和α2，當(dāng)目標(biāo)輻射源位于ARUAV中軸線左側(cè)為負(fù)，反之為正；β為目標(biāo)俯仰角，又稱縱向角偏差，是指在大地坐標(biāo)系的垂直面上，目標(biāo)相對(duì)于導(dǎo)引頭天線中軸線的夾角（如圖2），當(dāng)目標(biāo)位于天線陣中軸線下側(cè)時(shí)為負(fù)，反之為正；θ為導(dǎo)引頭天線框架角，是指導(dǎo)引頭天線陣中軸線與機(jī)體中軸線的夾角（如圖2所示），天線陣中軸線位于機(jī)體中軸線下側(cè)，定義框架角為負(fù)，反之為正；α′為側(cè)向偏差角（如圖2），是指在大地坐標(biāo)系的水平面上，目標(biāo)相對(duì)于機(jī)體中軸線的夾角，當(dāng)目標(biāo)輻射源位于ARUAV中軸線左側(cè)時(shí)為負(fù)，反之為正，顯然α′＝α；β′為縱向偏差角，如圖2，是指在大地坐標(biāo)系的垂直面上，目標(biāo)相對(duì)于機(jī)體中軸線的夾角，當(dāng)目標(biāo)位于天線陣中軸線下側(cè)時(shí)為負(fù)，反之為正，顯然β′＝β＋θ。

圖2 比相體制導(dǎo)引頭定位目標(biāo)示意圖

1.4 幾種坐標(biāo)系相互間變換關(guān)系

各坐標(biāo)系間變換關(guān)系分析同文獻(xiàn)[4]，根據(jù)上述角度關(guān)系，可以得出各種坐標(biāo)系間關(guān)系。

機(jī)體坐標(biāo)系O－XmYmZm到平動(dòng)坐標(biāo)系O－XdYdZd之間旋轉(zhuǎn)矩陣為：

天線坐標(biāo)系O－XpYpZp到機(jī)體坐標(biāo)系之間旋轉(zhuǎn)矩陣為：

天線坐標(biāo)系O－XpYpZp到平動(dòng)坐標(biāo)系O－XdYdZd之間旋轉(zhuǎn)矩陣為：

平動(dòng)坐標(biāo)系O－XdYdZd到大地坐標(biāo)系O－XYZ間的位移矩陣為：

式中：xk，yk，zk為 ARUAV在tk時(shí)刻位置坐標(biāo)。

在實(shí)際建模中，可以確定各個(gè)輻射源在大地坐標(biāo)系中的位置、無人機(jī)在大地坐標(biāo)系中的位置、無人機(jī)的飛行方向和飛行姿態(tài)，導(dǎo)引頭天線陣元在天線坐標(biāo)系中的位置、導(dǎo)引頭的框架角，通過上述坐標(biāo)變換，便可將定義在不同天線坐標(biāo)系下的目標(biāo)變換到同一個(gè)坐標(biāo)系下，從而可以方便分析計(jì)算。

2 ARUAV末制導(dǎo)階段飛行過程建模

導(dǎo)引頭識(shí)別和截獲到目標(biāo)后，進(jìn)入末制導(dǎo)段。末制導(dǎo)段由調(diào)姿定位段和俯沖攻擊段組成。首先按照一定的控制規(guī)律控制無人機(jī)完成水平調(diào)姿定位，當(dāng)導(dǎo)引頭框架角絕對(duì)值大于俯沖攻擊門限值后，進(jìn)入俯沖追蹤階段，而且在俯沖攻擊階段，ARUAV仍然根據(jù)導(dǎo)引頭框架角信息和測角信息不停調(diào)整攻擊姿態(tài)，最終以一定的命中角度攻擊目標(biāo)[6-7]。因此，末制導(dǎo)階段是決定無人機(jī)攻擊效果的關(guān)鍵階段。

2.1 ARUAV末制導(dǎo)階段飛行過程分析

由ARUAV制導(dǎo)控制原理可知，在末制導(dǎo)階段，導(dǎo)引頭天線按照自己的測向周期對(duì)目標(biāo)實(shí)時(shí)進(jìn)行測向并控制天線隨動(dòng)系統(tǒng)以控制天線轉(zhuǎn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)目標(biāo)跟蹤。同時(shí)，導(dǎo)引頭每隔一定時(shí)間（即測向傳輸周期），向飛控制系統(tǒng)上傳導(dǎo)引頭天線實(shí)測數(shù)據(jù)和天線框架角信息，飛控制系統(tǒng)根據(jù)上一時(shí)刻無人機(jī)的位置和速度方向矢量，調(diào)整飛行姿態(tài)，修正瞄準(zhǔn)誤差，經(jīng)過處理可以得到下一仿真時(shí)刻無人機(jī)的位置、速度方向矢量及天線指向。當(dāng)導(dǎo)引頭框架角大于70°時(shí)，無人機(jī)進(jìn)入俯沖攻擊階段。

隨著ARUAV與多誘餌誘偏系統(tǒng)的空間相對(duì)位置的變化，其攻擊方向和導(dǎo)引頭天線跟蹤方向也將相應(yīng)發(fā)生變化。當(dāng)ARUAV飛行到一定位置，將有輻射源脫離導(dǎo)引頭的視場，ARUAV又將跟蹤視場范圍內(nèi)的剩余輻射源合成場相位或能量中心。因此，如圖3所示，ARUAV的末制導(dǎo)過程實(shí)際上是跟蹤多點(diǎn)源合成場到單點(diǎn)源的飛行過程。

圖3 輻射源脫離導(dǎo)引頭天線視場示意圖

ARUAV的運(yùn)動(dòng)過程相當(dāng)復(fù)雜，對(duì)其進(jìn)行精確的仿真將非常困難。為了討論問題的方便，在對(duì)反輻射無人機(jī)運(yùn)動(dòng)過程進(jìn)行模擬時(shí)，可采用圖4所示的運(yùn)動(dòng)模型。

圖4 ARUAV飛控模型示意圖

設(shè)定ARUAV機(jī)體重心和天線陣中心處于同一點(diǎn)，對(duì)ARUAV的主要考查對(duì)象是無人機(jī)在每一時(shí)刻的位置、速度矢量，經(jīng)飛控系統(tǒng)控制調(diào)整后下一時(shí)刻無人機(jī)的位置、速度矢量。為了考慮導(dǎo)引頭天線視場內(nèi)輻射源情況，還得考查每一時(shí)刻導(dǎo)引頭天線的指向。由于ARUAV在末制導(dǎo)階段的姿態(tài)調(diào)整中保持水平無傾斜轉(zhuǎn)彎，因此，飛行姿態(tài)調(diào)整可以看著是沿著機(jī)體的橫向和縱向做圓弧運(yùn)動(dòng)，如圖5所示，其運(yùn)動(dòng)軌跡為橫向和縱向運(yùn)動(dòng)的合成。通過迭代運(yùn)算，可以仿真得到ARUAV的末制導(dǎo)飛行運(yùn)動(dòng)軌跡。

圖5 無人機(jī)在飛行跟蹤階段飛行狀態(tài)示意圖

假設(shè)ARUAV導(dǎo)引頭天線測向周期為Δt，上傳飛控系統(tǒng)的傳輸周期為ΔT。無人機(jī)速度恒定為V，最大橫向過載為nmax1，最大俯沖向下過載為nmax2，最大俯沖向上過載為nmax3，天線最大跟蹤角速度ωmax，相比無人機(jī)自身過載而言，重力的影響較小，為了討論問題的方便，忽略重力加速度。

在tk時(shí) 刻，ARUAV 位 置 為 Ak＝ [xk，yk，zk]T，飛行偏航角度為γk，飛行俯仰角度為ξk，天線框架角度為θk。在該時(shí)刻，導(dǎo)引頭實(shí)際測得目標(biāo)方位角度為αk，俯仰角度βk。則側(cè)向偏差角度α′k＝αk，縱向偏差角度β′k＝βk＋θk。無人機(jī)將根據(jù)該時(shí)刻測角偏差信息控制無人機(jī)姿態(tài)調(diào)整，經(jīng)過ΔT，在tk＋1時(shí)刻，ARUAV 飛行至處，飛行偏航角度為γk＋1，飛行俯仰角度為ξk＋1，天線框架角為θk＋1，此時(shí)測得目標(biāo)方位角度為αk＋1，俯仰角度βk＋1，側(cè)向偏差角，縱向偏差角。根據(jù)解算出來的角偏差信號(hào)，控制ARUAV進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整，使機(jī)體和天線始終向?qū)?zhǔn)目標(biāo)的方向調(diào)整。當(dāng)ΔT足夠小時(shí)，所在方向可以作為ARUAV在Ak＋1處的速度方向[8]。

在ΔT時(shí)間內(nèi)，ARUAV橫向和縱向能夠轉(zhuǎn)過的最大角度分別為[9]：

以tk時(shí)刻的機(jī)體坐標(biāo)為參考，ARUAV橫向調(diào)整情況可表示為圖6所示情況[9]。

圖6 ARUAV橫向運(yùn)動(dòng)示意圖

在ΔT時(shí)間內(nèi)，ARUAV橫向調(diào)整位移為：

在ΔT時(shí)間內(nèi)，導(dǎo)引頭天線始終按照自己的周期進(jìn)行測向和天線跟蹤。在測向周期Δt時(shí)間內(nèi)，天線能夠調(diào)整角度為：

以tk時(shí)刻的機(jī)體坐標(biāo)為參考，ARUAV縱向調(diào)整情況如圖7所示。

圖7 ARUAV縱向運(yùn)動(dòng)示意圖

同理，在ΔT時(shí)間內(nèi)，ARUAV縱向調(diào)整位移為：

以tk時(shí)刻機(jī)體坐標(biāo)為參考，ARUAV在ΔT時(shí)間段機(jī)體調(diào)整位移為：

綜合上述推導(dǎo)，可以計(jì)算得出tk＋1時(shí)刻ARUAV所在位置坐標(biāo)：

進(jìn)而，可以確定tk＋1時(shí)刻飛行速度方向和天線的框架角分別為：

依此類推，可以得到在誘偏條件下無人機(jī)整個(gè)末制導(dǎo)階段的飛行軌跡和最終落點(diǎn)。

2.2 輻射源分離條件的確定

ARUAV對(duì)多點(diǎn)源的攻擊過程中，機(jī)體到輻射源的距離不斷變化，飛行姿態(tài)和導(dǎo)引頭天線指向都在不斷調(diào)整，因此，導(dǎo)引頭視場范圍內(nèi)的輻射源也時(shí)刻處于變化之中。當(dāng)ARUAV足夠遠(yuǎn)時(shí)，所有輻射源均處于導(dǎo)引頭分辨角內(nèi)，隨著ARUAV不斷接近輻射源，各輻射源相對(duì)于導(dǎo)引頭天線陣中軸線的夾角不斷變化，當(dāng)某一個(gè)輻射源的夾角大于Δθ／2（導(dǎo)引頭分辨角）時(shí)，該輻射源將脫離導(dǎo)引頭的視場，在這一時(shí)刻不再對(duì)ARUAV產(chǎn)生誘偏，導(dǎo)引頭測得的角度數(shù)據(jù)將是剩余輻射源的合成相位中心。因而，在研究ARUAV攻擊多點(diǎn)源過程中，考慮導(dǎo)引頭視場范圍內(nèi)的輻射源數(shù)量及變化情況顯得尤為重要。

以天線坐標(biāo)系為參考，假設(shè)在tk輻射源i在坐標(biāo)中的坐標(biāo)為，則

各輻射源達(dá)到臨界位置條件是：

3 ARUAV攻擊過程仿真

應(yīng)用前面分析誘餌理論和推導(dǎo)的ARUAV攻擊多點(diǎn)源誘偏系統(tǒng)的公式可對(duì)由雷達(dá)和附加誘餌源的有源誘騙系統(tǒng)攻擊效果進(jìn)行仿真。

圖8為ARUAV入侵示意圖，α為入侵角，即ARUAV入侵時(shí)飛行方向在大地坐標(biāo)中投影與OX軸的夾角，以O(shè)X軸方向?yàn)闇?zhǔn)，右側(cè)為正，反之為負(fù)。

假設(shè)誘餌信號(hào)始終“包裹”著雷達(dá)信號(hào)，采用前沿采樣技術(shù)導(dǎo)引頭只可能采樣到誘餌信號(hào)[10]，對(duì)其進(jìn)行測頻、測向和跟蹤。假設(shè)ARUAV導(dǎo)引頭視場角為60°，導(dǎo)引頭基線長度為0.15cm，測向傳輸周期為50ms，飛行速度為80m／s（速度恒定），飛行高度為2 000m，橫向機(jī)動(dòng)過載為3g，俯仰過載5g，最大殺傷半徑為30m。

（1）ARUAV對(duì)雷達(dá)和單誘餌的動(dòng)態(tài)攻擊過程

圖8 ARUAV從固定高度入侵示意圖

ARUAV起始入侵角分別為120°和180°。雷達(dá)位置坐標(biāo)為：（0m，0m，－150m），誘餌的位置坐標(biāo)為：（0m，0m，150m）。

如圖9、圖10所示，對(duì)于單點(diǎn)源，導(dǎo)引頭天線調(diào)整能夠穩(wěn)定跟蹤誘餌信號(hào)，引導(dǎo)ARUAV不斷調(diào)整姿態(tài)指向誘餌，爆炸點(diǎn)為：（1.1m，0m，149.58m），（0.3m，0m，149.7m），誘餌被摧毀。由此可見，對(duì)于雷達(dá)配置單個(gè)誘餌，無人機(jī)均能有效摧毀誘餌，最終能夠摧毀雷達(dá)。

圖9 入侵角120°時(shí)攻擊航跡圖

（2）ARUAV對(duì)雷達(dá)和兩誘餌動(dòng)態(tài)攻擊過程

設(shè)ARUAV分別從誘餌連線兩側(cè)向坐標(biāo)原點(diǎn)入侵，入侵角分別為－150°和70°。雷達(dá)位置坐標(biāo)為：（－2 6 0m，0m，0m），誘餌1的位置坐標(biāo)為：（0m，0m，1 5 0m），誘餌2的位置坐標(biāo) 為：（0m，0m，－150m）。

圖10 入侵角180°時(shí)攻擊航跡圖

從理論上說，由于2個(gè)誘餌頻率、功率、天線方向性均相同、發(fā)射的信號(hào)在時(shí)頻域高度重疊，兩誘餌的合成相位中心較為穩(wěn)定且在兩誘餌連線中點(diǎn)處。比相體制導(dǎo)引頭無法分辨合成場中所含輻射源的數(shù)目，導(dǎo)引頭天線陣元間的相位差將是誘餌信號(hào)在天線陣元處合成相位的差值，這時(shí)導(dǎo)引頭測得方向是兩誘餌的合成相位中心[11-13]。因此，ARUAV 的末制導(dǎo)階段軌跡應(yīng)向兩誘餌中心處飛去，落點(diǎn)應(yīng)位于2個(gè)誘餌的中間。但圖10、圖11所示的爆炸點(diǎn)分別為（－15.6，0，－37.1）和（3.5，0，77.7），并不是在誘餌連線中點(diǎn)（0，0，0）處，雷達(dá)和誘餌均安全。

圖11 入侵角－150°時(shí)攻擊航跡圖

從圖11、圖12和表1可以看出，在兩誘餌誘偏條件下，當(dāng)ARUAV調(diào)整攻擊姿態(tài)至某一位置時(shí)，其中有一誘餌將脫離導(dǎo)引頭天線視場，導(dǎo)引頭只對(duì)另一誘餌進(jìn)行測向并引導(dǎo)ARUAV飛行姿態(tài)由指向誘餌1、2的中心向該誘餌位置調(diào)整，但由于高度和無人機(jī)自身機(jī)動(dòng)性限制，當(dāng)調(diào)整姿態(tài)到另一位置時(shí)，剩余誘餌也將脫離天線視場，無人機(jī)將按照此刻測向數(shù)據(jù)進(jìn)行攻擊，最終在爆炸高度允許范圍內(nèi)引爆。從表1數(shù)據(jù)可以看出，當(dāng)無人機(jī)入侵方向不一樣，誘餌分離順序和位置不同，爆炸點(diǎn)位置也就不一樣。當(dāng)ARUAV從誘餌1一側(cè)入侵，則誘餌2先脫離導(dǎo)引頭天線視場，爆炸點(diǎn)位置接近誘餌1；當(dāng)從誘餌2一側(cè)入侵，則誘餌1先脫離導(dǎo)引頭天線視場，爆炸點(diǎn)位置接近誘餌2；而且，最終兩誘餌都將脫離天線視場范圍。

圖12 入侵角70°時(shí)攻擊航跡圖

表1 兩誘餌條件下ARUAV關(guān)鍵點(diǎn)位置數(shù)據(jù)列表

（3）ARUAV對(duì)雷達(dá)和三誘餌動(dòng)態(tài)攻擊過程

設(shè)ARUAV分別從誘餌1、2和2、3連線區(qū)域入侵，入侵角分別為－150°和120°。雷達(dá)位置坐標(biāo)為：（－2 6 0m，0m，0m），誘餌1的位置坐標(biāo)為：（0m，0m，1 5 0m），誘餌2的位置坐標(biāo)為：（0m，0m，－150m），誘餌3的位置坐標(biāo)為：（260m，0m，0m）。

三誘餌信號(hào)到達(dá)導(dǎo)引頭各天線陣元的距離差不斷變化，使導(dǎo)引頭各天線陣元接收合成信號(hào)的相位差產(chǎn)生相應(yīng)變化，導(dǎo)致測向結(jié)果也在不斷改變，無人機(jī)不斷調(diào)整飛行姿態(tài)，而在誘餌分離階段無人機(jī)軌跡調(diào)整最為顯著。從圖13、14和表2可以看出：

（a）無人機(jī)從不同區(qū)域入侵，導(dǎo)引頭可以搜索跟蹤到三誘餌的合成信號(hào)，并能引導(dǎo)無人機(jī)跟蹤到配誘餌雷達(dá)陣地上方，完成姿態(tài)調(diào)整和俯沖攻擊。

圖13 入侵角－170°時(shí)攻擊航跡圖

圖14 入侵角70°時(shí)攻擊航跡圖

（b）無人機(jī)在俯沖攻擊過程中，當(dāng)運(yùn)動(dòng)到某一位置時(shí)，某一誘餌脫離導(dǎo)引頭視場范圍，此時(shí)導(dǎo)引頭測得剩余兩誘餌合成場方向，并引導(dǎo)無人機(jī)向兩誘餌合成場中心方向攻擊，爾后又將有一誘餌脫離導(dǎo)引頭天線視場，導(dǎo)引頭將測得最后剩下單誘餌的方向，并引導(dǎo)無人機(jī)向該誘餌方向攻擊，最后該誘餌也將脫離導(dǎo)引頭視場，無人機(jī)將按照在最后一個(gè)誘餌分離點(diǎn)處的測向數(shù)據(jù)，調(diào)整攻擊姿態(tài)。由于距離太近加之無人機(jī)過載有限，最終在爆炸高度允許范圍內(nèi)引爆。

（c）從表2中的數(shù)據(jù)可以看出，在攻擊配有3個(gè)相干誘餌的雷達(dá)過程中，當(dāng)無人機(jī)入侵方向不一樣，誘餌分離順序和高度不同，最終爆炸點(diǎn)位置也在變化。因此，入侵方向?qū)RUAV最終爆炸點(diǎn)位置有著重要影響。

4 結(jié)束語

本文根據(jù)采用比相體制導(dǎo)引頭技術(shù)的ARUAV測向跟蹤飛行控制特點(diǎn)和相干誘餌的誘偏理論，運(yùn)用坐標(biāo)系及其相互之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系，建立了基于比相法測向技術(shù)的ARUAV在末制導(dǎo)階段飛行模型，該模型充分考慮到了每一時(shí)刻無人機(jī)飛行姿態(tài)及導(dǎo)引頭天線指向和天線視場范圍內(nèi)輻射源數(shù)量，并在誘餌誘偏條件下仿真了攻擊運(yùn)動(dòng)軌跡。從仿真結(jié)果可以看出，導(dǎo)引頭天線視場范圍內(nèi)輻射源數(shù)量變化情況與ARUAV入侵方向和初始姿態(tài)密切相關(guān)。因此，合理規(guī)劃ARUAV入侵路徑對(duì)提高無人機(jī)作戰(zhàn)效能起著重要的作用。

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