彭勇，習(xí)滔滔

(四川航天技術(shù)研究院，四川 成都　610100)

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122 mm火箭彈制導(dǎo)化發(fā)展途徑研究*

彭勇，習(xí)滔滔

(四川航天技術(shù)研究院，四川 成都610100)

摘要：針對(duì)122 mm無(wú)控火箭彈存在的弊端，不適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境，提出了基于衛(wèi)星導(dǎo)航的制導(dǎo)化發(fā)展方向，并就幾種在小型彈藥上應(yīng)用較多的實(shí)現(xiàn)途徑進(jìn)行了對(duì)比研究，得出了采用衛(wèi)星定位+地磁姿態(tài)測(cè)量+單通道控制技術(shù)應(yīng)用于122 mm火箭彈制導(dǎo)化效果最佳的結(jié)論。

關(guān)鍵詞：火箭彈；制導(dǎo)化；單通道；GPS；地磁；修正能力

0引言

在第二次世界大戰(zhàn)中，前蘇聯(lián)研制出的BM-13多管火箭炮，能在很短時(shí)間內(nèi)發(fā)射大量火箭彈，形成強(qiáng)大火力網(wǎng)；該火箭炮在對(duì)德戰(zhàn)爭(zhēng)中發(fā)揮了重大作用。戰(zhàn)后火箭炮得到了巨大的發(fā)展，前蘇聯(lián)和其他國(guó)家開(kāi)發(fā)了大量各種類(lèi)型的火箭炮，口徑有110,122,130,220,227,300 mm等。其中122 mm火箭炮由于發(fā)射管多達(dá)40管，火力覆蓋廣，得到了很多國(guó)家的重視，成為裝備國(guó)家最多，裝備數(shù)量最大的火箭炮[1-3]。

目前122 mm無(wú)控火箭彈的發(fā)展遇到了瓶頸，使用上存在弊端，很多國(guó)家開(kāi)始利用二維彈道修正技術(shù)對(duì)122 mm火箭彈進(jìn)行制導(dǎo)化研究。

1122 mm火箭彈的現(xiàn)狀及發(fā)展要求

1.1現(xiàn)狀

過(guò)去幾十年，122 mm無(wú)控火箭彈主要的發(fā)展路徑為提高射程、提高精度、提高威力。通過(guò)優(yōu)化氣動(dòng)外形減少阻力和提高發(fā)動(dòng)機(jī)總沖，火箭彈的最大射程由最初的幾公里增加到目前超過(guò)40 km，國(guó)際上報(bào)道比較成熟的達(dá)到了45 km。為了克服火箭彈射程增加使落點(diǎn)散布加大的問(wèn)題[3-5]，幾十年來(lái)花了大量精力提高密集度，目前火箭彈在45 km射程密集度能達(dá)到約1/100，甚至更高。但隨著射程增大，使用弊端越來(lái)越明顯。主要在如下幾個(gè)方面：

(1) 精度低

以某122 mm無(wú)控火箭彈為例，在其最大射程30 km處縱向密集度為1/170，橫向密集度為1/100，加之火箭炮的系統(tǒng)偏差，火箭彈對(duì)目標(biāo)點(diǎn)精度僅約CEP 600 m。

(2) 作戰(zhàn)效能低

完成對(duì)30 km處面目標(biāo)(400 m×300 m)打擊，按照80%毀傷概率要求，需要發(fā)射超過(guò)900發(fā)火箭彈，耗彈量巨大，作戰(zhàn)效能較低。

(3) 野戰(zhàn)適應(yīng)能力低[4-5]

發(fā)射平臺(tái)擾動(dòng)和氣象變化對(duì)火箭彈落點(diǎn)精度帶來(lái)極大影響。

(4) 反應(yīng)時(shí)間長(zhǎng)

為完成一次作戰(zhàn)任務(wù)，需要出動(dòng)大量的作戰(zhàn)裝備、人員，需要較長(zhǎng)的時(shí)間完成集結(jié)、通訊、指揮及發(fā)射準(zhǔn)備；容易喪失戰(zhàn)機(jī)，且容易暴露自己、遭到打擊。

(5) 對(duì)現(xiàn)代作戰(zhàn)模式的適應(yīng)能力極低

以美國(guó)代表的先進(jìn)國(guó)家已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了武器裝備的信息化，作戰(zhàn)力量的運(yùn)用上由傳統(tǒng)的集中兵力到集中效能轉(zhuǎn)變[6]，作戰(zhàn)力量分散隱蔽配置，多維作戰(zhàn)力量的動(dòng)態(tài)聚焦，實(shí)現(xiàn)對(duì)對(duì)手的精確化控制性打擊。在典型面目標(biāo)呈現(xiàn)小幅圓、廣域分散的戰(zhàn)場(chǎng)形勢(shì)下，采用大量?jī)A瀉無(wú)控彈的作戰(zhàn)方式，作戰(zhàn)效能極低，后勤保障壓力極大，附帶損傷難以控制，不能適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)的要求。并且隨著射程進(jìn)一步增大，精度和作戰(zhàn)效能會(huì)進(jìn)一步降低。

1.2發(fā)展要求

為了克服無(wú)控火箭彈存在的弊端，適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)環(huán)境，技術(shù)先進(jìn)的國(guó)家紛紛利用現(xiàn)代信息技術(shù)對(duì)122 mm火箭彈進(jìn)行制導(dǎo)化研究，采用的技術(shù)途徑不盡相同。本文對(duì)122 mm火箭彈制導(dǎo)化研究所應(yīng)達(dá)到的能力進(jìn)行了大膽的設(shè)想，具體要求為：修正能力強(qiáng)、精度高、成本低、作戰(zhàn)領(lǐng)域廣。

(1) 修正能力強(qiáng)

前述某122無(wú)控火箭彈，精度約為CEP 600 m，火箭彈的極限偏差達(dá)到1.8 km以上；在野戰(zhàn)條件下受保障條件限制，火箭彈的極限偏差會(huì)加大。對(duì)此提出制導(dǎo)火箭彈修正能力應(yīng)遠(yuǎn)大于1.8 km，如修正能力應(yīng)達(dá)到3 km以上。

(2) 精度高

目前國(guó)外信息化彈藥發(fā)展很快，其精度能達(dá)到CEP 10 m。對(duì)此，我國(guó)122 mm制導(dǎo)火箭彈也應(yīng)達(dá)到該水平。

(3) 成本低

122 mm火箭彈裝備量大，必須考慮部隊(duì)裝備得起，作戰(zhàn)時(shí)用得起，適合大批量制造和裝備。

(4) 作戰(zhàn)領(lǐng)域廣

我國(guó)地域遼闊，必須保障在我國(guó)各地域能使用，且性能指標(biāo)不降低。

2技術(shù)途徑分析

122 mm火箭彈制導(dǎo)化是在彈體上安裝修正艙，火箭彈發(fā)射后能夠測(cè)量自身飛行彈道，當(dāng)飛行彈道偏離理論彈道時(shí)，形成控制指令，在執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作下修正彈道偏差，使火箭彈飛向預(yù)設(shè)的目標(biāo)點(diǎn)[7]?？梢?jiàn)要實(shí)現(xiàn)彈道修正，必須需要具備測(cè)量系統(tǒng)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)，一方面能夠測(cè)量飛行彈道、計(jì)算彈道偏差；另一方面能夠形成改變飛行彈道的控制力[8]。

為此，制導(dǎo)化技術(shù)途徑研究主要是選擇測(cè)量體制和控制體制，其中測(cè)量體制包括導(dǎo)航和姿態(tài)測(cè)量。

2.1測(cè)量體制

2.1.1導(dǎo)航

自從全球衛(wèi)星定位導(dǎo)航系統(tǒng)(GPS)建立以后，美國(guó)開(kāi)發(fā)了大量基于衛(wèi)星定位的信息化彈藥，相比傳統(tǒng)導(dǎo)彈，作戰(zhàn)性能毫不遜色，而成本非常低廉，使得信息化彈藥的使用越來(lái)越頻繁，而普通彈藥逐漸退出戰(zhàn)場(chǎng)。究其原因，GPS系統(tǒng)建立后，依賴(lài)衛(wèi)星定位的信息化彈藥，只需要安裝價(jià)格低廉的衛(wèi)星定位芯片，而無(wú)需安裝傳統(tǒng)導(dǎo)彈所使用的價(jià)格昂貴的慣性器件，就可以實(shí)現(xiàn)彈藥的制導(dǎo)化。

其原理為：在彈體上安裝衛(wèi)星定位芯片[9]，可以實(shí)時(shí)準(zhǔn)確獲得火箭彈在空間的位置、速度等信息，計(jì)算出彈藥的飛行彈道，并與理論彈道比較得到彈道偏差，并形成彈道修正所需要的控制量，實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航。

目前國(guó)外基于衛(wèi)星定位的制導(dǎo)彈藥已經(jīng)非常成熟，已有多種制導(dǎo)彈藥裝備、并在實(shí)戰(zhàn)中取得了很好的戰(zhàn)績(jī)。國(guó)內(nèi)在這方面的研究也開(kāi)展多年，并在型號(hào)中得到應(yīng)用。對(duì)于122 mm火箭彈，采用基于衛(wèi)星定位的制導(dǎo)技術(shù)是其必然選擇，只有衛(wèi)星定位制導(dǎo)技術(shù)能夠滿(mǎn)足其低成本的要求，同時(shí)衛(wèi)星定位設(shè)備小型化也滿(mǎn)足122 mm火箭彈的使用。

2.1.2姿態(tài)測(cè)量

122 mm火箭彈為自旋彈體火箭彈，火箭彈在飛行中繞自身彈軸以一定的頻率旋轉(zhuǎn)。通過(guò)衛(wèi)星定位實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航功能，計(jì)算出的彈道偏差和修正控制量[10]，均為地面坐標(biāo)系下的信息，必須將地面坐標(biāo)系與彈體坐標(biāo)系建立起聯(lián)系，才能實(shí)現(xiàn)使修正方向往減少?gòu)椀榔畹姆较蚱鹱饔?，為此火箭彈需進(jìn)行滾轉(zhuǎn)姿態(tài)測(cè)量，使執(zhí)行機(jī)構(gòu)產(chǎn)生的操縱力與彈道修正方向一致。

122 mm火箭彈為自旋彈體，其最高轉(zhuǎn)速通常大于20 r/s，最大射程飛行時(shí)間接近或者大于100 s，其動(dòng)態(tài)范圍較大。傳統(tǒng)導(dǎo)彈姿態(tài)測(cè)量通常采用陀螺，其體積大、價(jià)格昂貴，不滿(mǎn)足該火箭彈的使用要求。

國(guó)內(nèi)外在姿態(tài)測(cè)量進(jìn)行大量的探索后，找到了利用地磁測(cè)量技術(shù)的途徑，并且國(guó)外已經(jīng)在型號(hào)上得到了應(yīng)用。其原理為：在彈體內(nèi)安裝地磁芯片，感應(yīng)地球磁場(chǎng)并轉(zhuǎn)換為相應(yīng)的電信號(hào)，彈體在飛行過(guò)程中，芯片測(cè)量基準(zhǔn)線與地球磁場(chǎng)矢量相對(duì)角度發(fā)生變化，引起電信號(hào)的變化，進(jìn)行處理后可以得到彈體滾轉(zhuǎn)姿態(tài)信息。目前地磁芯片已比較成熟，體積、功耗均滿(mǎn)足122 mm火箭彈使用，而且價(jià)格低廉。

2.2控制體制

國(guó)外先后發(fā)展的技術(shù)途徑有：脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)、次口徑圍殼舵和單通道控制。

脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)方案的工作原理為：在火箭彈質(zhì)心附近安裝數(shù)十個(gè)小型脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)，如圖1所示。每個(gè)脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)都類(lèi)似一個(gè)小型的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)[11]，當(dāng)測(cè)量系統(tǒng)計(jì)算出火箭彈飛行的偏差后，在相應(yīng)的方向點(diǎn)燃脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)，快速作用，修正飛行偏差。該方案原理簡(jiǎn)單，但其不足是斷續(xù)控制，受空間限制，脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)安裝數(shù)量受限，修正能力較小，而且脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的推力不能調(diào)節(jié)，不能實(shí)現(xiàn)彈道修正精確控制；此外彈上火工品較多，降低了火箭彈可靠性。

圖1脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)方案原理圖
Fig.1Schematic diagram of pulse engine

次口徑圍殼舵方案在二維修正引信中大量采用，其工作原理為：在彈藥頭部錐段安裝一對(duì)或者兩對(duì)具有傾斜角的固定翼面,如圖2所示。翼展較小以便能裝入發(fā)射筒。由于翼面具有傾斜角，飛行過(guò)程中會(huì)產(chǎn)生氣動(dòng)力。該錐段部分能夠相對(duì)于彈體旋轉(zhuǎn)，控制機(jī)構(gòu)通過(guò)控制該部段的空間角度，控制氣動(dòng)力的方向，從而操縱彈體俯仰或者偏航的飛行軌跡，實(shí)現(xiàn)二維修正。該方案在國(guó)外進(jìn)行迫彈制導(dǎo)化改造時(shí)比較常用；迫彈射程較近，散布較小，對(duì)修正能力要求不高，比較成熟。其特點(diǎn)是連續(xù)控制，但是舵面較小，修正能力小，且翼面傾斜角固定，氣動(dòng)力大小無(wú)法調(diào)節(jié)[12]。

圖2　次口徑圍殼舵方案原理圖Fig.2　Caliber round shell rudder

單通道控制方案是從便攜式防空導(dǎo)彈借鑒而來(lái)，其工作原理[13-15]為：在修正艙內(nèi)安裝一個(gè)舵機(jī)和一對(duì)舵面，舵面在飛行過(guò)程中受控展開(kāi)，如圖3所示。展開(kāi)后在舵機(jī)帶動(dòng)下作規(guī)律運(yùn)動(dòng)，產(chǎn)生氣動(dòng)控制力，該控制力大小和方向可控，操縱火箭彈的飛行軌跡。由于舵面大小不受發(fā)射筒約束，因而舵面可以設(shè)計(jì)的較大，具有較強(qiáng)的修正能力，可以實(shí)現(xiàn)精確控制。該方案在旋轉(zhuǎn)彈體防空導(dǎo)彈中廣泛采用，國(guó)內(nèi)有多型產(chǎn)品裝備部隊(duì)，非常成熟。

圖3　單通道控制方案原理圖Fig.3　Single channel control

下面通過(guò)查找國(guó)外的相關(guān)資料，對(duì)3種方案及應(yīng)用進(jìn)行了對(duì)比，如表1所示。

3種方案從成本上看均相當(dāng)。如脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)方案，單個(gè)脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)價(jià)格約100～200元，但是數(shù)量較多，也帶來(lái)了裝配的難度，總體成本約近萬(wàn)元。單通道控制方案由于機(jī)構(gòu)較少，只有一個(gè)舵機(jī)和一對(duì)舵面，而滿(mǎn)足火箭彈使用的舵機(jī)性能較防空導(dǎo)彈要求低，某122 mm制導(dǎo)火箭彈所使用的舵系統(tǒng)成本僅約萬(wàn)元，因而該方案能夠滿(mǎn)足低成本的要求。

3性能分析

本節(jié)對(duì)122 mm制導(dǎo)火箭彈的主要性能精度和修正能力進(jìn)行初步計(jì)算分析，并分析在野戰(zhàn)條件下的適應(yīng)能力和作戰(zhàn)效能。

3.1精度、修正能力

分別就某射程30 km修正火箭彈采用3種控制方案進(jìn)行了建模仿真，表中選取了幾條典型彈道，覆蓋了0 m海拔和高原4 500 m海拔的大小射程，并利用蒙特卡羅法對(duì)每條彈道進(jìn)行了1 024次仿真，表2是對(duì)仿真結(jié)果的統(tǒng)計(jì)表。

通過(guò)表2可見(jiàn)，單通道控制方案修正能力最強(qiáng)，精度最高，能夠完全消除飛行偏差，落點(diǎn)精度僅受測(cè)量誤差即衛(wèi)星定位精度影響[15]，大小射程精度均較高。脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)方案和次口徑圍殼舵方案修正能力偏小，小射程修正能力顯得較小，落點(diǎn)精度也受到一定影響，在0 m海拔的精度在60～100 m之間。

表2中可見(jiàn)，高海拔由于空氣密度降低，氣動(dòng)力下降，對(duì)采用氣動(dòng)力控制的次口徑圍殼舵方案和單通道控制方案的修正能力影響較大，4 500 m海拔修正能力較0 m海拔均有約30%的下降，但單通道控制方案在4 500 m海拔的修正能力仍大于3 000 km，滿(mǎn)足修正的要求，且有較大余量，修正能力損失對(duì)精度沒(méi)有影響；而次口徑圍殼舵方案修正能力下降到大射程僅有約700 m，不能滿(mǎn)足修正需要(彈道極限偏差大于1 000 km)，對(duì)精度CEP造成了明顯影響。對(duì)于脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)方案， 在高海拔由于飛行時(shí)間減小，修正能力也有所下降，不滿(mǎn)足修正需要；同時(shí)在高海拔條件下脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)對(duì)彈體擾動(dòng)加大，仿真中精度CEP也明顯降低。

表1　控制體制對(duì)比

表2　3種控制體制性能仿真對(duì)比

注：計(jì)算前提，該火箭彈在無(wú)控飛行時(shí)0 m海拔條件下30 km處對(duì)目標(biāo)點(diǎn)精度CEP為600 m。

可見(jiàn)單通道控制方案修正能力最大、精度最高。

3.2適應(yīng)能力

對(duì)戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境的適應(yīng)能力反映了在實(shí)戰(zhàn)條件下武器系統(tǒng)是否方便部隊(duì)使用，以及能否保障性能滿(mǎn)足戰(zhàn)技指標(biāo)要求。適應(yīng)能力主要從對(duì)火箭炮、對(duì)氣象測(cè)量及對(duì)高海拔的適應(yīng)性進(jìn)行分析。

3.2.1對(duì)發(fā)射平臺(tái)要求低

在野戰(zhàn)條件下，由于保障條件限制，發(fā)射平臺(tái)精度往往會(huì)受到影響，難以達(dá)到試驗(yàn)時(shí)的性能，會(huì)增大火箭彈發(fā)射時(shí)的初始擾動(dòng)，加大彈道偏差。修正能力低的火箭彈，落點(diǎn)精度會(huì)受到影響。從第3.1節(jié)中可見(jiàn)，單通道控制方案的修正能力最大，只要彈道偏差沒(méi)有超出修正能力范圍，落點(diǎn)精度不受影響。

可見(jiàn)單通道控制方案對(duì)發(fā)射平臺(tái)要求低。

3.2.2對(duì)高空氣象測(cè)量要求低

由于高空氣象測(cè)量需要配備專(zhuān)門(mén)的氣象車(chē)，測(cè)量過(guò)程耗時(shí)，而火箭彈發(fā)射時(shí)可能氣象條件已經(jīng)出現(xiàn)變化，會(huì)帶來(lái)火箭彈的系統(tǒng)偏差；而且氣象測(cè)量只能測(cè)量發(fā)射點(diǎn)的風(fēng)速、風(fēng)向，當(dāng)火箭彈的射程較大時(shí)，它與實(shí)際飛行中的風(fēng)速、風(fēng)向存在一定的差異，也會(huì)帶來(lái)火箭彈的系統(tǒng)偏差；若火箭彈修正能力較小，則不能消除氣象對(duì)彈道偏差帶來(lái)的影響，造成落點(diǎn)精度下降。如果火箭彈修正能力足夠強(qiáng)，則可以修正氣象不準(zhǔn)確造成的彈道偏差，不影響落點(diǎn)精度；甚至在不進(jìn)行高空氣象測(cè)量的情況下，按照標(biāo)準(zhǔn)氣象對(duì)火箭彈進(jìn)行諸元裝訂，火箭彈的修正能力能夠修正氣象不準(zhǔn)造成的彈道偏差。這樣可以降低對(duì)高空氣象測(cè)量的依賴(lài)，在實(shí)戰(zhàn)時(shí)縮短作戰(zhàn)時(shí)間，具有重大的實(shí)戰(zhàn)意義。

假設(shè)火箭彈發(fā)射時(shí)，高空氣象按照標(biāo)準(zhǔn)氣象進(jìn)行諸元計(jì)算、裝訂，標(biāo)準(zhǔn)氣象不考慮氣流，而實(shí)際氣象存在氣流，且氣壓、氣溫均與標(biāo)準(zhǔn)氣象有差異，圖4～7分別給出了某地不同時(shí)間點(diǎn)獲得的5種典型氣象與標(biāo)準(zhǔn)氣象氣壓、氣溫、風(fēng)向、風(fēng)速的對(duì)比圖。

下面就這5種典型氣象條件對(duì)火箭彈無(wú)控飛行時(shí)的偏差影響進(jìn)行了計(jì)算，結(jié)果見(jiàn)表3。

圖4　典型實(shí)測(cè)氣壓與標(biāo)準(zhǔn)氣壓對(duì)比Fig.4　Typical experimental pressure

圖5　典型氣象實(shí)測(cè)氣溫與標(biāo)準(zhǔn)氣溫對(duì)比Fig.5　Typical meteorological measurement temperature

圖6　典型氣象實(shí)測(cè)風(fēng)向?qū)Ρ菷ig.6　Typical meteorological measured wind direction

圖7　典型氣象實(shí)測(cè)風(fēng)速對(duì)比Fig.7　Typical meteorological measured wind speed

項(xiàng)目射程/m射程偏差/m橫偏/m目標(biāo)點(diǎn)30410.9 -0氣象130371.3-39.61205.0氣象230793.5382.6-810.5氣象330236.5-174.4-1183.9氣象428800.1-1610.9188.6氣象528208.4-2202.61005.2

可見(jiàn)在0 m海拔30 km射程條件下，氣象惡劣時(shí)對(duì)火箭彈造成的偏差最大超過(guò)2 km；經(jīng)計(jì)算，4 500 m海拔30 km射程條件下氣象影響與低海拔相當(dāng)。上面的分析可以看出，只有單通道控制方案的修正能力滿(mǎn)足修正該偏差的要求，0 m海拔時(shí)30 km射程其最大修正能力超過(guò)5 km；4 500 m海拔時(shí)30 km射程其最大修正能力超過(guò)3 km，修正能力均具有較大的余量，即該方案火箭彈可以不依賴(lài)高空氣象測(cè)量；而其他2個(gè)方案修正能力較小，必須進(jìn)行高空氣象測(cè)量，在諸元計(jì)算時(shí)修正氣象偏差。

可見(jiàn)單通道控制方案對(duì)氣象測(cè)量要求低。

3.2.3對(duì)高海拔的適應(yīng)能力

從上面的分析，可以看出，由于高海拔條件下空氣密度降低，采用氣動(dòng)力控制的次口徑圍殼舵方案和單通道控制方案，修正能力下降比較明顯，但是單通道控制方案在高海拔的修正能力仍然較大，滿(mǎn)足使用要求；而次口徑圍殼舵方案則不能滿(mǎn)足高海拔使用要求。脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)方案在高海拔修正能力下降較少，但是由于自身的性能不足，精度仍然受到影響。

可見(jiàn)單通道控制方案對(duì)高海拔的適應(yīng)能力較強(qiáng)，滿(mǎn)足高原使用要求。

3.3效能分析

火箭彈制導(dǎo)化提升性能的目的是提高武器系統(tǒng)作戰(zhàn)效能，使作戰(zhàn)部隊(duì)能夠高效完成任務(wù)，減少傷亡?；鸺龔椌忍岣呤沟煤膹椓看蟠鬁p少，本節(jié)對(duì)不同精度火箭彈與無(wú)控彈打擊典型目標(biāo)的耗彈量進(jìn)行了初步計(jì)算。

由表4可見(jiàn)，火箭彈制導(dǎo)化精度提高后，相對(duì)無(wú)控彈耗彈量大幅減少，針對(duì)面目標(biāo)(400 m×300 m)減少80%以上，針對(duì)小幅員目標(biāo)(100 m×50 m)減少90%以上。同時(shí)可見(jiàn)，精度越高，耗彈量會(huì)更少。可見(jiàn)選擇制導(dǎo)化方案時(shí)，精度越高的方案效能會(huì)更高。

表4　效能計(jì)算表

3.4結(jié)論

通過(guò)對(duì)修正能力、精度，以及對(duì)發(fā)射平臺(tái)、對(duì)氣象測(cè)量、對(duì)高海拔的適應(yīng)能力的分析，可見(jiàn)控制體制采用單通道控制方案具有最優(yōu)的性能；同時(shí)其機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)單，滿(mǎn)足低成本的要求。

4結(jié)束語(yǔ)

本文指出了122 mm無(wú)控火箭彈存在的弊端。隨著信息技術(shù)的發(fā)展，進(jìn)行制導(dǎo)化提升性能是其發(fā)展的必然要求，以適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)場(chǎng)的需要。通過(guò)分析，找到122 mm火箭彈制導(dǎo)化最優(yōu)技術(shù)途徑為：測(cè)量體制采用衛(wèi)星定位和地磁測(cè)姿，控制體制采用單通道控制方案，能夠滿(mǎn)足修正能力強(qiáng)、精度高、成本低、作戰(zhàn)領(lǐng)域廣的要求。

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Guidance Development of 122 mm Rocket

PENG Yong，XI Tao-tao

(Sichuan Academy of Aerospace Technology，Sichuan Chengdu 610100，China)

Abstract:Aiming at weakness of 122 mm Rocket is proposed, and satellite navigation based guidance is proposed. And a comparison study is made about the realization ways used by small ammunition. Finally, the method using GPS + geomagnetic attitude measurement + single-channel control technique is best for guidance of 122 mm rocket.

Key words:rocket gun；guidance；single channel；GPS；geomagnetic； correction ability

*收稿日期：2015-06-17；修回日期：2015-10-15

作者簡(jiǎn)介：彭勇(1977-)，男，四川雙流人。高工，碩士，研究方向?yàn)榛鸺龔椏傮w技術(shù)。 E-mail：65753339@qq.com

通信地址：610100成都市龍泉驛區(qū)航天北路四川航天技術(shù)研究院818信箱1分箱航天工程部

doi:10.3969/j.issn.1009-086x.2016.03.004

中圖分類(lèi)號(hào)：TJ71；TP391.9

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號(hào)：1009-086X(2016)-03-0018-08

導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制