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        基于“標(biāo)準(zhǔn)-3”動(dòng)能攔截彈的順軌攔截方法研究

        2018-02-05 01:44:55,,
        關(guān)鍵詞:攔截器大氣層視線

        ,, ,

        (1.解放軍裝備學(xué)院 研究生管理大隊(duì),北京 101416;2.解放軍裝備學(xué)院 航天裝備系,北京 101416;3.解放軍裝備學(xué)院 航天指揮系,北京 101416)

        0 引言

        大氣層外機(jī)動(dòng)變軌是一種比較成熟的彈道導(dǎo)彈突防手段[1],當(dāng)攔截器對(duì)彈道導(dǎo)彈采用迎面撞擊的方式進(jìn)行防御時(shí),兩者之間的相對(duì)速度非常大, 末制導(dǎo)時(shí)間極短[2],通常只有不到10 s的時(shí)間,不利于攔截器修正偏差和精確命中目標(biāo)。在這樣的情況下,采用順軌攔截方式不失為一種明智的做法,順軌攔截方式能夠有效降低攔截器與目標(biāo)之間的相對(duì)速度,延長(zhǎng)攔截器的末制導(dǎo)時(shí)間,提高攔截器修正偏差的能力。2005 年7 月,美國(guó)NASA采用順軌攔截方式成功實(shí)施了深度撞擊計(jì)劃[3],印證了這一方法的有效性和可行性。

        文獻(xiàn)[4]對(duì)比分析了順軌和逆軌攔截方式,證明了順軌方式在修正能力和需用過載等方面具有優(yōu)勢(shì),但制導(dǎo)過程采用了較為保守的平行接近法;文獻(xiàn)[5]把攔截過程簡(jiǎn)化成兩個(gè)正交的平面,設(shè)計(jì)了平面攔截的前向制導(dǎo)律,但沒有擴(kuò)展至三維空間,文獻(xiàn)[6]設(shè)計(jì)了一種用于對(duì)彈道導(dǎo)彈實(shí)施中段順軌攔截的二階滑膜制導(dǎo)律,通過仿真驗(yàn)證了制導(dǎo)律的正確定,但在制導(dǎo)律引入了目前階段攔截器導(dǎo)引頭無法測(cè)量的目標(biāo)加速度信息。此外,以上研究的仿真過程均建立在初始對(duì)準(zhǔn)條件較好的情況下,沒有考慮工程上攔截器所能達(dá)到的真實(shí)速度,導(dǎo)引頭的測(cè)量誤差以及動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的響應(yīng)延遲和飽和過載等因素。

        本文嚴(yán)格依照美國(guó)“標(biāo)準(zhǔn)-3”攔截彈的公開參數(shù),采用所需目標(biāo)信息較少的自適應(yīng)滑膜制導(dǎo)律,對(duì)大氣層機(jī)動(dòng)目標(biāo)的順軌攔截過程進(jìn)行了仿真分析,驗(yàn)證了動(dòng)能攔截器順軌攔截方法的可實(shí)踐性,對(duì)大氣層外機(jī)動(dòng)目標(biāo)的防御具有積極意義。

        1 順軌攔截的定義

        記攔截器在地心慣性坐標(biāo)系下的速度矢量為Vm,目標(biāo)在地心慣性坐標(biāo)系下的速度矢量為Vt,則交會(huì)角Ψ可以表示為:

        當(dāng)90°≤Ψ≤180°時(shí),交會(huì)方式稱為順軌攔截。

        根據(jù)攔截器與目標(biāo)的速度大小,順軌攔截又可以定義為追擊順軌攔截和前置順軌攔截,其中,追擊順軌攔截泛指攔截器速度大于目標(biāo)速度的情況,前置順軌攔截泛指攔截器速度小于目標(biāo)速度的情況,圖1為二者的交會(huì)示意圖。

        圖1 順軌攔截示意圖

        攔截器進(jìn)行追擊順軌攔截時(shí),從目標(biāo)的后半球區(qū)域進(jìn)行碰撞,進(jìn)行前置順軌攔截時(shí),從目標(biāo)的前半球區(qū)域進(jìn)行碰撞,一般而言,大氣層外攔截器的助推時(shí)間較短,速度在3~4 km/s之間,無法達(dá)到洲際彈道導(dǎo)彈的水平,因而,對(duì)前置順軌攔截的研究更加具有現(xiàn)實(shí)意義。

        2 順軌攔截的數(shù)學(xué)模型

        2.1 質(zhì)心運(yùn)動(dòng)模型

        本文采用球坐標(biāo)描述雙方的位置矢量和速度矢量,其中,位置矢量通過地心距r,地理經(jīng)度λ(東經(jīng)為正)和地理緯度φ(北緯為正)來表示,速度矢量通過速度大小v,當(dāng)?shù)厮俣葍A角θ(速度矢量與地球表面的夾角,地球表面向上為正)和當(dāng)?shù)厮俣绕铅?速度矢量在地球表面上的投影與正北方向的夾角,順時(shí)針為正)來描述,6個(gè)參數(shù)的空間關(guān)系如圖2所示。

        圖2 模型參數(shù)空間示意圖

        為簡(jiǎn)化計(jì)算,忽略次要因素,可以認(rèn)為地球是均勻的無旋球體,得到導(dǎo)彈質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)模型為:

        式中:r為地心距、λ為地理經(jīng)度,φ為地理緯度,v為速度大小、θ為當(dāng)?shù)厮俣葍A角,σ為當(dāng)?shù)厮俣绕?;g為平均重力加速度,F(xiàn)cxh、Fcyh和Fczh為控制力在航跡坐標(biāo)系3個(gè)坐標(biāo)軸方向上的投影大小。

        2.2 相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型

        由六參數(shù)模型可以唯一確定攔截彈在地心慣性坐系下的位置矢量Rm(t)與速度矢量Vm(t):

        式中,

        為地心慣性坐標(biāo)系到北天東坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣。

        同理,易知目標(biāo)在地心慣性系下的位置矢量Rt(t)和速度矢量Vt(t)。

        式中,e1(t)、e2(t)和e3(t)為視線坐標(biāo)系3個(gè)坐標(biāo)軸方向的單位向量,即:

        2.3 制導(dǎo)控制模型

        側(cè)向指令采用自適應(yīng)滑模制導(dǎo)律[7](ASMG),攔截器側(cè)向指令過載應(yīng)為:

        式中:aMy(t)、aMz(t)分別表示攔截器縱向和橫向上的指令過載,N為導(dǎo)航比,k、η和δ為用來保證魯棒性的參數(shù)。

        攔截器所受到的軌控力矢量可以表示為:

        Fc(t)=(aMy(t)·e2(t)+aMz(t)·e3(t))·mK(t)

        為了將控制力矢量與質(zhì)心運(yùn)動(dòng)模型對(duì)應(yīng)起來,對(duì)其做如下轉(zhuǎn)化:

        Fcxh(t)=Fc(t)·ε1(t)

        Fcyh(t)=Fc(t)·ε2(t)

        Fczh(t)=Fc(t)·ε3(t)

        式中,ε1(t)、ε2(t)和ε3(t)為航跡坐標(biāo)系3個(gè)坐標(biāo)軸方向的單位矢量,即:

        那么,F(xiàn)cxh(t)、Fcyh(t)和Fczh(t)即控制力矢量在航跡坐標(biāo)系3個(gè)坐標(biāo)軸上的投影。

        2.4 質(zhì)量模型

        對(duì)于處于中段飛行的機(jī)動(dòng)彈頭,其質(zhì)量mt(t)可以表示為:

        其中:Pt(t)為機(jī)動(dòng)力矢量,m0t為機(jī)動(dòng)彈頭的初始質(zhì)量,It為機(jī)動(dòng)彈頭的燃料比沖,t0為初始時(shí)刻。當(dāng)機(jī)動(dòng)彈頭不做機(jī)動(dòng)時(shí),其質(zhì)量可以看作是不變的。

        對(duì)于攔截彈,其質(zhì)量mm(t)可以表示為:

        mm(t)=∑mzi(t)+mk(t)

        mzi(t)表示第i級(jí)助推火箭的質(zhì)量:

        其中:Pzi(t)為的推力矢量,m0zi為第i級(jí)助推火箭的初始質(zhì)量,Izi為第i級(jí)助推火箭的燃料比沖,ti為第i級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)開始工作的時(shí)刻。

        mk(t)表示攔截器的質(zhì)量:

        其中:Fc(t)為攔截器的控制力矢量,m0k為攔截器的初始質(zhì)量;Ik為攔截器的燃料比沖;tk為攔截器開始工作的時(shí)刻。

        3 計(jì)算機(jī)輔助仿真分析

        3.1 攔截場(chǎng)景設(shè)定

        設(shè)預(yù)警系統(tǒng)探測(cè)到173°E,46°N處有一洲際導(dǎo)彈目標(biāo),初始地表高度為1 000 km,速度為6 000 m/s,彈道傾角為30°,彈道偏角為-90°,攔截彈陣地位于128°E,40°N處,采用順軌攔截方式對(duì)目標(biāo)進(jìn)行防御。

        攔截彈的助推火箭參數(shù)參照“標(biāo)準(zhǔn)-3”的MK72發(fā)動(dòng)機(jī)、MK104發(fā)動(dòng)機(jī)和MK136發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)定[8],如表1所示。

        表1 助推火箭參數(shù)表

        表中,Δti=ti+1-ti表示第i級(jí)助推火箭的總工作時(shí)長(zhǎng)。

        攔截器參數(shù)參照“標(biāo)準(zhǔn)-3”的“LEAP”大氣層外輕射彈設(shè)定[9],如表2所示。

        表2 攔截器參數(shù)表

        表中,dmax和dmin分別表示攔截器導(dǎo)引頭的最大探測(cè)距離和盲區(qū),amax代表攔截器的飽和過載。

        3.2 順軌攔截窗口計(jì)算

        彈道導(dǎo)彈已摧毀既定目標(biāo)為最終目的,在沒有遇到攔截的情況下不會(huì)主動(dòng)進(jìn)行機(jī)動(dòng),可以通過軌道外推的方法來求解發(fā)射諸元,對(duì)于順軌攔截彈道,只要使攔截器與目標(biāo)的交會(huì)角Ψ滿足條件即可。

        在攔截彈陣地位置已知的情況下,可以按照以下流程來計(jì)算攔截窗口:

        STEP1:取足夠小的初始當(dāng)?shù)貎A角Δθ,初始當(dāng)?shù)仄铅う蘸蜁r(shí)間間隔Δt,建立基于已知部署位置的攔截彈空間可達(dá)集Λ;

        STEP2:用同樣的時(shí)間間隔Δt,外推目標(biāo)彈道τ;

        STEP3:記初始時(shí)刻tp= 0 s,取空間點(diǎn)τ(tp),判定攔截彈可達(dá)集中是否存在一點(diǎn)Λ(θ0,φ0,tf)同時(shí)滿足以下3個(gè)條件:

        1)到τ(tp)的距離dp<1 000 m;

        2)攔截彈飛行時(shí)間tf≤tp;

        3)交會(huì)角90°≤Ψ≤180°。

        STEP4:若可達(dá)集中存在滿足條件的點(diǎn),計(jì)算攔截彈發(fā)射時(shí)間tl=tp-tf并儲(chǔ)存,令tp=tp+Δt,回到STEP3,若不存在,直接令tp=tp+Δt,回到STEP3;

        STEP5:檢索至目標(biāo)落地時(shí)刻結(jié)束。

        計(jì)算當(dāng)前場(chǎng)景的順軌攔截窗口,如表3所示。

        表3 攔截彈道數(shù)據(jù)表

        由表3可以看出,在當(dāng)前場(chǎng)景中,順軌攔截窗口長(zhǎng)度為96 s,目標(biāo)彈道可攔截弧段的高度在260 km到452 km之間,相對(duì)交會(huì)速度約為5.5 km/s。另外,由于采用順軌攔截方式時(shí),攔截彈的飛行時(shí)間隨著攔截時(shí)間的推移而增加,發(fā)射時(shí)間反而會(huì)提前,換而言之,攔截窗口的前沿對(duì)應(yīng)著發(fā)射窗口的后沿,攔截窗口的后沿對(duì)應(yīng)著發(fā)射窗口的前沿。

        3.3 尋的制導(dǎo)過程仿真分析

        選取攔截窗口中的一條順軌攔截彈道,研究末制導(dǎo)階段的攔截器過載情況,所選攔截彈道tl=506.89 s,θ0=73.78°,φ0=-149.17°,雙方的空間飛行軌跡如圖3所示:

        圖3 順軌攔截空間示意圖

        3.3.1 初始對(duì)準(zhǔn)誤差

        由于實(shí)際控制誤差的存在,雙方不可能嚴(yán)格按照理論彈道飛行,當(dāng)目標(biāo)進(jìn)入攔截器的導(dǎo)引頭捕獲距離時(shí),雙方的空間位置和飛行速度有可能嚴(yán)重偏離理論位置,故取目標(biāo)和攔截器距離達(dá)到dmax時(shí)的位置矢量端點(diǎn)和速度矢量端點(diǎn)作為球心,分別在半徑為1 000 m和100 m/s的空間球體內(nèi)隨機(jī)取點(diǎn)生成帶有誤差的位置矢量和速度矢量,作為末制導(dǎo)的仿真初值。

        3.3.2 視線測(cè)量誤差

        3.3.3 動(dòng)力學(xué)約束條件

        “標(biāo)準(zhǔn)-3”的攔截器“LEAP”彈頭采用噴流直接力控制,響應(yīng)速度遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于氣動(dòng)力系統(tǒng),控制精度可以達(dá)到0.01 s,仿真中采用兩個(gè)采樣周期作為動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的延遲時(shí)間,為0.02 s[11-12],此外,當(dāng)目標(biāo)與攔截器只見的距離達(dá)到dmin時(shí),導(dǎo)引頭無法繼續(xù)提供視線轉(zhuǎn)率信息,將攔截器的指令加速度置零。

        3.3.4 末制導(dǎo)過載分析

        令目標(biāo)的縱向機(jī)動(dòng)力Ptyh=10 000sin(πt/2)N,橫向機(jī)動(dòng)力Ptzh=10 000cos(πt/2)N,取制導(dǎo)參數(shù)N=3、k=2.1、η=0.5、δ=0.0 002 deg/s,得到視線轉(zhuǎn)率和攔截器過載的仿真圖線,如圖4和圖5所示。

        圖4 視線轉(zhuǎn)率的仿真曲線

        圖5 過載的仿真曲線

        可以看出,由于初始對(duì)準(zhǔn)誤差的存在,攔截器與目標(biāo)之間存在較大的視線轉(zhuǎn)動(dòng),造成零時(shí)刻指令過載較大,橫向過載甚至接近飽和,隨著攔截器與目標(biāo)的不斷接近,初始對(duì)準(zhǔn)誤差因此的視線轉(zhuǎn)動(dòng)逐漸被修正,目標(biāo)的主動(dòng)機(jī)動(dòng)成為了造成視線轉(zhuǎn)動(dòng)的主導(dǎo)因素,過載指令也隨之呈正弦型波動(dòng)。

        整個(gè)末制導(dǎo)過程中,縱向視線轉(zhuǎn)率被控制在±2×10-3rad/s之間,橫向視線轉(zhuǎn)率被控制在±1×10-3rad/s,雖然在最后受到目標(biāo)機(jī)動(dòng)的影響較大,但指令過載并未達(dá)到飽和。

        3.3.5 命中率和剩余質(zhì)量估計(jì)

        采用蒙特卡洛方法[13]測(cè)試“標(biāo)準(zhǔn)-3”攔截彈在當(dāng)前場(chǎng)景的攔截效果,重復(fù)打靶試驗(yàn)100次,按照下式計(jì)算攔截器指令過載置零后的脫靶量:

        可以得到零控脫靶量和攔截器剩余質(zhì)量的分布如圖6所示。

        圖6 蒙特卡洛打靶實(shí)驗(yàn)結(jié)果

        當(dāng)脫靶量為5 m以下時(shí),認(rèn)為攔截器命中目標(biāo),讀取結(jié)果數(shù)據(jù),可知“標(biāo)準(zhǔn)-3”攔截彈在場(chǎng)景中的命中率為89%,平均剩余質(zhì)量為14.03 kg。

        4 結(jié)論

        本文基于美國(guó)的“標(biāo)準(zhǔn)-3”攔截彈的性能參數(shù)建立了數(shù)學(xué)模型,采用自適應(yīng)滑膜制導(dǎo)律對(duì)大氣層外機(jī)動(dòng)目標(biāo)的順軌攔截過程進(jìn)行了仿真研究,得到了以下結(jié)論:

        1)采用“標(biāo)準(zhǔn)-3”攔截彈對(duì)大氣層外機(jī)動(dòng)目標(biāo)進(jìn)行順軌攔截在時(shí)間和空間上是可行的,順軌攔截方法具有較高的工程實(shí)踐意義。

        2)在考慮初始對(duì)準(zhǔn)誤差,視線測(cè)量誤差,過載約束和動(dòng)力學(xué)延遲的情況下,順軌攔截方法對(duì)正弦機(jī)動(dòng)的目標(biāo)具有較好的防御效果,命中率約為89%。

        3)仿真實(shí)例中攔截器的燃料消耗約為2.7 kg,指令過載在大部分時(shí)段內(nèi)高于25 m/s2,考慮到安全裕度,若想對(duì)大范圍強(qiáng)機(jī)動(dòng)目標(biāo)進(jìn)行有效攔截,需要對(duì)現(xiàn)有攔截器的裝藥比和發(fā)

        動(dòng)機(jī)進(jìn)行調(diào)整和改進(jìn)。

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