劉國(guó)彬，劉 朋，王永海，賀方君

(中國(guó)洛陽(yáng)電子裝備試驗(yàn)中心，河南 孟州 454750)

0 引 言

反輻射導(dǎo)彈是電子戰(zhàn)中的一種重要硬殺傷武器，其利用反輻射導(dǎo)引頭對(duì)接收到的雷達(dá)信號(hào)進(jìn)行識(shí)別、分選，實(shí)時(shí)檢測(cè)導(dǎo)彈與目標(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，引導(dǎo)導(dǎo)彈飛向目標(biāo)并最終摧毀目標(biāo)，在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中發(fā)揮著至關(guān)重要的作用。為應(yīng)對(duì)反輻射導(dǎo)彈的威脅，可在雷達(dá)附近部署有源誘餌，誘餌根據(jù)雷達(dá)信號(hào)樣式輻射信號(hào)，信號(hào)脈寬覆蓋雷達(dá)信號(hào)脈寬，信號(hào)功率高于雷達(dá)頂空副瓣平均功率，從而對(duì)反輻射導(dǎo)引頭測(cè)向形成干擾，使反輻射導(dǎo)彈最終彈著點(diǎn)偏離雷達(dá)，達(dá)到保護(hù)雷達(dá)的目的。

反輻射導(dǎo)引頭是反輻射導(dǎo)彈的核心部件，為檢驗(yàn)其抗誘餌性能可采用外場(chǎng)試驗(yàn)方法，一般包括地面靜態(tài)試驗(yàn)、掛飛試驗(yàn)和實(shí)彈打靶試驗(yàn)等。其中，地面靜態(tài)試驗(yàn)采用高塔作為反輻射導(dǎo)引頭升空平臺(tái)，雷達(dá)及誘餌按照實(shí)際使用方式進(jìn)行布站，構(gòu)建反輻射對(duì)抗態(tài)勢(shì)，檢驗(yàn)反輻射武器的跟蹤目標(biāo)能力、抗雷達(dá)關(guān)機(jī)能力、抗誘偏能力等指標(biāo)[1]。靜態(tài)試驗(yàn)方法優(yōu)點(diǎn)是消耗小、操作方便、可重復(fù)性強(qiáng)，缺點(diǎn)是不能夠檢驗(yàn)反輻射導(dǎo)引頭動(dòng)態(tài)性能。實(shí)彈打靶試驗(yàn)中，雷達(dá)及誘偏系統(tǒng)按照實(shí)際使用要求布站，反輻射導(dǎo)彈掛載于飛機(jī)按照實(shí)戰(zhàn)使用要求進(jìn)行打靶試驗(yàn)。該試驗(yàn)方式能夠有效驗(yàn)證反輻射導(dǎo)引頭在有源誘餌干擾中的跟蹤性能，打靶試驗(yàn)的缺點(diǎn)是代價(jià)高、風(fēng)險(xiǎn)大、準(zhǔn)備周期長(zhǎng)，實(shí)施難度相對(duì)較大。

掛飛試驗(yàn)中利用飛機(jī)或飛艇等飛行平臺(tái)，構(gòu)建貼近實(shí)際的試驗(yàn)環(huán)境，檢驗(yàn)反輻射導(dǎo)引頭的目標(biāo)識(shí)別能力、測(cè)角精度、視線角速度精度及靈敏度等指標(biāo)[2]。為了定量考核反輻射導(dǎo)彈的抗誘偏性能，需要得出反輻射導(dǎo)彈在模擬攻擊過程中的彈著點(diǎn)。文獻(xiàn)[3]、[4]中提出利用無(wú)人駕駛飛艇搭載反輻射導(dǎo)引頭、GPS定位系統(tǒng)，構(gòu)成閉環(huán)控制回路，模擬反輻射導(dǎo)彈末端攻擊過程，推算模擬反輻射導(dǎo)彈彈著點(diǎn)的試驗(yàn)方法，該試驗(yàn)方法具有經(jīng)濟(jì)、安全、逼真度較高的特點(diǎn)。本文探索了閉環(huán)掛飛試驗(yàn)中的處理方法，給出了四點(diǎn)源情況下尋找反輻射導(dǎo)引頭空間分辨點(diǎn)的方法，并根據(jù)空間分辨點(diǎn)推算其彈著點(diǎn)的數(shù)據(jù)處理方法。

1 閉環(huán)掛飛試驗(yàn)?zāi)Ｐ徒⒓皵?shù)據(jù)處理方法

1.1 誘餌干擾下的反輻射導(dǎo)彈末端攻擊過程

反輻射導(dǎo)彈發(fā)射后，反輻射導(dǎo)引頭搜索雷達(dá)目標(biāo)。當(dāng)搜索到目標(biāo)雷達(dá)并轉(zhuǎn)入穩(wěn)定跟蹤狀態(tài)后，反輻射導(dǎo)彈轉(zhuǎn)入導(dǎo)引飛行階段，根據(jù)反輻射導(dǎo)引頭的導(dǎo)引信息，自動(dòng)飛向目標(biāo)。若反輻射導(dǎo)引頭在跟蹤過程中丟失目標(biāo)，反輻射導(dǎo)彈根據(jù)丟失時(shí)刻記憶的目標(biāo)信息繼續(xù)按此目標(biāo)進(jìn)行攻擊，直至再次跟蹤目標(biāo)，重新按反輻射導(dǎo)引頭導(dǎo)引信息進(jìn)行跟蹤。如果在攻擊過程中沒有有源誘餌的干擾，反輻射導(dǎo)彈末端的彈道軌跡基本是直線[5]。

反輻射導(dǎo)彈在攻擊過程中，如果被攻擊雷達(dá)部署有有源誘餌，由于有源誘餌的干擾，反輻射導(dǎo)引頭的跟蹤點(diǎn)偏離雷達(dá)目標(biāo)，且跟蹤點(diǎn)不斷變化，反輻射導(dǎo)彈的運(yùn)動(dòng)方向與反輻射導(dǎo)引頭的跟蹤方向不一致，反輻射導(dǎo)彈將向跟蹤方向做機(jī)動(dòng)飛行[5]。反輻射導(dǎo)彈在由遠(yuǎn)及近的飛行過程中，隨著反輻射導(dǎo)引頭對(duì)包括有源誘餌在內(nèi)的多點(diǎn)源的張角逐漸增大，反輻射導(dǎo)引頭跟蹤視場(chǎng)內(nèi)經(jīng)歷由多點(diǎn)源到兩點(diǎn)源直到單點(diǎn)源的過程，反輻射導(dǎo)彈經(jīng)歷3個(gè)階段：受控狀態(tài)、隨遇平衡狀態(tài)、失控狀態(tài)[6]。其中,受控狀態(tài)是指由于導(dǎo)引頭分不開雷達(dá)或者目標(biāo)，此時(shí)導(dǎo)引頭受控于被保護(hù)雷達(dá)與誘餌輻射信號(hào)的等相位面[7]；隨遇平衡狀態(tài)指誘餌與雷達(dá)相對(duì)于導(dǎo)引頭的張角大約為導(dǎo)引頭的空間分辨角，導(dǎo)引頭開始分辨目標(biāo)并跟蹤多點(diǎn)源中的一個(gè)目標(biāo)；失控狀態(tài)指反輻射武器拋開了多點(diǎn)源的誘偏，根據(jù)在隨遇平衡狀態(tài)選定的目標(biāo)進(jìn)行跟蹤或?qū)嵤┕?。反輻射?dǎo)引頭開始跟蹤多點(diǎn)源中一個(gè)目標(biāo)的空間位置即為空間分辨點(diǎn)。

1.2 閉環(huán)掛飛試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

利用閉環(huán)掛飛試驗(yàn)?zāi)M反輻射導(dǎo)彈末端攻擊過程，飛行平臺(tái)根據(jù)反輻射導(dǎo)引頭上報(bào)的跟蹤數(shù)據(jù)向目標(biāo)方向做機(jī)動(dòng)飛行。飛行航線設(shè)計(jì)必須覆蓋模擬反輻射導(dǎo)彈的受控、隨遇平衡階段，模擬反輻射導(dǎo)彈由受控至隨遇平衡狀態(tài)的飛行過程。飛行平臺(tái)飛行至反輻射導(dǎo)引頭空間分辨點(diǎn)后，由于受飛行條件以及安全因素的限制，采用動(dòng)態(tài)飛行的方法已不能模擬反輻射導(dǎo)彈在失控狀態(tài)的攻擊過程。

通過閉環(huán)掛飛找出反輻射導(dǎo)引頭在典型作戰(zhàn)態(tài)勢(shì)下的空間分辨點(diǎn)位置，依據(jù)模擬反輻射導(dǎo)彈失控狀態(tài)時(shí)的控制特點(diǎn)、技術(shù)參數(shù)推算模擬反輻射導(dǎo)彈的飛行軌跡，進(jìn)而得出彈著點(diǎn)。

1.3 閉環(huán)掛飛試驗(yàn)中飛行軌跡及彈著點(diǎn)推算方法

如圖1所示，其中A表示反輻射導(dǎo)引頭由兩點(diǎn)源至單點(diǎn)源的空間分辨點(diǎn)位置，O1、O2為兩點(diǎn)源位置，O0為瞄準(zhǔn)點(diǎn)。若反輻射導(dǎo)引頭在空間分辨點(diǎn)A選擇O1為攻擊目標(biāo)，則反輻射導(dǎo)彈將按照其末端速度、最大過載向攻擊目標(biāo)做機(jī)動(dòng)飛行，圖中虛線即為其飛行軌跡，與地面的交點(diǎn)即為彈著點(diǎn)B；若反輻射導(dǎo)引頭在空間分辨點(diǎn)選擇O2為攻擊目標(biāo)，彈著點(diǎn)為B′。

圖1 反輻射導(dǎo)彈落點(diǎn)示意圖

可采用時(shí)間差分法外推反輻射導(dǎo)彈的軌跡，反輻射導(dǎo)彈t0時(shí)刻位于臨界位置(X(t0),Y(t0),Z(t0))，運(yùn)動(dòng)速度為Vt0(Vx(t0),Vy(t0),Vz(t0))，反輻射導(dǎo)引頭此時(shí)的跟蹤點(diǎn)為O1，由于反輻射導(dǎo)引頭存在測(cè)角誤差，跟蹤點(diǎn)可能與目標(biāo)實(shí)際位置不重合。反輻射導(dǎo)彈按照末端速度和最大過載向跟蹤點(diǎn)做機(jī)動(dòng)飛行，其曲線運(yùn)動(dòng)半徑為：

(1)

式中：Vm為末端速度；am為最大過載對(duì)應(yīng)的加速度。

求出做機(jī)動(dòng)飛行的圓心坐標(biāo)(X0，Y0,Z0)，及由運(yùn)動(dòng)方向和反輻射導(dǎo)彈指向跟蹤點(diǎn)的跟蹤方向矢量所在平面的法線矢量(ax，ay，az)，t1時(shí)刻導(dǎo)彈的位置為：

(2)

式中：Δt為時(shí)間間隔。

t1時(shí)刻，反輻射導(dǎo)彈指向機(jī)動(dòng)圓心的矢量為：

(3)

求出速度方向矢量：

(4)

速度方向矢量歸一化后為(Dx(t1),Dy(t1),Dz(t1))，則t1時(shí)刻反輻射導(dǎo)彈速度矢量為：

(5)

判斷速度矢量是否與跟蹤方向重合，若重合，反輻射導(dǎo)彈停止做機(jī)動(dòng)飛行，沿直線運(yùn)動(dòng)直至落地；否則，繼續(xù)按上述方法依次迭代，求出各時(shí)刻的位置和速度，直至導(dǎo)彈落地，運(yùn)算結(jié)束。

2 驗(yàn)證與結(jié)果分析

下面對(duì)上述數(shù)據(jù)處理方法進(jìn)行驗(yàn)證、分析，雷達(dá)部署于位置(500,0,0)，3個(gè)誘餌按照前三角方式布站，如圖2所示，3個(gè)誘餌按照指定的保護(hù)措施從時(shí)

序、頻率、能量、空間上實(shí)現(xiàn)對(duì)雷達(dá)的保護(hù)[8]。飛行平臺(tái)掛載反輻射導(dǎo)引頭后從前方進(jìn)入，根據(jù)反輻射導(dǎo)引頭上報(bào)的引導(dǎo)信息向目標(biāo)機(jī)動(dòng)飛行，模擬反輻射導(dǎo)彈的末端攻擊過程，GPS定位裝置、慣導(dǎo)系統(tǒng)全程實(shí)時(shí)記錄其位置信息、姿態(tài)信息。根據(jù)記錄的位置信息描繪的飛行軌跡如圖2所示。

圖2 飛行平臺(tái)飛行航跡示意圖

2.1 尋找空間分辨點(diǎn)

尋找出反輻射導(dǎo)引頭的空間分辨點(diǎn)是推算彈著點(diǎn)的關(guān)鍵。閉環(huán)飛行過程中，反輻射導(dǎo)引頭輸出角度信息，并結(jié)合反輻射導(dǎo)引頭的位置信息可以求出反輻射導(dǎo)引頭跟蹤位置，如圖3所示。圖3(a)縱軸表示飛行過程中反輻射導(dǎo)引頭跟蹤點(diǎn)在X方向位置，圖3(b)縱軸表示飛行過程中反輻射導(dǎo)引頭跟蹤點(diǎn)在Y方向位置，橫軸表示時(shí)間。跟蹤點(diǎn)在三誘餌之間擺動(dòng)，當(dāng)反輻射導(dǎo)引頭運(yùn)動(dòng)至圖中圓圈對(duì)應(yīng)的時(shí)刻時(shí)，反輻射導(dǎo)引頭開始穩(wěn)定跟蹤誘餌2，因此對(duì)應(yīng)圓圈時(shí)刻的反輻射導(dǎo)引頭空間位置即為其空間分辨點(diǎn)。

圖3 試驗(yàn)中反輻射導(dǎo)引頭空間分辨點(diǎn)位置示意圖

2.2 推算彈著點(diǎn)

根據(jù)試驗(yàn)中飛行平臺(tái)運(yùn)動(dòng)軌跡，可求出分辨點(diǎn)位置處的飛行平臺(tái)運(yùn)動(dòng)方向。外推過程中導(dǎo)彈的末端最大速度設(shè)為500 m/s，最大過載設(shè)為10 g，外推運(yùn)動(dòng)航跡與地面的交點(diǎn)即為模擬反輻射導(dǎo)彈的彈著點(diǎn)，如圖4所示。其中瞄準(zhǔn)點(diǎn)表示分辨點(diǎn)位置處的飛艇運(yùn)動(dòng)方向與地面的交點(diǎn)，跟蹤位置表示分辨點(diǎn)位置處反輻射導(dǎo)引頭實(shí)際跟蹤目標(biāo)位置，反輻射導(dǎo)彈由瞄準(zhǔn)點(diǎn)向跟蹤位置機(jī)動(dòng)飛行，外推軌跡如圖2所示，模擬反輻射導(dǎo)彈彈著點(diǎn)偏離雷達(dá)及3個(gè)誘餌，顯示了誘偏系統(tǒng)對(duì)雷達(dá)及自身的保護(hù)作用。

圖4 模擬反輻射導(dǎo)彈彈著點(diǎn)示意圖

3 結(jié)束語(yǔ)

本文研究了采用閉環(huán)掛飛試驗(yàn)?zāi)M反輻射導(dǎo)彈末端攻擊過程，推算反輻射導(dǎo)彈彈著點(diǎn)，進(jìn)而檢驗(yàn)誘偏系統(tǒng)誘偏效果的試驗(yàn)方法，對(duì)試驗(yàn)過程中的數(shù)據(jù)處理方法進(jìn)行了研究分析，提出了可操作性強(qiáng)的數(shù)據(jù)處理方法，并進(jìn)行了數(shù)據(jù)處理方法檢驗(yàn)，該方法對(duì)開展此類試驗(yàn)具有一定的指導(dǎo)意義。