宋謝恩,高 敏,李超旺,王 毅,吳漢洲

(陸軍工程大學(xué) 石家莊校區(qū),河北 石家莊 050003)

現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中信息化彈藥使用的比例越來(lái)越高,各國(guó)都在爭(zhēng)相發(fā)展和裝備形式多樣的信息化彈藥。彈道修正彈作為一類具有高能效比的信息化彈藥,按照?qǐng)?zhí)行機(jī)構(gòu)所提供修正力的類型不同可分為直接力修正和氣動(dòng)力修正兩類。直接力修正控制簡(jiǎn)單、成本低,但是對(duì)射擊精度的提高有限。氣動(dòng)力修正依靠改變彈體的外形引起氣體流場(chǎng)的變化進(jìn)行彈道修正,常用的方式有阻力板和鴨舵。阻力板只能對(duì)射程進(jìn)行修正,鴨舵能夠提供連續(xù)的橫向修正力和縱向修正力,但用于庫(kù)存彈改造時(shí)需要新研戰(zhàn)斗部和引信,技術(shù)難度較大、個(gè)體成本高。

利用脈沖推沖器進(jìn)行彈道修正,已有不少學(xué)者展開(kāi)研究:曹營(yíng)軍等[1]提出了一種所需脈沖推沖器數(shù)量最小的點(diǎn)火相位控制算法;楊紅等[2]建立了基于脈沖力的彈道模型,給出了一種求解脈沖推沖器控制參數(shù)的方法并進(jìn)行了仿真驗(yàn)證;劉松等[3]分析了脈沖推沖器在彈體姿態(tài)控制方面的可行性;李超旺等[4]論證了脈沖推沖器參數(shù)設(shè)置對(duì)修正能力的影響。對(duì)于阻力板的研究主要集中在一維彈道修正方面:常思江等[5]對(duì)采用阻尼片減小旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈橫向散布進(jìn)行了研究,吳漢洲等[6]分析了阻力片對(duì)彈丸飛行穩(wěn)定性的影響。以上研究?jī)H針對(duì)脈沖推沖器或者阻力板單一修正方案的相關(guān)內(nèi)容展開(kāi),少有將兩者結(jié)合進(jìn)行研究。

對(duì)于火箭彈射擊精度的研究主要分為兩方面。一是對(duì)于多管火箭射擊的動(dòng)力學(xué)研究:王巍等[7]采用復(fù)合形算法對(duì)多管火箭彈的射擊間隔和射序進(jìn)行了優(yōu)化,確定了其最佳參數(shù);賀軍義等[8]利用多體系統(tǒng)傳遞矩陣法建立了某多管火箭發(fā)射動(dòng)力學(xué)模型和射擊密集度仿真系統(tǒng),得出了提高射擊精度的最佳射序和射擊間隔。這方面的學(xué)者旨在通過(guò)發(fā)射動(dòng)力學(xué)方面的研究來(lái)減小火箭彈多管發(fā)射時(shí)的落點(diǎn)散布,而不是對(duì)單發(fā)火箭彈落點(diǎn)散布的研究,也沒(méi)有考慮信息化改造后的彈藥自身能夠進(jìn)行彈道修正,其落點(diǎn)散布情況不能按照傳統(tǒng)無(wú)控彈進(jìn)行分析這一因素。

另一方面是對(duì)于彈道修正彈射擊精度的研究:王江等[9]研究了彈丸落角、脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)等對(duì)彈道修正精度的影響;王鈺等[10]對(duì)比了攝動(dòng)(PP)預(yù)測(cè)法與修正質(zhì)點(diǎn)彈道(MPT)預(yù)測(cè)法的計(jì)算時(shí)間、精度和修正效果,提出了結(jié)合PP與MPT的分段預(yù)測(cè)法并進(jìn)行了仿真分析。該方面學(xué)者主要研究了對(duì)修正彈射擊精度產(chǎn)生影響的具體因素,缺少對(duì)于整體彈道修正系統(tǒng)的研究,修正機(jī)構(gòu)也僅為脈沖推沖器或者阻力板。

僅有少量文獻(xiàn)較為全面地論述了彈道修正火箭彈的修正策略和射擊精度:趙捍東[11]詳細(xì)論述了彈道航跡制導(dǎo)律(TT),拋物線比例導(dǎo)航制導(dǎo)律(PAPNG),落點(diǎn)預(yù)測(cè)制導(dǎo)律(IPFGL)的優(yōu)缺點(diǎn)、修正效能及射擊精度;盛啟輝[12]分析了脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)不同參數(shù)配置對(duì)火箭彈彈道的影響,確定了脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)最佳配置參數(shù)。

本文分別對(duì)以脈沖推沖器和阻力板為修正執(zhí)行機(jī)構(gòu)的彈道修正策略、修正效果進(jìn)行了研究,在對(duì)比分析的基礎(chǔ)上提出了脈沖推沖器+阻力板的組合控制方案,并對(duì)其修正效果進(jìn)行了仿真實(shí)驗(yàn)。

1 彈道方程

彈體質(zhì)心運(yùn)動(dòng)在發(fā)射系內(nèi)的動(dòng)力學(xué)方程為

(1)

(2)

式中:?為俯仰角,ψ為偏航角。

在準(zhǔn)彈體坐標(biāo)系內(nèi),彈體圍繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程為

(3)

式中:J為轉(zhuǎn)動(dòng)慣量,ω為轉(zhuǎn)動(dòng)角速度,M為氣動(dòng)力矩,γ為彈體滾轉(zhuǎn)角。

在發(fā)射坐標(biāo)系內(nèi)建立火箭彈質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程:

(4)

火箭彈在準(zhǔn)彈體坐標(biāo)系內(nèi)的姿態(tài)角速度方程為

(5)

式(1)～式(5)組成彈體的六自由度彈道方程。

彈體無(wú)控飛行時(shí)受到的軸向氣動(dòng)力大小為

(6)

式中:ρ為空氣密度,S為彈體參考面積,c為軸向力系數(shù)。彈道解算時(shí)需將軸向力轉(zhuǎn)換到發(fā)射系。

設(shè)阻力板展開(kāi)后軸向力系數(shù)為c′,則阻力板展開(kāi)后有

(7)

2 脈沖修正控制

脈沖修正模塊由幾十個(gè)脈沖推沖器和控制系統(tǒng)構(gòu)成(簡(jiǎn)稱“修正艙”),位于戰(zhàn)斗部和發(fā)動(dòng)機(jī)之間,彈體的整體布局結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 脈沖推沖器彈道修正彈彈體結(jié)構(gòu)

2.1 脈沖推沖器彈道修正特點(diǎn)

脈沖推沖器依靠?jī)?nèi)部裝藥燃燒產(chǎn)生射流,形成反作用力為彈體提供修正力。進(jìn)行橫向修正時(shí),假設(shè)脈沖推沖器作用引起的橫向速度變化量為Δvz4,如圖2(a)所示,該速度變化量不會(huì)隨著彈箭飛行時(shí)間的不同而不同,彈道偏差修正量只取決于彈箭的剩余飛行時(shí)間,即脈沖推沖器激活越早,對(duì)彈體橫向運(yùn)動(dòng)造成的影響累積時(shí)間越長(zhǎng),單個(gè)脈沖推沖器的橫向修正距離就越大,反之橫向修正距離減小。

圖2 脈沖修正示意圖

使用脈沖推沖器進(jìn)行縱向修正時(shí)情況稍微復(fù)雜,需將整條彈道分為上升段和下降段對(duì)修正效果進(jìn)行分析。

①在彈道上升段,假設(shè)脈沖推沖器作用引起的速度變化量為Δvy4,方向向上,如圖2(b)所示,Δvy4垂直方向的速度變化分量會(huì)延長(zhǎng)彈體的落地時(shí)間,增大射程,而Δvy4在水平方向的速度分量降低了彈體的縱向速度,導(dǎo)致射程偏近。如果Δvy4的方向向下,如圖2(c)所示,Δvy4在垂直方向的速度分量會(huì)縮短彈體的落地時(shí)間,引起射程偏近,但是Δvy4的水平速度分量增大了彈體的縱向速度,使得射程增加。因此,脈沖推沖器在上升段進(jìn)行縱向修正時(shí),彈體速度變化量在垂直和水平兩方向的分量對(duì)射程的修正作用相反,脈沖推沖器的修正效率極低,不適宜在上升段進(jìn)行射程修正。

②在彈道下降段,假設(shè)脈沖推沖器作用引起的速度變化量為Δvy4,方向向上,如圖2(b)所示,Δvy4在垂直方向的速度變化分量會(huì)延長(zhǎng)彈體的落地時(shí)間,具有增大彈藥射程的作用,與此同時(shí)Δvy4在水平方向的速度分量增大了彈體的縱向速度,引起射程增加。如果速度變化量Δvy4的方向向下,如圖2(c)所示,Δvy4在垂直方向的速度分量會(huì)縮短彈體的落地時(shí)間,引起射程偏近,同時(shí)Δvy4在水平方向的速度分量降低了彈體的縱向速度,導(dǎo)致射程偏近。綜合分析得,脈沖推沖器在下降段進(jìn)行縱向修正時(shí),彈體速度變化量在垂直和水平兩方向的速度分量能同時(shí)起到增加或者減小射程的作用,縱向修正效能較高。但是彈體進(jìn)入下降段后剩余彈箭飛行時(shí)間較短,脈沖修正對(duì)于彈道的累積影響時(shí)間較短,綜合分析可以看出,脈沖推沖器縱向修正能力偏弱。

綜上所述,采用脈沖推沖器進(jìn)行彈道修正時(shí),橫向修正時(shí)間越早彈道修正能力越強(qiáng)。在彈道上升段進(jìn)行射程修正效果不明顯,下降段修正效能大大提升但剩余飛行時(shí)間較短?？偠灾?脈沖推沖器的射程修正能力相對(duì)偏弱。

2.2 脈沖推沖器彈道修正控制策略

為了最大限度地發(fā)揮脈沖推沖器的彈道修正能力,根據(jù)脈沖推沖器修正橫向偏差效果較好、修正縱向偏差能力偏弱的特點(diǎn),確定脈沖推沖器的控制策略為:在上升段優(yōu)先修正橫向,過(guò)彈道頂點(diǎn)后進(jìn)行綜合修正。脈沖推沖器控制使用流程圖如圖3所示。

從圖3可以看出,彈箭飛行過(guò)程中以射程為自變量,不斷將標(biāo)準(zhǔn)彈道參數(shù)和實(shí)際彈體運(yùn)動(dòng)參數(shù)進(jìn)行比較,得出對(duì)應(yīng)射程處的彈道偏差值,并根據(jù)落點(diǎn)偏差預(yù)測(cè)方法解算出落點(diǎn)偏差值[13],確定啟控時(shí)間、理想點(diǎn)火方位角γpre:

(8)

式中:Δx為縱向預(yù)測(cè)偏差,Δz為橫向預(yù)測(cè)偏差,k為同樣的作用力在相同的時(shí)間點(diǎn)對(duì)于橫向、縱向的修正能力的比值。

圖3 脈沖推沖器控制策略流程

彈載計(jì)算機(jī)根據(jù)彈道測(cè)量系統(tǒng)實(shí)時(shí)采集的彈體滾轉(zhuǎn)角γ和滾轉(zhuǎn)角速度ω信息,發(fā)出脈沖推沖器點(diǎn)火指令,脈沖推沖器作用后,彈體獲得法向速度增量Δvy或者側(cè)向速度增量Δvz。彈體以新的狀態(tài)繼續(xù)飛行,彈道測(cè)量系統(tǒng)持續(xù)地測(cè)量彈體的運(yùn)動(dòng)參數(shù),形成一個(gè)反饋;彈載計(jì)算機(jī)重新解算落點(diǎn)偏差,適時(shí)進(jìn)行彈道修正直至滿足精度要求。

3 阻力板修正控制

3.1 阻力板彈道修正的特點(diǎn)

為了最大限度地沿用原型彈的部件,設(shè)計(jì)了射程修正彈,其結(jié)構(gòu)布局如圖4所示。

圖4 射程修正彈彈體結(jié)構(gòu)布局(阻力板展開(kāi)狀態(tài))

從圖4可以看出,射程修正彈相對(duì)于原型彈來(lái)說(shuō)只是在發(fā)動(dòng)機(jī)和戰(zhàn)斗部之間加裝了阻力板控制系統(tǒng),用于彈箭“瞄遠(yuǎn)打近”。

修正彈發(fā)射后實(shí)時(shí)測(cè)量彈體位置、速度和姿態(tài)信息,預(yù)測(cè)射程偏差和阻力板的修正能力,當(dāng)兩者滿足一定關(guān)系時(shí)展開(kāi)阻力板,阻力板進(jìn)行射程修正的飛行彈道如圖5所示。

圖5 射程修正火箭彈外彈道示意圖

從圖5可以看出,對(duì)火箭彈不加控制時(shí)火箭彈將命中遠(yuǎn)瞄點(diǎn),由于阻力板的修正作用,火箭彈將落在目標(biāo)點(diǎn)附近,提高了火箭彈的縱向密集度。

已有研究表明,阻力板的面積越大、展開(kāi)時(shí)間越早,對(duì)彈箭的射程修正能力就越強(qiáng)[14-15]。阻力板結(jié)構(gòu)確定后,其展開(kāi)時(shí)間是修正控制的關(guān)鍵參數(shù)。

3.2 阻力板彈道修正控制策略

為了確定阻力板的展開(kāi)時(shí)間,需要實(shí)時(shí)預(yù)測(cè)出射程偏差和阻力板的修正能力,其控制流程如圖6所示。

圖6 阻力板展開(kāi)控制流程

從圖6可以看出,阻力板的展開(kāi)控制流程以射程為自變量,將對(duì)應(yīng)點(diǎn)的標(biāo)準(zhǔn)彈道參數(shù)與實(shí)際彈道參數(shù)進(jìn)行比較,以彈道參數(shù)偏差為輸入量進(jìn)行預(yù)測(cè)偏差解算;將預(yù)測(cè)出的彈箭以當(dāng)前狀態(tài)無(wú)控飛行時(shí)的縱向落點(diǎn)偏差dL與該射程下阻力板的修正能力Lpre進(jìn)行比較,當(dāng)阻力板的修正能力滿足Lpre≤dL條件時(shí),說(shuō)明阻力板的修正能力能將隨機(jī)干擾引起的射程偏差消除,此時(shí)可以發(fā)出阻力板展開(kāi)指令。阻力板展開(kāi)以后彈體的軸向力系數(shù)增加,由c變?yōu)閏′。

4 組合修正控制策略

從第2節(jié)、第3節(jié)分析可以看出:脈沖推沖器用于橫向修正時(shí)優(yōu)勢(shì)明顯,但在射程方向的修正能力偏弱;阻力板只能“瞄遠(yuǎn)修近”,無(wú)法對(duì)橫向偏差進(jìn)行修正。為了進(jìn)一步提高彈箭的射擊精度,在此提出采用脈沖推沖器和阻力板組合修正的方法,加裝組合修正模塊后火箭彈的結(jié)構(gòu)布局如圖7所示。

圖7 阻力板展開(kāi)狀態(tài)下組合修正模式彈體結(jié)構(gòu)

從圖7可以看出,組合修正方案只是在脈沖推沖器修正方案的基礎(chǔ)上加裝了一對(duì)阻力板。為了實(shí)現(xiàn)彈道修正,需要設(shè)計(jì)組合修正方案的控制策略。組合修正方案同樣可以采用預(yù)測(cè)控制的方法[16-17],組合修正方法與單純的脈沖推沖器修正的不同之處在于可以采用阻力板輔助修正射程偏差。因此,設(shè)計(jì)了組合控制方案的控制策略,如圖8所示。

圖8 組合修正方案控制流程

從圖8可以看出,彈體完成預(yù)測(cè)偏差解算后進(jìn)行2個(gè)控制流程,一個(gè)控制流程用于控制脈沖推沖器,另一個(gè)控制流程用于控制阻力板。由于脈沖推沖器橫向修正能力較強(qiáng)而阻力板具有較強(qiáng)的縱向修正能力,組合修正方案在控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)作用時(shí)優(yōu)先使用脈沖推沖器進(jìn)行橫向修正;只有當(dāng)預(yù)測(cè)落點(diǎn)偏近時(shí)才使用脈沖推沖器進(jìn)行縱向修正,阻力板用于縱向修正。組合方案執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制方法與單獨(dú)使用一種執(zhí)行機(jī)構(gòu)時(shí)類似,在此不再贅述。

5 仿真分析

為了對(duì)不同控制方案的彈道修正效果進(jìn)行對(duì)比、分析,根據(jù)第1節(jié)建立的彈道方程使用四階龍格-庫(kù)塔法編制了彈道修正控制仿真程序,采用蒙特-卡洛打靶方法對(duì)不同干擾條件下采用不同控制方案的彈道修正情況進(jìn)行了仿真。為了驗(yàn)證不同控制方案的彈道適應(yīng)性,在仿真過(guò)程中加入了3種典型的干擾:隨機(jī)風(fēng)、關(guān)機(jī)點(diǎn)速度偏差和初始擾動(dòng)。隨機(jī)干擾及測(cè)量誤差的標(biāo)準(zhǔn)偏差值見(jiàn)表1。

表1 彈道擾動(dòng)偏差

這些標(biāo)準(zhǔn)偏差值是經(jīng)過(guò)對(duì)飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析總結(jié)得出的經(jīng)驗(yàn)值,基本能反應(yīng)出偏差的真實(shí)情況。

進(jìn)行模擬打靶時(shí)每條彈道采用同樣的射角45°,標(biāo)準(zhǔn)氣象條件,因此所有彈道具有相同的目標(biāo)點(diǎn)和相同的標(biāo)準(zhǔn)彈道?；鸺龔棸l(fā)射后,由于隨機(jī)干擾的存在,實(shí)際彈道會(huì)偏離標(biāo)準(zhǔn)彈道,進(jìn)行彈道仿真的目標(biāo)是利用制導(dǎo)控制算法將彈體導(dǎo)引到目標(biāo)點(diǎn)附近,模擬打靶后以落點(diǎn)圓概率誤差來(lái)評(píng)價(jià)控制方案的制導(dǎo)精度的好壞。

每種狀態(tài)進(jìn)行100次模擬打靶后的落點(diǎn)散布情況如圖9所示,圖中每一行都表示某一種干擾條件下的落點(diǎn)偏差情況。圖9(a)～9(d)表示彈體只受到隨機(jī)風(fēng)干擾時(shí)的落點(diǎn)散布情況,圖9(e)～9(h)為只存在關(guān)機(jī)點(diǎn)速度偏差時(shí)的落點(diǎn)散布情況,圖9(i)～9(l)為只存在初始干擾情況下的落點(diǎn)偏差情況,圖9(m)～9(p)表示火箭彈發(fā)射時(shí)存在以上3種干擾條件時(shí)的落點(diǎn)散布情況。圖9(a)、9(e)、9(i)、9(m)表示火箭彈無(wú)控狀態(tài)下落點(diǎn)散布情況,圖9(b)、9(f)、9(j)、9(n)表示在對(duì)應(yīng)的干擾條件下只采用脈沖推沖器進(jìn)行彈道修正時(shí)的落點(diǎn)散布情況,圖9(c)、9(g)、9(k)、9(o)表示僅采用阻力板進(jìn)行彈道修正時(shí)落點(diǎn)散布情況,圖9(d)、9(h)、9(l)、9(p)表示組合修正方案進(jìn)行彈道修正時(shí)落點(diǎn)散布情況。

從圖9(a)、9(e)、9(i)、9(m)可以看出,隨機(jī)風(fēng)對(duì)彈道的影響主要反映在橫向偏差,發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏差對(duì)彈道的影響主要反映在射程偏差,初始干擾對(duì)彈道的影響反映在射程和橫向偏差。相對(duì)于隨機(jī)風(fēng)和發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏差的影響來(lái)說(shuō),初始干擾對(duì)彈道偏差造成的影響更大。圖9(m)說(shuō)明了彈體發(fā)射存在多種干擾時(shí)彈道落點(diǎn)具有更大的偏差。

從圖9(b)、9(f)、9(j)可以看出,脈沖推沖器對(duì)隨機(jī)干擾造成的落點(diǎn)散布的橫向偏差具有較好的修正效果,對(duì)縱向的修正效果相對(duì)較差;圖9(n)顯示,當(dāng)彈體發(fā)射存在不同干擾條件時(shí)脈沖推沖器對(duì)落點(diǎn)偏差的修正是有限的。

從圖9(c)、9(g)、9(k)、9(o)可以看出,阻力板對(duì)縱向偏差的修正效果是比較明顯的,但對(duì)隨機(jī)干擾引起的橫向偏差沒(méi)有任何的修正效果。

圖9(d)、9(h)、9(l)、9(p)為組合修正方案在不同隨機(jī)干擾條件下的彈道修正情況。從圖中可以看出,組合修正方案對(duì)不同干擾條件下的彈道偏差情況都具有較好的修正效果,表明了組合修正方案的可行性,且該組合修正方案對(duì)于不同情況的隨機(jī)干擾都具有較好的適應(yīng)性和有效性。

圖9 不同干擾條件下采用不同修正方案時(shí)的落點(diǎn)散布情況

不同修正方案的落點(diǎn)散布對(duì)比如圖10所示。由圖可以明顯看出,單一執(zhí)行機(jī)構(gòu)的修正方案修正能力不足,某個(gè)方向的修正效果較差;綜合修正方案落點(diǎn)散布最小,且在本文設(shè)置的條件下修正效果與無(wú)控彈散布無(wú)關(guān)。

100次仿真打靶僅能在一定程度上定性地說(shuō)明問(wèn)題,為了得到進(jìn)一步更精確的結(jié)果,同時(shí)排除數(shù)據(jù)偶然性影響,增加計(jì)算結(jié)果的可信度,對(duì)不同條件下的不同修正方案進(jìn)行了大量仿真,并計(jì)算落點(diǎn)散布的方差、中間誤差、圓概率誤差等。

(9)

式中:e為圓概率誤差(CEP);σx,σz分別為縱向、橫向落點(diǎn)散布均方差;Ex,Ez為縱向、橫向落點(diǎn)散布中間誤差;ρ為炮兵常數(shù),取ρ=0.476 94。

當(dāng)仿真次數(shù)達(dá)到10 000次時(shí),統(tǒng)計(jì)結(jié)果出現(xiàn)了2位有效數(shù)字,具體數(shù)值如表2所示。表3為不同修正方案相對(duì)于無(wú)控彈射擊精度提升的百分比。為了表述方便,數(shù)據(jù)全部保留到個(gè)位,但有效數(shù)字僅有2位。

圖10 不同修正方案落點(diǎn)散布對(duì)比

表2 不同干擾條件下采用不同修正方案時(shí)落點(diǎn)散布統(tǒng)計(jì)

注:1-1表示對(duì)應(yīng)圖9中第1行第1列(圖9(a))的射擊狀態(tài),…,2-1對(duì)應(yīng)圖9中第2行第1列(圖9(e))的射擊狀態(tài)…,依次類推。

表3 修正彈相對(duì)于無(wú)控彈射擊精度提升百分比統(tǒng)計(jì)

綜合干擾落點(diǎn)散布CEP為483 m,這與該型火箭彈野戰(zhàn)條件下的散布一致[18],進(jìn)一步驗(yàn)證了干擾設(shè)置的合理性。狀態(tài)1-2,2-2,2-3,2-4的橫向散布變化較小,縱向散布越來(lái)越大,導(dǎo)致CEP越來(lái)越大,說(shuō)明當(dāng)散布范圍超出脈沖推沖器修正能力時(shí),其對(duì)橫向的修正效果好于縱向;除速度偏差下橫向散布較小,其橫向散布減小只有40%以外,其余3種情況下橫向散布均減小了90%以上,說(shuō)明脈沖推沖器對(duì)橫向散布修正效果很好。狀態(tài)1-3,2-3,3-3,4-3縱向修正效果為70%～90%,狀態(tài)1-3,2-3,3-3縱向散布中間誤差為20 m左右,狀態(tài)4-3達(dá)到了39 m,而狀態(tài)4-1的縱向散布超出了阻力板的最大修正能力。狀態(tài)1-3,3-3,4-3雖然有阻力板修正,其CEP均大于200 m,說(shuō)明火箭彈縱向的一維彈道修正對(duì)于提升整體修正效果作用不大。狀態(tài)1-4,3-4,4-4的CEP均為28m,狀態(tài)2-4的CEP為27 m,進(jìn)一步說(shuō)明了在不同散布下綜合修正的修正效果都很接近,可以確定在修正能力范圍內(nèi),綜合方案的修正效果與無(wú)控彈落點(diǎn)散布無(wú)關(guān)。對(duì)比狀態(tài)4-2,4-4結(jié)果可知,縱向散布分別為75 m,25 m,橫向散布分別為32 m,23 m,CEP分別為63 m,28 m,綜合修正方案比脈沖推沖器修正方案CEP提升了56%,主要是因?yàn)榭v向散布提升了67%。

6 結(jié)論

現(xiàn)代及未來(lái)戰(zhàn)爭(zhēng)對(duì)于精確打擊彈藥的需求是一直存在的,本文在比較、分析幾種執(zhí)行機(jī)構(gòu)彈道修正特點(diǎn)的基礎(chǔ)上,確定了選用脈沖推沖器和阻力板組合的方式作為彈藥的修正執(zhí)行機(jī)構(gòu)。以某型火箭彈為應(yīng)用背景對(duì)組合修正方案彈道修正效果進(jìn)行了仿真分析。仿真結(jié)果表明,相對(duì)于僅采用脈沖推沖器的彈道修正方案(散布減小87%)和僅采用阻力板的彈道修正方案(散布減小36%),組合修正方案(CEP由483 m減小到28 m,散布減小94%)具有更好的彈道修正效果。