鄒汝平， 陳士超， 陳韻， 張建靈

(中國兵器工業(yè)第203研究所 第一總體部, 陜西 西安 710065)

0 引言

制導(dǎo)控制是導(dǎo)彈實現(xiàn)安全發(fā)射、穩(wěn)定飛行與目標(biāo)精確打擊的核心環(huán)節(jié)，其導(dǎo)引和控制導(dǎo)彈按照預(yù)定彈道規(guī)律飛行，高精度命中與毀傷目標(biāo)，制導(dǎo)控制性能直接決定了空地導(dǎo)彈的作戰(zhàn)使用效能[1-2]。導(dǎo)彈的制導(dǎo)控制系統(tǒng)包括尋的制導(dǎo)和遙控制導(dǎo)兩種基本類型[3]。遙控制導(dǎo)雖然彈上裝置較為簡單，但當(dāng)導(dǎo)彈射程較遠(yuǎn)時，制導(dǎo)精度將會變差。尋的制導(dǎo)的制導(dǎo)系統(tǒng)全部裝于彈上，具有較高的制導(dǎo)精度，已成為近年來最重要的制導(dǎo)體制。美國“捕食者”等察打一體無人機掛載的AGM-114系列空地導(dǎo)彈是典型的尋的制導(dǎo)空地導(dǎo)彈[4-5]。

不同制導(dǎo)體制的技術(shù)特點不盡相同，作戰(zhàn)使用方式各異，相互之間性能互補[6-8]。與其他制導(dǎo)體制相比，激光尋的制導(dǎo)精度高且成本相對低廉，作戰(zhàn)適應(yīng)性強，使用載機本身的穩(wěn)定瞄準(zhǔn)指示系統(tǒng)或協(xié)同方的目標(biāo)定位激光照射系統(tǒng)，空地導(dǎo)彈可靈活實現(xiàn)“指哪兒打哪兒”，實現(xiàn)坦克、車輛、工事、艦船等多種威脅目標(biāo)的高效毀傷。激光尋的制導(dǎo)武器日益成為直升機載和無人機載空面作戰(zhàn)的主戰(zhàn)武器，是機載對地精確打擊武器的上佳選擇[9-10]。

不同于被動圖像尋的制導(dǎo)體制或者主動毫米波尋的制導(dǎo)體制，激光尋的制導(dǎo)體制中導(dǎo)引頭的視場較大，不需要圖像制導(dǎo)與毫米波制導(dǎo)中較為復(fù)雜的導(dǎo)引頭掃描搜索設(shè)計以及目標(biāo)指向設(shè)計[11]。因此，對于激光尋的制導(dǎo)導(dǎo)彈，彈體上不需要安裝較為昂貴的慣性導(dǎo)航裝置，僅僅通過陀螺儀的安裝，即可實現(xiàn)導(dǎo)彈的平穩(wěn)控制，同時保證威脅目標(biāo)的高概率捕獲。

針對激光半主動尋的空地導(dǎo)彈高精度制導(dǎo)與精確打擊需求，本文提出一種適用于激光半主動尋的空地導(dǎo)彈的制導(dǎo)控制方法。詳細(xì)分析了激光尋的制導(dǎo)特性，通過對傾斜、俯仰和偏航3個通道的控制回路設(shè)計，在高概率目標(biāo)捕獲的前提下，實現(xiàn)導(dǎo)彈彈體的穩(wěn)定控制，保證了高效毀傷威脅目標(biāo)所要求的彈目交匯狀態(tài)。

1 激光尋的目標(biāo)捕獲

1.1 制導(dǎo)控制系統(tǒng)組成

通常而言，制導(dǎo)控制系統(tǒng)包括目標(biāo)探測系統(tǒng)、飛行控制系統(tǒng)以及空地導(dǎo)彈本身[12]。目標(biāo)探測系統(tǒng)依托直升機載火控偵察設(shè)備提供待攻擊目標(biāo)的定位定向信息；飛行控制系統(tǒng)由飛行控制器、舵機、慣性導(dǎo)航裝置(或僅簡單采用速率陀螺儀、姿態(tài)陀螺儀)、導(dǎo)引頭等組成。導(dǎo)引頭感知和測量目標(biāo)信息，慣性導(dǎo)航裝置(陀螺儀)實時測量導(dǎo)彈的運動狀態(tài)，飛行控制器對目標(biāo)和導(dǎo)彈的信息進(jìn)行綜合處理，形成導(dǎo)彈的控制指令，驅(qū)動舵面偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)對導(dǎo)彈飛行狀態(tài)的控制。

1.2 激光尋的目標(biāo)捕獲

激光尋的制導(dǎo)空地導(dǎo)彈本機作戰(zhàn)的典型流程如下：在導(dǎo)彈發(fā)射后，由載機的激光指示器適時啟動照射目標(biāo)，激光導(dǎo)引頭接收漫反射的激光回波信息，制導(dǎo)控制系統(tǒng)根據(jù)導(dǎo)引頭輸出的視線角速度，綜合解算控制指令，控制空地導(dǎo)彈飛向目標(biāo)。激光尋的制導(dǎo)空地導(dǎo)彈的作戰(zhàn)過程示意圖如圖1所示。

圖1 激光尋的空地導(dǎo)彈的作戰(zhàn)過程示意圖Fig.1 Illustration of the combat process of AGM with a laser seeker

理想條件下，導(dǎo)彈經(jīng)過中制導(dǎo)段飛行后，當(dāng)導(dǎo)引頭開始工作時，目標(biāo)應(yīng)位于激光導(dǎo)引頭的視場中心，即導(dǎo)引頭的光軸剛好指向目標(biāo)。導(dǎo)引頭視場投影的示意圖如圖2所示。

圖2 導(dǎo)引頭視場投影示意圖Fig.2 Projection of seeker’s FOV

圖2中，M表示導(dǎo)彈位置，h為導(dǎo)彈相對目標(biāo)的飛行高度，Ta表示目標(biāo)位置，Rs為激光導(dǎo)引頭的識別距離，?s、ψs分別為激光導(dǎo)引頭的俯仰瞬時視場角和偏航瞬時視場角，|BD|表示導(dǎo)引頭的瞬時視場縱深，|AC|表示導(dǎo)引頭的瞬時視場寬度。

然而，在導(dǎo)彈飛行過程中，導(dǎo)彈的飛行軌跡及目標(biāo)定位均會有一定的散布。對于圖像導(dǎo)引頭和毫米波導(dǎo)引頭而言，通常需要通過導(dǎo)引頭掃描或采用彈目指向設(shè)計來保證導(dǎo)引頭對目標(biāo)的準(zhǔn)確捕獲[13-14]。對激光導(dǎo)引頭而言，其視場范圍較大，基于武器系統(tǒng)對目標(biāo)的偵測性能指標(biāo)，對于主要打擊非高速運動目標(biāo)的空地導(dǎo)彈而言，彈道的漂移不會使目標(biāo)落入激光導(dǎo)引頭視場之外。

假設(shè)激光導(dǎo)引頭對目標(biāo)截獲的事件X滿足正態(tài)分布，即X～N(μ,σ2)，則截獲概率PX[15]可以表示為

PX=P{μ-kσ≤X≤μ+kσ}=
φ(k)-φ(-k)=2φ(k)-1，

(1)

式中：φ(·)為正態(tài)分布函數(shù)；k為倍數(shù)；μ為均值；σ為標(biāo)準(zhǔn)差。

根據(jù)(1)式可以分別求得導(dǎo)引頭在俯仰與偏航方向的截獲概率Pp、Py：

(2)

(3)

式中：Δp和Δy分別為中制導(dǎo)結(jié)束時俯仰方向和偏航方向的彈目綜合散布大小；Wp和Wy分別為俯仰方向和偏航方向的導(dǎo)引頭半視場寬度，可由?s、ψs以及Rs解算得到：

Wp=Rs·tan (?s/2)，

(4)

Wy=Rs·tan (ψs/2).

(5)

Δp和Δy受彈體姿態(tài)測量與控制誤差導(dǎo)致的位置誤差、目標(biāo)定位誤差以及導(dǎo)引頭誤差的影響，可分別表示為

(6)

(7)

式中：Δpp和Δpy分別為俯仰方向和偏航方向的彈體姿態(tài)測量與控制誤差導(dǎo)致的位置誤差(簡稱為導(dǎo)彈位置誤差)，其受到陀螺儀測姿精度、導(dǎo)彈姿態(tài)控制等因素的影響；Δlp和Δly分別為俯仰方向和偏航方向的目標(biāo)定位誤差，其受到載機光電測量設(shè)備測距精度、測角精度、軸系校準(zhǔn)精度、照射精度、載機延時、數(shù)據(jù)傳輸延時等多種因素的影響；Δsp和Δsy分別為俯仰方向和偏航方向?qū)б^產(chǎn)生的位置誤差，主要受到導(dǎo)引頭框架角零位誤差的影響。

目標(biāo)定位誤差可通過(8)式計算獲得：

(8)

(9)

式中：Δd為載機光電測量設(shè)備的測距誤差；R0為載機與目標(biāo)之間的距離；Δφp為載機光電測量設(shè)備在俯仰方向的測角誤差；Δφy為載機光電測量設(shè)備在偏航方向的測角誤差；vT為目標(biāo)速度；T0為系統(tǒng)延遲時間總和。

導(dǎo)引頭產(chǎn)生的位置誤差可通過(10)式和(11)式計算獲得：

Δsp=Δφps·Rs，

(10)

Δsy=Δφys·Rs，

(11)

式中：Δφps為導(dǎo)引頭俯仰框架角零位誤差；Δφys為導(dǎo)引頭偏航框架角零位誤差。

導(dǎo)彈位置誤差受到彈體姿態(tài)測量與控制誤差的影響，陀螺儀是導(dǎo)彈角運動的測量器件，對導(dǎo)彈的姿態(tài)誤差產(chǎn)生直接影響。而彈體的姿態(tài)誤差將直接導(dǎo)致彈道傾角與期望彈道傾角的差異，使得導(dǎo)彈的速度矢量發(fā)生改變，繼而產(chǎn)生導(dǎo)彈位置誤差。導(dǎo)彈飛行時間越長，陀螺誤差漂移越大[16]。由于彈體姿態(tài)誤差導(dǎo)致的俯仰方向位置誤差Δpp和偏航方向位置誤差Δpy可分別表示為

(12)

(13)

式中：v(t)為導(dǎo)彈的飛行速度；Δ?(t)表示陀螺儀在俯仰方向的漂移角度；Δφ(t)表示陀螺儀在偏航方向的漂移角度。

以某典型參數(shù)的直升機載激光制導(dǎo)空地導(dǎo)彈為例，其識別距離Rs=3 000 m，導(dǎo)引頭俯仰方向和偏航方向的瞬時視場大小均為±15°，即圖2中的?s/2=ψs/2=15°，導(dǎo)彈射程為10 km，Δ?和Δφ的漂移角度為0.75°/40 s. 典型參數(shù)下各類誤差如表1所示。利用(6)式與(7)式計算可得，綜合誤差Δp=86.24 m，Δy=44.69 m.

表1 典型參數(shù)下激光尋的導(dǎo)彈系統(tǒng)誤差和捕獲概率

由表1可見，由于激光導(dǎo)引頭視場較大，導(dǎo)引頭不進(jìn)行掃描處理的條件下，即可以獲得100%的目標(biāo)截獲概率。因而，激光制導(dǎo)空地導(dǎo)彈可在不安裝捷聯(lián)慣性導(dǎo)航裝置的條件下實現(xiàn)對目標(biāo)的高精度截獲，彈上僅僅通過獲取陀螺儀的信號就可實現(xiàn)對導(dǎo)彈的穩(wěn)定控制和目標(biāo)的高效毀傷。

導(dǎo)引頭對目標(biāo)的截獲概率Pc可以表示為

Pc=PpPy.

(14)

此外，導(dǎo)彈受到的干擾力矩和氣動力誤差同樣會導(dǎo)致綜合誤差的增大，但對于大視場的激光導(dǎo)引頭而言，僅僅通過陀螺儀的姿態(tài)測量，就既可完全滿足目標(biāo)落入概率的要求，又能顯著降低空地導(dǎo)彈的成本。

2 激光尋的制導(dǎo)控制方法

激光尋的制導(dǎo)空地導(dǎo)彈的飛行控制過程主要包括3個階段，即初制導(dǎo)段、中制導(dǎo)段和末制導(dǎo)段。為實現(xiàn)對空地導(dǎo)彈的飛行控制，原理上可以通過對導(dǎo)彈俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)3個通道的姿態(tài)控制，實現(xiàn)對導(dǎo)彈質(zhì)心運動的控制。本文提出的激光尋的制導(dǎo)控制方法如圖3所示。

圖3 激光尋的制導(dǎo)控制方法Fig.3 Proposed guidance control method for AGM with laser seeker

2.1 傾斜穩(wěn)定控制

對于滾轉(zhuǎn)通道，采用全程(初制導(dǎo)段、中制導(dǎo)段和末制導(dǎo)段)傾斜穩(wěn)定控制，傾斜姿態(tài)穩(wěn)定回路的主要目的是為高低和方位控制提供基準(zhǔn)，將重力補償信號正確地引入俯仰通道，并消除俯仰通道和偏航通道之間的交叉耦合。滾轉(zhuǎn)通道的傾斜穩(wěn)定是俯仰控制回路和偏航控制回路能夠正常工作的前提，此外，傾斜穩(wěn)定還可以消除因常值傾斜干擾力矩引起的傾斜角穩(wěn)態(tài)誤差，提高導(dǎo)彈的導(dǎo)引品質(zhì)和動態(tài)品質(zhì)，提升導(dǎo)引頭穩(wěn)定截獲目標(biāo)的概率。傾斜穩(wěn)定回路的原理框圖如圖4所示。

圖4 傾斜穩(wěn)定回路原理框圖Fig.4 Block diagram of tilt stability control loop

根據(jù)滾轉(zhuǎn)通道彈體模型，選擇比例+積分+微分(PID)控制器[16-17]作為傾斜穩(wěn)定回路的控制器設(shè)計方案，以保證系統(tǒng)具有良好的動態(tài)品質(zhì)，同時可以消除因常值傾斜干擾力矩引起的傾斜角穩(wěn)態(tài)誤差。

傾斜穩(wěn)定回路PID控制器的傳遞函數(shù)模型[17-18]為

(15)

式中：KP、KI、KD分別為PID控制器的比例項增益、積分項增益和微分項增益。

2.2 姿態(tài)穩(wěn)定控制

姿態(tài)控制回路的主要作用是抑制因?qū)楇x軌初始擾動、初始安裝誤差、發(fā)動機推力偏心等因素引起的飛行彈道的散布。姿態(tài)控制可抑制初制導(dǎo)段的初始擾動，實現(xiàn)中制導(dǎo)段期望的平飛彈道。對于具有較大靜穩(wěn)定度的空地導(dǎo)彈而言，其本身的短周期振蕩運動是嚴(yán)重欠阻尼的，阻尼系數(shù)很小時，寬頻帶噪聲將導(dǎo)致攻角振蕩值增大，使得誘導(dǎo)阻力增加，射程減小。此外，較小的阻尼系數(shù)還會降低導(dǎo)彈的跟蹤精度，甚至導(dǎo)致導(dǎo)彈失控[19]，因此，將阻尼回路作為姿態(tài)控制回路的內(nèi)回路，以有效增大導(dǎo)彈的等效阻尼系數(shù)。

2.2.1 阻尼控制回路

在俯仰、偏航通道控制系統(tǒng)采用角速率反饋，以改善彈體的阻尼特性。阻尼回路的結(jié)構(gòu)框圖如圖5所示。

圖5 阻尼回路結(jié)構(gòu)框圖Fig.5 Block diagram of damping loop

根據(jù)俯仰(偏航)通道彈體阻尼特性，選擇合適的增益參數(shù)并增加1階濾波器作為阻尼回路的控制器，以保證增加阻尼控制后，導(dǎo)彈具有良好的阻尼性能。阻尼控制器的傳遞函數(shù)可以表示為

(16)

式中：Kc1表示阻尼控制器增益；T表示阻尼濾波器時間常數(shù)。將阻尼回路進(jìn)行簡化，如圖6所示。

圖6 簡化的阻尼回路結(jié)構(gòu)框圖Fig.6 Block diagram of simplified damping loop

根據(jù)圖6，經(jīng)簡單的數(shù)學(xué)變換，可以推導(dǎo)得到阻尼回路的閉環(huán)傳遞函數(shù)：

(17)

式中：

(18)

(19)

(20)

(21)

即

(22)

以某典型激光尋的空地導(dǎo)彈參數(shù)為例，利用文獻(xiàn)[20]方法進(jìn)行Td、T1d和Kd的參數(shù)計算，阻尼回路增益Kc1的結(jié)果如圖7所示，增加阻尼回路前后彈體阻尼對比結(jié)果如圖8所示。

圖7 阻尼回路增益Kc1設(shè)計結(jié)果Fig.7 Designed gain coefficient Kc1 in damping loop

圖8 增加阻尼回路前后彈體阻尼對比Fig.8 Comparison of damping characteristics with/without damping loop

2.2.2 姿態(tài)控制回路

俯仰(偏航)姿態(tài)控制回路原理框圖如圖9所示。俯仰姿態(tài)控制回路的輸入?*為設(shè)計的導(dǎo)彈爬升規(guī)律，俯仰姿態(tài)角按照該規(guī)律變化，導(dǎo)彈在預(yù)定時間內(nèi)爬升到期望的飛行高度。偏航姿態(tài)控制回路的輸入ψ*為彈目線方位角，在初制導(dǎo)段和中制導(dǎo)段，導(dǎo)彈偏航姿態(tài)角追蹤彈目線方位角有利于提高導(dǎo)引頭對目標(biāo)的捕獲概率。

圖9 姿態(tài)控制回路結(jié)構(gòu)框圖Fig.9 Block diagram of attitude control loop

圖9中，?*、ψ*分別為俯仰姿態(tài)控制回路輸入、偏航姿態(tài)控制回路輸入，?、ψ分別為俯仰姿態(tài)角、偏航姿態(tài)角，Ga為姿態(tài)控制器。

選擇超前- 滯后校正網(wǎng)絡(luò)[20-21]為姿態(tài)控制回路的控制器設(shè)計方案，以保證系統(tǒng)具有良好的動態(tài)品質(zhì)。姿態(tài)控制器的傳遞函數(shù)[21-22]可以表示為

(23)

式中：Kc3為姿態(tài)回路超前- 滯后控制器增益；T1、T2、T3、T4分別為姿態(tài)回路超前- 滯后控制器參數(shù)。

2.3 比例導(dǎo)引制導(dǎo)律

對于末段尋的制導(dǎo)方式，比例導(dǎo)引制導(dǎo)律[23-24]易于實現(xiàn)且具有較高的制導(dǎo)精度。激光導(dǎo)引頭可以輸出俯仰方向和偏航方向的視線角速度信號，利用該信號可實現(xiàn)比例導(dǎo)引制導(dǎo)律，導(dǎo)引導(dǎo)彈命中目標(biāo)。比例導(dǎo)引制導(dǎo)律的原理是導(dǎo)彈在攻擊目標(biāo)的導(dǎo)引過程中，導(dǎo)彈速度矢量的旋轉(zhuǎn)角速度與目標(biāo)視線旋轉(zhuǎn)角速度呈比例，即滿足[23-24]：

(24)

(25)

圖10 比例導(dǎo)引控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖Fig.10 Block diagram of proportional guidance control system

2.4 程序控制

設(shè)計程序控制指令，用以克服彈體受到的重力等外力擾動，保證導(dǎo)彈與目標(biāo)交會時的較優(yōu)落角值，實現(xiàn)對高威脅目標(biāo)，尤其是裝甲類目標(biāo)的有效毀傷。程序控制指令的設(shè)計原理是實現(xiàn)力平衡與力矩平衡，導(dǎo)彈力平衡與力矩平衡的示意圖如圖11所示。

圖11 導(dǎo)彈力的平衡與力矩平衡示意圖Fig.11 Illustration of force balance and moment balance

在速度坐標(biāo)系Ovxvyvzv上受力平衡時，滿足：

Y+Psinα=Fcymcosα+mgcosθ.

(26)

在彈體坐標(biāo)系Omxmymzm上力矩平衡時，滿足：

Ycosα·Xa=FcymXm.

(27)

(28)

(29)

由(29)式可得

(30)

(31)

以某射程為10 km的激光制導(dǎo)空地導(dǎo)彈為例，待攻擊目標(biāo)為裝甲類目標(biāo)。欲保證此裝甲目標(biāo)的高效毀傷，需要較大的攻擊落角。有無程序控制條件下的y向彈道對比曲線如圖12所示，俯仰角對比曲線如圖13所示，可見，無程序控制條件下的末制導(dǎo)段導(dǎo)彈俯仰角較小，無法滿足裝甲類目標(biāo)(如主戰(zhàn)坦克等)的大落角攻擊需求。

圖12 有無程序控制條件下y軸方向彈道對比曲線Fig.12 Curves of missile trajectory along y direction with/without programming control

圖13 有無程序控制條件下俯仰角對比曲線Fig.13 Curves of pitching angle with/without programming control

3 激光啟動照射時間設(shè)計

對于激光尋的空地導(dǎo)彈而言，激光啟照時間的確定關(guān)系到整個制導(dǎo)控制系統(tǒng)的設(shè)計。為了保證照射平臺的安全性，需要精確計算激光照射器的啟動照射時間，減少不必要的激光指示時間，降低激光照射平臺暴露以及被實施激光干擾的風(fēng)險。此外，激光照射器的工作時間越長，熱積累越多，將直接影響激光二極管的工作溫度，繼而影響激光能量。因此，激光照射時間越長，對照射器的重量和溫控電功率的需求越大[25]。而受限于空地導(dǎo)彈武器系統(tǒng)激光照射器的尺寸和重量，激光照射器無法長時間進(jìn)行工作，準(zhǔn)確的激光照射時間計算可顯著降低激光照射器的照射時間。

空地導(dǎo)彈的射程和激光導(dǎo)引頭的有效作用距離直接決定了激光啟動照射時間的設(shè)計。然而，空地導(dǎo)彈在實際應(yīng)用中，不同溫度、不同海拔高度、不同載機飛行速度等條件都會對空地導(dǎo)彈的飛行時間產(chǎn)生影響，僅僅考慮空地導(dǎo)彈的射程與激光導(dǎo)引頭的有效作用距離無法實現(xiàn)激光啟動照射時間的精確計算。圖14給出了不同海拔、溫度以及載機飛行狀態(tài)條件下某空地導(dǎo)彈的速度曲線，可以看到明顯的速度特性差異。

圖14 不同條件下導(dǎo)彈速度特性對比Fig.14 Missile velocities under different conditions

因而，空地導(dǎo)彈的激光啟動照射時間，同樣受到上述各因素的影響。為了解決多種因素對激光啟動照射時間的影響問題，可采取多維插值的方式進(jìn)行處理。首先，根據(jù)空地導(dǎo)彈的使用范圍和攻擊包絡(luò)，選取溫度特征點、海拔高度特征點和載機飛行速度特征點；然后，將導(dǎo)彈的最大射程和最小射程進(jìn)行均勻分段處理，獲得導(dǎo)彈飛行距離區(qū)間段；再基于導(dǎo)彈的6自由度模型，分別計算不同溫度、不同海拔高度、不同載機飛行速度條件下的導(dǎo)彈飛行時間，建立溫度、海拔高度和載機飛行速度的導(dǎo)彈飛行時間三維數(shù)表。具體應(yīng)用時，根據(jù)導(dǎo)彈所處環(huán)境信息進(jìn)行三維插值，獲得激光啟動照射時間。

4 試驗結(jié)果

通過某激光尋的空地導(dǎo)彈驗證本文所提制導(dǎo)控制方法的有效性(見圖15)。此激光導(dǎo)引頭俯仰和偏航方向的瞬時動態(tài)視場均為±15°，激光導(dǎo)引頭的有效識別距離為3 km，空地導(dǎo)彈的射程為10 km，攻擊目標(biāo)為裝甲類靜止目標(biāo)。采用本文所述制導(dǎo)控制方法，進(jìn)行導(dǎo)彈6自由度仿真。通過理論計算結(jié)果和實際飛行試驗結(jié)果對比的方式，驗證本文所述方法的有效性。導(dǎo)彈的y軸方向和z軸方向位置曲線分別如圖16和圖17所示。俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角分別如圖18～圖20所示。由試驗結(jié)果可見，采用本文所述方法進(jìn)行激光尋的空地導(dǎo)彈的制導(dǎo)控制，導(dǎo)彈的位置和姿態(tài)飛行結(jié)果符合期望，可以取得滿意的試驗結(jié)果，該導(dǎo)彈實現(xiàn)了威脅目標(biāo)的精確打擊，命中精度滿足導(dǎo)彈武器系統(tǒng)的總體要求，實現(xiàn)了該裝甲類目標(biāo)的高效毀傷。

圖15 某激光尋的空地導(dǎo)彈發(fā)射瞬間Fig.15 A moment of launching a laser guided AGM

圖16 y軸方向彈道曲線Fig.16 Curves of missile trajectory along y direction

圖17 z軸方向彈道曲線Fig.17 Curves of missile trajectory along z direction

圖18 俯仰角曲線Fig.18 Curves of pitching angle

圖19 偏航角曲線Fig.19 Curves of yawing angle

圖20 滾轉(zhuǎn)角曲線Fig.20 Curves of rolling angle

需要說明的是，由圖16～圖20可見，雖然理論設(shè)計的導(dǎo)彈位置和姿態(tài)結(jié)果與飛行試驗取得的結(jié)果相吻合，但是仍然有部分較為明顯的差異。這是由于導(dǎo)彈在飛行過程中的某些誤差難以精確估計，如導(dǎo)彈初始離軌擾動的大小、舵機安裝角度誤差等原因?qū)е聦?dǎo)彈受到的干擾力矩以及氣動力誤差等。這些誤差的精確估計與補償非常困難，誤差的存在將導(dǎo)致理論設(shè)計結(jié)果與飛行試驗結(jié)果的偏差。

此外，導(dǎo)彈在飛行過程中還不可避免地受到環(huán)境因素的影響，例如導(dǎo)彈飛行過程中的風(fēng)速大小、海拔高度以及載機平臺的飛行速度等。對于制導(dǎo)控制系統(tǒng)而言，這些參數(shù)同樣難以精確描述與補償，環(huán)境因素的存在也會對理論設(shè)計與實際飛行試驗結(jié)果的差異產(chǎn)生影響。

5 結(jié)論

本文提出了一種適用于激光尋的空地導(dǎo)彈的制導(dǎo)控制方法，通過傾斜穩(wěn)定控制、姿態(tài)控制、比例導(dǎo)引控制以及程序控制的設(shè)計與有機結(jié)合，實現(xiàn)了導(dǎo)彈彈體的穩(wěn)定控制以及高概率目標(biāo)捕獲。

激光尋的空地導(dǎo)彈的飛行試驗結(jié)果表明，采用本文所述方法，通過對俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)3個通道的控制，在彈上僅安裝陀螺儀的條件下，即可實現(xiàn)對導(dǎo)彈俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)3個通道的姿態(tài)控制。理論設(shè)計的彈道和姿態(tài)角與導(dǎo)彈的實際飛行結(jié)果相吻合，程序控制可保證目標(biāo)高效毀傷的落角需求。本文所述制導(dǎo)控制方法可實現(xiàn)激光尋的空地導(dǎo)彈的彈體穩(wěn)定控制，可為威脅目標(biāo)的精確打擊和高效毀傷提供堅實的技術(shù)支撐。