徐航 白曉東 張喜濤

摘 要：????? 針對(duì)傳統(tǒng)抗干擾性能評(píng)估指標(biāo)集中在導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)層面， 無(wú)法滿(mǎn)足導(dǎo)引系統(tǒng)抗干擾性能評(píng)估的問(wèn)題， 本文在分析抗干擾過(guò)程中制導(dǎo)系統(tǒng)內(nèi)部誤差傳遞原理的基礎(chǔ)上， 基于導(dǎo)引系統(tǒng)的測(cè)量誤差， 提出了基于視線(xiàn)角速度精度的導(dǎo)引系統(tǒng)抗干擾性能評(píng)估指標(biāo)， 從而在導(dǎo)引系統(tǒng)研制過(guò)程中， 能夠及時(shí)對(duì)其抗干擾性能進(jìn)行評(píng)估。 由于視線(xiàn)角速度精度在外場(chǎng)試驗(yàn)中不易測(cè)量， 為了提高該指標(biāo)的測(cè)試效率， 基于比例導(dǎo)引制導(dǎo)原理， 給出了視線(xiàn)角速度精度的簡(jiǎn)化計(jì)算方法， 并針對(duì)非比例導(dǎo)引制導(dǎo)場(chǎng)景， 給出了利用識(shí)別時(shí)間對(duì)視線(xiàn)角速度精度進(jìn)行等效測(cè)試的方法。 外場(chǎng)數(shù)據(jù)測(cè)試結(jié)果表明， 該指標(biāo)能夠反映導(dǎo)彈在不同場(chǎng)景下的抗干擾性能， 具有一定合理性。

關(guān)鍵詞：???? 視線(xiàn)角速度； 抗干擾； 導(dǎo)引系統(tǒng)； 識(shí)別時(shí)間； 評(píng)估指標(biāo)； 導(dǎo)彈

中圖分類(lèi)號(hào)：??? ???TJ765

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：??? A

文章編號(hào)：??? ?1673-5048（2024）01-0066-05

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2023.0080

0 引? 言

隨著紅外對(duì)抗技術(shù)的迅猛發(fā)展， 紅外成像導(dǎo)引系統(tǒng)所面臨的戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境日趨復(fù)雜， 近距格斗導(dǎo)彈作戰(zhàn)過(guò)程中必將伴隨激烈的光電對(duì)抗和大機(jī)動(dòng)過(guò)載， 沒(méi)有干擾的凈空作戰(zhàn)環(huán)境基本不存在， 導(dǎo)彈的抗干擾性能是決定導(dǎo)彈作戰(zhàn)效能的重要指標(biāo)［1］。

為了解決抗干擾性能定量評(píng)估的問(wèn)題， 傳統(tǒng)的抗干擾性能評(píng)估方法綜合利用導(dǎo)彈在數(shù)字仿真、 半實(shí)物仿真及實(shí)彈靶試中的數(shù)據(jù)， 形成基于制導(dǎo)精度要求的綜合抗干擾概率， 目前國(guó)內(nèi)外抗干擾性能評(píng)估主要集中在制導(dǎo)系統(tǒng)， 評(píng)估指標(biāo)的研究熱點(diǎn)集中在不同試驗(yàn)系統(tǒng)抗干擾概率的綜合計(jì)算方法上。 王濤等人［2］從時(shí)域、 頻域、 能量域、 空域和信息域等維度研究了紅外導(dǎo)彈的抗干擾評(píng)估方法， 并進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。 龐艷靜［3］提出了基于層次分析法的導(dǎo)彈抗干擾能力評(píng)估方法。 楊貝爾等人［4］提出利用層次分析法計(jì)算各環(huán)境條件等級(jí)的加權(quán)系數(shù)， 從分級(jí)對(duì)抗環(huán)境中選取典型作戰(zhàn)條件進(jìn)行數(shù)字仿真試驗(yàn)， 加權(quán)求和得到抗干擾概率， 完成導(dǎo)彈綜合抗干擾性能評(píng)估。 方丹等人［1］給出了一種對(duì)地面復(fù)雜干擾環(huán)境的紅外成像導(dǎo)引系統(tǒng)抗干擾性能評(píng)估方法， 運(yùn)用Bayes 估計(jì)的方法建立紅外成像導(dǎo)引系統(tǒng)抗干擾概率計(jì)算模型。

目前， 導(dǎo)引系統(tǒng)的抗干擾性能評(píng)估指標(biāo)往往采用制導(dǎo)系統(tǒng)的抗干擾概率進(jìn)行評(píng)估［5-6］， 該指標(biāo)混淆了導(dǎo)引系統(tǒng)和制導(dǎo)系統(tǒng)的功能要求［7］， 導(dǎo)引系統(tǒng)無(wú)法輸出脫靶量等制導(dǎo)精度考核指標(biāo)， 無(wú)法形成抗干擾概率， 該指標(biāo)無(wú)法有效指導(dǎo)導(dǎo)引系統(tǒng)的抗干擾設(shè)計(jì)和評(píng)估。 在研制及訓(xùn)練過(guò)程中， 除了可生成脫靶量的靶試試驗(yàn)和內(nèi)場(chǎng)數(shù)字、 半實(shí)物仿真試驗(yàn)外， 往往開(kāi)展大量空中系留試驗(yàn)和導(dǎo)引系統(tǒng)內(nèi)場(chǎng)測(cè)試試驗(yàn)。 由于內(nèi)場(chǎng)試驗(yàn)無(wú)法生成脫靶量， 無(wú)法利用數(shù)字仿真、 半實(shí)物仿真及實(shí)彈靶試中的脫靶量等制導(dǎo)精度指標(biāo)進(jìn)行考核， 導(dǎo)致試驗(yàn)結(jié)果缺少合適的指標(biāo)進(jìn)行考核與評(píng)估， 無(wú)法與傳統(tǒng)的基于制導(dǎo)精度的抗干擾性能評(píng)估方法進(jìn)行融合， 造成系留試驗(yàn)及導(dǎo)引系統(tǒng)內(nèi)場(chǎng)仿真試驗(yàn)數(shù)據(jù)的極大浪費(fèi)。

本文基于導(dǎo)引系統(tǒng)輸出的視線(xiàn)角速度這一重要量測(cè)信息， 重新定義導(dǎo)引系統(tǒng)抗干擾性能評(píng)估指標(biāo)， 并以此為基礎(chǔ)， 對(duì)系留試驗(yàn)中導(dǎo)引系統(tǒng)的抗干擾性能指標(biāo)進(jìn)行簡(jiǎn)化和等效設(shè)計(jì)， 該指標(biāo)的設(shè)計(jì)基礎(chǔ)為導(dǎo)引系統(tǒng)輸出的測(cè)量誤差， 因此， 其不僅可以應(yīng)用于系留試驗(yàn)中導(dǎo)引系統(tǒng)的抗干擾性能評(píng)估， 也可以應(yīng)用于內(nèi)場(chǎng)數(shù)字、 半實(shí)物仿真試驗(yàn)及外場(chǎng)試驗(yàn)中的導(dǎo)引系統(tǒng)抗干擾性能評(píng)估。

1 導(dǎo)引系統(tǒng)抗干擾性能評(píng)估指標(biāo)設(shè)計(jì)

導(dǎo)引系統(tǒng)主要由探測(cè)系統(tǒng)、 信息處理軟件、 控制與跟蹤系統(tǒng)組成。 探測(cè)系統(tǒng)接收來(lái)自外部的紅外輻射， 形成數(shù)字灰度圖像， 信息處理軟件對(duì)圖像進(jìn)行處理， 實(shí)現(xiàn)目標(biāo)的檢測(cè)、 識(shí)別和跟蹤， 提取目標(biāo)在視場(chǎng)中的位置信號(hào)給控制與跟蹤系統(tǒng)， 再利用該信號(hào)完成導(dǎo)引系統(tǒng)的控制與跟蹤功能， 并向制導(dǎo)系統(tǒng)輸出視線(xiàn)角速度用于形成制導(dǎo)信號(hào)。

導(dǎo)引系統(tǒng)在干擾的擾動(dòng)下， 出現(xiàn)識(shí)別錯(cuò)誤或跟蹤被擾動(dòng)， 導(dǎo)致其對(duì)目標(biāo)的測(cè)量誤差增大， 導(dǎo)引系統(tǒng)輸出的視線(xiàn)角速度誤差增大， 其測(cè)量的視線(xiàn)角速度與彈目實(shí)際的視線(xiàn)角速度不一致， 該變化量引起飛行控制系統(tǒng)的制導(dǎo)指令發(fā)生變化， 是制導(dǎo)系統(tǒng)制導(dǎo)誤差的主要來(lái)源。 在抗干擾過(guò)程中， 制導(dǎo)精度決定導(dǎo)彈能否命中目標(biāo)， 因此， 明確導(dǎo)引系統(tǒng)在干擾擾動(dòng)過(guò)程中視線(xiàn)角速度誤差對(duì)制導(dǎo)系統(tǒng)制導(dǎo)精度的影響機(jī)理， 是設(shè)計(jì)導(dǎo)引系統(tǒng)抗干擾性能評(píng)估指標(biāo)的基礎(chǔ)。

抗干擾過(guò)程中， 導(dǎo)引系統(tǒng)跟蹤目標(biāo)的典型過(guò)程是： 先跟蹤目標(biāo)， 干擾起燃后， 跟蹤目標(biāo)與干擾重合體， 目標(biāo)與干擾分離后， 導(dǎo)引系統(tǒng)成功識(shí)別目標(biāo)， 重新跟蹤目標(biāo)。 文獻(xiàn)［7］中， 在導(dǎo)彈導(dǎo)引系統(tǒng)被干擾擾動(dòng)過(guò)程中引入延時(shí)和擾動(dòng)［8］， 利用伴隨分析方法［9］， 通過(guò)以下公式描述視線(xiàn)角速度與制導(dǎo)精度之間關(guān)系， 即

令函數(shù)G表示為

函數(shù)G反映了導(dǎo)彈飛行過(guò)程中在不同時(shí)間點(diǎn)上， 導(dǎo)彈過(guò)載對(duì)制導(dǎo)精度的影響。

從式（2）可以看出， 隨著彈道時(shí)間t的增加， 在相同的比例導(dǎo)引系數(shù)和制導(dǎo)時(shí)間常數(shù)下， 函數(shù)G的結(jié)果是非線(xiàn)性變化的， 因此， 在導(dǎo)彈飛行過(guò)程中， 相同過(guò)載對(duì)制導(dǎo)精度的影響也是非線(xiàn)性的， 其結(jié)果需要復(fù)雜的計(jì)算過(guò)程。

2 視線(xiàn)角速度精度的簡(jiǎn)化與等效測(cè)試

利用視線(xiàn)角速度精度能夠有效考核導(dǎo)引系統(tǒng)的抗干擾性能， 但其存在難以計(jì)算的問(wèn)題。 一方面， 制導(dǎo)系統(tǒng)需要給出全彈道過(guò)程中的視線(xiàn)角速度精度要求， 該值與彈道條件、 干擾投放策略及剩余飛行時(shí)間等諸多因素相關(guān)， 在多組干擾投放條件下， 視線(xiàn)角速度精度的分配方式較為復(fù)雜， 為了便于試驗(yàn)開(kāi)展， 視線(xiàn)角速度精度的計(jì)算需要簡(jiǎn)化； 另一方面， 視線(xiàn)角速度精度的計(jì)算需要目標(biāo)真實(shí)的視線(xiàn)角速度， 該值在數(shù)字仿真和半實(shí)物仿真中可以從仿真模型中計(jì)算， 但在系留試驗(yàn)和外場(chǎng)試驗(yàn)中， 無(wú)論是載機(jī)雷達(dá)還是地面雷達(dá)， 其測(cè)量的目標(biāo)真實(shí)視線(xiàn)角速度精度遠(yuǎn)低于導(dǎo)引系統(tǒng)的測(cè)量結(jié)果， 無(wú)法精確反映導(dǎo)引系統(tǒng)測(cè)量的視線(xiàn)角速度精度， 需要計(jì)算視線(xiàn)角速度精度的等效測(cè)試量， 滿(mǎn)足系留試驗(yàn)及外場(chǎng)試驗(yàn)中紅外導(dǎo)引系統(tǒng)抗干擾性能的評(píng)估要求。

2.1 視線(xiàn)角速度精度的簡(jiǎn)化計(jì)算

導(dǎo)彈飛行中， 由于干擾投放時(shí)刻導(dǎo)彈剩余飛行時(shí)間的不同， 對(duì)導(dǎo)引系統(tǒng)視線(xiàn)角速度精度的要求也不一樣， 為了便于測(cè)試， 對(duì)視線(xiàn)角速度精度按照剩余飛行時(shí)間進(jìn)行分段設(shè)計(jì)，

由式（2）中的e－t/T可知， 當(dāng)剩余飛行時(shí)間t與制導(dǎo)時(shí)間常數(shù)T的比值大于等于7時(shí)， e－t/T將接近于0， 如圖1

所示。 函數(shù)G的計(jì)算趨于0， 視線(xiàn)角速度精度的要求趨于無(wú)限大， 即該情況下， 視線(xiàn)角速度誤差對(duì)制導(dǎo)精度影響不大。

假設(shè)當(dāng)剩余飛行時(shí)間t與制導(dǎo)時(shí)間常數(shù)T的比值小

式中： j為干擾投放點(diǎn)， j=1，? 2，? …，? k。 式（5）利用干擾各個(gè)投放點(diǎn)函數(shù)G的最大值模擬干擾的擾動(dòng)分布， 因此， 一般情況下， 該模型的視線(xiàn)角速度精度要求更高。

式（5）基于干擾投放時(shí)剩余飛行時(shí)間與制導(dǎo)時(shí)間常數(shù)的比值， 構(gòu)造了簡(jiǎn)單的視線(xiàn)角速度精度要求的分段計(jì)算方法， 在比值大于等于7時(shí)， 對(duì)視線(xiàn)角速度精度不做要求， 只要導(dǎo)引系統(tǒng)不會(huì)始終跟蹤干擾即可； 在比值小于1時(shí)， 飛行控制系統(tǒng)無(wú)法再響應(yīng)導(dǎo)引系統(tǒng)信號(hào)， 因此， 對(duì)視線(xiàn)角度精度不作要求； 當(dāng)7＞t/T≥1時(shí)， 計(jì)算固定值作為視線(xiàn)角速度精度的要求， 在測(cè)試產(chǎn)品確定后， 制導(dǎo)時(shí)間常數(shù)T、 比例導(dǎo)引系數(shù)N均為已知， 接近速度Vc可以選擇典型值進(jìn)行估算。 式（5）給出了視線(xiàn)角速度精度的簡(jiǎn)單構(gòu)造方法， 僅與干擾投放時(shí)機(jī)、 干擾投放顆數(shù)、 彈目交會(huì)方向相關(guān)， 便于指標(biāo)的設(shè)計(jì)與測(cè)試， 可以在彈道條件確定后， 給出不同彈道剩余時(shí)間下對(duì)視線(xiàn)角速度精度的估算值。

2.2 視線(xiàn)角速度精度的等效測(cè)試

基于比例導(dǎo)引原理， 將視線(xiàn)角速度精度簡(jiǎn)化如式（5）所示， 相較于式（4）， 簡(jiǎn)化公式便于測(cè)試， 能夠在數(shù)字仿真、 半實(shí)物仿真和外場(chǎng)試驗(yàn)中評(píng)估導(dǎo)引系統(tǒng)的抗干擾性能。 但在系留試驗(yàn)中， 導(dǎo)彈隨著載機(jī)進(jìn)行運(yùn)動(dòng)， 不是基于比例導(dǎo)引的自主飛行， 真實(shí)的視線(xiàn)角速度是不斷變化的， 不能簡(jiǎn)化處理， 無(wú)論是載機(jī)雷達(dá)還是地面雷達(dá)， 其測(cè)量的目標(biāo)真實(shí)視線(xiàn)角速度精度遠(yuǎn)低于導(dǎo)引系統(tǒng)的測(cè)量結(jié)果， 無(wú)法精確反映導(dǎo)引系統(tǒng)測(cè)量的視線(xiàn)角速度精度， 需要計(jì)算視線(xiàn)角速度精度的等效測(cè)試量， 以滿(mǎn)足系留試驗(yàn)中導(dǎo)引系統(tǒng)抗干擾性能評(píng)估的需求。

由于外場(chǎng)試驗(yàn)中， 真實(shí)的視線(xiàn)角速度無(wú)法提取， 因此， 將制導(dǎo)系統(tǒng)對(duì)視線(xiàn)角速度精度的約束轉(zhuǎn)化為對(duì)視線(xiàn)角速度的約束， 將式（4）變更為

綜合式（1）和式（6）可以看出， 對(duì)視線(xiàn)角速度有影響的是比例導(dǎo)引系數(shù)N、 制導(dǎo)時(shí)間常數(shù)T、 視線(xiàn)上的接近速度Vc及干擾引起擾動(dòng)的不同時(shí)刻點(diǎn)ti， i=1，? 2，? …，? 2k， 不考慮干擾之間的擾動(dòng)疊加關(guān)系， 則與干擾投放顆數(shù)一致。 由于比例導(dǎo)引系數(shù)N、 制導(dǎo)時(shí)間常數(shù)T依據(jù)制導(dǎo)系統(tǒng)的性能確定具體參數(shù)， 視線(xiàn)上的接近速度Vc與目標(biāo)和導(dǎo)彈飛行速度相關(guān)， 不便作為指標(biāo)， 因此， 本文重點(diǎn)分析系留試驗(yàn)條件下， 干擾引起擾動(dòng)的不同時(shí)刻點(diǎn)ti與視線(xiàn)角速度的關(guān)系。

在式（7）中， 取比例導(dǎo)引系數(shù)N為4， 制導(dǎo)時(shí)間常數(shù)T為0.5 s， 可得函數(shù)G與干擾引起擾動(dòng)的不同時(shí)刻點(diǎn)ti的關(guān)系如圖2所示。

由圖2可以看出， 不同時(shí)刻點(diǎn)的擾動(dòng)， 造成函數(shù)G的擾動(dòng)幅度不同。 在剩余飛行時(shí)間為2.5 s時(shí)有一個(gè)擾動(dòng)波峰， 在剩余飛行時(shí)間1.5 s以?xún)?nèi)， 擾動(dòng)幅度迅速上升， 并在剩余飛行時(shí)間為0.5 s時(shí)達(dá)到整個(gè)彈道的峰值， 因此， 在上述時(shí)間點(diǎn)的擾動(dòng)， 將造成函數(shù)G的擾動(dòng)幅度增大； 同時(shí)， 導(dǎo)引系統(tǒng)輸出的視線(xiàn)角速度也將增大， 造成制導(dǎo)精度迅速增大。 因此， 導(dǎo)引系統(tǒng)應(yīng)盡量避免在上述時(shí)間點(diǎn)的跳動(dòng)。

干擾投放后， 導(dǎo)引系統(tǒng)從跟蹤目標(biāo)變化為跟蹤干擾與目標(biāo)的重合體， 將造成擾動(dòng)； 干擾與目標(biāo)分離后， 導(dǎo)引系統(tǒng)識(shí)別并跟蹤目標(biāo)， 也將造成擾動(dòng)。 因此， 擾動(dòng)時(shí)間點(diǎn)主要由干擾投放時(shí)刻點(diǎn)和導(dǎo)引系統(tǒng)識(shí)別時(shí)間決定。 本文利用上述兩個(gè)因素設(shè)計(jì)系留試驗(yàn)中視線(xiàn)角速度精度的等效測(cè)試指標(biāo)：

式中： Δt為從干擾投放到導(dǎo)引系統(tǒng)識(shí)別出目標(biāo)的時(shí)間； t為干擾投放時(shí)刻點(diǎn)， 其計(jì)算方式為同樣對(duì)抗條件下， 導(dǎo)彈發(fā)射后的剩余時(shí)間； T為制導(dǎo)系統(tǒng)時(shí)間常數(shù)； aT為同樣對(duì)抗條件數(shù)字仿真試驗(yàn)下， 在不同時(shí)刻點(diǎn)施加系留試驗(yàn)同等數(shù)量干擾擾動(dòng)后， 脫靶量滿(mǎn)足制導(dǎo)精度要求的擾動(dòng)點(diǎn)最小剩余時(shí)間。

假設(shè)系留試驗(yàn)條件經(jīng)數(shù)字仿真系統(tǒng)閉環(huán)仿真后， 經(jīng)統(tǒng)計(jì)計(jì)算， a取值為2， 則干擾投放時(shí)剩余飛行時(shí)間（計(jì)算方式為同樣對(duì)抗條件下， 導(dǎo)彈發(fā)射后的剩余時(shí)間）大于10倍制導(dǎo)時(shí)間常數(shù)時(shí)， 導(dǎo)引系統(tǒng)只要不一直跟蹤干擾即可， 對(duì)識(shí)別時(shí)間沒(méi)有要求； 干擾投放時(shí)剩余飛行時(shí)間介于2倍至10倍制導(dǎo)時(shí)間常數(shù)時(shí)， 導(dǎo)引系統(tǒng)需要在要求的時(shí)間內(nèi)識(shí)別出目標(biāo)； 隨著剩余飛行時(shí)間的減少， 要求的識(shí)別時(shí)間也將減少， 識(shí)別時(shí)間不大于投放點(diǎn)剩余時(shí)間與2倍制導(dǎo)時(shí)間常數(shù)的時(shí)間， 避免擾動(dòng)點(diǎn)均在2倍制導(dǎo)時(shí)間常數(shù)處產(chǎn)生； 干擾投放時(shí)剩余飛行時(shí)間介于1倍至2倍制導(dǎo)時(shí)間常數(shù)時(shí)， 該時(shí)間段內(nèi)投放干擾， 有較大的概率造成脫靶量增大， 僅僅減少識(shí)別時(shí)間， 也不能滿(mǎn)足制導(dǎo)精度要求， 導(dǎo)引系統(tǒng)需要在干擾與目標(biāo)分離后即可識(shí)別出目標(biāo)， 同時(shí)， 利用濾波、 預(yù)測(cè)等手段輸出視線(xiàn)角速度， 降低干擾擾動(dòng)的影響； 干擾投放時(shí)剩余飛行時(shí)間小于1倍制導(dǎo)時(shí)間常數(shù)時(shí)， 制導(dǎo)系統(tǒng)來(lái)不及響應(yīng)導(dǎo)引系統(tǒng)信號(hào)， 對(duì)識(shí)別時(shí)間無(wú)要求。

綜上， 本文基于制導(dǎo)系統(tǒng)誤差傳遞原理， 以導(dǎo)引系統(tǒng)的測(cè)量誤差為基礎(chǔ)， 首先提出了基于視線(xiàn)角速度精度的導(dǎo)引系統(tǒng)抗干擾性能評(píng)估指標(biāo)， 由于視線(xiàn)角速度真值無(wú)法在外場(chǎng)試驗(yàn)中獲取， 因此， 本文基于比例導(dǎo)引原理， 提出了視線(xiàn)角速度精度簡(jiǎn)化計(jì)算方法， 且在系留試驗(yàn)中， 導(dǎo)彈不發(fā)射， 不符合比例導(dǎo)引原理， 因此， 本文提出了利用識(shí)別時(shí)間等效替代視線(xiàn)角速度的方法。

3 仿真分析

利用數(shù)字仿真系統(tǒng)及系留試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行仿真分析。

系留試驗(yàn)條件為分別在彈目距離3 km， 2 km和1 km處投放10顆間隔0.8 s的紅外誘餌彈。 干擾投放后， 導(dǎo)引系統(tǒng)均能正確識(shí)別出目標(biāo)。

利用該導(dǎo)彈虛擬樣機(jī)對(duì)相應(yīng)的系留條件進(jìn)行導(dǎo)彈發(fā)射狀態(tài)下的閉環(huán)仿真， 計(jì)算不同彈目距離投放點(diǎn)對(duì)應(yīng)閉環(huán)仿真條件下的剩余飛行時(shí)間， 統(tǒng)計(jì)在不同時(shí)刻點(diǎn)施加系留試驗(yàn)同等數(shù)量干擾擾動(dòng)后， 脫靶量滿(mǎn)足制導(dǎo)精度要求的擾動(dòng)點(diǎn)最小剩余時(shí)間aT為1 s， 該導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)時(shí)間常數(shù)T為0.5 s， 則a為2。 依據(jù)式（8）， 計(jì)算要求的識(shí)別時(shí)間及等效測(cè)試結(jié)果如表1所示。

上述結(jié)果表明， 該導(dǎo)彈系留試驗(yàn)結(jié)果中， 投放點(diǎn)1和投放點(diǎn)2的抗干擾能力滿(mǎn)足導(dǎo)彈的制導(dǎo)精度要求， 盡管在投放點(diǎn)3正確識(shí)別出目標(biāo)， 但由于干擾與目標(biāo)粘連等情況， 其識(shí)別時(shí)間稍長(zhǎng)， 其抗干擾能力不滿(mǎn)足制導(dǎo)精度要求， 需要進(jìn)一步提高導(dǎo)引系統(tǒng)近距目標(biāo)識(shí)別的快速性， 以提升該導(dǎo)彈近距抗干擾能力。

4 結(jié)? 論

本文基于制導(dǎo)系統(tǒng)和導(dǎo)引系統(tǒng)的功能需求差異， 分析了傳統(tǒng)導(dǎo)引系統(tǒng)抗干擾性能評(píng)估指標(biāo)的不足， 提出了基于制導(dǎo)精度傳遞規(guī)律的視線(xiàn)角速度精度分析方法， 將視線(xiàn)角速度精度指標(biāo)作為導(dǎo)引系統(tǒng)的抗干擾性能評(píng)估指標(biāo)， 并給出了該評(píng)估指標(biāo)的計(jì)算方法、 簡(jiǎn)化測(cè)試方法及等效測(cè)試方法， 從而在導(dǎo)引系統(tǒng)研制過(guò)程中， 能夠結(jié)合內(nèi)外場(chǎng)試驗(yàn)過(guò)程， 及時(shí)對(duì)其抗干擾性能進(jìn)行評(píng)估。

本文在揭示制導(dǎo)精度傳遞規(guī)律和指標(biāo)簡(jiǎn)化設(shè)計(jì)時(shí)， 為使模型便于計(jì)算， 進(jìn)行了多方面假設(shè)， 例如， 多干擾投放對(duì)制導(dǎo)精度的影響實(shí)質(zhì)是一個(gè)復(fù)雜的相互影響過(guò)程， 本文將該過(guò)程簡(jiǎn)化為線(xiàn)性系統(tǒng)疊加。 在后續(xù)研究中， 應(yīng)該結(jié)合具體數(shù)字仿真模型對(duì)計(jì)算過(guò)程進(jìn)行改進(jìn)。

參考文獻(xiàn)：

［1］ 方丹， 周永恒， 崔少輝， 等. 紅外成像導(dǎo)引頭抗干擾性能評(píng)估方法［J］. 火力與指揮控制， 2020， 45（6）： 141-144.

Fang Dan， Zhou Yongheng， Cui Shaohui， et al. Research on Anti-Jamming Performance Evaluation Method of Infrared Imaging Seeker［J］. Fire Control & Command Control， 2020， 45（6）： 141-144. （in Chinese）

［2］ 王濤， 王祥. 紅外導(dǎo)彈抗干擾能力多維度評(píng)估方法［J］. 紅外技術(shù)， 2014， 36（7）： 573-576.

Wang Tao， Wang Xiang. An Evaluation Method with Five Dimensions for Infrared Missile Anti-Jamming［J］. Infrared Technology， 2014， 36（7）： 573-576. （in Chinese）

［3］ 龐艷靜. 基于層次分析法的某紅外導(dǎo)彈的抗干擾性能評(píng)估［J］. 紅外技術(shù)， 2014， 36（3）： 234-237.

Pang Yanjing. Evaluation of Infrared Missile Anti-Jamming Performance Based on the Analytic Hierarchy Process［J］. Infrared Technology， 2014， 36（3）： 234-237．（in Chinese）

［4］ 楊貝爾， 王楓， 唐善軍. 紅外導(dǎo)彈分系統(tǒng)抗干擾能力指標(biāo)體系研究［C］∥光學(xué)技術(shù)研討會(huì)暨交叉學(xué)科論壇論文集， 2017： 282-291.

Yang Beier， Wang Feng， Tang Shanjun. An Anti-Jamming Performance Specification System for the Subsystem of IR Missile［C］∥Proceedings of the Optical Technology and Application Symposium and Interdisciplinary Forum， 2017： 282-291. （in Chinese）

［5］ 馬曉平， 趙良玉. 紅外導(dǎo)引頭關(guān)鍵技術(shù)國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀綜述［J］. 航空兵器， 2018 （3）： 3-10.

Ma Xiaoping， Zhao Liangyu. An Overview of Infrared Seeker Key Technologies at Home and Abroad［J］. Aero Weaponry， 2018 （3）： 3-10. （in Chinese）

［6］ 李萍， 張波， 尚怡君. 基于紅外圖像和特征融合的飛機(jī)目標(biāo)識(shí)別方法［J］. 電光與控制， 2016， 23（8）： 92-96.

Li Ping， Zhang Bo， Shang Yijun. Aircraft Target Identification Based on Infrared Image and Feature Fusion［J］. Electronics Optics & Control， 2016， 23（8）： 92-96. （in Chinese）

［7］ 張喜濤， 白曉東， 閆琳， 等. 紅外空空導(dǎo)彈抗干擾性能評(píng)估指標(biāo)體系研究［J］. 紅外技術(shù)， 2020， 42（11）： 1089-1094.

Zhang Xitao， Bai Xiaodong， Yan Lin， et al. Anti-Jamming Performance Evaluation Index System for Infrared Air-to-Air Missiles［J］. Infrared Technology， 2020， 42（11）： 1089-1094. （in Chinese）

［8］ 李炯， 張濤， 張金鵬， 等. 基于零效脫靶量的制導(dǎo)估計(jì)一體化方法［J］. 彈道學(xué)報(bào)， 2017， 29（4）： 35-39.

Li Jiong， Zhang Tao， Zhang Jinpeng， et al. Unitization Method of Guidance and Estimation Based on Zero-Effort-Miss［J］. Journal of Ballistics， 2017， 29（4）： 35-39. （in Chinese）

［9］ Wang W Q， Jia X H， Fu K S， et al. Guidance Precision Analysis Based on Airborne IRCM Stochastic Process［J］. Infrared Technology， 2019， 41（2）： 163-170.

Research on Evaluation Index of Anti-Jamming Performance of

Guidance System Based on Line-of-Sight Angular Velocity Accuracy

Abstract： ?In response to the problem that traditional anti-interference performance evaluation indices are concentrated at the level of missile guidance systems， which cannot meet the anti-interference performance evaluation of guidance systems， based on the analysis of the internal error transmission principle of guidance systems during the anti-interference process and the measurement error of guidance systems， this paper proposes a guidance system anti-interference performance evaluation index based on line of sight angular velocity accuracy， so as to evaluate its anti-interference performance timely in the development process of guidance systems.Due to the difficulty for measurement of the line-of-sight angular velocity accuracy in field experiments， in order to improve the testing efficiency， a simplified calculation method for line-of-sight angular velocity accuracy is proposed based on the principle of proportional guidance. Furthermore， for non proportional guidance scenarios， an equivalent testing method for line-of-sight angular velocity accuracy using recognition time is given. The results of field data testing indicate that the indices can reflect the anti-interference performance of missile in different scenarios， and this method has certain rationality.

Key words： ?line-of-sight angular velocity； anti-jamming； guidance system； recognition time； performance index; missile