基于彈道制導一體化的巡航飛行器末制導方案研究

穆育強 王丹曄 孫曉松 黃興李 陳新民

1．北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所,北京 100076

超聲速巡航飛行器已經成為當今巡航飛行器的重點發(fā)展方向[1]。為滿足信息化戰(zhàn)爭條件下智能化精確作戰(zhàn)任務需要，巡航飛行器開始從亞聲速向超聲速方向發(fā)展，精度的要求也越來越高。故此，高精度的末制導技術成為超聲速巡航飛行器的設計關鍵之一[2-3]。

在進行巡航飛行器末制導設計過程中，不僅需要考慮末制導采用何種制導體制，提高制導精度，同時需要考慮如何提高目標捕獲概率。文獻[4]給出了一種采用慣性/雷達/紅外復合末制導方案。文獻[5]從自控終點誤差、目標散布及射擊方式等方法綜合分析，提出減小自控終點誤差及降低對搜索扇面要求，從而提高捕獲性能的思路。文獻[6]則從海面雜波、箔條沖淡干擾及風干擾入手，提出使飛行器處于順風位置提高捕獲概率的方法。

考慮結合單機研制水平設計彈道制導方案，確保在各類偏差干擾下捕獲目標的同時實現(xiàn)高精度命中目標。

本文基于飛行器的總體方案及對控制系統(tǒng)指標要求，結合彈道及制導單機指標進行一體化方案設計，確定彈道關鍵點要求和導引頭開機方案及要求，實現(xiàn)巡航飛行器的高精度末制導，為末制導總體方案確定奠定基礎。

1 制導總體方案概述

在巡航飛行器總體方案論證過程中，首先需要確定制導體制。巡航飛行器的基本制導方式為：飛行初中段為慣性制導；末段為慣導/GPS/主/被動雷達或者紅外。新一代巡航導彈往往采用紅外成像或主動雷達末制導提高精度。考慮到巡航飛行器的飛行環(huán)境為海面，不適合地形匹配及景象匹配制導，故此需要引入末制導導引頭。考慮到導引頭布放空間及天線可透波區(qū)限制，難以實現(xiàn)多模復合制導，故此考慮采用主動雷達導引頭。經過多方案比較分析，確定采用“慣性+主動雷達末制導”的制導方案。

飛行器末端飛行過程中要經歷導引頭開機，開機對飛行器姿態(tài)提出要求，同時考慮到開機過程的交班誤差，對導引頭開機時刻距目標的距離提出要求。捕獲目標后考慮到突防需要又要轉入低空巡航。眾多因素需要綜合考慮，其好壞直接影響末制導能力及性能好壞，需要結合制導能力及單機要求開展彈道設計。

2 末制導交班誤差分析

首先重點分析引起末制導交班誤差的幾大關鍵因素。當導引頭捕獲目標時，除了導引頭自身的測量誤差外，縱向上的主要誤差為目標定位誤差及目標機動誤差。而橫向上除了縱向的誤差因素外，還有瞄準不準確所帶來的橫向誤差。故此需要對以上誤差進行分析，得到末制導交班誤差區(qū)域，便于開展誤差分析及方案彈道設計。

對應給定的射程R(km)，考慮采用自瞄準方案，目前靜基座自對準精度為△ε(Rad)(3σ)，會造成橫向交班位置偏差約為R△ε(km)，而目標活動最大半徑為r1(km)，目標初始定位偏差為r2(km)(3σ)。這樣末制導交班誤差區(qū)域為以初始目標點為中心，長半軸為b(km)(3σ)，短半軸為a(km)(3σ)的橢圓，如圖1所示。

圖1 最大射程及標準瞄準點確定

圖1中，A點為導引頭開機點，O點為標準彈道瞄準點，D點和E點分別為交班誤差橢圓縱向近端點和遠端點，F(xiàn)為最大射程點。

3 基于彈道、末制導能力及單機水平的導引頭開機方案分析

圖1中，以A點為圓心，OA為半徑畫圓，將交班區(qū)域劃為2個區(qū)域：OBDC和OBEC。針對標準彈道射程，OBDC區(qū)域是可以覆蓋的區(qū)域，OBEC區(qū)域是無法覆蓋的區(qū)域(畫斜線的區(qū)域)。其中覆蓋區(qū)域指到導引頭開機可以捕獲目標的區(qū)域。因此，需針對標準瞄準點留有射程余量，考慮橫向修正需要縱向具有更多的射程，同時考慮到一定設計余量，假設兩項綜合影響需要縱向射程余量為c(km)，則總需a+c的射程。因此，彈道標準瞄準點O定為：最大射程減去(a+c)km。

確定彈道標準瞄準點后需要分析導引頭開機點。導引頭開機需要考慮如下因素：

1)受到作用距離研制水平限制，需要結合彈道特征、下壓能力及修正能力綜合考慮；

2)由于導引頭工作時伺服機構轉動框架范圍的限制和搜索捕獲目標的需要，對開機時的彈頭姿態(tài)提出嚴格要求；

3)導引頭開機工作時，需要考慮保證末制導修正能力，同時需要考慮彈道最大射程及攻擊覆蓋范圍，從而確定最佳開機點。

根據(jù)如上因素，在此參考圖2進行末制導能力分析。

圖2 末制導能力分析

考慮最優(yōu)比例導引過載變化特性及選取的有效導航比，低空巡航平均過載修正能力為nav。按過載修正能力nav計算，若修正最大b(km)的橫向交班偏差，考慮低空巡航速度為Vlow時，則需要導引頭至少有d(km)用于修正的航程。此時，導引頭開機點A距O點為d(km)，距最遠射程點F為(a+c+d)km。

對于交班橢圓的遠端半橢圓區(qū)域，橫向交班偏差小于b(km)，航程大于f(km)，因此修正能力足夠。

對于交班橢圓的近端半橢圓區(qū)域，考慮到其中任一點的彈目距離都大于所需修正距離，故此修正能力足夠。

因此，設定導引頭距最遠射程點F點為(a+c+d)km開機(最小距離開機點)。考慮導引頭開機時的姿態(tài)要求，需要為姿控系統(tǒng)穩(wěn)定留出一定時間，假設需要g(km)，因此，需要彈道下壓穩(wěn)定時的G點距最遠射程點F至少為(a+c+d+g)km。同時，為保證攻擊精度，要求彈道下壓到低空時，需穩(wěn)定飛行e(km)航程然后到達目標點。目標點最近為D點，因此，彈道下壓到低空時距最遠射程點F至少要有(2a+c+e)km。

4 末制導要求的確定

4.1 彈道關鍵點要求

根據(jù)上述分析結果，結合制導能力分析和導引頭指標約束，可以得到方案彈道的關鍵點要求如圖3所示。

圖3 彈道關鍵點

其中BECD構成末制導交班誤差橢圓；

O為彈道標準瞄準點，末制導交班誤差橢圓的中心點，O點定義為最大射程減(a+c)km；

B，C點分別為末制導交班誤差橢圓橫向最左端點和最右端點，OB=OC=b(km)；

D，E點分別為末制導交班誤差橢圓縱向最左端點和最右端點，OD=OE=a(km)；

F為彈道最大射程點；

A為導引頭開機點，A定為距O點d(km)，距最遠射程F點(a+c+d)km；

H為下壓到低空巡航點，H定為距O點(a+e)km，距最遠射程點F點(2a+c+e)km；

G為下壓結束點，距最遠射程F點距離大于(a+c+d+g)km；

由于導引頭和雷達高度表工作條件的限制，彈道從下壓到G點到擊中目標過程中，要求彈道傾角變化要平滑，保證俯仰姿態(tài)角變化不超過±10°。

4.2 導引頭開機方案要求

從目前主動雷達導引頭的研制水平來看，考慮雨衰影響，作用距離的極限為R(km)，開機點距離最遠射程點F為(a+c+d)km，需要保證(a+c+d)

5 制導系統(tǒng)仿真驗證

為了進一步驗證制導對彈道要求的正確性，保證末制導方案的可行性，考慮到各種產品、方法與單機工具誤差建立各種誤差干擾模型，并根據(jù)誤差種類的不同分為各種不同彈道用例，詳細分析各種誤差干擾對命中精度的影響。考慮到制導系統(tǒng)與姿控系統(tǒng)的緊密耦合，結合姿控系統(tǒng)的實現(xiàn)能力及舵機模型，綜合各種誤差模型進行制導姿控聯(lián)合六自由度數(shù)學仿真，充分驗證制導姿控系統(tǒng)性能，并檢驗制導控制系統(tǒng)是否滿足總體技術指標要求。

在此考慮到各類偏差影響，得到總均方和誤差如表1所示。

表1 均方和結果

從表1可以看出，在各種誤差干擾影響下，在保證捕獲目標的前提下，低空飛行的最大高度誤差、馬赫數(shù)誤差及合成攻角都符合任務要求，同時最終的縱向脫靶量、橫向脫靶量、速度偏差、彈道傾角與攻角也滿足任務要求。

在此考慮最大橫向交班偏差條件下的仿真，如圖3所示的B點，得到的仿真結果如圖4～5及表2所示。

圖4 橫向修正結果

圖5 姿態(tài)保持效果

表2 最大橫向初始偏差下的仿真結果

從圖5中可以看出對于B點可以實現(xiàn)橫向修正，俯仰姿態(tài)角的姿態(tài)保持效果很好，姿態(tài)變化不超過0.3°。從表2也可以看出在此偏差條件下，低空飛行的最大高度誤差、馬赫數(shù)誤差及合成攻角都符合指標要求，同時最終的縱向脫靶量、橫向脫靶量、速度偏差、彈道傾角與攻角也符合指標要求。

6 結論

本文以巡航飛行器為對象，從總體要求出發(fā)，在詳細分析末制導交班誤差的基礎上，綜合考慮制導與彈道及單機指標的相互耦合及影響，進行彈道制導一體化設計，分析導引頭開機方案要求，并根據(jù)設計結果提出了末制導中的彈道關鍵點要求和導引頭開機方案及要求，實現(xiàn)了巡航飛行器的高精度末制導設計。通過數(shù)學仿真說明此設計方法的正確性及有效性，可以滿足設計需要。此方法不僅開拓了制導設計的新思路，而且為飛行器控制系統(tǒng)設計提供了有益的嘗試，對后續(xù)的工程設計具有較好的借鑒意義，同時可應用于各類巡航飛行器的設計中。

參 考 文 獻

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