制導(dǎo)火箭末敏彈射擊精度分析

翟英存,陳德明

(中國(guó)兵器工業(yè)第203研究所,西安 710065)

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制導(dǎo)火箭末敏彈射擊精度分析

翟英存,陳德明

(中國(guó)兵器工業(yè)第203研究所,西安 710065)

摘要:制導(dǎo)火箭末敏彈是火箭制導(dǎo)控制技術(shù)和末敏彈技術(shù)有機(jī)結(jié)合的新型彈藥,針對(duì)此前制導(dǎo)火箭與末敏子彈相結(jié)合的系統(tǒng)射擊精度研究不夠充分的問(wèn)題,根據(jù)制導(dǎo)火箭末敏彈的工作流程和彈道特點(diǎn),建立了各飛行段制導(dǎo)火箭和末敏子彈的彈道模型,通過(guò)分析各彈道段擾動(dòng)因素的影響,對(duì)誤差源進(jìn)行了分配,運(yùn)用Monte-Carlo法進(jìn)行了射擊精度仿真計(jì)算和分析。結(jié)果表明,制導(dǎo)火箭末敏彈系統(tǒng)射擊精度(CEP)不大于60 m,與末敏子彈的掃描探測(cè)范圍匹配,滿足精確打擊小幅員目標(biāo)的要求。分析方法和仿真結(jié)果對(duì)完善制導(dǎo)火箭末敏彈指標(biāo)體系、優(yōu)化彈道方案以及作戰(zhàn)使用時(shí)計(jì)算用彈量等具有重要意義,也可作為同類裝備設(shè)計(jì)參考。

關(guān)鍵詞:制導(dǎo)火箭末敏彈;制導(dǎo)火箭;末敏彈;射擊精度

制導(dǎo)火箭末敏彈集火箭制導(dǎo)控制技術(shù)和末敏子彈技術(shù)于一體,與常規(guī)末敏彈藥相比,由于采用了制導(dǎo)控制技術(shù),火箭母彈可以較準(zhǔn)確地將末敏子彈投送到目標(biāo)區(qū)上方,這大幅度提高了子彈進(jìn)入目標(biāo)區(qū)的概率;與制導(dǎo)火箭其它類型戰(zhàn)斗部相比,末敏子彈可自動(dòng)識(shí)別并打擊其掃描范圍內(nèi)的裝甲目標(biāo),因此,制導(dǎo)火箭末敏彈是可在遠(yuǎn)距離、大范圍內(nèi)高效毀傷敵裝甲目標(biāo)的新型彈藥。

制導(dǎo)火箭末敏彈的彈道相對(duì)較為復(fù)雜,可劃分為母彈無(wú)控段、中制導(dǎo)段、末制導(dǎo)段和戰(zhàn)斗部開(kāi)艙后末敏子彈的非穩(wěn)定飛行減速段、傘彈減速段、穩(wěn)態(tài)掃描和目標(biāo)探測(cè)識(shí)別攻擊段等。由于此前對(duì)制導(dǎo)火箭與末敏子彈相結(jié)合的系統(tǒng)射擊精度研究不夠充分,目前在制導(dǎo)火箭末敏彈指標(biāo)體系中,分別按制導(dǎo)火箭和末敏彈提法,提出了“母彈射擊精度”指標(biāo)和“進(jìn)入目標(biāo)區(qū)子彈的命中概率”指標(biāo)。為確定制導(dǎo)火箭末敏彈系統(tǒng)的射擊精度,進(jìn)一步完善指標(biāo)體系,對(duì)包含末敏子彈飛行彈道的系統(tǒng)射擊精度進(jìn)行分析研究是非常必要的。

1制導(dǎo)火箭末敏彈工作流程

以衛(wèi)星/地磁制導(dǎo)體制為例,制導(dǎo)火箭末敏彈發(fā)射后的工作流程:

①火箭彈離軌;

②無(wú)控飛行;

③衛(wèi)星定位儀和地磁測(cè)姿組件工作;

④彈載計(jì)算機(jī)根據(jù)衛(wèi)星定位儀和地磁測(cè)姿組件的測(cè)試信息,計(jì)算彈道偏差,按照制導(dǎo)控制策略,控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)動(dòng)作,修正火箭彈的飛行彈道;

⑤到達(dá)目標(biāo)區(qū)上空預(yù)定開(kāi)艙點(diǎn)時(shí),拋射機(jī)構(gòu)作用,戰(zhàn)斗部開(kāi)艙拋出末敏子彈;

⑥末敏子彈被拋出后,以非穩(wěn)定狀態(tài)飛行減速(一級(jí)減速);

⑦之后,在減速傘作用下進(jìn)入調(diào)姿減速狀態(tài);

⑧激光雷達(dá)進(jìn)入工作狀態(tài);

⑨當(dāng)子彈距地面小于一定距離時(shí),拋掉減速傘,釋放旋轉(zhuǎn)傘,旋轉(zhuǎn)傘帶動(dòng)子彈運(yùn)動(dòng),進(jìn)入穩(wěn)態(tài)掃描狀態(tài)和識(shí)別起爆階段;

⑩判識(shí)到目標(biāo),EFP戰(zhàn)斗部作用,攻擊毀傷目標(biāo)。

2射擊精度計(jì)算模型

2.1彈道劃分

射擊精度是武器裝備的主要性能指標(biāo)之一。制導(dǎo)火箭末敏彈的射擊精度從大的方面可分為母彈飛行段精度(有明確指標(biāo)要求)和子彈飛行段精度。彈道模型包括母彈飛行段模型、開(kāi)艙拋撒過(guò)程模型、末敏子彈非穩(wěn)定飛行(一級(jí)減速段)模型、末敏子彈傘彈減速段(二級(jí)減速段)模型、穩(wěn)態(tài)掃描段模型及EFP飛行模型等。不計(jì)EFP彈道,制導(dǎo)火箭末敏彈的彈道如圖1所示。圖中OP為母彈飛行段彈道,PQ為子彈非穩(wěn)定飛行減速段彈道,QW為子彈傘彈組合減速段彈道,WD為子彈穩(wěn)態(tài)掃描段彈道。

圖1　制導(dǎo)火箭末敏彈彈道示意圖

2.2母彈彈道模型

以衛(wèi)星/地磁+電動(dòng)比例舵機(jī)方案為例,制導(dǎo)控制系統(tǒng)原理框圖如圖2所示。圖中λ0,φ0,H0分別為目標(biāo)經(jīng)度、緯度、高度坐標(biāo);λ,φ,H分別為制導(dǎo)火箭經(jīng)度、緯度、高度坐標(biāo),vx,vy,vz分別為制導(dǎo)火箭在北天東坐標(biāo)系下的北向、天向、東向速度;Δθ,Δh,Δψ分別為速度傾角誤差、高度誤差、速度偏角誤差;γ,ωx分別為彈體滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速度。在此基礎(chǔ)上,建立六自由度剛體彈道模型,見(jiàn)參考文獻(xiàn)。

圖2　制導(dǎo)火箭末敏彈控制系統(tǒng)原理框圖

2.3末敏子彈彈道模型

母彈飛行至目標(biāo)區(qū)上空達(dá)到預(yù)定的開(kāi)艙條件時(shí),拋射機(jī)構(gòu)作用,戰(zhàn)斗部開(kāi)艙沿軸向拋出2枚末敏子彈,將開(kāi)艙點(diǎn)的彈道參數(shù)作為末敏子彈彈道的初始條件。取母彈的彈道傾角與子彈的初始彈道傾角相同,母彈的飛行速度與拋射速度之和為子彈的初始速度。

2.3.1子彈非穩(wěn)定飛行減速段

由于制導(dǎo)火箭末敏彈開(kāi)艙拋射子彈時(shí)速度較高,采取了子彈串非穩(wěn)定飛行的減速方案(一級(jí)減速),該段彈道按質(zhì)點(diǎn)彈道處理,可表示為

x=x(v0,?P,Cz,τ)

y=y(v0,?P,Cz,τ)

z=z(v0,?P,Cz,τ)

?=?(v0,?P,Cz,τ)

v=v(v0,?P,Cz,τ)

v0=vP+vh

式中:v0為末敏子彈從母彈中拋出時(shí)的初始飛行速度,vh為末敏子彈相對(duì)于母彈的拋射速度,vP為開(kāi)艙點(diǎn)母彈速度,?P為開(kāi)艙點(diǎn)母彈的彈道傾角;Cz為末敏子彈彈道系數(shù);τ為末敏子彈從拋射點(diǎn)算起的時(shí)間。

2.3.2傘-彈減速段

減速傘釋放后,減速傘與末敏子彈構(gòu)成傘-彈系統(tǒng),傘-彈系統(tǒng)下降到離地面一定高度時(shí),拋掉減速傘并釋放旋轉(zhuǎn)傘。該段彈道可表示為

x=x(vQ,?Q,CQ,τ)

y=y(vQ,?Q,CQ,τ)

z=z(vQ,?Q,CQ,τ)

?=?(vQ,?Q,CQ,τ)

v=v(vQ,?Q,CQ,τ)

式中:vQ為一級(jí)減速段結(jié)束點(diǎn)的速度;?Q為一級(jí)減速段結(jié)束點(diǎn)的彈道傾角;CQ為傘-彈系統(tǒng)彈道系數(shù);τ為末敏子彈從拋射點(diǎn)算起的時(shí)間。

2.3.3穩(wěn)態(tài)掃描段

末敏子彈減速段結(jié)束時(shí),已基本按照平衡速度呈垂直下降狀態(tài),在無(wú)風(fēng)情況下,穩(wěn)態(tài)掃描時(shí)掃描螺旋線中心坐標(biāo)即為減速段結(jié)束點(diǎn)末敏子彈的(xW,zW)坐標(biāo)。若有常值風(fēng)時(shí),傘-彈系統(tǒng)會(huì)隨風(fēng)平移。

如果穩(wěn)態(tài)掃描的起始高度為HW,起始時(shí)間為τW,則掃描延長(zhǎng)線在地面A點(diǎn)上的坐標(biāo)為

xA=xW+Htanδcos(αW+2πf(τ-τW))

zA=zW+Htanδsin(αW+2πf(τ-τW))

H=HW-vW(τ-τW)

α=αW+2πf(τ-τW)

仿真計(jì)算時(shí)設(shè):掃描起始高度HW=212 m,起始時(shí)間τW=0,起始坐標(biāo)(xW,zW)為(0,0),掃描角和掃描角平均值為30°,掃描角擺動(dòng)頻率為1.0 Hz,初始相位、相角、掃描角相對(duì)平均值擺動(dòng)幅度均為0,則可得出如圖3和圖4所示的穩(wěn)態(tài)掃描軌跡。

圖3　穩(wěn)態(tài)掃描水平面軌跡

圖4　穩(wěn)態(tài)掃描軌跡立體圖

3影響射擊精度的誤差源分析

母彈飛行的誤差源可分為制導(dǎo)誤差和非制導(dǎo)誤差。非制導(dǎo)誤差主要包括測(cè)地誤差、起始擾動(dòng)誤差、彈體參數(shù)誤差、氣動(dòng)參數(shù)誤差、氣象參數(shù)誤差等;制導(dǎo)誤差主要有測(cè)量誤差和導(dǎo)引誤差等。分析部件當(dāng)前的水平并結(jié)合試驗(yàn)測(cè)試情況,確定仿真分析所用的主要誤差源及其標(biāo)準(zhǔn)偏差見(jiàn)表1。

表1　影響母彈射擊精度的誤差源及其偏差

通常認(rèn)為上述這些誤差源是滿足正態(tài)分布的隨機(jī)量,即:

末敏子彈彈道誤差主要有減速傘釋放延期誤差、各彈道段的阻力特征量誤差、氣象測(cè)量誤差等。影響末敏子彈落點(diǎn)精度的主要誤差源及其標(biāo)準(zhǔn)偏差見(jiàn)表2。

表2　影響子彈落點(diǎn)精度的誤差源及其偏差

同樣,認(rèn)為影響子彈精度的誤差源是滿足正態(tài)分布的隨機(jī)量,即:

4射擊精度仿真結(jié)果

按照表1、表2給出的誤差源分配結(jié)果,采用Monte-Carlo法,分別對(duì)制導(dǎo)火箭母彈、末敏子彈和全彈道射擊精度進(jìn)行數(shù)學(xué)仿真模擬打靶。根據(jù)末敏子彈進(jìn)入穩(wěn)態(tài)掃描后,即可對(duì)目標(biāo)進(jìn)行探測(cè)與識(shí)別,一旦探測(cè)、識(shí)別到目標(biāo),即觸發(fā)EFP戰(zhàn)斗部對(duì)其進(jìn)行攻擊的特點(diǎn),在分析計(jì)算射擊精度時(shí)將穩(wěn)態(tài)掃描狀態(tài)延伸至子彈落地為止。0海拔和1 500 m海拔地區(qū)、大小射程條件下的仿真計(jì)算結(jié)果見(jiàn)表3。表中h為海拔高度,ΔXP為開(kāi)艙點(diǎn)縱向偏差,ΔZP為開(kāi)艙點(diǎn)橫向偏差,ΔXzd為子彈縱向偏差,ΔZzd為子彈橫向偏差,ΔX為全彈道縱向偏差,ΔZ為全彈道橫向偏差,eCEP,P為開(kāi)艙點(diǎn)圓概率誤差,eCEP為全彈道圓概率誤差。

表3　制導(dǎo)火箭末敏彈落點(diǎn)散布中間偏差及射擊精度仿真結(jié)果

由仿真計(jì)算結(jié)果可得出如下結(jié)論:

①相對(duì)于無(wú)控火箭1%射程的落點(diǎn)散布水平,由于采用了制導(dǎo)控制技術(shù),制導(dǎo)火箭母彈的射擊精度提高到了50 m以內(nèi),達(dá)到了可精確打擊小幅員目標(biāo)的水平;

②末敏子彈飛行彈道雖然很短,但由于其處于無(wú)控狀態(tài),飛行散布和誤差可能大于母彈,應(yīng)是總體彈道方案設(shè)計(jì)和戰(zhàn)斗部開(kāi)艙點(diǎn)設(shè)計(jì)時(shí)必須考慮的主要因素之一;

③分析研究結(jié)果表明,制導(dǎo)火箭末敏彈系統(tǒng)圓概率誤差不大于60 m,與末敏子彈的掃描探測(cè)范圍匹配,可有效保證火箭末敏彈的作戰(zhàn)效能。

5結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)建立包括制導(dǎo)火箭母彈和無(wú)控末敏子彈的制導(dǎo)火箭末敏彈全彈道模型,并分析各彈道段的彈道特性及誤差源,對(duì)母彈、子彈和全彈道射擊精度進(jìn)行了仿真分析,分析結(jié)果為確定火箭末敏彈系統(tǒng)射擊精度、完善指標(biāo)體系以及彈道方案優(yōu)化和作戰(zhàn)使用時(shí)計(jì)算用彈量等提供了理論依據(jù),也可作為同類裝備設(shè)計(jì)的參考。

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Analysis of Firing Accuracy for Terminal Sensing Ammunition

of Guided Rokect

ZHAI Ying-cun,CHEN De-ming

(No.203 Research Institute of China Ordnance Industries,Xi’an 710065,China)

Abstract:The guided rocket with terminal sensing ammunition is a newly developed ammunition,and the technology of rocket guidance and controlling is integrated with terminal sensing ammunition.The firing accuracy of integrated system of the guided rocket and terminal sensing submunition is poorly studied.Aiming at this problem,the trajectory model was built for guided rocket and terminal sensing ammunition’s submunition in different flight profile according to operational procedure and ballistic features of guided rocket terminal-sensing-ammunition.The influence of disturbing factors in different flight profile was analyzed,and the error source was allocated.The firing accuracy was simulated and analyzed by Monte-Carle method.The results show that the firing accuracy(CEP)of guided rocket with terminal submunition is not more than 60 m,which matches with the detection boundary of terminal sensing submunition,and it satisfies the requirement of attacking the small group targets.The analyzing methods and calculated results are very important for perfecting the index system of guided rocket terminal-sensing-submunition,optimization of the trajectory scheme as well as calculating the consumption of rockets in operation,and it offers design reference for similar equipment.

Key words:guided rocket with terminal sensing ammunition;guided rocket;terminal sensing ammunition;firing accuracy

中圖分類號(hào):TJ393

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼:A

文章編號(hào):1004-499X(2015)04-0037-05

作者簡(jiǎn)介:翟英存(1963- ),女,研究員,碩士,研究方向?yàn)榛鸺淦骺傮w設(shè)計(jì)。E-mail:yczhai1963@163.com。

收稿日期:2015-11-06