陸軍多管火箭武器的發展與思考

楊樹興

（北京理工大學宇航學院，北京100081）

陸軍多管火箭武器的發展與思考

楊樹興

（北京理工大學宇航學院，北京100081）

論述了陸軍多管火箭武器的發展進程，重點介紹其在第二次世界大戰以來所走過的增大射程、提高射擊密集度和實現制導化3個主要發展階段。歸納總結了陸軍多管火箭武器在發展過程中形成的多聯裝發射平臺、彈體采用旋轉體制、大長徑比、短時大推力發動機和曲射彈道、靜穩定設計等特點，分析上述特點對其制導化發展中帶來的優勢和挑戰，提出陸軍多管火管武器未來發展中應重點關注和解決的若干問題：旋轉彈捷聯慣性導航、動態穩定性理論、彈道規劃與控制方法、大推力比長工作時間的先進動力、單線制發射控制技術等。

兵器科學與技術；多管火箭武器系統；火箭彈；制導化；慣性導航；穩定性；控制系統；火箭發動機

0 引言

陸軍多管火箭武器以其反應時間短、火力猛、威力大、成本低等優點，自第二次世界大戰以來一直是世界各國陸軍競相發展的骨干裝備。在第二次世界大戰結束后60余年內的歷次戰爭中，陸軍多管火箭武器均發揮了重要的作用。武器裝備的發展一直是基于作戰理念、服務于作戰任務，因此，多管火箭武器也一直是在作戰理念的指引之下，不斷創新、發展。在60余年的發展歷程中，隨著作戰理念的變化，陸軍火箭武器經歷了3個發展階段。在以大兵團集群作戰為特征的時期，陸軍火箭武器追求的主要目標是火力猛、射程遠。為此，在20世紀80年代之前，重點是增大射程、通過增加單炮定向管（火箭炮管）的數量，達到提高火力猛烈程度，也即陸軍火箭武器發展的第一階段。但是，隨著射程的進一步增加，為了保證毀傷效能不得不增大彈徑，導致定向管的數量減少。同時，由于射程的增大，火箭武器的技術散布的絕對值也不斷增加。二者綜合作用，導致陸軍多管火箭武器的火力猛烈程度急劇下降，不能滿足作戰的需求。為此，國內外開始研究采用低成本控制技術，提高陸軍多管火箭武器的射擊密集度，陸軍多管火箭武器進入了以提高密集度為核心的發展階段。21世紀進入信息化時代以來，作戰理念發生了革命性的變革，作戰模式也由大兵團集群作戰轉變為分散的兵力、集中的火力，精確打擊成為現代戰爭的主要特征。與之相適應，從2007年前后開始，陸軍多管火箭武器也從概略壓制進入了精確壓制時代，陸軍多管火箭武器進入制導化發展階段。經過60余年的發展，陸軍遠程火箭武器也形成了以大長徑比、旋轉體制等為典型特征的一系列特點，上述特點對其制導化發展既帶來了獨特的優勢也引入了額外的制約。

本文在論述陸軍多管火箭武器的發展歷程的基礎上，介紹其在第二次世界大戰以來發展的3個重要階段，歸納總結了陸軍多管火箭武器的特點，分析上述特點對其制導化發展中帶來的優勢和制約，提出了陸軍多管火箭武器未來發展中應重點關注和解決的若干問題。

1 陸軍多管火箭武器的發展歷程

1.1 以增大射程為主的發展階段

第二次世界大戰中及其以后的冷戰時期，戰爭的主要模式是大兵團集群對壘作戰。針對此種作戰模式，軍事運籌學的理論和戰爭的實踐充分證明，大兵團作戰條件下，野戰炮兵的巨大威力并不表現在用很多時間瞄準后一發一發地精確射擊，而是要在盡可能短的時間內發射盡可能多的彈藥，使敵人沒有躲藏的機會。而這恰恰是多管火箭武器系統的長處，盡管“喀秋莎”火箭武器的射程只有8.5 km，成功的秘訣在于其突然、猛烈的火力。陸軍火箭武器火力的猛烈程度取決于單炮定向管的數量，定向管數量越多，一次齊射發射的彈藥越多。與此同時，先敵開火是制勝的先機，射程的遠近直接決定了先敵開火的能力。因此，在保證一定數量定向管的前提下增大射程構成了陸軍多管火箭武器發展的第一階段。在這一階段中，發展的目標是:射程遠、密集度高、威力大、反應快、機動性強。世界上30多個國家先后研制了60余種陸軍多管火箭武器，射程從6.5 km到90 km，彈徑從51 mm到300 mm.表1列出了以前蘇聯、美國為代表的軍事強國發展的一系列陸軍多管火箭武器代表性裝備的情況。從表1中可以看出，在該發展階段，火箭彈的射程不斷增加，彈徑也逐步加大，而火箭炮的定向器管數在不斷減少。

表1 前蘇聯、美國陸軍多管火箭代表性裝備Tab.1 US and USSR typical MLRSs

我國陸軍多管火箭武器也走過了增大射程之路，早期以仿研為主，逐步過渡到改進、創新。表2列出了我國在以增大射程為主的發展階段中研制并裝備的陸軍多管火箭武器裝備。

表2 我國陸軍多管火箭代表性裝備Tab.2 China MLRSs

在這一階段，火箭彈的組成相對簡單，由引信、戰斗部、火箭發動機和尾翼穩定裝置所組成，如圖1所示。

圖1 火箭彈組成示意圖Fig.1 Composition of rocket projectile

在這一階段的發展過程中，為了實現突然、猛烈的火力、先敵開火、強機動性的作戰理念，陸軍多管火箭武器裝備依托于機動底盤，也逐步形成了陸軍多管火箭武器的設計理論，使其具備了如下典型特征:

1）多聯裝發射平臺、管式為主。為了提高單炮的火力強度，陸軍多管火箭武器系統無一例外地采用了多聯裝。同時，為了便于制造、降低制造和使用成本，前期的陸軍多管火箭武器以管式發射為主。但是，管式火箭炮也存在再裝填時間較長的不足。近年來，為了縮短再裝填時間、提高平臺對于不同彈徑的適應性，多管火箭炮也正在由管式為主向采用貯存、運輸、發射一體化箱式定向器束過渡。

2）火箭彈采用旋轉體制。旋轉體制可以有效地減小氣動外形不對稱、火箭發動機推力偏心的不利影響，提高射擊密集度。因此，為了放寬制造公差、降低制造成本和復雜度，陸軍火箭均采用了旋轉體制。但是，旋轉彈易于誘發以不收斂的錐形運動為主要不穩定形式的動態不穩定，不僅降低射擊密集度，嚴重的將危及火箭武器射程指標的實現。此外，在火箭彈的設計中還必須合理地設計全彈道飛行中火箭彈的轉速，杜絕轉速與擺動頻率可能產生的共振。

3）火箭彈長徑比大。為了降低火箭炮的界面外廓尺寸，在具有盡量多的定向管的前提下，保證火箭炮在涵洞、隧道等路段的通過性及鐵路運輸的通過性，實現強機動性的目標，火箭彈不得不盡最大可能采用大長徑比外形。如122 mm火箭彈的長徑比達24.8∶1.但是，大長徑比也引發了嚴重的氣動彈性問題，增大了保證動態飛行穩定性的難度。

4）火箭彈采用短時大推力火箭發動機。為了降低彈道風的影響，提高射擊密集度，陸軍多管火箭武器無一例外地采用短時大推力發動機，通常主動段時間僅為1～2 s，最長的也小于3 s.火箭彈加速快，最大軸向過載通常大于45 g.但是飛行阻力與速度的平方呈正比，速度衰減快，導致火箭彈的末端存速低。從能量利用率的角度看，推力方案存在先天的缺陷。

5）采用曲射彈道、全程靜穩定設計。為了充分利用發動機的能量和速度提高射程，陸軍多管火箭武器采用了曲射彈道。同時，為了避免中途掉彈危及己方部隊的安全，火箭彈無一例外地采用了全程靜穩定設計，導致被動段，尤其是在彈道的末端火箭彈的穩定度過高。

1.2 以提高射擊密集度為主的發展階段

在增大射程的過程中，遇到了兩個突出的問題:首先，在相同的密集度指標下，隨著射程的增大，落點散布的絕對值不斷增加（如圖2所示），導致火力猛烈程度下降；其次，隨著射程的增大，彈徑不得不增大、管數減少（如表1），進一步導致了火力強度的降低。因此，多管火箭武器進入了以提高射擊密集度為主的發展階段。在這一階段中，其主要的技術進步是在無控火箭的基礎上，增加低成本控制系統，提高多管火箭武器的射擊密集度和射擊準確度，也促使多管火箭武器具有了射擊準確度指標。

圖2 落點散布與射程的關系示意圖Fig.2 Relationship between impact dispersion and range

與無控火箭彈相比，低成本控制火箭彈僅僅是在無控火箭彈的基礎上增加了低成本的控制系統，實現射擊密集度和射擊準確度的提高。

美國自20世紀60年代起率先開展了采用全射流控制技術的低成本火箭彈控制系統研究［1］，隨著電子技術的進步，加之美國對于多管火箭武器重要性存在認識上的分歧，導致其到70年代末基本停止了該方面的研究。

我國從20世紀70年代起跟蹤美國，開展了273 mm火箭彈的全射流控制系統研究，但在1977年后，該方面的研究也基本停止。

前蘇聯率先于20世紀80年代研制成功低成本火箭彈控制系統，并推出了“旋風”有控火箭武器系統［2］，如圖3所示。

圖3 “旋風”火箭武器系統Fig.3 Smerch MLRS

“旋風”火箭最突出的設計思想在于:1）從理論上認清了引起射擊密集度隨射程增大降低的根源在于主動段終點速度矢量的方向和大小的散布；2）通過初始段姿態穩定可以有效地減小速度矢量的方向角散布；3）通過根據主動段終點速度大小，調整分離（開艙）時間，利用分離體阻力大的特點，有效地減小距離的散布，實現射程修正。射擊密集度由傳統的1/100左右提高到1/310以上，在增大射程的同時保持了落點的技術散布絕對值保持不變，甚至略有減小。

我國在借鑒“旋風”系統構架的基礎上，自主攻克了火箭彈控制系統等關鍵技術，研制并裝備了PHL03式300 mm火箭炮武器系統。

以色列、德國等西方國家發展了基于地面雷達、數據鏈、中間彈道修正的彈道修正火箭系統（TCS），其系統架構如圖4所示。在操縱過程中，通常選擇脈沖發動機作為其執行機構。

顯然，在以提高密集度為主的發展階段，無論是“旋風”系統的初始段姿態穩定+射程修正，還是TCS的中間彈道修正，均未建立火箭彈與目標之間的直接聯系，仍通過火箭彈相對于理論（基準）彈道的偏差進行預測控制，修正火箭彈相對于理論彈道的偏差。因此，這一階段發展的火箭彈只能稱作是帶有控制系統或有控火箭彈，而不是制導火箭。與無控火箭相比，有控火箭僅僅是在火箭彈的頭部或中部增加了低成本彈上控制系統，結構和組成的復雜度稍有增加，而多管火箭武器的5個特征仍然全部具備。但是，必須指出的是，通過控制系統的引入，也使陸軍火箭武器首次具備了射擊準確度指標，使用模式也跨入了無試射的效力射時代。

圖4 彈道修正火箭系統架構示意圖Fig.4 Framework of trajectory correction system

1.3 以提高射擊精度為主的發展階段

近年來，隨著信息技術的快速發展，作戰理念也發生了根本性的變革，由注重兵力轉變為更加關注火力，信息主導、火力主戰、分散兵力、集中火力已成為現代戰爭的核心，戰爭模式也由大規模的集群對抗轉變為外科手術式的精確打擊。因此，僅僅是火力密集已經遠遠不能滿足作戰的要求。與此同時，全球導航衛星系統（GNSS）技術的發展、慣性導航成本的降低，也為陸軍多管火箭武器的發展提供了新的技術途徑，陸軍制導火箭應運而生。

美國的制導型多管火箭發射系統（GMLRS）是世界上首型全程制導型陸軍火箭［3］，采用全球定位系統/慣性導航系統（GPS/INS）復合制導體制，射程70 km，初期射擊精度圓概率誤差（CEP）≤50 m，目前已經實現了CEP≤10 m.初期頭部傾斜穩定，采用中部軸承實現氣動解耦，目前通過三通道控制、彈身傾斜穩定，并采用滑動尾翼實現氣動解耦，如圖5所示。

陸軍多管火箭武器實現制導化后，射擊精度不僅滿足了精確點打擊的要求，而且大幅度減少了彈藥消耗量，提高了效費比，也降低了戰時后勤的保障壓力，使陸軍重新融入三軍聯合作戰火力之中。

目前，國外制導火箭發展具有如下特點:1）采用GPS/INS組合制導，成本低、是主流技術；2）借鑒導彈的非旋轉體制、采用三通道控制；3）采用滑動尾翼實現鴨式舵面與尾翼之間的氣動解耦。雖然上述技術方案已經基本成熟，但也存在如下不足:1）采用非旋轉體制需要4個舵機，成本會增加；2）三通道控制，優先控制滾轉，操縱能力要求提高；3）舵面展長大，必須采用折疊舵面，以適應管式發射火箭炮；4）對于現役裝備配裝制導火箭彈，平臺改動多、難度增大。

總之，陸軍制導火箭目前正處于大發展時期，還需要發展不同的技術方案以滿足使用的要求。

圖5 美國GMLRS制導火箭彈Fig.5 US GMLRS guided rokect

2 陸軍火箭典型特征對其制導化的機遇與挑戰

縱觀世界各國陸軍多管火箭武器的發展歷程，制導化是發展的方向。而制導化均是以提高射擊精度為出發點，在無控或有控制多管火箭武器系統基礎上加裝制導控制系統來實現。因此，無控和有控多管火箭武器系統的5類特征不可避免地對陸軍多管火箭武器的制導化產生重要影響。

2.1 采用旋轉體制

采用旋轉體制滾轉通道無需控制，可以簡化制導控制系統的組成，采用一對舵面和一個舵機即可控制俯仰和偏航，有利于降低成本。但是，經典的捷聯慣性導航技術因誤差過大而難以應用。對于轉速為10 r/s的旋轉彈，若滾轉通道采用標度因素精度為100×10-6的戰術級陀螺儀，100 s后的滾轉角測量誤差將高達36°；其次，對于轉速為10 r/s的旋轉彈，即使采用1 ms的捷聯解算周期，其一個解算周期內滾轉角變化也高達3.6°，如何提高解算效率、發展高精度解算方法也成為制約經典捷聯慣性導航技術應用的瓶頸。此外，旋轉彈易于誘發以不收斂的錐形運動為主要形式的動態不穩定，必須解決有控旋轉彈動態穩定性理論和設計準則的難題。

總之，采用旋轉體制既為其制導化提供了有利條件，也對旋轉彈捷聯慣性導航技術和動態穩定性理論提出了挑戰。

2.2 火箭彈長徑比大

大長徑比火箭彈與鴨式舵配合，具有操縱效率高、阻力小等優點，可以為其制導化提供便利。但是，在操縱力矩和控制力矩的共同作用下，大長徑比火箭彈將誘發嚴重的氣動彈性問題，捷聯慣導系統會引入多頻混雜現象，降低測量精度；控制系統會引入噪聲，影響控制品質；氣動彈性問題還會對動態穩定性產生不可忽略的影響。因此，必須解決捷聯慣導系統多頻混雜機理、控制信號的高保真動態濾波方法和考慮氣動彈性影響的火箭彈動態穩定性判據和穩定性設計準則等難題。

2.3 采用曲射彈道、全程靜穩定設計

對于制導火箭而言，曲射彈道以其增大射程、保證控制系統失效情況下己方部隊安全等優點，仍將為陸軍多管制導火箭武器所采用。由于引入了制導控制系統，也為彈道機動提供了條件。因此，發展制導火箭的彈道規劃與控制技術對于增大制導火箭的射程、提高其毀傷效能和突防能力具有重要意義。

對于無控火箭彈而言，采用全程靜穩定設計是避免中途掉彈、保障己方部隊安全的唯一途徑。但是，引入制導控制系統后，利用控制技術同樣可以確保飛行穩定性、避免中途掉彈、保障己方部隊安全。同時，由于主動段終點附近的靜穩定度最低，末端火箭彈的靜穩定度過高，使得制導火箭末端操縱極為困難，給實現大落角、末端大機動等造成了難以逾越的障礙。因此，制導火箭彈急需發展放寬靜穩定的控制系統設計理論與方法。

2.4 采用短時大推力火箭發動機

短時大推力發動機對于無控火箭可以降低彈道風的影響，提高射擊密集度。但是，對于帶有制導火箭，其射擊精度由制導控制系統保證，采用短時大推力發動機已經不再具有任何優點，反而其能量利用率不合理的先天缺陷表現得更為突出。因此，必須重新設計能量利用率更高的大推力比、長工作時間的單室雙推發動機，發展雙脈沖、多脈沖等更為先進的動力技術，解決其速度衰減過快、末端存速低的問題。

2.5 多聯裝發射平臺、管式為主

陸軍多管火箭武器系統是一個多聯裝發射平臺，以40管的“冰雹”火箭系統為例，為了簡化控制線路采用了單線制發射控制，使得彈炮信息傳輸通道匱乏。制導化后，發射前需要裝定目標信息、炮位信息、GNSS星歷信息和飛行控制參數，并且要為制導控制系統提供地面供電，僅通過一根線同時完成上述任務難度極大，發射控制成為陸軍多管火箭武器制導化面臨的挑戰，必須攻克制導火箭單線制發射控制技術難題。

其次，傳統的作戰使用方式為單炮集火連射，在精度大幅度提高后面臨過毀傷嚴重、作戰效能降，如何發展連射分火技術，提高毀傷效能和使用靈活性也成為陸軍多管火箭武器制導化面臨的挑戰，必須攻克連射分火的技術難題。

3 制導化中應重點解決的問題

為了應對陸軍多管火箭武器系統的5類特征對其制導化帶來的挑戰，在未來的研究中應重點關注和解決如下問題:

1）小型化、低成本、高精度非固聯捷聯慣性導航技術。文獻［4］中已經提出了采用非固聯捷聯慣性導航技術解決采用旋轉體制帶來的導航誤差過大問題。但是，對于小口徑火箭彈，還需要重點研究采用低成本微機電系統慣性器件，并解決非接觸信號傳輸等技術難題。

2）旋轉彈錐形運動穩定性準則。文獻［5-9］中針對具有駕駛儀的旋轉彈建立了穩定性設計準則，同時也揭示了舵機系統動態剛度對于飛行穩定性的影響。文獻［10-12］針對雙旋彈的飛行動力學特性和穩定性開展了研究。對于低成本制導火箭，尤其是僅僅采用末制導技術的制導火箭，通常為了降低成本，不具有駕駛儀回路，其動態穩定性問題有待深入研究。

3）彈道規劃與控制技術。為了提高毀傷效能，對于殺傷爆破彈、侵徹彈等彈種提出了大落角的要求。而火箭彈的末端靜穩定度過高、末端操縱極為困難給實現大落角提供了苛刻的限制。因此，亟待開展彈道規劃與控制技術研究。充分利用引入制導控制系統后，為彈道機動提供了可能這一有利條件，從全彈道角度出發，充分利用可用的操縱能力，實現大落角等終端要求。

4）發展多脈沖火箭發動機。摒棄短時大推力發動機方案，重新設計能量利用率更高的大推力比、長工作時間的單室雙推發動機，發展雙脈沖、多脈沖等更為先進的動力技術，解決其速度衰減過快、末端存速低的問題。近年來，已有學者開展了雙脈沖固體火箭發動機的研究工作［13-14］。

5）單線制發射控制技術。為了適應單線制發射控制的多管火箭制導化問題，亟待發展單線制發射前目標信息、炮位信息、GNSS星歷信息和飛行控制參數等裝定，同時為制導控制系統提供地面供電的制導火箭單線制發射控制技術。

6）目標分割與連射分火技術。針對精度大幅度提高后面臨過毀傷嚴重、作戰效能降低問題，亟待發展以毀傷效能為前提、以提高效費比為核心的面目標分割技術，合理確定每發火箭彈的瞄準點。同時，發展連射分火技術，提高毀傷效能和使用靈活性。

4 結論

自第二次世界大戰以來，陸軍多管火箭武器經歷了增大射程、提高密集度和全程制導化等3個發展階段，形成了旋轉體制、大長徑比、多聯裝等典型特征。上述特征既為其制導化創造了有利條件，同時也給其制導化帶來了挑戰。在未來發展中，必須攻克旋轉彈捷聯慣性導航技術、旋轉彈動態穩定性理論、彈道規劃與控制理論和方法、大推力比長工作時間的單室雙推發動機、雙脈沖與多脈沖發動機等先進的動力技術、單線制發射控制技術等難題，加速陸軍多管火箭武器的制導化進程。

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Progress and Key Points for Guidance of Multiple Launch Rocket Systems

YANG Shu-xing
（School of Aerospace Engineering，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China）

The development process of multiple launch rocket systems（MLRSs）is reviewed，and the three development phases of extended range，improved firing dispersion and guidance implementation of MLRS since World WarⅡare introduced intensively.The features of MLRS are summarized as well，including multiple launch tubes，spinning of projectile body，large length-diameter ratio，short-time and high thrust motor，curved trajectory and static stability design.The advantages and challenges for guided rocket projectiles are discussed.Several issues，such as strapdowninertia navigation，dynamic stability，trajectory programming and control，advanced solid rocket motor and single conductor wire launch control，which should be focused on and solved in the future investigation，are proposed.

ordnance science and technology；multiple launch rokect system；rocket；guidance；inertial navigation；stability；control system；rocket motor

TJ393

A

1000-1093（2016）07-1299-07

10.3969/j.issn.1000-1093.2016.07.019

2016-06-22

國家自然科學基金項目（11532002）

楊樹興（1962—），男，教授，博士生導師。E-mail:yangshx@bit.edu.cn