反臨近空間助推滑翔高超聲速目標制導研究

李記新　王霞

摘 要： 臨近空間助推滑翔高超聲速飛行器飛行海拔高、 速度快、 機動強， 傳統防空導彈和空空導彈難以對其進行攔截。 針對攔截具有大機動能力的臨近空間高超聲速飛行器的精確制導問題， 分析了攔截彈彈體過載及其響應時間常數需求并闡明了直接力控制的必要性， 確定了紅外成像導引頭探測體制并分析了截獲距離、 分辨率與幀頻、 瞬時視場角、 離軸角等指標需求。 最后， 論述了直接力應用現狀并提出了裝置布局方案。

關鍵詞： 臨近空間； 高超聲速飛行器； 制導； 直接力； 紅外成像導引頭

中圖分類號： TJ765.3 文獻標識碼： A 文章編號： 1673-5048（2018）03-0031-06

0 引 言

臨近空間裝備的研究和試驗開始于國外。 在國內， 文獻[1]較早介紹了臨近空間概念； 文獻[2]較早研究了臨近空間裝備體系概念、 分類和特點， 詳細論述了臨近空間飛行器所處的主要空域及氣象特點， 認為在臨近空間所跨越的平流層、 中間層和熱層三個區域中， 平流層是更適宜于臨近空間飛行器“生存”的空域； 臨近空間高超聲速飛行器飛行馬赫數超過5， 有動力巡航飛行平臺吸氣式發動機主要工作高度在30～60 km之間。 文獻[3-4]較系統地研究了臨近空間高超聲速飛行器的攔截問題。 文獻[3]研究了高動態臨近空間飛行器的典型彈道及其攔截策略， 對比研究了助推段攔截、 中段攔截、 滑翔/巡航段攔截和末端攔截（即高速下壓段攔截）等多種攔截方案， 認為當目標處在滑翔/跳躍段時更有利于防御體系對其進行攔截， 此時目標高度主要處在20～40 km之間， 最大速度2～2.5 km/s。 文獻[4]通過推斷臨近空間高超聲速飛行器的主要目標特性（飛行馬赫數5～25； 機動能力2g～4g； 飛行高度20～100 km； 雷達反射截面積0.1～0.01 m2； 幾何尺寸1～20 m）， 研究了臨近空間高超聲速飛行器目標的攔截系統方案： 截擊機根據系統指揮攜帶攔截彈起飛并迅速飛至30 km高度以上， 攔截彈采用“一級助推+二級中制導彈+三級動能攔截器”體系結構， 動能攔截器采用中波紅外成像/激光探測復合尋的體制和末制導直接力/氣動力復合控制方式實現精確制導， 以確保能夠直接碰撞殺傷目標； 同時采用側窗制冷和氣動光學校正技術確保攔截彈高速飛行狀態下對紅外目標有足夠的探測距離和角度測量精度。 文獻[5-6]通過數字仿真研究了乘波體結構的臨近空間高超聲速飛行器在典型飛行狀態下的3～5 μm中波紅外波段輻射特性， 認為乘波體結構的高超聲速飛行器紅外輻射主要集中于乘波體下方和上方強激波的波后空間區域， 下方比上方還要更強一些。 文獻[7]論述了臨近空間高超聲速目標雷達探測特性， 在高速飛行時目標機體周圍產生等離子體從而導致雷達探測出現“黑障”， 對雷達探測極為不利。 文獻[8]研究了臨近空間高超聲速飛行器攔截末制導系統主要指標需求， 簡略給出了高速攔截制導方案， 其考慮的目標機動幅值最大為3g。

臨近空間助推滑翔高超聲速飛行器是未來極具戰略威脅能力的高性能偵察和作戰平臺， 具備全球快速到達能力和突防能力。 其助推滑翔飛行時間較長， 主要飛行高度為30～60 km， 以30～40 km高度最為典型， 在該段成功實施攔截的可能性更大。 現有的空空導彈、 防空導彈和陸基/海基反導導彈受自身作戰空域或機動能力等因素限制， 難以對其進行有效攔截。

本文針對具有大機動能力的臨近空間助推滑翔高超聲速飛行器目標的攔截問題開展精確制導技術研究， 進行末制導段攔截彈彈體控制、 紅外成像導引等關鍵技術論證， 特別是在假定導引頭圖像所選擇的制導點跳動為1個像素的情況下， 分析了分辨率對制導精度的影響， 給出了直接力裝置布局方案。

1 制導系統指標分解

1.1 快速性

航空兵器 2018年第3期

李記新， 等： 反臨近空間助推滑翔高超聲速目標制導研究

使用五階線性化比例制導系統模型進行彈體過載快速性需求分析， 如圖1所示。 圖2為其中的簡化一階導引頭模型， 采樣頻率取100 Hz， 角分辨率取0.1 mrad。 五階線性化制導系統模型中， 主要包括導引頭（一階）、 制導濾波器（一階）、 彈體及自動駕駛儀（三階）、 比例制導律（設有效導航比N為4）。 由于現代精確制導武器使用的一般都是比例制導律或者以比例制導律為基礎進行擴展優化得到的高級制導律， 而高級制導律所需的“額外”信息（例如目標加速度）并不總能準確獲得， 導致高級制導律的性能下降， 因而在指標分解工作中， 模型使用比例制導律是合適的， 即使導致論證的需求指標要求高于高級制導律， 這也是可以接受且合理的， 因為精確制導系統設計必須有足夠裕度來容忍建模不準確帶來的誤差以及各種未建模誤差。 文獻[9]的研究表明， 系統階數對分析結果有明顯影響， 階數越高越接近實際的非線性系統， 但五階系統的精度已經足夠高， 物理意義也很清晰。 因而五階線性化比例制導系統模型及分析方法已被工程和學術界廣泛認可， 并大量應用于精確制導系統的分析與設計中。 其他參數設置： 高度40 km， 導彈速度馬赫數6， 目標速度馬赫數8， 目標機動加速度為5g， 機動時間常數Tt為0.3 s。 目標開始機動時刻剩余飛行時間設為0.05 s， 0.10 s， …， 3 s， 分別進行數字仿真， 可以得到目標機動引起的最大脫靶量與導彈制導系統時間常數T強相關， 并且隨著T的減小而迅速減小。

設制導精度指標為3 m（3σ）， 假定導彈最大機動過載能力不受限， 此時目標機動引起的最大脫靶量指標若設為1.5 m， 則攻擊臨近空間助推滑翔高超聲速飛行器目標的導彈制導系統時間常數T≤0.22 s。

1.2 機動過載

定義導彈加速度指令飽和幅值與目標機動加速度幅值之比為加速度比率。 在不影響對機動目標制導精度的前提下， 加速度比率不低于2.5即可。 若目標機動過載能力上限設為5， 則要求攔截彈的過載能力不低于12.5。

與此同時， 攔截彈制導系統時間常數T若從0.22 s減小到0.2 s， 則對攻擊敏捷機動目標更為有利（目標機動引起的最大脫靶量從2.2 m減小到1.7 m）。

1.3 指標分解

制導控制系統指標分解方案如表1所示，其中， T為制導系統時間常數， 包括： 導引頭跟蹤及制導信息估計時間常數（Ts+Tg）， 彈體過載時間常數Ta。 從中可知， 需要采用直接力控制， 以能夠滿足40 km高度稀薄大氣層內彈體過載大于等于12.5， 過載響應時間常數小于等于0.05～0.10 s的指標要求。

2 紅外成像導引頭

2.1 截獲距離

末制導控制剛度需要達到6～10以上才能有效克服目標機動和初始航向誤差對脫靶量的影響 [9]。 由此可知：

（1） 在40 km高度， 采用純氣動力控制時， 制導系統時間常數最大約為2～3 s， 理論上所需的最小末制導時間約為12～20 s；

（2） 采用直接力/氣動力復合控制時， 制導系統時間常數為0.20 s， 理論上所需的最小末制導時間為1.2～2.0 s。

根據上述分析， 末制導時間設計為14～20 s。 前12～18 s用氣動力控制來消除大部分制導誤差， 末端2 s內啟動直接力控制， 消除殘余的制導誤差或者目標機動影響以及由制導點轉移導致的末端制導誤差。 典型迎頭攔截飛行條件下， 導彈速度馬赫數6， 目標速度馬赫數8， 彈目接近馬赫數大約為14， 40 km高度聲速為317.189 m/s， 因此導引頭對助推滑翔高超聲速飛行器目標的截獲距離應不小于62.2～88.9 km。

2.2 分辨率與幀頻

紅外成像導引頭分辨率和幀頻是兩個重要指標。 分辨率決定了導引頭測角信息（失調角）不是連續變化而是離散變化的， 分辨率參數決定了失調角離散變化絕對量的大小。 除了圖像處理和制導點選擇造成跳動之外， 像素量化造成的失調角誤差也會造成制導點跳動， 制導點跳動會影響制導精度。 在這里， 分析較為嚴酷的一種情況對脫靶量的影響： 制導點跳動1個像素后制導點在目標上的位置保持不變。 實際上， 雖然隨后制導點保持穩定， 導引頭測量的失調角仍然受到像素量化誤差的影響， 這種誤差近似視為一種零均值隨機分布。

2.2.1 分析模型

分析模型如圖1所示。 N=4， 加速度指令限幅15g， Vc為馬赫數14， 目標不機動。

2.2.2 分析結果

T=0.2 s， 制導點跳動1個像素的情況下， 圖1所示模型的分析結果如圖3～4所示， 分析結果表明：

（1） 分辨率是主要影響因素， 分辨率越高則制導點跳動對脫靶量的影響越小， T=0.2 s情況下， 分辨率分別為0.490 8 mrad， 0.245 4 mrad， 0.122 7 mrad， 0.061 4 mrad時， 脫靶量峰值分別為1.7 m， 0.8 m， 0.4 m， 0.2 m， 對應于遇靶前0.8 s左右的跳動；

（2） 幀頻的影響較小， 而且并不是幀頻越高越好， 從分析結果看100 Hz較合適。

根據綜合分析， 提出初步的指標要求：

（1） 角分辨率： ≤0.122 7 mrad；

（2） 幀頻： 100 Hz。

2.3 瞬時視場角

初步估算典型攻擊條件暫取為導彈初始高度H=30 km， V為馬赫數3.5， 發射距離500 km， 目標高度40 km， 目標馬赫數5， 目標不機動， 設導引頭截獲距離60 km。 中制導時間151 s， 截獲時刻載機目標距離121 km， 導彈與載機的距離63 km， 導彈采用GPS+慣導組合導航， 指向誤差及截獲概率見表2， 對于迎頭攻擊鄰近空間高速目標， 瞬時視場角不低于±2.8°時截獲概率能夠滿足需求。 據此， 提出初步的瞬時視場指標為≥±2.8°。

3 彈體直接力裝置布局

3.1 直接力應用概況

直接力（反作用射流）的實現形式主要包括液體發動機、 固體脈沖發動機、 燃氣發生器、 發動機尾端引流等， 其配置方法、 使用限制如表3所示。

3.2 直接力布局方案

經估算， 在40 km高度典型空空導彈飛行馬赫數不小于6時， 導彈最大氣動過載3.65， 自動駕駛儀時間常數約為1 s， 不能滿足機動過載幅值和快速性指標要求。 因此， 必須使用直接力軌控+姿控方案， 如圖5所示。 軌控裝置配置于質心前（如圖6所示）， 為4噴口、 “十”字布局， 主要作用是提供機動過載和提高響應快速性； 姿控裝置配置于導彈尾端（如圖7所示）， 為6噴口、 “十”字布局， 與軌控發動機同時工作共同為導彈提供法向機動過載， 并用于導彈姿態穩定和姿態控制， 能夠抑制軌控推力對彈體俯仰和橫滾的擾動。 噴口1， 4用于俯仰控制， 噴口2， 3， 5， 6既用于偏航控制， 也用于橫滾控制。 其中： 噴口1產生正向俯仰力矩； 4產生負向俯仰力矩； 2， 3共同產生正向偏航力矩， 5， 6共同產生負向偏航力矩； 3， 6共同產生正向橫滾力矩； 2， 5共同產生負向橫滾力矩。 為節省能量， 對向安裝的兩噴口不能同時工作。 該方案的優點是姿控推力與軌控作用力方向相同， 姿控力臂較長， 有利于減小單個直接力裝置的推力需求， 直接力裝置的軌控和姿控配置較為方便， 有利于減小直接力噴流對彈體和舵面的影響。

3.3 直接力裝置的使用

由于助推滑翔高超聲速飛行器目標機動能力很強（海拔高度40 km、 最大機動幅值5g、 時間常數0.3 s）， 飛行空域大氣極其稀薄， 攔截彈僅依靠氣動力控制時最大機動過載很小， 難以與之對抗， 很有可能需要氣動力/直接力復合控制較早啟動， 并且中制導段和整個末制導段都需要開啟直接力控制， 因此與較低空域（例如海拔高度30 km以下， 導彈高超聲速飛行狀態下只依靠純氣動力控制即具有較大的機動過載， 直接力裝置只需要在彈道末端開啟通過姿控提高過載響應快速性）相比， 直接力裝置需要同時進行軌控和姿控， 并且要工作更長時間、 消耗更多的燃料或工質以提供足夠大的機動過載， 達到足夠小的彈體過載響應時間常數。

4 結 論

針對具有大機動能力的臨近空間巡航段高超聲速目標的精確攔截制導問題， 使用比例制導線性化自動尋的制導系統模型， 分析了攔截彈制導系統的主要技術指標要求。 通過分析制導點單個像素的跳動對制導精度的影響， 論證了對紅外成像導引頭的分辨率和幀頻需求。 給出了一種姿控和軌控協同復合的直接力裝置布局方案， 直接力裝置的軌控和姿控配置較為方便， 有利于減小直接力噴流對彈體和舵面的影響。

參考文獻：

[1] 朱福娟， 張華. 一種臨近空間飛行器的新型發射方法[J]. 裝備指揮技術學院學報， 2006， 17（5）： 61-63.

Zhu Fujuan，Zhang Hua. A New Launch Method of the Near Spacecraft[J]. Journal of the Academy of Equipment Command & Technology， 2006， 17（5）： 61-63. （in Chinese）

[2] 李小將， 李志德， 楊健， 等. 臨近空間裝備體系概念及關鍵問題研究[J]. 裝備指揮技術學院學報， 2007， 18（4）： 72-77.

Li Xiaojiang， Li Zhide， Yang Jian， et al. Study on Concept and Technology of Near Space Equipment Architecture[J]. Journal of the Academy of Equipment Command & Technology， 2007， 18（4）： 72-77. （in Chinese）

[3] 呼衛軍， 周軍. 臨近空間飛行器攔截策略與攔截武器能力分析[J]. 現代防御技術， 2012， 40（1）： 11-15.

Hu Weijun， Zhou Jun. Analysis of the Interception Strategy of the Near Space Vehicle and Capability of the Interception Weapon[J]. Modern Defense Technology， 2012， 40（1）： 11-15.（in Chinese）

[4] 戴靜， 程建， 郭銳. 臨近空間高超聲速武器防御及關鍵技術研究[J]. 裝備指揮技術學院學報， 2010， 21（3）： 58-61.

Dai Jing， Cheng Jian， Guo Rui. Research on NearSpace Hypersonic Weapon Defense System and the Key Technology[J]. Journal of the Academy of Equipment Command & Technology， 2010， 21（3）： 58-61.（in Chinese）

[5] 張勝濤， 陳方， 劉洪. 近空間高超飛行器氣動熱紅外特性數值仿真[J]. 計算機仿真， 2010， 27（1）： 114-118.

Zhang Shengtao， Chen Fang， Liu Hong. Numerical Simulation of AeroThermal Infrared Radiation of Near Space Hypersonic Vehicle[J]. Computer Simulation， 2010， 27（1）： 114-118.（in Chinese）.

[6] 張勝濤. 臨近空間高超聲速飛行器繞流紅外輻射特性數值模擬研究[D]. 上海： 上海交通大學， 2009.

Zhang Shengtao. The Research on Numerical Simulation of Infrared Radiant Properties of Flow Field around Near Space Hypersonic Vehicle[D]. Shanghai： Shanghai Jiao Tong University， 2009.（in Chinese）

[7] 張燕鵬， 李曉波， 薛俊詩. 對高超聲速目標的跟蹤及算法研究[J]. 航天電子對抗， 2013， 29（5）： 19-22.

Zhang Yanpeng， Li Xiaobo， Xue Junshi. Research on Tracking and Algorithm of Hypersonic Aircrafts[J]. Aerospace Electronic Warfare， 2013， 29（5）： 19-22.（in Chinese）

[8] 李記新， 王霞， 李友年.臨近空間高速攔截制導研究 [J]. 彈箭與制導學報， 2015， 35（4）： 43-46， 50.

Li Jixin， Wang Xia， Li Younian. Study of Guidance for Near Space Hypersonic Aircraft Interception[J]. Journal of Projectiles， Rockets， Missiles and Guidance， 2015， 35（4）： 43-46， 50.

（in Chinese）

[9] Zarchan P.Tactical and Strategic Missile Guidance[M]. 5th ed.AIAA， 2007： 49-50， 98-99.

[10] Fleeman E L. Tactical Missile Design[M]. 2nd ed. AIAA， 2006： 215-216.

Abstract： In near space， it is rather difficult， especially to traditional air defense missile and airtoair missile， to intercept the boostgliding hypersonic aircraft which flies with high altitude， high speed and strong maneuverability. To precisely intercept boostgliding hypersonic aircrafts which can maneuver with large overload capability in near space， guidance system model is built and requirements of missile body control and seeker for terminal guidance in high velocity interception is studied. Missile overload capacity and response time constant demands are derived， which indicates obviously that reaction jet is necessary in missile autopilot. It is demonstrated that infrared imaging seeker is superior to radar seeker. Important parameters are studied for infrared imaging seeker， such as detection range， resolution ratio， image frame frequency and offboresight angle. Finally， a kind of orbitattitude control equipment layout via reaction jet is presented.

Key words： near space； hypersonic aircraft； guidance； reaction jet； infrared imaging seeker