臨近空間高超聲速目標防御制導策略研究

武文峰，靳凌，周桃品＊

中國空空導彈研究院，河南 洛陽 471009

高動態臨近空間飛行器的主要特點是采用非慣性彈道高超聲速飛行，具有較大的升阻比、機動靈活、高速飛行、實時打擊能力強等特點，對未來的作戰理論和武器裝備的發展產生重要影響。以美國X-43A、X-51A為例，其巡航高度約30km，巡航速度達到Ma6，最大速度將近Ma10，這些高空高速目標不僅具有很高的飛行速度，還具有一定的機動能力，飛行速度在Ma10左右的高超聲速飛行器其法向過載可達到2～3。另外，臨近空間目標飛行高度普遍低于導彈防御系統的攔截下限，如美國末段高層區域防御系統(THAAD)的攔截高度下限為40km。對于處于臨近空間高超聲速飛行器，國際上尚缺乏有效的對抗手段[1,2]。為了應對臨近空間超高速目標的威脅，必須發展新型防御武器。

從臨近空間飛行器高動態飛行器典型彈道以及現有攔截技術分析，臨近空間飛行器滑翔/跳躍段飛行時間長、射程遠、空域較低，而空基攔截系統具有靈活性、遠程攔截和快速響應等優勢，參考文獻[3]指出采用適當的攔截、制導策略和提高攔截彈本身性能，滑翔/跳躍段攔截臨近空間飛行器的概率較高。參考文獻[4]提出了采用直接力/氣動力復合控制攔截臨近空間高超聲速目標的制導方案，對目標機動能力以及直接力的使用方式需要做進一步研究。

1 臨近空間高超聲速目標運動特性分析

X-51A飛行器由巡航體、級間以及助推器三部分組成，氣動外形如圖1所示。其中巡航體常采用楔形頭部、升力體機身、后部控制面和腹部進氣道外形。

圖1 X-51A氣動外形圖Fig.1 Aerodynamic shape of X-51A

1.1 飛行器參數分析

飛行試驗中，X-51A由B-52轟炸機攜帶升空，自母機投放后經火箭推進至超燃沖壓發動機的工作高度及飛行馬赫數，然后超燃沖壓發動機點火，將飛行器由馬赫數4.5加速到馬赫數6的巡航速度。X-51A飛行器性能飛行參數見表1。

表1 X-51A性能參數表Table 1 Performance parameters of X-51A

X-51A飛行器采用了普惠公司制造的吸熱式超燃沖壓發動機SJY61[5]。發動機典型參數見表2。

表2 超燃沖壓發動機SJY61典型參數Table 2 Typical parameters of scramjet SJY61

1.2 巡航段機動能力估算

X-51A采用面對稱布局，在水平面內機動飛行一般采用傾斜轉彎方式。在保證飛行器不掉高條件下，法向力的鉛垂方向分量與重力平衡，法向力的水平分量用于飛行器側向機動。X-51A若飛行高度為25km，飛行器平衡迎角取2°，超燃沖壓發動機不熄火最大迎角為5°，可以估算得到飛行器側向機動過載為2。

根據以上分析結果，使用超燃沖壓發動機的高超聲速飛行器，為了保持飛行器的正常飛行，在巡航飛行時不可能實現瞬時大機動飛行，只可能進行范圍較大的預設航跡飛行。

2 空基攔截制導總體設計

臨近空間高超聲速目標一般采用迎頭攔截制導方式，彈目接近速度越高，噪聲對制導精度的影響越嚴重，同時彈目高速交會對引戰配合不利。兼顧氣動力控制導彈須保證必要的機動能力和攔截控制，為了保證武器系統綜合性能，攔截器—目標速比應保證在一定合理范圍內。此外，高空

近距攔截可攔截錐角主要受導彈轉彎能力約束（假設發射時刻攔截彈軸指向目標），遠距攔截忽略導彈轉彎過程（理想條件下攔截彈到目標航路速度最小，平行接近勻速交會），最大可攔截錐角可以表示為：氣動力控制的導彈響應能力不足，在直接碰撞制導等殺傷方式下，需要提高導彈的快速性。

2.1 攔截器速比特性分析

由于攔截器的可用氣動過載與動壓成正比，可以得出攔截彈轉彎角速率θ˙M與其速度vM成正比：

由于攔截器的可用氣動過載與動壓成正比，可以得出轉彎角速率與導彈速度成正比。進而可推導出攔截彈可攔截錐角與導彈/目標速度比值成正比。

設定典型參數，通過仿真分析得到可攔截錐角隨發射距離變化曲線如圖2所示。

圖2 可攔截錐角隨發射距離變化曲線Fig.2 Curve of intercepting angle with launching distance

根據彈目相對運動學特性分析，攔截器—目標速比小于1條件下，攔截彈必須以迎頭、側迎頭方式攔截目標。其中，中制導段用于消除導彈速度指向誤差，末制導段消除目標機動等引起的攔截彈追蹤誤差。

另外，從保證彈道收斂角度考慮，攔截彈一般應保證為目標機動能力的三倍（按照目標機動2g考慮，攔截彈機動能力至少為6g），而攔截彈機動能力與其速度平方成正比，因此,基于末制導消除導彈速度指向誤差及機動能力需求雙重因素，攔截彈—目標速度不應過低。通過攔截彈機動能力估算分析，攔截器—目標速比應大于0.5。

2.2 直接力控制引入必要性分析

由于臨近空間攔截器的機動能力大大降低，氣動力控制導彈的時間常數增大。為了分析目標機動對制導系統的影響，搭建了仿真環境，其中，導引頭采用理想環節，導彈氣動力最大過載選取6，自動駕駛儀時間常數設為0.6s，改變目標機動頻率（目標加速度為方波機動），采用比例導引制導，純氣動力控制方式下得到目標機動引起的脫靶量仿真分析結果如圖3所示。由圖3可知，如果攔截彈時間常數過大，全程氣動力條件下制導精度將無法滿足直接碰撞需求（攔截彈時間常數過大條件下，目標機動引起的脫靶量最大可以表示為目標機動加速度的二次積分）。

圖3 目標機動引起的脫靶量對比Fig.3 Comparison of miss distance caused by target maneuve

另外，根據線性系統分析結果，目標機動引起的脫靶量與制導系統時間常數的平方成正比[6]。攔截彈為了實現對目標的直接碰撞，應大幅度減小攔截彈時間常數。考慮到高空條件下，攔截彈舵效低，氣動力控制不能滿足制導系統的快速性需求，考慮到直接力能夠大幅提高導彈的快速性，在彈道末段引入軌控直接力，能夠消除末制導過程中導彈追蹤引起的制導偏差。結合以上分析結果，滑翔/跳躍段攔截臨近空間高超聲速目標，應在彈道末段引入軌控直接力。

2.3 軌控直接力引入時機分析

對于軌控發動機而言，開機時間至關重要，如果開機太早，對發動機工作時間要求較高，會消耗更多的能量，同時在導彈飛行末段易引入發動機噪聲；如果開機太晚，軌控發動機產生的過載無法滿足可用過載的要求，制導精度無法保證[7]。

導引頭采用理想環節，氣動力最大過載約束取6，時間常數取0.3s，直接力最大過載取20，時間常數取0.05s，目標階躍機動過載為2時，采用比例導引制導進行數字仿真分析，直接力切換時間對脫靶量影響的仿真分析結果如圖4所示。由仿真結果分析可知，直接力引入的剩余飛行時間Tgo大于0.5s條件下，能夠達到脫靶量小于1m的目標。

圖4 直接力切換時間對脫靶量影響仿真Fig.4 Simulation of the effect of direct force switching time on miss distance

綜合軌控發動機的開啟時機與氣動力時間常數、剩余飛行時間估值精度等多種因素，以及氣動力時間常數受寄生耦合回路穩定性約束、剩余飛行時間估值精度限制等，應在目標遭遇前0.5～1s開啟軌控發動機。

3 直接碰撞制導約束下導引頭指標論證

根據對臨近空間高超聲速飛行器的輻射特性分析，臨近空間高超聲速飛行器采取了隱身特性，雷達截面積（RCS）小，雷達探測體制很難發現目標[8]，同時考慮到巡航段超燃沖壓發動機的工作特性，采用穩定平臺結構紅外制導體制的導引頭是主要發展方向。

為保證導彈高概率截獲目標以及實現對機動目標的直接碰撞制導，導引頭截獲距離、視場、分辨率、幀頻之間必須滿足一定的匹配性約束。

3.1 截獲距離、視場對截獲概率的影響

目標落入概率P主要由攔截彈角度指示誤差σ及導引頭半視場φ決定：

若不考慮導引頭隨動誤差及識別概率，目標指示誤差、導引頭視場對應的截獲概率計算結果如圖5所示。

圖5 截獲概率影響計算結果Fig.5 Calculation results affected by interception probability

攔截彈由地面雷達引導截獲目標的過程中，構成導引頭角度引導信息的誤差源主要有[9]：導彈位置導航誤差、目標方位指示誤差（由目標位置測量誤差、速度誤差及刷新頻率決定）、導彈姿態誤差以及導引頭隨動誤差等?？紤]到導彈位置及姿態導航誤差可通過采用高性能慣性傳感器及組合導航等措施予以消除，可認為該誤差為小量，總體而言，導引頭的靜態隨動精度較高，若不考慮導引頭隨動角度誤差，目標位置誤差取1km，根據導引頭截獲距離，可估算得到導引頭角度指示誤差為0.57°(截獲距離100km)、1.15°(截獲距離50km)。

根據以上分析，攔截彈由地基雷達引導截獲目標，若導引頭截獲距離取50～100km[10]，搜索場大于5.6°，能夠滿足攔截彈高概率截獲目標的要求。

3.2 分辨率、幀頻對制導精度的影響

若目標不機動，導彈機動能力9g時，導彈速度Ma3，目標速度Ma6，比例導引律有效導航比取3，導引頭瞬時視場取3°，分辨率和幀頻對脫靶量的影響仿真結果見表3。由仿真結果可以看出，隨著幀頻提高，脫靶量有降低的趨勢，但高到一定程度后，對脫靶量改善作用不明顯。

通過以上分析，導引頭瞬時視場取3°，分辨率取256×256，幀頻200Hz，可以滿足直接碰撞制導的需求。

4 結論

綜上所述，以X-51A為代表的臨近空間飛行器具有飛行高度高、飛行速度快等特點，對攔截彈制導系統設計提出了更高的要求。從攔截手段分析，臨近空間飛行器滑翔/巡航段飛行時間長，目標機動能力有限，同時考慮到紅外輻射特性強，被探測概率高，采用穩定平臺結構的紅外制導體制、氣動力/軌控直接力復合控制和滑翔/巡航段迎頭攔截制導方案，經過制導系統指標分解，仿真分析能夠實現對目標的直接碰撞要求。

表3 分辨率和幀頻對脫靶量的影響Table 3 Effect of resolution and frame rate on miss distance