回收控制技術在空空導彈靶試試驗中的應用*

何金剛，廖志忠

(中國空空導彈研究院， 河南洛陽 471009)

0 引言

回收控制技術研究多應用于航天器再入段以及無人機降落過程，通常利用氣動力以及減速裝置使需要回收的有效載荷減速，直至按預定的程序和目的安全著陸和收回。在一些海防或空防戰術武器的研制階段，為更多更好了解飛行試驗中產品工作性能，以達到縮短研制周期，節省研制經費的目的，也進行回收控制。若能夠將回收控制思路應用于空空導彈靶試試驗，對產品采集數據、分析數據、縮短研制周期、節約成本、降低靶場風險具有重要意義。

1 回收需求分析

由于空空導彈彈體結構限制，盡可能在不增加降落傘等硬件系統的前提下，僅依靠算法設計實現導彈平穩回收?？湛諏棸性囋囼炛袑楋w行速度高、遇靶時間不確定、彈道情況復雜、隨機性大，因此導彈回收需有效克服以上困難。算法設計需要針對不同彈道條件以及不同干擾環境尋求一種通用方法，來完成導彈成功回收。

以導彈成功回收作為頂事件進行設計需求分析，如圖1所示。完成導彈回收既要保證導彈彈體結構完整性，以便對產品進行事后分析以及有效利用；又應保證導彈落地點安全，以降低靶場風險。

為保證導彈落地后彈體結構的完整性，需盡可能減小落地瞬間導彈與地面的沖擊力。當導彈不加裝降落傘裝置時，在空中僅能通過自身氣動力進行有效減速，以保證較小速度落地并減小沖擊。導彈落地前還需保證姿態平穩，以及較小的正俯仰角，避免彈體直接扎入地面或在地面反彈發生二次沖擊。導彈落地點的安全，需提前規劃靶場內安全區域，避開人員與設施。

因此，算法應按照以下三方面為準則進行設計：

1)導彈落地速度較小；

2)導彈落地姿態穩定，俯仰角為正且較??；

3)導彈落地點在安全區域，無人員與設施。

2 無傘回收控制方法

2.1 回收控制啟動判據

導彈發射后飛向目標過程中，彈內實時準確判斷出導彈何時真正過靶是進行回收控制的前提。導彈啟動回收控制過早，將影響導彈正常靶試試驗，可能未遇靶就開始回收，達不到靶試試驗本身目的。導彈啟動回收控制過晚，從導彈過靶到啟動回收控制之間持續時間越長，越不利于導彈進行回收。因此，回收控制啟動判據設計原則為：確保導彈遇靶完成正常試驗項目，過靶后盡早啟動回收算法。

由于導彈自身對目標探測信號可能產生虛警，以及對彈目相對運動狀態的估計誤差，因此無法準確判斷出導彈何時與目標遭遇。那么可考慮利用彈上高可靠性器件的輸出參數進行過靶判斷，如飛控組件。若飛控組件硬件出現故障，則導彈靶試極大可能會失利，回收狀態判斷失誤對靶試結果影響較小。

算法設計時可考慮根據靶試彈道條件，利用各種條件拉偏仿真得到的絕對遇靶時間生成導彈過靶標志。該方法僅利用了飛控計算機的計時功能，可靠性高，然而需考慮的不確定因素多，工作量大。也可根據導彈被動段速度生成過靶標志，當速度過低以致無法擊中目標時產生過靶標志。該方法能夠適用于大部分彈道，避免大量拉偏仿真，工作量較小，然而可能啟動回收算法較慢。

2.2 回收控制算法設計

導彈回收控制可采用多種方法，不同的回收方法風險不同且效果存在差異，因此選擇合適的回收控制策略成為導彈回收控制的核心內容。那么，需要對不同的回收控制策略進行研究，并尋求合適的方案解決空空導彈回收控制問題。可考慮使用彈道規劃技術，采用誤差控制的原理對導彈航跡與姿態角進行聯合控制。首先控制導彈沿預定的航跡運動，其次導彈沿既定航線飛行的同時控制導彈速度與俯仰角。

回收控制算法可分為過渡調整段與航跡控制段。

1)過渡調整段。根據導彈過靶時刻的狀態進行彈道設計，以達到穩定彈體姿態以及導彈航跡的目的。

根據啟動回收時刻的彈道偏角與導彈高度自適應設置虛擬目標點，控制導彈按照比例導引律飛行，從而達到穩定彈道與彈體姿態的目的。當導彈彈道偏角調整至預定方向時可認為過渡調整完成?？紤]某些情況引起的導彈飛行時間較長、動壓不足或離靶區較遠，當導彈過渡調整段飛行一定時間或達到靶區邊界時，均可進入下一階段，實施航跡與姿態聯合控制。

2)航跡與姿態聯合控制段。該階段通過產生自適應的加速度指令控制導彈航跡，使之能夠向設定區域飛行。在此過程中一方面控制導彈有效減速，另一方面控制導彈姿態角平穩。

水平面過載指令用于航跡控制，指令生成考慮了導彈速度、導彈海拔高度、彈道偏角以及導彈在靶場內相對位置，如式(1)所示。

nxz=f(v，h，φ，rx，rz)

(1)

式中：nxz為水平面內過載指令；v為導彈速度；φ為彈道偏角；rx、rz為導彈在慣性系北向、東向位置。

根據實時彈道偏角與導彈相對靶場的位置信息，自適應生成過載指令，按照理想航跡飛行。并實時利用導彈速度、高度信息進行過載指令修正，以增強系統魯棒性。

水平面航跡控制的同時，在垂直面進行導彈俯仰角控制。垂直面過載指令生成考慮了導彈動壓與導彈俯仰角，如式(2)所示。通過對垂直面的控制來實現俯仰角在-5°～10°之間，此時

ny=f(q，θ)

(2)

式中：ny為垂直面內過載指令；q為導彈動壓；θ為導彈俯仰角。

3 設計實例

3.1 回收約束條件

某靶試區域如圖2所示，當導彈遭遇目標后希望控制導彈在回收區域內落地。落地速度盡可能小于100 m/s，俯仰角控制在-5°～10°范圍內。

圖2 導彈回收區域示意圖

3.2 算法設計

導彈進入被動段后在追蹤目標過程中速度逐漸減小。當導彈被動段速度小于400 m/s時，通常已過靶，即使未過靶也無法打中目標。因此設計導彈速度小于400 m/s時啟動回收算法。

回收控制算法設計時選取導彈導航坐標系(北-天-東)為參考坐標系。當導彈啟動回收算法后，根據靶場方位可首先設定正東方虛擬目標按照比例導引飛行一定時間，使導彈穩定；待彈道與彈體穩定后自適應控制導彈航跡使導彈先向東再向北轉彎直至向西北飛行，從而在安全區域落地。算法流程圖如圖3所示。

圖3 算法流程示意圖

3.2.1 過渡調整段算法設計

過渡調整段首先設定虛擬目標，考慮導彈運動方向以及靶區形狀，將虛擬目標位置設置為導彈過靶點正東20 km，高度低于導彈當前高度1 km。虛擬目標速度為0，即靜止目標。采用比例導引律對虛擬的空中靜止目標進行制導，導引律具體形式不再詳述。

距虛擬目標距離小于5 km時或攻擊虛擬目標飛行時間大于20 s可進入后續航跡姿態聯合控制段。

3.2.2 航跡控制算法設計

航跡控制算法包括航跡的規劃以及預設航跡的實現。根據回收區形狀，航跡規劃為先直線向東，再轉彎向北，最后直線向西北飛行。因此，通過實時計算彈道偏角預定值φc來實現航跡規劃。第一階段彈道偏角預置為-90°；轉彎階段僅實現固定過載轉彎，不預置彈道偏角；最后一階段根據回收區域西北點計算彈道偏角預定值。

3個階段中控制實現包括兩種方式：其一為固定彈道偏角的直線飛行；其二為固定過載轉彎運動。

彈道偏角的直線飛行段計算實時彈道偏角，并根據彈道偏角預定值進行誤差控制，得到過載指令。指令計算方式如下：

(3)

式中：nx、nz分別為導航系X向、Z向過載指令；kx、kz為過載指令系數；φ為彈道偏角；φc為彈道偏角預定值。kx、kz值根據導彈高度、速度以及彈道偏角預定值自適應計算。

固定過載轉彎運動設定固定過載nc，實現小過載逆時針轉彎。固定過載根據導彈高度、速度自適應計算，并進行最大值限幅。將轉彎過載分解至導航系，形式如下：

(4)

式中：nx、nz分別為導航系X向、Z向過載指令;nc為固定過載;φ為彈道偏角。

3.2.3 姿態控制算法設計

在航跡控制的同時需進行姿態控制，以提高導彈俯仰角控制效果。由于導彈駕駛儀為過載駕駛儀，不單獨對姿態進行控制，當不改變駕駛儀結構的情況下，僅能近似根據當前俯仰角調整導航系天向(Y向)過載指令。過載指令同時根據導彈動壓自適應變化。

當導彈俯仰角較大時(大于15°)，設定Y向過載指令為1g，以平衡重力作用。當導彈俯仰角較小時通過差值表計算Y向過載指令，如表1所示。

表1 Y向過載指令差值表 g

3.3 數字仿真

假設某試驗彈道發射條件為高度10 km，馬赫數1.2，彈目距離60 km。目標高度8 km，馬赫數0.8，進入角150°，適時逃逸機動。對回收控制算法進行數字仿真驗證，如圖4～圖6所示。導彈落地點在安全回收區域內，落地速度為65.7 m/s，俯仰角為5.2°。仿真表明：該算法能夠實現安全回收導彈，效果良好。

圖4 導彈飛行軌跡圖

圖5 導彈速度曲線

圖6 導彈俯仰角曲線

4 結論

對空空導彈靶試試驗回收需求進行分析，研究了無傘回收控制策略，并針對實際彈道完成算法設計。所設計的回收控制算法，能夠應用于空空導彈科研靶試。在空空導彈靶試試驗中，僅依靠算法設計實現了導彈平穩回收，對產品采集數據、分析數據、縮短研制周期、節約成本、降低靶場風險具有重要意義。通過數字仿真驗證，回收控制算法能夠實現較小速度、較小的正俯仰角落地，效果良好，具有較好工程化應用前景。