李記新，王 霞，李友年

(中國空空導(dǎo)彈研究院，河南洛陽 471009)

0 引言

臨近空間一般是指距地面20～100 km的空間區(qū)域，處于現(xiàn)有飛機(jī)的最高飛行高度和衛(wèi)星的最低軌道高度之間［1］。臨近空間高超聲速飛行器具有飛行距離遠(yuǎn)、飛行速度高、機(jī)動能力強(qiáng)、突防概率高等特點(diǎn)，攔截技術(shù)難度大，對攔截器的各項性能指標(biāo)都提出了較高的要求。臨近空間高超聲速飛行器在無動力滑翔/助推巡航段主要飛行高度為30～40 km，該段飛行時間較長，留給攔截系統(tǒng)的時間窗口較大，在該段成功實施攔截的可能性更大?，F(xiàn)有的 PAC-3、SM-3、THAAD和S-400(9M96E/9M96E2)等防空、反導(dǎo)攔截系統(tǒng)雖然對大氣層外目標(biāo)(高度大于100 km)、高層臨近空間(高度40～100 km)目標(biāo)和高度不大于30 km的目標(biāo)具有直接碰撞殺傷能力，但無法有效攔截30～40 km高度滑翔/巡航的臨近空間高超聲速目標(biāo)［2-4］。

文中以飛行高度30～40 km、速度5 Ma、最大機(jī)動能力為3 g的臨近空間高超聲速飛行器為典型攔截目標(biāo)，分析了高速攔截末制導(dǎo)對直接力控制和導(dǎo)引系統(tǒng)的要求，研究了從臨近空間平臺上發(fā)射改進(jìn)型紅外成像空空導(dǎo)彈的攔截方法。

1 直接力控制要求

臨近空間高超聲速目標(biāo)機(jī)動過載可能達(dá)到2～4［6］，純氣動力控制情況下導(dǎo)彈的機(jī)動能力與之基本相當(dāng)，必須采用直接力控制提高導(dǎo)彈的機(jī)動過載，才具備攔截機(jī)動目標(biāo)的能力。通過合理設(shè)計，直接力控制技術(shù)還將有效提高導(dǎo)彈過載響應(yīng)的快速性等動態(tài)品質(zhì)，有利于提高制導(dǎo)精度。

1.1 快速性

使用五階線性化比例制導(dǎo)系統(tǒng)模型進(jìn)行直接力控制需求分析，五階線性化比例制導(dǎo)系統(tǒng)如圖1所示［10］。比例制導(dǎo)律有效導(dǎo)航比N取為4，彈目接近速度取為10 Ma，目標(biāo)機(jī)動按3 g考慮。

圖1 五階線性化比例制導(dǎo)系統(tǒng)框圖

假定在末制導(dǎo)初始時刻目標(biāo)開始機(jī)動。機(jī)動特性如表1所示。目標(biāo)機(jī)動引起的脫靶量如圖2和圖3所示(圖中tf表示末制導(dǎo)時間)，脫靶量最大值如表2所示。

分析表明:

圖2 脫靶量(Tt=1s)

圖3 脫靶量(Tt=3 s)

表2 攻擊3 g機(jī)動目標(biāo)的最大脫靶量

a)制導(dǎo)系統(tǒng)時間常數(shù)T對攻擊機(jī)動目標(biāo)的脫靶量有重要影響;

為保證鉆孔垂直度，本工程采用“塔式鉆具吊打防斜工藝”鉆進(jìn)。上部松散層及全風(fēng)化基巖段采用“一開二(次)擴(kuò)導(dǎo)向正循環(huán)施工工藝”，穩(wěn)定基巖段采用“二開一(次)反提導(dǎo)向擴(kuò)孔施工工藝”。

b)為保證對3 g機(jī)動目標(biāo)的脫靶量不大于0.5 m，要求滿足T≤0.22 s(30 km)和T≤0.32 s(40 km)。

1.2 機(jī)動過載要求

定義導(dǎo)彈加速度指令飽和幅值與目標(biāo)機(jī)動加速度幅值之比為加速度比率，對于機(jī)動目標(biāo)攔截問題，在圖1所示線性化比例制導(dǎo)系統(tǒng)模型的基礎(chǔ)上，考慮導(dǎo)彈的加速度指令飽和限幅進(jìn)行仿真分析，仿真得到的加速度比率與脫靶量峰值之間的關(guān)系如圖4所示。

圖4 加速度比率-脫靶量峰值曲線

分析表明，在不影響制導(dǎo)精度的前提下，可以適當(dāng)放寬導(dǎo)彈機(jī)動過載需求。加速度比率取2.5～3即可，對應(yīng)的過載需求如表3所示。

表3 典型飛行條件下制導(dǎo)控制系統(tǒng)指標(biāo)分解

1.3 直接力控制系統(tǒng)指標(biāo)分解

為減小過載需求，同時盡量減小對制導(dǎo)精度的影響(按照脫靶量峰值≤0.5 m來考慮)加速度比率取2.5～3，制導(dǎo)控制系統(tǒng)指標(biāo)需求分解結(jié)果如表4所示，其中T為制導(dǎo)系統(tǒng)時間常數(shù)，Ts為導(dǎo)引頭時間常數(shù)，Tg為制導(dǎo)濾波器時間常數(shù)，Ta為直接力控制自動駕駛儀時間常數(shù)。

表4 制導(dǎo)控制系統(tǒng)指標(biāo)需求分解

實際上導(dǎo)引頭時間常數(shù)可以達(dá)到0.03 s，直接力控制駕駛儀能夠達(dá)到的時間常數(shù)為0.025～0.1s［3］，制導(dǎo)控制系統(tǒng)指標(biāo)分解如表5所示。

表5 制導(dǎo)控制系統(tǒng)指標(biāo)分解

2 導(dǎo)引頭需求

2.1 導(dǎo)引體制

典型的高超聲速飛行器一般采用乘波體構(gòu)型，雷達(dá)散射面積通常只有0.01～0.1 m2，高速飛行時飛行器周圍形成等離子體，進(jìn)一步提高雷達(dá)隱身性能。典型乘波體外形高超聲速飛行器的上、下表面附近的空間區(qū)域紅外輻射強(qiáng)烈，下表面的高溫強(qiáng)激波使得下方的紅外輻射進(jìn)一步加強(qiáng)，兩側(cè)區(qū)域和正迎頭方向的紅外輻射較弱。紅外輻射在臨近空間傳輸過程中的大氣衰減小，易于遠(yuǎn)距離探測，有利于提高截獲概率，保證足夠的末制導(dǎo)時間。攔截臨近空間高超聲速目標(biāo)，要求導(dǎo)彈的飛行速度很高，而高速飛行時光學(xué)頭罩會存在氣動熱問題，需要通過適當(dāng)?shù)募夹g(shù)手段解決［4-9］。

2.2 截獲距離

通過線性化比例制導(dǎo)系統(tǒng)分析可知，目標(biāo)機(jī)動(單位階躍)和初始航向誤差對比例制導(dǎo)系統(tǒng)脫靶量的影響與末制導(dǎo)控制剛度(控制剛度定義為末制導(dǎo)時間除以制導(dǎo)系統(tǒng)時間常數(shù)T)有關(guān)，末制導(dǎo)控制剛度需要達(dá)到6～10以上才能有效克服目標(biāo)機(jī)動和初始航向誤差對脫靶量的影響［10］。由此可知:

a)在30～40 km高度，采用氣動力控制時，制導(dǎo)系統(tǒng)時間常數(shù)最大約為3 s，理論上所需的最小末制導(dǎo)時間約為18～30 s;

b)采用直接力控制時，制導(dǎo)系統(tǒng)時間常數(shù)為0.105～0.18 s，按照0.15 s考慮，理論上所需的最小末制導(dǎo)時間為0.9～1.5 s。

2.3 分辨率、幀頻

基于SIMULINK的二維平面比例導(dǎo)引末制導(dǎo)系統(tǒng)如圖5所示，簡化的導(dǎo)引頭模型如圖6所示。通過蒙特卡羅仿真分析導(dǎo)引頭分辨率、幀頻對脫靶量的影響。仿真設(shè)置如下:

a)制導(dǎo)系統(tǒng)為五階系統(tǒng)，時間常數(shù)為0.15 s，導(dǎo)引頭一階，制導(dǎo)濾波器一階，自動駕駛儀三階;

b)比例制導(dǎo)律有效導(dǎo)航比為4;

c)加速度指令限幅9 g;

d)導(dǎo)彈、目標(biāo)速度均為5 Ma;

e)導(dǎo)彈、目標(biāo)速度夾角180°;

f)彈目連線與導(dǎo)彈初始速度夾角為1°;

g)目標(biāo)不機(jī)動;

h)仿真500次:末制導(dǎo)開始時刻彈目距離從6 000 m變化到6 499 m，步長1 m。

圖5 二維平面比例導(dǎo)引末制導(dǎo)系統(tǒng)

圖6 簡化的導(dǎo)引頭跟蹤測量模型

仿真統(tǒng)計結(jié)果如表6所示，分析表明:

a)按脫靶量≤0.5 m要求考慮，分辨率128×128、幀頻100 Hz可以接受;

表6 分辨率、幀頻對制導(dǎo)精度的影響

b)提高分辨率和幀頻都能夠改善脫靶量，若需要進(jìn)一步優(yōu)化制導(dǎo)精度性能，那么從經(jīng)濟(jì)性和工程實現(xiàn)難易的角度看，較好的方案是分辨率128×128、幀頻200 Hz，或者分辨率256 ×256、幀頻 100 Hz。

3 高速攔截制導(dǎo)方案

3.1 制導(dǎo)系統(tǒng)原理

制導(dǎo)系統(tǒng)原理框圖如圖7所示。導(dǎo)彈采用發(fā)射后截獲方式和“中制導(dǎo)+末制導(dǎo)”復(fù)合制導(dǎo)體制。在航空空域紅外成像空空導(dǎo)彈基礎(chǔ)上，增加GPS接收裝置、數(shù)據(jù)鏈和側(cè)向噴流直接力軌控+姿控裝置，改進(jìn)電源組件以增加工作時間，設(shè)計GPS/SINS組合導(dǎo)航算法、射后截獲算法，改進(jìn)濾波算法、制導(dǎo)算法和穩(wěn)定算法，以適應(yīng)攔截高超聲速臨近空間目標(biāo)的作戰(zhàn)要求。

圖7 制導(dǎo)系統(tǒng)原理框圖

3.2 攔截過程

設(shè)想從臨近空間飛行器平臺上發(fā)射改進(jìn)型紅外成像空空導(dǎo)彈，以迎頭方式攻擊臨近空間高超聲速飛行器。臨近空間飛行器平臺在30～40 km高度發(fā)射導(dǎo)彈攻擊目標(biāo)。

導(dǎo)彈采用雙脈沖發(fā)動機(jī)，第1個脈沖用于快速提高導(dǎo)彈速度，第2個脈沖用于增加末段飛行速度、提高射程。在中制導(dǎo)段，利用數(shù)據(jù)鏈和捷聯(lián)慣導(dǎo)信息，按照增程中制導(dǎo)律形成加速度指令，僅通過氣動舵進(jìn)行導(dǎo)彈控制。導(dǎo)引頭采用傳統(tǒng)的半球形光學(xué)整流罩，為解決高速飛行面臨的氣動熱問題，需要加裝整流罩進(jìn)行保護(hù)，通過合理設(shè)計推力/速度曲線和選擇適當(dāng)時機(jī)拋罩，可以減小氣動熱影響。導(dǎo)引頭截獲目標(biāo)后轉(zhuǎn)入比例導(dǎo)引末制導(dǎo)。末制導(dǎo)段大部分時間采用純氣動力控制方式，用于消除大部分制導(dǎo)誤差;在彈道末端1～2 s內(nèi)，啟動直接力姿控和軌控，實現(xiàn)導(dǎo)彈快響應(yīng)控制和高精度制導(dǎo)，最終導(dǎo)彈以直接碰撞的方式擊毀目標(biāo)。

3.3 仿真算例

為驗證攔截方法的可行性，建立初步的臨近空間高速攔截彈制導(dǎo)系統(tǒng)六自由度仿真模型進(jìn)行數(shù)字仿真，模型考慮了雙脈沖發(fā)動機(jī)總沖/推力特性、導(dǎo)彈質(zhì)量和阻力特性，未使用直接力控制。仿真攻擊條件如下:

a)目標(biāo)高度40 km，速度5 Ma，不機(jī)動;

b)載機(jī)高度35 km，速度5 Ma;

c)發(fā)射距離500 km;

d)載機(jī)平飛，載機(jī)速度與目標(biāo)速度的夾角為180°。

仿真彈道示意圖如圖8所示。仿真結(jié)果表明，從臨近空間平臺上發(fā)射改進(jìn)型紅外成像空空導(dǎo)彈的攔截方法，對不機(jī)動目標(biāo)迎頭攻擊距離達(dá)到500 km，脫靶量0.5 m。

圖8 仿真彈道示意圖

4 結(jié)論

文中以飛行高度30～40 km、速度5 Ma、最大機(jī)動能力為3 g的臨近空間高超聲速飛行器為典型攔截目標(biāo)，分析了高速攔截末制導(dǎo)對直接力控制和導(dǎo)引系統(tǒng)的要求。研究了從臨近空間飛行器平臺發(fā)射改進(jìn)型紅外成像空空導(dǎo)彈對高超聲速目標(biāo)進(jìn)行攔截的方法，數(shù)字仿真表明這種攔截方法是可行的，能夠?qū)崿F(xiàn)對臨近空間高超聲速飛行器的遠(yuǎn)距、高精度攔截。

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