安景新 劉 忠 張建強

(海軍工程大學(xué)電子工程學(xué)院 武漢 430033)

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自由飛行環(huán)境中飛機對導(dǎo)彈的規(guī)避方法*

安景新 劉 忠 張建強

(海軍工程大學(xué)電子工程學(xué)院 武漢 430033)

在當(dāng)今空戰(zhàn)情況下,導(dǎo)彈對于飛機的威脅愈發(fā)增長。為避免發(fā)生飛行沖突,需要飛機駕駛員適當(dāng)改變航行諸元,但是由于導(dǎo)彈的速度在一般情況下遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于飛機速度,且發(fā)現(xiàn)時雙方距離較近,留給駕駛員的反應(yīng)與操作時間較少。文章采用速度矢量三角形分析法,在二維平面上分析了飛機對于導(dǎo)彈的規(guī)避方法,提出了綜合調(diào)整航向和航速沖突的方法。

飛行沖突; 飛行間隔; 導(dǎo)彈; 沖突解脫

Class Number V528

1 引言

在當(dāng)前的空中作戰(zhàn)中,防空導(dǎo)彈對于飛機是極大的威脅。防空導(dǎo)彈在空域中具有速度快、碰撞扇形區(qū)域半徑大、航線不固定等特點,對我方空域造成了極大的威脅。同時由于作戰(zhàn)空域有限、航空器在空中屬于自由飛行一級以及作戰(zhàn)節(jié)奏的加快,如何做到飛機面對導(dǎo)彈打擊時能夠檢測并解脫,避免毀傷,將是有效提高飛機在戰(zhàn)場空域中生存概率的重要手段之一[1～2]。

在傳統(tǒng)的飛行沖突檢測中,通常只針對飛機之間,認(rèn)為所有飛機均按照指定航線飛行,不發(fā)生任何偏差;所有飛機“盲飛”,即相當(dāng)于管制員/飛行員對即將出現(xiàn)的危險沖突/碰撞沒有反應(yīng)或做出錯誤的反映[3～5]。但是由于在導(dǎo)彈導(dǎo)引頭捕獲目標(biāo)后,會調(diào)整自身航線對目標(biāo)進行打擊,同時導(dǎo)彈針對飛機進行打擊時,并非對飛機當(dāng)前所在點進行射擊,而是根據(jù)飛機航路對提前點進行打擊[6～7]。所以傳統(tǒng)的飛行沖突檢測不能對飛機與導(dǎo)彈之間的沖突進行全面的檢測。

本文針對該問題首先介紹了飛機與防空導(dǎo)彈的沖突描述方法,然后對交叉航線進行分析,最后根據(jù)防空導(dǎo)彈的特點提出了沖突規(guī)避的措施。

2 間隔描述

2.1 導(dǎo)彈搜索扇面

導(dǎo)彈的導(dǎo)引頭在搜索飛機時可以視為一個扇形,其中搜索半徑為導(dǎo)彈搜索扇面半徑為OB=OC=OA=R,搜索角為α,為擴大導(dǎo)彈搜索面積,更好計算沖突,將導(dǎo)彈扇面擴展為等腰三角形,其中B1C1切弧線BAC于點A,兩邊長為

圖1 導(dǎo)彈空域示意圖

2.2 空域安全間隔

安全間隔是指為了防止飛行沖突,保證飛行安全,提高飛行空間和時間利用率所規(guī)定的航空器之間應(yīng)當(dāng)保持的最小安全距離[8～10]。在傳統(tǒng)的飛行沖突檢測中,通常針對飛機與飛機之間的沖突,此類的沖突檢測中飛機的危險區(qū)域是大小相同的圓形,如圖2所示。

圖2 多飛機航路沖突示意圖

圖中1、2為兩飛機航線,A為1航線上的飛機位置,AD=AC為飛機的安全間隔,AB=AC×sinθ,為1航線上飛機距離2航向上飛機距離,當(dāng)AB≤AC時,即兩機發(fā)生沖突。

但是在針對導(dǎo)彈與艦載機的沖突中,導(dǎo)彈的導(dǎo)引頭的搜索面積可以視為一個扇形且搜索半徑遠(yuǎn)大于飛機沖突區(qū)域半徑Rf(其中搜索角度為α,搜索半徑為R),因此需要選擇其他檢測方式進行檢測。

3 沖突描述

3.1 航跡分析

由于在對空作戰(zhàn)中,防空導(dǎo)彈與飛機不處于同一平面上。在此對問題進行簡化,將導(dǎo)彈的速度進行分解,對飛機與導(dǎo)彈在水平面上的投影進行分析,視為處在同一個平面上,如圖3所示。

圖3 導(dǎo)彈與飛機的航路沖突示意圖

其中,導(dǎo)彈在B點以v1速度沿航路飛行,經(jīng)過時間t到達O點,導(dǎo)彈與飛機的連線和導(dǎo)彈的航線之間的夾角為β,飛機在A點以v2速度沿航線2飛行,經(jīng)時間t抵達O點,飛機的空域安全間隔為Rf,兩航線之間夾角為ε。

其中:

BO=v1×t

為導(dǎo)彈距離O點的距離;

CO=R-v1×t

為導(dǎo)彈搜索扇形頂點距離O點距離;

為導(dǎo)彈與飛機在水平面上的直線距離。

3.2 沖突分析

當(dāng)導(dǎo)彈的搜索扇面搜索到飛機的安全區(qū)域時,認(rèn)為發(fā)生沖突。此時可以根據(jù)飛機與導(dǎo)彈連線和導(dǎo)彈方向的角度以及兩者之間的距離進行判斷。

由于導(dǎo)彈與飛機都經(jīng)過時間t后到達O點,因此將導(dǎo)彈的速度進行分解,如圖4所示。

圖4 速度分解后航路沖突示意圖

其中,限定時間為

4 沖突解脫

4.1 速度調(diào)節(jié)法

為避免沖突的發(fā)生,可以通過調(diào)節(jié)飛機沿航路1的速度矢量大小來對沖突進行解脫。將飛機A的速度v2作為變量進行調(diào)整。若飛機要從導(dǎo)彈導(dǎo)引頭搜索范圍中通過時,則需要改變速度v2的大小,使:

若飛機試圖從導(dǎo)彈搜索區(qū)前方通過,則速度變量Δv2必須大于某一數(shù)值,即Δv2≥vm時;若飛機試圖從導(dǎo)彈搜索區(qū)前方通過,則速度變量Δv2必須小于某一數(shù)值,即Δv2≤vn時,說明沖突已經(jīng)解決。但是在調(diào)整的過程中不能超過飛機的性能參數(shù)。同時要考慮飛行員的身體承受能力,控制飛機的速度。

4.2 方位調(diào)節(jié)法

同理,為避免沖突的發(fā)生,也可以通過調(diào)節(jié)飛機的航線方向來解脫。導(dǎo)彈與飛機的原夾角為ε,當(dāng)方向改變后,夾角變換為ε+Δε。

由于導(dǎo)彈按照預(yù)定航路飛行,所以航路不變,因此改變飛機的航路。對于飛機與導(dǎo)彈的夾角ε,當(dāng)ε<π/2時,飛機選擇從導(dǎo)彈前方通過;當(dāng)ε>π/2時,飛機選擇從導(dǎo)彈后方通過。

圖5 方位調(diào)節(jié)后航路示意圖

如圖所示當(dāng)飛機試圖從導(dǎo)彈后方通過時,飛機航向與導(dǎo)彈航向夾角至多為0,且轉(zhuǎn)向點與導(dǎo)彈航向的最近距離需要大于搜索面半徑和飛機安全距離的長度之和,即:

CE1=CD1

此時,飛機可以從導(dǎo)彈航路測面經(jīng)過且不被導(dǎo)引頭探知。飛機轉(zhuǎn)向角為φ,轉(zhuǎn)向半徑為Rf,文中認(rèn)為飛機轉(zhuǎn)向時速度均勻,則:

飛機轉(zhuǎn)向時間t1應(yīng)小于導(dǎo)彈導(dǎo)引頭搜索到O點的時間t,因此:

達成上述條件則認(rèn)為沖突消解,但是在調(diào)整的過程中不能超過飛機的性能參數(shù)。同時要考慮飛行員的身體承受能力,控制飛機的速度。

4.3 綜合調(diào)節(jié)法

在進行方位或者速度調(diào)節(jié)之后,依然會因為單純調(diào)整某一方面后未能達到要求而出現(xiàn)沖突,因此可以采用綜合調(diào)整速度與方位的方式進行沖突消解。

當(dāng)進行速度調(diào)節(jié)后依然發(fā)生沖突時,在該情況基礎(chǔ)上進行方為調(diào)整,對飛機進行轉(zhuǎn)向,改變航路,得到結(jié)果如圖5所示。

飛機轉(zhuǎn)向時角速度一定,因此轉(zhuǎn)向半徑與線速度成正比,在調(diào)整速度后半徑大小變化,則飛機經(jīng)過的弧線長度為

圖6 綜合調(diào)整后航路示意圖

飛機轉(zhuǎn)向時間t1應(yīng)小于導(dǎo)彈導(dǎo)引頭搜索到O點的時間t,因此:

達成上述條件則認(rèn)為沖突消解,但是在調(diào)整的過程中不能超過飛機的性能參數(shù)。同時要考慮飛行員的身體承受能力,控制飛機的速度。

4 實例分析

假設(shè)飛機當(dāng)前速度為200m/s,飛行速度的上界為400m/s和下界為100m/s,,加速度為250m/s,導(dǎo)彈速度為800m/s,導(dǎo)彈搜索扇面半徑為600m,搜索面夾角為8°。此時,飛機為可變量,對飛機與導(dǎo)彈夾角進行隨機模擬,二者夾角0≤ε<π;對導(dǎo)彈距離提前點的距離分別取1000m,1500m,2000m,2500m,3000m,3500m和4000m,進行10000次模擬,對沖突結(jié)果進行分析。計算在該情況下的沖突概率,結(jié)果如圖7所示。

圖7 沖突概率示意圖

由圖7可得,經(jīng)過速度與方向的綜合調(diào)整后,可以有效降低沖突概率,成功對飛機與導(dǎo)彈的沖突進行解脫,并且同時調(diào)整速度與方向的方式相比較單純速度調(diào)節(jié)法或方位調(diào)節(jié)法可以獲得更優(yōu)的結(jié)果。

5 結(jié)語

本文主要通過速度調(diào)節(jié)法和方位調(diào)節(jié)法對飛機與導(dǎo)彈的沖突進行解脫,經(jīng)過實驗結(jié)果發(fā)現(xiàn)可以對沖突進行有效的解脫,有效降低了沖突概率。但是由于在空中情況復(fù)雜多變,不能單純在二維平面中進行分析,因此在下一步工作中對進行拓展,在三維坐標(biāo)系中進行分析,提高沖突解脫方法的實用性與有效性。

[1] RTCA Task Force3. Final Report of RTCA Task Force 3-free Flight Implementation[R]. Washington DC: RTCA Inc,1995.

[2] 胡光華.航路飛行沖突避讓方法研究[J].西部交通科技,2008(6):87-90.

[3] 魏志強,王超.飛行管理系統(tǒng)中飛行計劃模塊的功能設(shè)計與仿真實現(xiàn)[J].民用飛機設(shè)計與研究,2012,106(3):22-25.

[4] 劉昕.基于計算幾何方法的飛行沖突檢測[J].電子測量技術(shù),2007(4):87-89.

[5] 趙洪元.兩條交叉航線上飛機發(fā)生危險沖突次數(shù)模型的研究[J].系統(tǒng)工程與電子技術(shù),1998,20(5):6-8.

[6] 蔡明,張兆寧,王莉莉.自由飛行環(huán)境下碰撞風(fēng)險研究[J].航空計算技術(shù),2011,41(1):51-56.

[7] 張兆寧,張曉燕.交叉航路碰撞風(fēng)險研究[J].航空計算技術(shù),2007,37(2):1-4.

[8] 胡光華.航路飛行沖突探測與解脫方法研究[D].武漢:武漢理工大學(xué),2009,5.

[9] 何曉菊.基于動態(tài)調(diào)速的定航A線飛行沖突探測與解脫算法研究[D].成都:四川師范大學(xué),2010,5.

[10] 靳學(xué)梅,韓松臣,孫樊榮.自由飛行中沖突解脫的線性規(guī)劃法[J].交通運輸學(xué)報,2003(6):75-79.

An Avoiding Method for Aircraft to Missile in Free Flight Environment

AN Jingxin LIU Zhong ZHANG Jianqiang

(College of Electronic Engineering, Naval University of Engineering, Wuhan 430033)

With the fast increasing of technological change, the menace of missiles to aircraft is becoming more severely. In order to avoid the flight conflict, the pilots need to change the aircraft’s parameters aptly. But the speed of menace is so fast that there is less time for pilots to manipulate. According to the analysis method of airspeed vector triangle, the elusion plan of aircraft and missile is analyzed, the methods of changing the aircraft’s heading and airspeed are put forward to resolve conflict.

flight conflict, flight interval, missile, conflict resolution

2014年9月3日,

2014年10月26日

安景新,男,碩士研究生,研究方向:艦艇作戰(zhàn)系統(tǒng)工程。劉忠,男,教授,研究方向:復(fù)雜系統(tǒng)分析建模與仿真、艦載火控系統(tǒng)。張建強,男,講師,研究方向:艦艇作戰(zhàn)系統(tǒng)工程。

V528

10.3969/j.issn1672-9730.2015.03.006