黃偉，徐建城，吳華興，李正清

（1.西北工業(yè)大學(xué)電子信息學(xué)院，西安710072；2.空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院，西安710038；3.哈爾濱工業(yè)大學(xué)能源科學(xué)與工程學(xué)院，哈爾濱150400）

基于雷達(dá)動(dòng)力學(xué)誤差的戰(zhàn)斗機(jī)綜合引導(dǎo)方法*

黃偉1，2，徐建城1，吳華興2，李正清3

（1.西北工業(yè)大學(xué)電子信息學(xué)院，西安710072；2.空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院，西安710038；3.哈爾濱工業(yè)大學(xué)能源科學(xué)與工程學(xué)院，哈爾濱150400）

針對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)雷達(dá)跟蹤目標(biāo)中斷導(dǎo)致引導(dǎo)失效的問題，提出一種基于動(dòng)力學(xué)誤差的綜合引導(dǎo)方法。首先給出雷達(dá)測(cè)角裝置的動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)模型，建立了動(dòng)力學(xué)誤差傳遞函數(shù)，分析了導(dǎo)致角度跟蹤中斷的因素；然后建立綜合引導(dǎo)法的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，提出雷達(dá)慣性不可逃逸距離的概念和雷達(dá)開機(jī)時(shí)間的計(jì)算方法；最后對(duì)綜合引導(dǎo)法和最佳前置法進(jìn)行對(duì)比仿真，驗(yàn)證了方法的可行性。

綜合引導(dǎo)，跟蹤中斷，誤差分析，雷達(dá)動(dòng)力學(xué)誤差

0　引言

超視距空戰(zhàn)中，隱蔽高效的引導(dǎo)方法是快速達(dá)成武器發(fā)射條件、實(shí)施精確打擊、提高戰(zhàn)斗機(jī)作戰(zhàn)效能的基礎(chǔ)［1-3］。

在引導(dǎo)攻擊過程中，先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)普遍采用以機(jī)載雷達(dá)作為跟蹤平臺(tái)的最佳前置引導(dǎo)法［4］，該方法為滿足火控解算需要，雷達(dá)在引導(dǎo)過程中全程使用，雷達(dá)波束極易被敵方ESM探測(cè)識(shí)別，目標(biāo)可采取多種措施破壞我方戰(zhàn)機(jī)雷達(dá)的跟蹤，導(dǎo)致引導(dǎo)過程信息回路中斷。常用方法是利用雷達(dá)慣性裝置存在動(dòng)力學(xué)誤差的缺陷，采取持續(xù)的防御機(jī)動(dòng)，使我方機(jī)載雷達(dá)動(dòng)力學(xué)誤差超過半波束寬度而丟失目標(biāo)，引起信息回路斷路而中斷引導(dǎo)過程?？梢?，雷達(dá)誤差與引導(dǎo)效果緊密相關(guān)，而對(duì)于雷達(dá)誤差的研究主要為理論分析算法［5-10］，尚未見將雷達(dá)誤差與戰(zhàn)斗機(jī)引導(dǎo)法相結(jié)合的研究成果。

基于此，根據(jù)武器裝備發(fā)展的現(xiàn)狀，本文提出一種多跟蹤平臺(tái)、多引導(dǎo)方式相結(jié)合的綜合引導(dǎo)方法。由于雷達(dá)動(dòng)力學(xué)誤差是隨時(shí)間變化的累計(jì)誤差，導(dǎo)致角度跟蹤中斷的前提是目標(biāo)持續(xù)的防御機(jī)動(dòng)。所以，綜合引導(dǎo)法將純跟蹤和最佳前置兩種引導(dǎo)法相結(jié)合，充分利用光學(xué)雷達(dá)和雷達(dá)的自身優(yōu)勢(shì)，根據(jù)雷達(dá)慣性不可逃逸距離，設(shè)置雷達(dá)開機(jī)時(shí)間，從而在保證引導(dǎo)效果的前提下，有效縮短了雷達(dá)跟蹤目標(biāo)的時(shí)間，減小動(dòng)力學(xué)誤差，增加引導(dǎo)過程的隱蔽性和突然性。解決了引導(dǎo)過程中由于雷達(dá)動(dòng)力學(xué)誤差導(dǎo)致跟蹤中斷的問題。

1　戰(zhàn)斗機(jī)雷達(dá)測(cè)角裝置動(dòng)力學(xué)誤差建模

雷達(dá)測(cè)角裝置動(dòng)力學(xué)誤差是由測(cè)角裝置中的慣性元素引起，是導(dǎo)致雷達(dá)跟蹤目標(biāo)中斷的主要因素。測(cè)角裝置包含方位通道和俯仰通道，為簡(jiǎn)化問題，本文以方位通道為例，建立測(cè)角裝置動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)模型和誤差模型。

在雷達(dá)跟蹤目標(biāo)過程中，水平面內(nèi)目標(biāo)定向角φ和觀測(cè)線角速度ω由雷達(dá)測(cè)角裝置量測(cè)得出，與雷達(dá)測(cè)角裝置有關(guān)的各角度滿足圖1所示的幾何關(guān)系。

圖1　與雷達(dá)測(cè)角相關(guān)的各角度幾何關(guān)系

圖1中，OC和OM分別為戰(zhàn)斗機(jī)和目標(biāo)當(dāng)前位置，OCXO為戰(zhàn)斗機(jī)速度方向，OCX為飛機(jī)縱軸方向，OCXH為雷達(dá)天線軸方向，φH和εH分別為φ和ε的量測(cè)值，ψ為側(cè)滑角。

典型的雷達(dá)測(cè)角裝置動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)如圖2所示，其中W1（p）、W2（p）、W3（p）分別為定向裝置、雷達(dá)天線傳動(dòng)機(jī)構(gòu)以及能量放大器和角速度傳感器的傳遞函數(shù)。由W1（p）和W2（p）構(gòu)成了測(cè)角裝置的負(fù)反饋跟蹤回路，由W2（p）和W3（p）構(gòu)成了測(cè)角裝置的負(fù)反饋穩(wěn)定回路。

圖2　雷達(dá)測(cè)角裝置動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)

由圖2可得出目標(biāo)定向角動(dòng)力學(xué)誤差為:

式中，W1（p）=ky/Typ+1，W2（p）=kp/p（Tpp+1），W3（p）= kycp，ky、kp和kyc分別為定向裝置。雷達(dá)天線傳動(dòng)機(jī)構(gòu)以及能量放大器和角速度傳感器的傳遞系數(shù)，Ty和Tp分別為定向裝置和天線傳動(dòng)機(jī)構(gòu)的時(shí)間常數(shù)，p為微分算子。

根據(jù)上述條件，穩(wěn)定回路的傳遞函數(shù)為:

在雷達(dá)測(cè)角裝置中，穩(wěn)定回路與自動(dòng)跟蹤回路相比是寬帶的，即時(shí)間常數(shù)Tp/（1+kyckp）相對(duì)Ty可忽略不計(jì)，則式（3）變換為:

式（6）中，kv=kykp/1+kpkyc為雷達(dá)測(cè)角裝置的傳遞系數(shù)。雷達(dá)自動(dòng)跟蹤目標(biāo)時(shí)，假設(shè)天線運(yùn)動(dòng)與飛機(jī)側(cè)滑有很高的耦合度，由此忽略側(cè)滑角對(duì)動(dòng)力學(xué)誤差的影響，可得:

W0（p）為誤差傳遞函數(shù)。由式（7）可知:雷達(dá)測(cè)角裝置的動(dòng)力學(xué)誤差ΔφD取決于誤差傳遞函數(shù)W0（p）和觀測(cè)線角度ε。將W0（p）展開為二階等比級(jí)數(shù)形式:

將式（9）代入式（7）可得:

為說明觀測(cè)線角度對(duì)測(cè)角裝置動(dòng)力學(xué)誤差的影響，假設(shè)戰(zhàn)斗機(jī)引導(dǎo)過程中，目標(biāo)相對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)在水平面內(nèi)作等加速圓周運(yùn)動(dòng)，觀測(cè)線角度滿足如下規(guī)律變化:

其中分別為觀測(cè)線角度、角速度、角加速度的初始值。由式（10）和式（11）可得:

分析式（12）可知:雷達(dá)跟蹤目標(biāo)過程中，若目標(biāo)機(jī)防御機(jī)動(dòng)使，則我機(jī)雷達(dá)測(cè)角裝置動(dòng)力學(xué)誤差是隨時(shí)間變化的累計(jì)誤差，并在引導(dǎo)過程中逐漸增大，當(dāng)誤差大于雷達(dá)半波束寬度時(shí)，將導(dǎo)致跟蹤過程的中斷。應(yīng)該注意到，目標(biāo)防御機(jī)動(dòng)的前提是機(jī)載ESM探測(cè)到我機(jī)雷達(dá)輻射信號(hào)，判斷處于雷達(dá)連續(xù)跟蹤狀態(tài)，為破壞我機(jī)引導(dǎo)過程或武器發(fā)射條件而采取的一種防御措施。因此，引導(dǎo)過程中如果能夠縮短雷達(dá)輻射時(shí)間，尤其在中遠(yuǎn)距條件下實(shí)施隱蔽接敵，在滿足一定條件下雷達(dá)開機(jī)，跟蹤目標(biāo)并為武器發(fā)射提供必要目標(biāo)參數(shù)，即可縮短目標(biāo)防御機(jī)動(dòng)的時(shí)間，減小雷達(dá)動(dòng)力學(xué)誤差，保證我機(jī)跟蹤過程的連續(xù)性。

2　戰(zhàn)斗機(jī)綜合引導(dǎo)法

2.1綜合引導(dǎo)法基本原理

目前，先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)裝備的長(zhǎng)波段光學(xué)雷達(dá)是一種利用目標(biāo)紅外輻射特性探測(cè)跟蹤目標(biāo)的被動(dòng)型傳感器，已具備全向、遠(yuǎn)距跟蹤目標(biāo)能力，具有跟蹤精度高、隱蔽性好，動(dòng)力學(xué)誤差小等優(yōu)點(diǎn)。但光學(xué)雷達(dá)在中遠(yuǎn)距條件下不具備測(cè)量目標(biāo)距離、速度等參數(shù)的能力，而這些參數(shù)是武器發(fā)射的必要參數(shù)。由此，綜合各種傳感器和引導(dǎo)方式的綜合引導(dǎo)法定義如下:戰(zhàn)斗機(jī)引導(dǎo)過程中，引導(dǎo)前段采用以光學(xué)雷達(dá)為跟蹤平臺(tái)的純追蹤法實(shí)現(xiàn)隱蔽接敵，根據(jù)雷達(dá)動(dòng)力學(xué)參數(shù)和目標(biāo)運(yùn)動(dòng)參數(shù)計(jì)算雷達(dá)慣性不可逃逸距離和雷達(dá)開機(jī)跟蹤目標(biāo)的時(shí)機(jī)，引導(dǎo)后段采用以雷達(dá)為跟蹤平臺(tái)并考慮武器發(fā)射距離的最佳前置法。

由定義可知:綜合引導(dǎo)法將以光學(xué)雷達(dá)為跟蹤平臺(tái)的純追蹤法和以雷達(dá)為跟蹤平臺(tái)的最佳前置法相結(jié)合，以保持雷達(dá)跟蹤的連續(xù)性為條件設(shè)置開機(jī)時(shí)間，有效解決了目標(biāo)防御機(jī)動(dòng)導(dǎo)致雷達(dá)跟蹤目標(biāo)中斷的問題。

2.2綜合引導(dǎo)法控制參數(shù)及控制律

引導(dǎo)戰(zhàn)斗機(jī)至前置點(diǎn)的三維空間引導(dǎo)問題可轉(zhuǎn)化為水平面和垂直面內(nèi)分別進(jìn)行研究。以水平面為例，綜合引導(dǎo)法如圖3所示。

圖3　水平面綜合引導(dǎo)法示意圖

如圖3所示，以引導(dǎo)初始時(shí)刻戰(zhàn)斗機(jī)位置O為坐標(biāo)原點(diǎn)建立慣性坐標(biāo)系OXY，X-Y兩軸的指向?yàn)椤氨?東”，OM1為目標(biāo)初始位置，與戰(zhàn)斗機(jī)距離為D0，OXC為戰(zhàn)斗機(jī)縱軸，忽略戰(zhàn)斗機(jī)側(cè)滑角。假設(shè)引導(dǎo)過程中目標(biāo)以速度νM做勻速直線運(yùn)動(dòng)，戰(zhàn)斗機(jī)運(yùn)動(dòng)速度為νC。目標(biāo)由OM1點(diǎn)運(yùn)動(dòng)至OM2，戰(zhàn)斗機(jī)由O點(diǎn)運(yùn)動(dòng)至OC2引導(dǎo)過程中，采用純追蹤法；目標(biāo)由OM2點(diǎn)運(yùn)動(dòng)至OM3，戰(zhàn)斗機(jī)由OC2點(diǎn)運(yùn)動(dòng)至OC3引導(dǎo)過程中，采用最佳前置法。

第1階段:以光學(xué)雷達(dá)為跟蹤平臺(tái)的純追蹤引導(dǎo)。

該階段光學(xué)雷達(dá)連續(xù)跟蹤目標(biāo)，無線電雷達(dá)保持靜默狀態(tài)。在水平面內(nèi)，光學(xué)雷達(dá)實(shí)時(shí)測(cè)量定向角φΓ。純追蹤法給定所需水平定向角φΓT為零，在忽略側(cè)滑角情況下，應(yīng)保證戰(zhàn)斗機(jī)縱軸指向目標(biāo)，即φΓT=0。由此可得出引導(dǎo)過程水平面火力控制參數(shù)φZΓ:

自動(dòng)引導(dǎo)攻擊過程中，引導(dǎo)控制律滿足:

nΓ為戰(zhàn)斗機(jī)切向過載，NZ是由戰(zhàn)斗機(jī)性能所決定的比例系數(shù)。

假設(shè)追蹤引導(dǎo)時(shí)間為tZ，戰(zhàn)斗機(jī)與目標(biāo)在水平面滿足如下運(yùn)動(dòng)學(xué)方程:

第2階段:以雷達(dá)為跟蹤平臺(tái)的最佳前置引導(dǎo)。

如圖3所示，戰(zhàn)斗機(jī)以O(shè)C2為初始點(diǎn)采取以雷達(dá)為跟蹤平臺(tái)的最佳前置引導(dǎo)，此時(shí)目標(biāo)位于OM2點(diǎn)，DZ為該階段戰(zhàn)斗機(jī)和目標(biāo)間的初始距離，OM3為最佳前置引導(dǎo)點(diǎn)，ε為目標(biāo)觀測(cè)角，νCT和νC為戰(zhàn)斗機(jī)所需和實(shí)際的速度，qT和q為戰(zhàn)斗機(jī)所需和實(shí)際引導(dǎo)角，假設(shè)戰(zhàn)斗機(jī)掛載半主動(dòng)雷達(dá)導(dǎo)彈，該階段引導(dǎo)tH時(shí)間后，戰(zhàn)斗機(jī)到達(dá)OP點(diǎn)滿足武器發(fā)射條件并發(fā)射導(dǎo)彈，戰(zhàn)斗機(jī)繼續(xù)照射目標(biāo)飛行νCtP距離后到達(dá)OC3點(diǎn)，此時(shí)導(dǎo)彈命中目標(biāo)，導(dǎo)彈自發(fā)射至命中目標(biāo)飛行距離為（νC+νP）tP，綜合引導(dǎo)結(jié)束。將戰(zhàn)斗機(jī)、目標(biāo)和導(dǎo)彈的飛行軌跡投影到觀測(cè)線及觀測(cè)線法向上，可得:

運(yùn)動(dòng)學(xué)方程為:

根據(jù)戰(zhàn)斗機(jī)實(shí)際引導(dǎo)角和所需引導(dǎo)角，可求得水平面內(nèi)火力控制參數(shù)ΔHΓ:

自動(dòng)引導(dǎo)控制律為:

其中，NH是由戰(zhàn)斗機(jī)性能所決定的比例系數(shù)。

通過上述分析可得，綜合引導(dǎo)過程火力控制參數(shù)和引導(dǎo)控制律為:

綜合引導(dǎo)法的關(guān)鍵是如何確定雷達(dá)開機(jī)及引導(dǎo)模式切換的時(shí)間項(xiàng)tZ。在引導(dǎo)過程中，為保證雷達(dá)獲取目標(biāo)運(yùn)動(dòng)參數(shù)以滿足武器發(fā)射條件和制導(dǎo)的需要，雷達(dá)穩(wěn)定跟蹤目標(biāo)的時(shí)間應(yīng)盡可能長(zhǎng)，相關(guān)的目標(biāo)防御機(jī)動(dòng)的時(shí)間也隨之增加，存在跟蹤中斷丟失目標(biāo)的可能。因此，時(shí)間項(xiàng)tZ的設(shè)置應(yīng)折中考慮。下面提出與時(shí)間項(xiàng)tZ直接相關(guān)的雷達(dá)慣性不可逃逸距離的概念。

2.3雷達(dá)慣性不可逃逸距離及時(shí)間項(xiàng)tZ的確定

雷達(dá)慣性不可逃逸距離是指:引導(dǎo)過程中，假設(shè)目標(biāo)為中斷雷達(dá)跟蹤而進(jìn)行觀測(cè)角二階導(dǎo)數(shù)不為零的防御機(jī)動(dòng)，為保證引導(dǎo)結(jié)束時(shí)雷達(dá)動(dòng)力學(xué)誤差不超過半波束寬度，戰(zhàn)斗機(jī)與目標(biāo)之間的最小初始引導(dǎo)距離。

由上述定義可知:在雷達(dá)開機(jī)時(shí)刻，如果戰(zhàn)斗機(jī)與目標(biāo)之間的距離小于雷達(dá)慣性不可逃逸距離，即便目標(biāo)進(jìn)行防御機(jī)動(dòng)使雷達(dá)動(dòng)力學(xué)誤差逐漸增大，但到引導(dǎo)結(jié)束時(shí)不足以中斷雷達(dá)跟蹤，保證了跟蹤和引導(dǎo)過程的連續(xù)性。在圖3中，追蹤引導(dǎo)末端距離DZ即為雷達(dá)慣性不可逃逸距離，由式（9）～（12）和式（15），時(shí)間項(xiàng)tZ的計(jì)算方法如下:

其中，θ0.5為雷達(dá)半波束寬度，為最佳前置引導(dǎo)接近速度。為得出時(shí)間項(xiàng)tZ，首先計(jì)算當(dāng)目標(biāo)觀測(cè)線以式（11）規(guī)律變化時(shí)雷達(dá)最大跟蹤時(shí)間tH，即為最佳前置引導(dǎo)時(shí)間；之后根據(jù)條件計(jì)算最佳前置引導(dǎo)初始距離DZ；最后，在引導(dǎo)初始距離D0及目標(biāo)初始速度νM已知的前提下，計(jì)算時(shí)間項(xiàng)tZ。

3　仿真實(shí)例

下面對(duì)本文提出的綜合引導(dǎo)法與最佳前置法在水平面內(nèi)進(jìn)行對(duì)比仿真，仿真初始條件為:戰(zhàn)斗機(jī)初始位置位于坐標(biāo)原點(diǎn)，初始速度νC=0.45 km/s，目標(biāo)初始位置坐標(biāo):xT=56.57 km，yT=56.57 km，初始速度νxm=0.34 km/s，νym=0 km/s，戰(zhàn)斗機(jī)與目標(biāo)初始距離D0=80 km，戰(zhàn)斗機(jī)最小轉(zhuǎn)彎半徑Rmin=4 km。觀測(cè)線初始角速度=0.1°/s2，某型先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)雷達(dá)測(cè)角裝置傳遞系數(shù)kv=4/s，時(shí)間常數(shù)Ty=0.25 s，雷達(dá)半波束寬度θ0.5=1.5°。導(dǎo)彈性能參數(shù)νPtP=20 km。滿足下列條件之一仿真結(jié)束:

①ΔφD＞θ0.5，戰(zhàn)斗機(jī)雷達(dá)跟蹤中斷；

②|O1O2|≤νPtP，戰(zhàn)斗機(jī)引導(dǎo)過程結(jié)束。

仿真實(shí)例1:戰(zhàn)斗機(jī)采用最佳前置引導(dǎo)法，機(jī)載雷達(dá)在引導(dǎo)初始時(shí)刻跟蹤目標(biāo)，目標(biāo)機(jī)載ESM設(shè)備發(fā)出跟蹤告警信息，目標(biāo)做S型防御機(jī)動(dòng)。

圖4　最佳前置法戰(zhàn)斗機(jī)與目標(biāo)飛行軌跡圖

圖5　最佳前置法雷達(dá)動(dòng)力學(xué)誤差變化圖

如圖4、圖5所示，引導(dǎo)仿真過程在158 s時(shí)結(jié)束，此時(shí)戰(zhàn)斗機(jī)與目標(biāo)距離|O1O2|=23.6 km，雷達(dá)動(dòng)力學(xué)誤差ΔφD=1.51°＞θ0.5，雷達(dá)丟失目標(biāo)，引導(dǎo)信息回路中斷。

仿真實(shí)例2:戰(zhàn)斗機(jī)采用綜合引導(dǎo)法，戰(zhàn)斗機(jī)引導(dǎo)時(shí)間tZ=150 s后雷達(dá)跟蹤目標(biāo)，目標(biāo)自我方雷達(dá)開機(jī)時(shí)刻做S型防御機(jī)動(dòng)。

圖6　綜合引導(dǎo)法戰(zhàn)斗機(jī)與目標(biāo)飛行軌跡圖

圖7　綜合引導(dǎo)法雷達(dá)動(dòng)力學(xué)誤差變化圖

如圖6、圖7所示，由于綜合引導(dǎo)法前段采取隱蔽接敵策略，目標(biāo)保持當(dāng)前規(guī)律不變。目標(biāo)防御機(jī)動(dòng)發(fā)生在雷達(dá)照射跟蹤目標(biāo)時(shí)刻，目標(biāo)機(jī)動(dòng)54s后引導(dǎo)過程結(jié)束，此時(shí)，戰(zhàn)斗機(jī)與目標(biāo)距離|O1O2|=19.9 km＜νPtP，導(dǎo)彈命中目標(biāo)。雷達(dá)動(dòng)力學(xué)誤差ΔφD=0.85°＜θ0.5。

仿真結(jié)果表明:綜合引導(dǎo)法相對(duì)最佳前置法隱蔽性強(qiáng)，引導(dǎo)過程中目標(biāo)機(jī)動(dòng)概率和機(jī)動(dòng)時(shí)間減少，從而降低了雷達(dá)動(dòng)力學(xué)累計(jì)誤差，保持了雷達(dá)跟蹤目標(biāo)的連續(xù)性和引導(dǎo)回路信息的有效性。

4　結(jié)論

本文提出的綜合引導(dǎo)法立足于我軍現(xiàn)役裝備，充分利用光學(xué)雷達(dá)和無線電雷達(dá)的優(yōu)勢(shì)，將追蹤法和最佳前置法相結(jié)合，增加了引導(dǎo)過程中的隱蔽性，并且充分考慮了雷達(dá)開機(jī)時(shí)機(jī)對(duì)測(cè)角裝置動(dòng)力學(xué)誤差的影響，提出雷達(dá)不可逃逸距離的概念，有效解決引導(dǎo)過程中由于雷達(dá)動(dòng)力學(xué)誤差導(dǎo)致跟蹤中斷的問題，保證了戰(zhàn)斗機(jī)跟蹤目標(biāo)和引導(dǎo)過程的連續(xù)性，是一種易于工程實(shí)現(xiàn)的以機(jī)載傳感器為跟蹤平臺(tái)的近距引導(dǎo)方法。

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Synthesized Guidance Method for a Fighter Plane Based on Radar Dynamics Error

HUANG Wei1，2，XU Jian-cheng1，WU Hua-xing2，LI Zheng-Qing3
（1.School of Electronic and Information，Northwestern Polytechnic University，Xi’an 710072，China；2.School of Aeronautics and Astronautics Engineering College，Air Force Engineering University，Xi’an 710038，China；3.School of Energy Science and Engineering，Harbin of Institute of Technology，Harbin 150400，China）

For the problem of guiding failure induced by radar's target tracking intermittence for a fighter plane，a synthesized guidance method based on radar dynamics error is proposed.First dynamics structure model for radar angle-measuring equipment is presented，dynamics error transfer function is built，and the cause of interrupting angle tracking is analyzed.Then kinematics model of the synthesized guidance is built，the definition of radar’s inertial no-escaped range is given，and the method of computing radar’s startup time is presented.Finally the comparative simulation for synthesized guidance and best lead guidance verifies the feasibility.

synthesized guidance，track intermittence，error analysis，radar dynamics error

V243.2

A

1002-0640（2016）06-0010-05

2015-05-09

2015-06-07

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目（61472441）

黃偉（1980-），男，黑龍江綏化人，博士研究生，副教授。研究方向：航空武器系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)、仿真與控制。