張敬敏，章浩飛，劉佳興

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院, 西安 710072; 2.中國(guó)兵器工業(yè)第二〇八研究所，北京 102202)

進(jìn)入21世紀(jì)，日益惡劣復(fù)雜的戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境要求利用新技術(shù)、發(fā)展新武器以順利完成作戰(zhàn)任務(wù)、達(dá)到戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)役目的，尤其是現(xiàn)代電子技術(shù)、自動(dòng)控制技術(shù)、數(shù)字信息技術(shù)和微光機(jī)電技術(shù)的迅猛發(fā)展，使得對(duì)重點(diǎn)目標(biāo)實(shí)施精確打擊成為現(xiàn)實(shí)。相比精確制導(dǎo)彈藥，簡(jiǎn)易末端修正彈藥結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單、成本低、技術(shù)較易實(shí)現(xiàn)、適合部隊(duì)大量裝備，與常規(guī)彈藥相比，能大幅減小落點(diǎn)散布，提高射擊精度，減少?gòu)椝幍南?，因此成為各?guó)彈藥發(fā)展的一個(gè)熱點(diǎn)[1]。

目前，實(shí)現(xiàn)末端制導(dǎo)與修正的執(zhí)行機(jī)構(gòu)主要有阻尼器、空氣動(dòng)力鴨舵和脈沖推力器[2]。文獻(xiàn)[3]中提出一種利用阻尼器的縱向彈道修正自適應(yīng)落點(diǎn)控制算法，對(duì)于靜態(tài)目標(biāo)具有較好的打擊精度，但是無(wú)法進(jìn)行側(cè)向的彈道修正。文獻(xiàn)[4]中設(shè)計(jì)一種利用鴨舵執(zhí)行機(jī)構(gòu)的二維彈道修正方法，具有連續(xù)提供控制力、大氣層內(nèi)修正精度高的優(yōu)點(diǎn)，但是其機(jī)構(gòu)復(fù)雜、成本較高，大氣層外控制效率有限。文獻(xiàn)[5-8]中對(duì)利用脈沖推力器進(jìn)行彈道修正的方法進(jìn)行了研究，分析了影響脈沖修正能力的因素，通過(guò)仿真對(duì)點(diǎn)火控制方法和修正算法進(jìn)行了優(yōu)化，以上文獻(xiàn)重點(diǎn)在于理論方法的研究，對(duì)于制導(dǎo)控制裝置的系統(tǒng)組成、工作原理和具體實(shí)現(xiàn)介紹不足。本研究以單兵近程簡(jiǎn)易修正火箭為研究對(duì)象，對(duì)制導(dǎo)模塊的組成、原理、控制方法等要點(diǎn)進(jìn)行了較為詳細(xì)的研究和仿真分析，并采用易購(gòu)電子元件、光學(xué)器件和執(zhí)行機(jī)構(gòu)建了樣機(jī)，進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證，取得了預(yù)期效果。

1 簡(jiǎn)易制導(dǎo)模塊的組成與原理

通用制導(dǎo)模塊由捷聯(lián)導(dǎo)引頭、傳感器、信號(hào)處理電路、電源和執(zhí)行機(jī)構(gòu)等組成，配套裝備包括目標(biāo)激光指示器、測(cè)距觀瞄火控系統(tǒng)等，如圖1所示。

圖1 通用制導(dǎo)模塊結(jié)構(gòu)組成

簡(jiǎn)易制導(dǎo)導(dǎo)引頭采用捷聯(lián)激光半主動(dòng)制導(dǎo)方式。執(zhí)行機(jī)構(gòu)可采用環(huán)狀布置的微脈沖推力器結(jié)構(gòu)。射手發(fā)現(xiàn)目標(biāo)后，發(fā)射制導(dǎo)火箭，同時(shí)使用激光照射器照射目標(biāo)，此時(shí)的激光照射器發(fā)出的激光是按一定規(guī)律向空間發(fā)射經(jīng)編碼調(diào)制的激光束，且光束中心線對(duì)準(zhǔn)目標(biāo)。在彈道末段，目標(biāo)漫反射的激光進(jìn)入導(dǎo)引頭視場(chǎng)，導(dǎo)引頭的光學(xué)系統(tǒng)將激光聚焦在四象限光電探測(cè)器上[9]，四象限光電探測(cè)器將光的偏轉(zhuǎn)信號(hào)轉(zhuǎn)成電信號(hào)，信息處理器對(duì)此電信號(hào)進(jìn)行程序處理，解算裝置計(jì)算出彈體偏離中心線的大小和方向，形成控制信號(hào)，向脈沖推力器發(fā)出指令，控制恰當(dāng)位置的脈沖推力器作用，修正制導(dǎo)火箭彈道，直至命中目標(biāo)。

導(dǎo)引頭探測(cè)原理如圖2所示。彈丸以轉(zhuǎn)速ω(變值)旋轉(zhuǎn)飛行，通過(guò)脈沖推力器實(shí)施末段彈道修正。XYZ為固定的基準(zhǔn)彈道坐標(biāo)系，X表示彈道射程，Y表示彈道高低，Z表示彈道方向。目標(biāo)漫反射激光進(jìn)入導(dǎo)引頭視場(chǎng)后，導(dǎo)引頭的光學(xué)系統(tǒng)將激光聚焦在光電探測(cè)器上，光電探測(cè)器輸出對(duì)應(yīng)位置的電壓電流信號(hào)，導(dǎo)引頭的光電信息處理電路會(huì)對(duì)接收到的電流電壓信號(hào)進(jìn)行處理，向制導(dǎo)模塊的信號(hào)處理器發(fā)送兩個(gè)值δ和α，δ是導(dǎo)引頭光軸相對(duì)于彈與目標(biāo)連線的夾角，α是彈軸旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系中彈丸與目標(biāo)連線在彈橫斷面投影線與Y軸線夾角。

圖2 導(dǎo)引頭探測(cè)原理簡(jiǎn)圖

信息處理器根據(jù)重力傳感器確定的地球重力方向和δ、α角，可以計(jì)算出彈丸在垂直方向偏離彈道的數(shù)值和其在水平方向偏離彈道的數(shù)值。信號(hào)處理器預(yù)裝訂的制導(dǎo)控制算法據(jù)此可以進(jìn)一步確定彈丸當(dāng)前彈道是否需要修正，以及應(yīng)該進(jìn)行方向修正或是進(jìn)行高低修正。在需要進(jìn)行彈道修正時(shí)，信號(hào)處理器確定出恰當(dāng)位置的脈沖推力器，向其發(fā)送點(diǎn)火指令，脈沖推力器噴射火藥氣體的反作用力推動(dòng)彈丸改變彈道，將彈道修正至理想位置，直至命中目標(biāo)，簡(jiǎn)易激光制導(dǎo)原理示意圖如圖3。

圖3 簡(jiǎn)易激光制導(dǎo)原理示意圖

2 簡(jiǎn)易控制系統(tǒng)

2.1 脈沖推力器配置方案

近程簡(jiǎn)易修正火箭配置有一組推力器，每組共有12個(gè)微型脈沖推力器呈環(huán)狀排布，由這些推力器來(lái)提供修正火箭彈道偏差所需的控制力和力矩，在實(shí)際的工作過(guò)程中，這些微型脈沖推力器按照時(shí)序分步進(jìn)行點(diǎn)火，從而使得單兵火箭的工作時(shí)間加長(zhǎng)、控制精度提高、落點(diǎn)散布減小[10]。各微型脈沖推力器和修正火箭質(zhì)心之間的距離為li，所有微型脈沖推力器在火箭彈體上的位置都是固定不變的，所有脈沖推力器同時(shí)工作時(shí)提供的合力為Fp，與準(zhǔn)彈體坐標(biāo)系下oz4軸之間的夾角為σ。

2.2 控制方案設(shè)計(jì)

將脈沖力投影到準(zhǔn)彈體坐標(biāo)系(ox4y4z4)內(nèi)，可以得到準(zhǔn)彈體系下的脈沖力和繞質(zhì)心的力矩表達(dá)式為

(1)

(2)

通過(guò)坐標(biāo)變換，將此脈沖力投影到彈道坐標(biāo)系下的結(jié)果為:

(3)

由于初始擾動(dòng)的存在，修正火箭在實(shí)際飛行過(guò)程中的彈道與理論彈道是會(huì)有偏差量的。假設(shè)在飛行過(guò)程中，某個(gè)時(shí)刻t時(shí)單兵火箭質(zhì)心相對(duì)地面坐標(biāo)系下的位置為，在單兵火箭期望的理論彈道中該時(shí)刻的位置是(xc,yc,zc)，兩者作差，可以得到地面坐標(biāo)系下的偏差值為

(4)

再將求得的地面坐標(biāo)系下的彈道偏差值轉(zhuǎn)換到彈體坐標(biāo)系中，記轉(zhuǎn)換矩陣為A(ψ,?,γ)，計(jì)算得到彈體坐標(biāo)系下的偏差量為

(5)

控制系統(tǒng)通過(guò)彈道偏差變化信息反饋來(lái)實(shí)時(shí)獲取火箭彈的姿態(tài)信息，通過(guò)處理電路進(jìn)行結(jié)算，實(shí)時(shí)在線修正彈道，即可達(dá)到精確控制的效果。

點(diǎn)火方案采用間隔組件同時(shí)點(diǎn)火的控制方案，從而使得控制系統(tǒng)的精度更高，當(dāng)彈道的偏差值大于給定閾值時(shí)，距離彈道偏差方向最近的微型脈沖推力器同時(shí)點(diǎn)火，隨著彈丸的不斷旋轉(zhuǎn)，這時(shí)原本靠近偏差方向的微型脈沖推力器開(kāi)始遠(yuǎn)離偏差方向并停止工作，新的靠近偏差方向的組件開(kāi)始工作。每個(gè)推力器的工作時(shí)間為τ。

脈沖力的作用時(shí)間很短，隨著彈丸的不斷旋轉(zhuǎn)，噴管組件隨彈丸轉(zhuǎn)過(guò)的角度也會(huì)增大，使得脈沖力在指定方向的合力分量將會(huì)減小，脈沖力的利用效率就會(huì)受到影響。

2.3 控制力及力矩模型

加入脈沖力的簡(jiǎn)易修正火箭彈質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程為

(6)

其中:Fx2、Fy2、Fz2為除推力外所有外力(總空氣動(dòng)力R，重力G等)分別在彈道坐標(biāo)系ox2y2z2各軸分量的代數(shù)和；Px2、Py2、Pz2分別為推力P在彈道坐標(biāo)系ox2y2z2各軸上的分量。Fpx2、Fpy2、Fpz2分別為脈沖修正力在ox2y2z2各軸上的分量。

加入脈沖修正力矩的簡(jiǎn)易修正火箭彈繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程為

(7)

其中:Mx4、My4、Mz4分別為火箭彈受到的除脈沖力矩之外的所有力矩在準(zhǔn)彈體坐標(biāo)系各坐標(biāo)軸上的分量;Mpx4、Mpy4、Mpz4分別為脈沖控制力矩在準(zhǔn)彈體坐標(biāo)系各坐標(biāo)軸上的分量。

3 彈道仿真分析

簡(jiǎn)易制導(dǎo)模塊可以用于多種制導(dǎo)彈藥上，下面以近程修正火箭為基礎(chǔ)，分析簡(jiǎn)易制導(dǎo)模塊對(duì)近程火箭命中精度的影響。通過(guò)研究分析發(fā)現(xiàn)，導(dǎo)引頭解耦和控制策略和推力器總沖是影響彈道修正能力和精度主要因素，關(guān)于導(dǎo)引頭解耦已有大量文獻(xiàn)進(jìn)行詳細(xì)研究，不再贅述，本文仿真重點(diǎn)分析控制策略和和推力器總沖對(duì)精度的影響。首先仿真分析無(wú)控火箭初速和射角對(duì)命中精度影響。

3.1 無(wú)控火箭彈道分析

無(wú)控條件下，選取發(fā)射初速V0=160 m/s、縱向發(fā)射角θ0=9.6°、側(cè)向發(fā)射角ψv0=0°為標(biāo)準(zhǔn)條件，進(jìn)行無(wú)控彈道仿真。在仿真過(guò)程中，分別加入ΔV0=±4 m/s的初速誤差、Δθ0=±1°的縱向發(fā)射角誤差和Δψv0=1°側(cè)向發(fā)射角誤差與標(biāo)準(zhǔn)情況進(jìn)行比較。3種情況下的無(wú)控仿真彈道如圖4～圖6所示。

由圖4～圖6可知，在無(wú)控情況下，ΔV0=4 m/s、Δθ0=1°和Δψv0=1°時(shí)彈道落點(diǎn)與標(biāo)準(zhǔn)條件(V0=160 m/s、θ0=9.6°和Δψv0=0°)彈道落點(diǎn)之間的偏差(X方向)分別為21.6 m、39.4 m和10.55 m，表明發(fā)射初速和射角對(duì)命中精度的影響較大，為了提高命中精度，需采用簡(jiǎn)易制導(dǎo)控制系統(tǒng)進(jìn)行彈道修正。

圖4 同縱向、側(cè)向發(fā)射角，不同發(fā)射初速誤差無(wú)控彈道

圖5 同初速、同側(cè)向發(fā)射角，不同縱向發(fā)射角誤差無(wú)控彈道

圖6 同初速、同縱向發(fā)射角，不同側(cè)向發(fā)射角誤差無(wú)控彈道

3.2 采用簡(jiǎn)易修正后的火箭彈道分析

對(duì)采用了簡(jiǎn)易制導(dǎo)技術(shù)后的近程末修火箭系統(tǒng)進(jìn)行仿真分析。選取目標(biāo)射程為600 m，其余仿真條件與無(wú)控彈道仿真標(biāo)準(zhǔn)條件相同，全程火箭彈飛行時(shí)間約5.1 s。

為了驗(yàn)證簡(jiǎn)易制導(dǎo)控制系統(tǒng)的起控時(shí)間和脈沖推力器總沖對(duì)彈道修正能力的影響。首先固定單發(fā)總沖Pimp=16 N·s，選取起控時(shí)間tc分別為2.3 s、2.8 s、3.3 s、3.8 s、4.3 s、4.8 s進(jìn)行仿真，仿真彈道如圖7所示。

圖7 不同起控時(shí)間的有控彈道

由表1中脫靶量R來(lái)看，起控太早或太晚都對(duì)命中精度會(huì)產(chǎn)生不利影響，具體時(shí)間需要根據(jù)彈體參數(shù)與彈道相匹配來(lái)確定，本方案中匹配后最佳起控時(shí)間為3.8 s。

表1 起控時(shí)間與立靶精度的關(guān)系

固定起控時(shí)間tc=3.8 s，單發(fā)總沖Pimp分別為4 N·s、8 N·s、16 N·s、32 N·s、64 N·s，仿真彈道如圖8所示。

圖8 不同推力器總沖的有控彈道

由表2可知，對(duì)于相同的起控時(shí)間，推力器總沖的不同對(duì)命中精度和最大修正能力影響很大。隨著推力器總沖的提高，火箭彈的最大修正能力逐漸增強(qiáng)；但火箭彈的立靶精度(R)并不會(huì)隨推力器總沖的增加而減小，而是存在一個(gè)理想?yún)^(qū)間，可以通過(guò)權(quán)衡最大修正能力和修正精度進(jìn)行選擇。以脫靶量R作為考核標(biāo)準(zhǔn)，本方案中最佳總沖為16 N·s。

從表1、表2來(lái)看，采用通用制導(dǎo)模塊進(jìn)行修正后，彈丸的末端精度相較無(wú)控彈精度得到了大幅提升。但是，在采用該項(xiàng)技術(shù)時(shí)需要綜合考慮最大修正量和立靶命中精度之間的匹配關(guān)系，根據(jù)計(jì)算結(jié)果，文中選取起控時(shí)間3.8 s和單個(gè)總沖16 N·s作為最佳匹配值，進(jìn)行了50次蒙特卡洛打靶試驗(yàn)。

表2 脈沖推力器總沖與立靶精度和最大修正能力的關(guān)系

圖9為近程末修火箭在初速、射角以及導(dǎo)引頭測(cè)量誤差、推力器輸出誤差等干擾因素存在的情況下的蒙特卡洛打靶結(jié)果。從其中可以看出，經(jīng)過(guò)簡(jiǎn)易制導(dǎo)模塊修正后火箭彈的最終脫靶量小于1.2 m，精度效果較好。

圖9 蒙特卡洛打靶結(jié)果

另外，通過(guò)簡(jiǎn)易制導(dǎo)飛行試驗(yàn)對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證，試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果一致。圖10為火箭彈飛行過(guò)程中末修段推力器的工作狀態(tài)。

圖10 單兵末修火箭試驗(yàn)

4 結(jié)論

在制導(dǎo)控制方案確定的情況下，合理匹配簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭的起控時(shí)間、脈沖推力器總沖等關(guān)鍵參數(shù)，完全能夠滿足末修火箭彈對(duì)命中精度和最大修正能力的要求。在仿真條件下，發(fā)射初速誤差不大于4 m/s、縱側(cè)向發(fā)射角誤差分別小于1°范圍內(nèi)時(shí)，最終脫靶量小于1.2 m，顯著提高近程火箭彈的命中精度，具有良好的工程應(yīng)用前景。