空空導彈越肩發射制導律研究

摘 要：越肩發射作為一種新型的攻擊方式，可以極大地提高導彈的作戰能力，而設計一種能 夠讓導彈實現越肩發射的制導律是導彈制導控制系統的關鍵。針對空空導彈越肩發射的特點，通 過數學建模與仿真，研究了基于直接力/氣動力復合控制的越肩發射制導律設計，并進行了數字仿 真分析，證明了該制導律的實用性和有效性。

關鍵詞：空空導彈；越肩發射；制導律；直接力；氣動力；復合控制

中圖分類號：TJ765 文獻標識碼：A 文章編號：1673-5048（2014）03-0008-04

ResearchonGuidanceLawofOvertheShoulderAirtoAirMissile

ZHANGPeng1，ZHANGJinpeng1，2

（1.ChinaAirborneMissileAcademy，Luoyang471009，China；2.AviationKeyLaboratoryofScienceand TechnologyonAirborneGuidedWeapons，Luoyang471009，China）

Abstract：Overtheshoulderisanewattackingmodewhichcouldimprovethefightcapabilityofmis silegreatly.Thedesignoftheguidancelawofovertheshoulderisthekeyofmissileguidanceandcontrol system.Consideringtheovertheshoulderpropertiesofairtoairmissiles，theguidancelawofoverthe shoulderbasedonreactionjet/aerodynamiccompoundcontroliscarriedout.Aswellitisprovedtobe practicalandeffectivethroughthedigitalsimulationandanalysis.

Keywords：airtoairmissile；overtheshoulder；guidancelaw；reactionjet；aerodynamic；com poundcontrol

0 引 言

越肩發射作為一種新型攻擊方式，已成為新一 代空空導彈的關鍵技術之一。美國和俄羅斯是研 究越肩發射最早的國家，也是越肩發射技術最先進 的國家，從目前所了解的情況來看，美國的研究重 點是越肩發射的前射方式，而俄羅斯則重點研究后 射方式[1-2]。國內學者在越肩發射火控原理以及方 案效能方面有了一定的基礎，但是受到軟硬件的限 制，目前所做的很多工作都相對簡單。要想控制導 彈完成越肩發射，需要對實現越肩發射的制導律進行研究。本文以新一代空空導彈為背景，研究了基 于直接力/氣動力復合控制的越肩發射攻擊制導律 設計，并進行了數字仿真驗證。

1 直接力/氣動力復合控制空空導彈數學 模型

直接力/氣動力復合控制有軌控式和姿控式兩 種，軌控式直接力控制是將側噴發動機安裝在質心 上，直接產生控制力形成過載；而姿控式則是將側 噴發動機安裝在質心前或質心后，通過改變姿態來 實現期望的過載。本文采用直接力前置的姿控式 直接力/氣動力復合控制，導彈外形示意圖如圖1 所示。這種配置方式可以保證直接側向力與氣動 力同方向，由兩者共同產生較大的機動過載，側向力裝置應盡量遠離質心以增加直接側向力的力臂， 使附加攻角亦即氣動力能更大些，同時希望導彈處 于靜不穩定狀態。這樣氣動力矩和直接側向力力 矩同向，附加攻角即氣動力就產生得更快，提高了 快速性。

越肩發射制導律由兩部分組成，一部分是越肩 發射轉彎段的制導律設計，一部分是導彈完成越肩 發射之后的制導律設計。空空導彈越肩發射的目 的是使導彈快速指向目標（近距），或快速轉向中制 導律所要求的飛行方向（中遠距），所以越肩發射轉 彎段要以快速性為指標。完成越肩發射轉彎后，在 中制導和末制導過程采用擴展比例制導律，能夠使 導彈所需過載最小，且適用于大機動目標。

2.1 越肩發射轉彎段制導律設計

如前所述，在空空導彈越肩發射過程中，一般 要求導彈以盡可能短的時間完成轉彎，以減少在導 彈轉彎過程中由于目標機動而引起的目標丟失可 能性。

一般來說，越肩發射導彈可采用三段（程序段、 中制導段、末制導段）或兩段（程序段、末制導段） 復合制導，其中程序段是必不可少的，它是實現越 肩發射快速轉彎的關鍵部分[3-4]。

越肩發射轉彎段導彈軌跡受多種條件約束，如 迎角、側滑角、過載和速度等變量的變化范圍都決 定了導彈越肩發射段軌跡的空間特性。從導彈的 運動方程可知，迎角越小，垂向過載越小，則導彈 轉彎的軌跡越接近于水平面；迎角越大，垂向過載 越大，則導彈的軌跡越遠離水平面，成為三維空間 中的曲線，轉彎后導彈的高度也將發生一定變化， 這些都對導彈的最終轉彎時間有較大影響。

本文通過在程序段對快速轉彎軌跡進行優化 設計來實現導彈快速轉彎。考慮越肩發射水平面 內轉彎，轉向力主要由側滑角和彈體z向過載產 生，y向過載主要保持導彈高度基本不變。轉彎段y

在式（17）的基礎上加上重力補償即是所設計 的擴展比例制導律。

2.3 直接力/氣動力復合控制指令分配算法

直接力/氣動力復合控制指令分配是復合控制 的關鍵。一個好的指令分配策略必須能夠針對當 前的情況，合理地將控制指令分配給直接力子系統 和氣動力子系統，使得彈體能夠很好地響應控制 律，同時又能充分發揮直接力子系統和氣動力子系 統優點。顯然，如果獨立控制這兩種不同類型的執 行機構或者指令分配不合理，則可能導致導彈的可

控性和控制效益降低[5-6]。

本文采用文獻[7]的控制指令分配算法，利用 過載誤差的大小合理分配控制指令，既可以使導彈 穩定跟蹤控制指令，又能提高導彈響應的快速性。

在以上越肩發射攻擊制導律設計的基礎上，針 對不同發射條件進行了大量仿真，篇幅所限僅列出 典型發射條件（如表1所示）的數字仿真結果，驗證 本文所提算法的正確性。

表1中H為導彈發射高度，km；VM，VT分別為 導彈和目標發射速度Ma；，θ，λ分別為目標相對 導彈的方位角、高低角和速度方向角，（°）；D為初 始發射距離，km；Ac為目標逃逸機動幅值。目標的 初始位置由初始發射距離和方位角、高低角計算 得到。所選仿真條件包含不同發射高度、不同方位 角和目標速度方向角、不同高差和目標機動等多 種組合情況。

仿真結果統計見表2，表中的dqmax為最大轉彎 角速度，轉彎時間為從導彈發射至導引頭截獲目標 的時間。從表2可以看出，導彈在發射后2s內完 成越肩快速轉彎，最大攻角在38°以上，最大轉彎角速度在70（°）/s以上。

圖2～4分別給出了條件1～5相關變量的變 化曲線。其中左上圖為導彈過載變化曲線，右上圖 為導彈-目標水平面內運動軌跡，左下圖為導彈- 目標垂直面內運動軌跡，右下圖為導彈速度偏角、 攻角和轉彎角速度的變化曲線。從圖中可知整個 攔截過程導彈過載變化平緩，導彈飛行穩定，能夠 精確擊中目標。仿真結果不僅驗證了本文設計的 制導律可使導彈快速轉彎進行越肩發射攻擊，并且還說明該制導律能夠適應不同目標速度方向、不 同高差及目標機動等條件下的攻擊要求。

本文設計了基于直接力/氣動力復合控制的空 空導彈越肩發射攻擊制導律，并進行了數字仿真驗 證，仿真結果說明所設計的越肩發射制導律能夠控 制導彈完成越肩發射并攻擊導彈側后方目標，且系 統制導性能良好，能夠適應不同條件下的攻擊要 求，可用于空空導彈越肩發射制導系統設計。

參考文獻：

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