基于空基攔截器的高超聲速飛行器防御攔截*

熊俊輝，唐勝景，郭杰

(北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院 飛行器動(dòng)力學(xué)與控制教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100081)

0 引言

臨近空間是指高度為20～100 km高度范圍內(nèi)的空域[1]，隨著吸氣式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的日益成熟，臨近空間特殊的戰(zhàn)略價(jià)值倍受關(guān)注，臨近空間高超聲速飛行器尤其是高超聲速巡航飛行器獲得快速發(fā)展[2]。另外，其他的飛行器也將臨近空間高度范圍作為飛行軌跡的過渡階段，如助推上升與再入返回的彈道導(dǎo)彈、可重復(fù)使用的往返運(yùn)載飛行器等。無論是臨近空間的過渡型高超聲速飛行器還是新型的臨近空間高超聲速巡航飛行器，針對(duì)其的防御技術(shù)一直是空間對(duì)抗技術(shù)的重點(diǎn)和難點(diǎn)。

針對(duì)臨近空間高超聲速飛行器目標(biāo)，現(xiàn)有的防御體系主要由傳統(tǒng)的地基防空導(dǎo)彈系統(tǒng)和針對(duì)再入式導(dǎo)彈的反導(dǎo)系統(tǒng)構(gòu)成[3]。其他的一些新概念武器，如激光武器攔截、天基武器系統(tǒng)等還處于理論探索階段，技術(shù)和成本上短時(shí)間無法形成現(xiàn)實(shí)的防御力量[4]。除了上述方案，還有另一種具有發(fā)展?jié)摿Φ姆烙桨妇褪强栈鶖r截器系統(tǒng)。事實(shí)上，美國(guó)、以色列、德國(guó)等已經(jīng)開展了空基攔截器技術(shù)的研究，主要用來攔截助推段的導(dǎo)彈或火箭[5-6]。空基攔截器方案的優(yōu)勢(shì)主要在于，基于成熟的空空導(dǎo)彈發(fā)展的攔截器的成本低和研發(fā)周期短。針對(duì)臨近空間高度范圍內(nèi)的飛行器目標(biāo)，考慮現(xiàn)有防御體系的薄弱，有必要提出具有發(fā)展?jié)摿Φ目栈鶖r截器方案，探討其關(guān)鍵技術(shù)與難點(diǎn)，并進(jìn)行初步的可行性分析。

1 目標(biāo)特性分析

本文考慮的高超聲速飛行器是在臨近空間高度范圍內(nèi)具有一定滯空時(shí)間的飛行器，包括過渡型和巡航型的臨近空間飛行器。過渡型的高超聲速飛行器主要以助推上升段與再入段的彈道導(dǎo)彈為代表，這類飛行器的特點(diǎn)主要有以下幾點(diǎn):

(1) 飛行高度跨度大

這類飛行器通常具有很大的縱向速度，橫向速度小，飛行高度可以從地面至大氣層外。

(2) 臨近空間內(nèi)的飛行時(shí)間短

對(duì)于Ma>5的高超聲速飛行器，100 km高度內(nèi)的再入或上升時(shí)間一般小于60 s。

(3) 飛行速度高

(4) 機(jī)動(dòng)力較弱

由于臨近空間大氣稀薄，可用氣動(dòng)過載較小，在這一空域通常不作機(jī)動(dòng)或變軌。

巡航型高超聲速飛行器主要指在臨近空間某高度以較穩(wěn)定的速度飛行，這類飛行器主要指近年來發(fā)展的吸氣式高超聲速巡航飛行器，其主要特點(diǎn)包括以下4個(gè)方面。

(1) 典型高度飛行

由于低空大氣密度大使阻力較大，而過高的飛行高度又不能給發(fā)動(dòng)機(jī)提供足夠的空氣，采用吸氣式超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的高超聲速飛行器較適合于約30 km高度巡航飛行[7]。

(2) 臨近空間內(nèi)的飛行時(shí)間較長(zhǎng)

(3) 高超聲速巡航飛行

(4) 機(jī)動(dòng)力較弱

臨近空間氣體稀薄及吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)限制了飛行器的氣動(dòng)過載，而巡航段的飛行器也不易實(shí)現(xiàn)直接力控制，因此，其機(jī)動(dòng)能力較弱。

相比于低空飛行器，臨近空間內(nèi)的高超聲速飛行器具有速度高的優(yōu)點(diǎn)，同時(shí)也帶來了稀薄氣體引起的可用過載低的缺點(diǎn)，尤其是吸氣式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)限制了其大攻角飛行。空基攔截器防御方案可以將大于25 km高度的空域作為有效攔截區(qū)域，利用目標(biāo)在這一空域變軌或機(jī)動(dòng)力較弱的特點(diǎn)，發(fā)揮攔截器機(jī)動(dòng)性和靈活性的優(yōu)點(diǎn)。這也是空基攔截器防御方案的一個(gè)優(yōu)勢(shì)所在。

2 空基攔截器防御方案

空基攔截器方案是針對(duì)臨近空間高超聲速飛行器提出的一種潛在防御方案，該方案建立在預(yù)警系統(tǒng)可以探測(cè)并跟蹤目標(biāo)的前提下。對(duì)于臨近空間高超聲速巡航飛行器，主要考慮在目標(biāo)的巡航段實(shí)施攔截[8]。和空空導(dǎo)彈系統(tǒng)類似，攔截方案的流程如圖1所示。相比地基防空導(dǎo)彈系統(tǒng)，該方案有以下幾個(gè)優(yōu)點(diǎn)：

(1) 通過載機(jī)攜帶至一定高度，有效提高攔截器作戰(zhàn)高度及射程；

(2) 載機(jī)快速機(jī)動(dòng)及作戰(zhàn)靈活性提高攔截器的適用性；

(3) 基于中遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈改進(jìn)的攔截器具有研究成本較低、開發(fā)周期短的優(yōu)勢(shì)；

(4) 空基攔截器更有利于實(shí)現(xiàn)迎擊或前向攔截2種小速度比攔截制導(dǎo)方法。

空基攔截器基于空空導(dǎo)彈技術(shù)，涉及的知識(shí)學(xué)科主要包括空氣動(dòng)力學(xué)、導(dǎo)航與控制理論、結(jié)構(gòu)力學(xué)、計(jì)算與信息科學(xué)及燃料與彈藥，分別對(duì)應(yīng)了本方案的涉及的技術(shù)內(nèi)容，如圖2所示。

圖1 空基攔截器方案流程Fig.1 Process of air launched interceptor defense scheme

3 關(guān)鍵技術(shù)與難點(diǎn)

空基攔截器繼承了成熟的空空導(dǎo)彈技術(shù)，相比于傳統(tǒng)的地基防空導(dǎo)彈，主要涉及以下關(guān)鍵技術(shù)：

(1) 遠(yuǎn)程預(yù)警、目標(biāo)探測(cè)與跟蹤技術(shù)

無論是地基防空導(dǎo)彈系統(tǒng)還是空基攔截器系統(tǒng)，都要求探測(cè)并跟蹤到目標(biāo)，盡可能地增加防御系統(tǒng)的反應(yīng)時(shí)間。大高度、速度快給預(yù)警與跟蹤增加難度，這是各防御方案實(shí)施的前提。

(2) 空基攔截器的總體設(shè)計(jì)

針對(duì)臨近空間高超聲速飛行器的目標(biāo)特性及作戰(zhàn)環(huán)境，并考慮機(jī)載攜帶要求，需要對(duì)攔截器總體設(shè)計(jì)，使攔截器滿足高速、大機(jī)動(dòng)、大作戰(zhàn)高度、大射程及小體積等要求。

(3) 高超聲速飛行器的攔截制導(dǎo)方法

無論對(duì)于臨近空間高超聲速巡航飛行器還是再入式飛行器，都有可能出現(xiàn)攔截器速度小于目標(biāo)速度的情況，此時(shí)傳統(tǒng)的尾追方法無法截獲目標(biāo),需要研究其他的攔截制導(dǎo)方法，如迎擊攔截(head-on impact)、前向攔截[9](head pursuit)制導(dǎo)方法。而這2種制導(dǎo)方法在實(shí)際應(yīng)用中還存在不少技術(shù)困難，特別是前向攔截的后視導(dǎo)引頭或探測(cè)器技術(shù)。

(4) 零脫靶量的末制導(dǎo)律設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

目前常見制導(dǎo)律的設(shè)計(jì)多數(shù)是針對(duì)尾追式的制導(dǎo)方法，且多數(shù)采用破片殺傷回避直接碰撞即可滿足要求。對(duì)于要求直接碰撞的高超聲速飛行器交會(huì)問題，需要設(shè)計(jì)精確的末制導(dǎo)律，使其脫靶量接近0，同時(shí)滿足對(duì)目標(biāo)機(jī)動(dòng)和系統(tǒng)攝動(dòng)的魯棒性要求。

(5) 高精度復(fù)合控制技術(shù)

臨近空間空氣稀薄，攔截器的氣動(dòng)舵不足以提供攔截器的大機(jī)動(dòng)過載，現(xiàn)階段通常考慮氣動(dòng)力/直接力復(fù)合控制方法。高速、高空狀態(tài)下的直接力與氣動(dòng)力耦合、氣動(dòng)力與有限的直接力的分配策略等問題是精確復(fù)合控制的關(guān)鍵。

圖2 空基攔截器系統(tǒng)方案知識(shí)脈絡(luò)Fig.2 Technical sketch of air launched interceptor defense scheme

(6) 攔截器的爬升軌跡在線生成

對(duì)高超聲速的時(shí)敏性目標(biāo)，一個(gè)主要難題在于如何增加攔截器的反應(yīng)時(shí)間。除了提高預(yù)警系統(tǒng)的探測(cè)與跟蹤目標(biāo)能力外，縮短攔截器從載機(jī)高度進(jìn)入末制導(dǎo)啟控點(diǎn)的飛行時(shí)間是另一種途徑。雖然目前的離線軌跡優(yōu)化方法理論和工程已經(jīng)比較成熟，但是對(duì)于臨近空間高超聲速飛行器目標(biāo)的攔截，軌跡優(yōu)化的實(shí)時(shí)性還不能達(dá)到要求。一種被認(rèn)為可能的方法是通過離線軌跡優(yōu)化獲得參考軌跡，任務(wù)中根據(jù)獲取的目標(biāo)信息進(jìn)行軌跡的重規(guī)劃。

4 運(yùn)動(dòng)學(xué)分析

為了初步分析空基攔截器策略的可能性，建立簡(jiǎn)化的高超聲速飛行器攔截的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型并進(jìn)行仿真。攔截器與目標(biāo)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系如圖3所示。

圖3 攔截器與目標(biāo)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系Fig.3 Sketch of relative motion

圖3中，r為攔截器與目標(biāo)距離；v,vT分別為攔截器與目標(biāo)的速度；q為目標(biāo)視線角；η，ηT為攔截器與目標(biāo)速度矢量前置角；σ，σT為彈道角及目標(biāo)航向角，得到攔截的相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程[10]為

(1)

根據(jù)高超聲速飛行器的目標(biāo)特性，分別考慮迎擊和前向2種攔截制導(dǎo)方法。迎擊攔截的比例導(dǎo)引關(guān)系方程為

(2)

而前向攔截的比例導(dǎo)引關(guān)系方程可以通過交會(huì)關(guān)系推導(dǎo)得到[11]，即

(3)

由相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程與導(dǎo)引關(guān)系構(gòu)成了攔截的運(yùn)動(dòng)模型。仿真中假設(shè)目標(biāo)以vT=1 700m/s作等速圓弧機(jī)動(dòng)飛行，目標(biāo)nT=5，攔截器從載機(jī)15km的高度發(fā)射，并以vT=1 360m/s等速進(jìn)行攔截，案例中比例系數(shù)均取K=5，其他參數(shù)初始值按典型值設(shè)定。攔截器的需用過載是表征攔截可行性的一項(xiàng)重要技術(shù)指標(biāo)。迎擊、前向攔截軌跡圖及攔截器需用過載分別如圖4，5所示。

圖4 迎擊攔截與前向攔截軌跡Fig.4 Trajectory of head-on impact and head pursuit engagement

圖5 迎擊攔截與前向攔截需用過載曲線Fig.5 Required overload of interceptor

從仿真結(jié)果可以看出，當(dāng)攔截器速率小于目標(biāo)速率時(shí)，給定合適的末制導(dǎo)初始條件下迎擊、前向攔截2種制導(dǎo)方式理論上可以實(shí)現(xiàn)交會(huì)。其中前向攔截的攔截器的需用過載較小，而迎擊攔截由于相對(duì)速度較大導(dǎo)致需用過載在交會(huì)末段過早地趨于發(fā)散。雖然前向攔截對(duì)需用過載要求較低，但由于后視導(dǎo)引頭或探測(cè)技術(shù)、攔截器的外形與結(jié)構(gòu)等限制目前還沒有工程應(yīng)用[12]。對(duì)于迎擊攔截方式，從制導(dǎo)方法及末制導(dǎo)律方面，決定空基攔截器策略是否可行的必要條件之一是攔截器的大機(jī)動(dòng)能力，除此之外，還取決于滿足大機(jī)動(dòng)過載的結(jié)構(gòu)與材料、目標(biāo)遠(yuǎn)程探測(cè)與跟蹤及高精度復(fù)合控制等一系列關(guān)鍵技術(shù)。

5 結(jié)束語

高超聲速飛行器，尤其是臨近空間高超聲速巡航飛行器對(duì)目前的地面防空系統(tǒng)提出了越來越高的技術(shù)要求。本文針對(duì)臨近空間內(nèi)的飛行器，探索了一種具有發(fā)展?jié)摿Φ幕诳栈鶖r截器的防御策略，分析了該防御策略涉及的部分關(guān)鍵技術(shù)與難點(diǎn)，并從攔截器的制導(dǎo)方法與導(dǎo)引規(guī)律方面對(duì)高超聲速飛行器小速度比攔截的可行性進(jìn)行了初步分析，為該防御策略的后續(xù)研究提供思考。

參考文獻(xiàn)：

[1] 肖存英. 臨近空間大氣動(dòng)力學(xué)特性研究[D]. 北京：中國(guó)科學(xué)院研究生院, 2009.

XIAO Cun-ying. Researches on the Dynamics of the Atmosphere in the Near Space [D]. Beijing: Graduate University of Chinese Academy of Sciences, 2009.

[2] 范金榮. 發(fā)展中的高超聲速武器及戰(zhàn)略意義[J]. 現(xiàn)代防御技術(shù), 2006,34(2):1-5.

FAN Jin-rong. The Hypersonic Weapons in Development [J]. Modern Defence Technology, 2006,34(2):1-5.

[3] 熊俊輝, 唐勝景. 高超聲速巡航飛行器防御方案探討[J]. 飛航導(dǎo)彈, 2012(1): 13-15.

XIONG Jun-hui, TANG Sheng-jing.Discussion on Defense Methods of Hypersonic Cruise Vehicle [J]. Winged Missiles Journal, 2012 (1): 13-15.

[4] 薛海中. 新概念武器[M].北京：航空工業(yè)出版社, 2009.

XUE Hai-zhong. New Concept Weapons [M]. Beijing: Aviation Industry Press, 2009.

[5] 趙鴻燕, 王麗霞. 網(wǎng)絡(luò)中心機(jī)載防御系統(tǒng)發(fā)展概況[J].飛航導(dǎo)彈, 2009(6):40-46.

ZHAO Hong-yan, WANG Li-xia. Development of NCADE Program [J]. Winged Missiles Journal, 2009(6):40-46.

[6] 錢錕. 美國(guó)發(fā)展低成本空基反導(dǎo)武器系統(tǒng)[J]. 現(xiàn)代軍事, 2009(1):50-54.

QIAN Kun. Low Cost Air-Launched Anti-Missile Weapon System of USA [J]. CONMILIT, 2009(1):50-54.

[7] XIONG Jun-hui, TANG Sheng-jing, GUO Jie. Approach of Aircraft Configuration with Free-Form Surface Design Based on Reverse Engineering[C]∥2011 Emeit, 2011(6):2757-2761.

[8] 呼衛(wèi)軍, 周軍. 臨近空間飛行器攔截策略與攔截武器能力分析[J]. 現(xiàn)代防御技術(shù), 2012, 40(1):11-15.

HU Wei-jun, ZHOU Jun. Analysis of the Interception Strategy of the Near Space Vehicle and Capability of the Interception Weapon [J]. Modern Defence Technology, 2012, 40(1):11-15.

[9] Shima Tal, ODED M. Head Pursuit Guidance [J]. Jounal of Guidance, Control and Dynamics,2007,30 (5): 1437-1444.

[10] 錢杏芳, 林瑞雄, 趙亞男. 導(dǎo)彈飛行力學(xué)[M]. 北京：北京理工大學(xué)出版社, 2006.

QIAN Xing-fang, LIN Rui-xiong, ZHAO Ya-nan. Flight Dynamics of Missiles[M]. Beijing:Institute of Technology Press, 2006.

[11] PRASANNA H M, GHOSE D. Retro-Proportional-Navigation: A New Guidance Law for Interception of High-Speed Targets [J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2012, 35(2)：377-386.

[12] ODED M, Shima Tal. Head Pursuit Guidance for Hypervelocity Interception[C]∥AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit 2004, AIAA 2004-4885.