臨近空間高速攔截制導研究*

李記新，王 霞，李友年

(中國空空導彈研究院，河南洛陽 471009)

0 引言

臨近空間一般是指距地面20～100 km的空間區域，處于現有飛機的最高飛行高度和衛星的最低軌道高度之間［1］。臨近空間高超聲速飛行器具有飛行距離遠、飛行速度高、機動能力強、突防概率高等特點，攔截技術難度大，對攔截器的各項性能指標都提出了較高的要求。臨近空間高超聲速飛行器在無動力滑翔/助推巡航段主要飛行高度為30～40 km，該段飛行時間較長，留給攔截系統的時間窗口較大，在該段成功實施攔截的可能性更大?，F有的 PAC-3、SM-3、THAAD和S-400(9M96E/9M96E2)等防空、反導攔截系統雖然對大氣層外目標(高度大于100 km)、高層臨近空間(高度40～100 km)目標和高度不大于30 km的目標具有直接碰撞殺傷能力，但無法有效攔截30～40 km高度滑翔/巡航的臨近空間高超聲速目標［2-4］。

文中以飛行高度30～40 km、速度5 Ma、最大機動能力為3 g的臨近空間高超聲速飛行器為典型攔截目標，分析了高速攔截末制導對直接力控制和導引系統的要求，研究了從臨近空間平臺上發射改進型紅外成像空空導彈的攔截方法。

1 直接力控制要求

臨近空間高超聲速目標機動過載可能達到2～4［6］，純氣動力控制情況下導彈的機動能力與之基本相當，必須采用直接力控制提高導彈的機動過載，才具備攔截機動目標的能力。通過合理設計，直接力控制技術還將有效提高導彈過載響應的快速性等動態品質，有利于提高制導精度。

1.1 快速性

使用五階線性化比例制導系統模型進行直接力控制需求分析，五階線性化比例制導系統如圖1所示［10］。比例制導律有效導航比N取為4，彈目接近速度取為10 Ma，目標機動按3 g考慮。

圖1 五階線性化比例制導系統框圖

假定在末制導初始時刻目標開始機動。機動特性如表1所示。目標機動引起的脫靶量如圖2和圖3所示(圖中tf表示末制導時間)，脫靶量最大值如表2所示。

分析表明:

圖2 脫靶量(Tt=1s)

圖3 脫靶量(Tt=3 s)

表2 攻擊3 g機動目標的最大脫靶量

a)制導系統時間常數T對攻擊機動目標的脫靶量有重要影響;

為保證鉆孔垂直度，本工程采用“塔式鉆具吊打防斜工藝”鉆進。上部松散層及全風化基巖段采用“一開二(次)擴導向正循環施工工藝”，穩定基巖段采用“二開一(次)反提導向擴孔施工工藝”。

b)為保證對3 g機動目標的脫靶量不大于0.5 m，要求滿足T≤0.22 s(30 km)和T≤0.32 s(40 km)。

1.2 機動過載要求

定義導彈加速度指令飽和幅值與目標機動加速度幅值之比為加速度比率，對于機動目標攔截問題，在圖1所示線性化比例制導系統模型的基礎上，考慮導彈的加速度指令飽和限幅進行仿真分析，仿真得到的加速度比率與脫靶量峰值之間的關系如圖4所示。

圖4 加速度比率-脫靶量峰值曲線

分析表明，在不影響制導精度的前提下，可以適當放寬導彈機動過載需求。加速度比率取2.5～3即可，對應的過載需求如表3所示。

表3 典型飛行條件下制導控制系統指標分解

1.3 直接力控制系統指標分解

為減小過載需求，同時盡量減小對制導精度的影響(按照脫靶量峰值≤0.5 m來考慮)加速度比率取2.5～3，制導控制系統指標需求分解結果如表4所示，其中T為制導系統時間常數，Ts為導引頭時間常數，Tg為制導濾波器時間常數，Ta為直接力控制自動駕駛儀時間常數。

表4 制導控制系統指標需求分解

實際上導引頭時間常數可以達到0.03 s，直接力控制駕駛儀能夠達到的時間常數為0.025～0.1s［3］，制導控制系統指標分解如表5所示。

表5 制導控制系統指標分解

2 導引頭需求

2.1 導引體制

典型的高超聲速飛行器一般采用乘波體構型，雷達散射面積通常只有0.01～0.1 m2，高速飛行時飛行器周圍形成等離子體，進一步提高雷達隱身性能。典型乘波體外形高超聲速飛行器的上、下表面附近的空間區域紅外輻射強烈，下表面的高溫強激波使得下方的紅外輻射進一步加強，兩側區域和正迎頭方向的紅外輻射較弱。紅外輻射在臨近空間傳輸過程中的大氣衰減小，易于遠距離探測，有利于提高截獲概率，保證足夠的末制導時間。攔截臨近空間高超聲速目標，要求導彈的飛行速度很高，而高速飛行時光學頭罩會存在氣動熱問題，需要通過適當的技術手段解決［4-9］。

2.2 截獲距離

通過線性化比例制導系統分析可知，目標機動(單位階躍)和初始航向誤差對比例制導系統脫靶量的影響與末制導控制剛度(控制剛度定義為末制導時間除以制導系統時間常數T)有關，末制導控制剛度需要達到6～10以上才能有效克服目標機動和初始航向誤差對脫靶量的影響［10］。由此可知:

a)在30～40 km高度，采用氣動力控制時，制導系統時間常數最大約為3 s，理論上所需的最小末制導時間約為18～30 s;

b)采用直接力控制時，制導系統時間常數為0.105～0.18 s，按照0.15 s考慮，理論上所需的最小末制導時間為0.9～1.5 s。

2.3 分辨率、幀頻

基于SIMULINK的二維平面比例導引末制導系統如圖5所示，簡化的導引頭模型如圖6所示。通過蒙特卡羅仿真分析導引頭分辨率、幀頻對脫靶量的影響。仿真設置如下:

a)制導系統為五階系統，時間常數為0.15 s，導引頭一階，制導濾波器一階，自動駕駛儀三階;

b)比例制導律有效導航比為4;

c)加速度指令限幅9 g;

d)導彈、目標速度均為5 Ma;

e)導彈、目標速度夾角180°;

f)彈目連線與導彈初始速度夾角為1°;

g)目標不機動;

h)仿真500次:末制導開始時刻彈目距離從6 000 m變化到6 499 m，步長1 m。

圖5 二維平面比例導引末制導系統

圖6 簡化的導引頭跟蹤測量模型

仿真統計結果如表6所示，分析表明:

a)按脫靶量≤0.5 m要求考慮，分辨率128×128、幀頻100 Hz可以接受;

表6 分辨率、幀頻對制導精度的影響

b)提高分辨率和幀頻都能夠改善脫靶量，若需要進一步優化制導精度性能，那么從經濟性和工程實現難易的角度看，較好的方案是分辨率128×128、幀頻200 Hz，或者分辨率256 ×256、幀頻 100 Hz。

3 高速攔截制導方案

3.1 制導系統原理

制導系統原理框圖如圖7所示。導彈采用發射后截獲方式和“中制導+末制導”復合制導體制。在航空空域紅外成像空空導彈基礎上，增加GPS接收裝置、數據鏈和側向噴流直接力軌控+姿控裝置，改進電源組件以增加工作時間，設計GPS/SINS組合導航算法、射后截獲算法，改進濾波算法、制導算法和穩定算法，以適應攔截高超聲速臨近空間目標的作戰要求。

圖7 制導系統原理框圖

3.2 攔截過程

設想從臨近空間飛行器平臺上發射改進型紅外成像空空導彈，以迎頭方式攻擊臨近空間高超聲速飛行器。臨近空間飛行器平臺在30～40 km高度發射導彈攻擊目標。

導彈采用雙脈沖發動機，第1個脈沖用于快速提高導彈速度，第2個脈沖用于增加末段飛行速度、提高射程。在中制導段，利用數據鏈和捷聯慣導信息，按照增程中制導律形成加速度指令，僅通過氣動舵進行導彈控制。導引頭采用傳統的半球形光學整流罩，為解決高速飛行面臨的氣動熱問題，需要加裝整流罩進行保護，通過合理設計推力/速度曲線和選擇適當時機拋罩，可以減小氣動熱影響。導引頭截獲目標后轉入比例導引末制導。末制導段大部分時間采用純氣動力控制方式，用于消除大部分制導誤差;在彈道末端1～2 s內，啟動直接力姿控和軌控，實現導彈快響應控制和高精度制導，最終導彈以直接碰撞的方式擊毀目標。

3.3 仿真算例

為驗證攔截方法的可行性，建立初步的臨近空間高速攔截彈制導系統六自由度仿真模型進行數字仿真，模型考慮了雙脈沖發動機總沖/推力特性、導彈質量和阻力特性，未使用直接力控制。仿真攻擊條件如下:

a)目標高度40 km，速度5 Ma，不機動;

b)載機高度35 km，速度5 Ma;

c)發射距離500 km;

d)載機平飛，載機速度與目標速度的夾角為180°。

仿真彈道示意圖如圖8所示。仿真結果表明，從臨近空間平臺上發射改進型紅外成像空空導彈的攔截方法，對不機動目標迎頭攻擊距離達到500 km，脫靶量0.5 m。

圖8 仿真彈道示意圖

4 結論

文中以飛行高度30～40 km、速度5 Ma、最大機動能力為3 g的臨近空間高超聲速飛行器為典型攔截目標，分析了高速攔截末制導對直接力控制和導引系統的要求。研究了從臨近空間飛行器平臺發射改進型紅外成像空空導彈對高超聲速目標進行攔截的方法，數字仿真表明這種攔截方法是可行的，能夠實現對臨近空間高超聲速飛行器的遠距、高精度攔截。

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