制導火箭末敏彈射擊精度分析

翟英存,陳德明

(中國兵器工業第203研究所,西安 710065)

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制導火箭末敏彈射擊精度分析

翟英存,陳德明

(中國兵器工業第203研究所,西安 710065)

摘要:制導火箭末敏彈是火箭制導控制技術和末敏彈技術有機結合的新型彈藥,針對此前制導火箭與末敏子彈相結合的系統射擊精度研究不夠充分的問題,根據制導火箭末敏彈的工作流程和彈道特點,建立了各飛行段制導火箭和末敏子彈的彈道模型,通過分析各彈道段擾動因素的影響,對誤差源進行了分配,運用Monte-Carlo法進行了射擊精度仿真計算和分析。結果表明,制導火箭末敏彈系統射擊精度(CEP)不大于60 m,與末敏子彈的掃描探測范圍匹配,滿足精確打擊小幅員目標的要求。分析方法和仿真結果對完善制導火箭末敏彈指標體系、優化彈道方案以及作戰使用時計算用彈量等具有重要意義,也可作為同類裝備設計參考。

關鍵詞:制導火箭末敏彈;制導火箭;末敏彈;射擊精度

制導火箭末敏彈集火箭制導控制技術和末敏子彈技術于一體,與常規末敏彈藥相比,由于采用了制導控制技術,火箭母彈可以較準確地將末敏子彈投送到目標區上方,這大幅度提高了子彈進入目標區的概率;與制導火箭其它類型戰斗部相比,末敏子彈可自動識別并打擊其掃描范圍內的裝甲目標,因此,制導火箭末敏彈是可在遠距離、大范圍內高效毀傷敵裝甲目標的新型彈藥。

制導火箭末敏彈的彈道相對較為復雜,可劃分為母彈無控段、中制導段、末制導段和戰斗部開艙后末敏子彈的非穩定飛行減速段、傘彈減速段、穩態掃描和目標探測識別攻擊段等。由于此前對制導火箭與末敏子彈相結合的系統射擊精度研究不夠充分,目前在制導火箭末敏彈指標體系中,分別按制導火箭和末敏彈提法,提出了“母彈射擊精度”指標和“進入目標區子彈的命中概率”指標。為確定制導火箭末敏彈系統的射擊精度,進一步完善指標體系,對包含末敏子彈飛行彈道的系統射擊精度進行分析研究是非常必要的。

1制導火箭末敏彈工作流程

以衛星/地磁制導體制為例,制導火箭末敏彈發射后的工作流程:

①火箭彈離軌;

②無控飛行;

③衛星定位儀和地磁測姿組件工作;

④彈載計算機根據衛星定位儀和地磁測姿組件的測試信息,計算彈道偏差,按照制導控制策略,控制執行機構動作,修正火箭彈的飛行彈道;

⑤到達目標區上空預定開艙點時,拋射機構作用,戰斗部開艙拋出末敏子彈;

⑥末敏子彈被拋出后,以非穩定狀態飛行減速(一級減速);

⑦之后,在減速傘作用下進入調姿減速狀態;

⑧激光雷達進入工作狀態;

⑨當子彈距地面小于一定距離時,拋掉減速傘,釋放旋轉傘,旋轉傘帶動子彈運動,進入穩態掃描狀態和識別起爆階段;

⑩判識到目標,EFP戰斗部作用,攻擊毀傷目標。

2射擊精度計算模型

2.1彈道劃分

射擊精度是武器裝備的主要性能指標之一。制導火箭末敏彈的射擊精度從大的方面可分為母彈飛行段精度(有明確指標要求)和子彈飛行段精度。彈道模型包括母彈飛行段模型、開艙拋撒過程模型、末敏子彈非穩定飛行(一級減速段)模型、末敏子彈傘彈減速段(二級減速段)模型、穩態掃描段模型及EFP飛行模型等。不計EFP彈道,制導火箭末敏彈的彈道如圖1所示。圖中OP為母彈飛行段彈道,PQ為子彈非穩定飛行減速段彈道,QW為子彈傘彈組合減速段彈道,WD為子彈穩態掃描段彈道。

圖1　制導火箭末敏彈彈道示意圖

2.2母彈彈道模型

以衛星/地磁+電動比例舵機方案為例,制導控制系統原理框圖如圖2所示。圖中λ0,φ0,H0分別為目標經度、緯度、高度坐標;λ,φ,H分別為制導火箭經度、緯度、高度坐標,vx,vy,vz分別為制導火箭在北天東坐標系下的北向、天向、東向速度;Δθ,Δh,Δψ分別為速度傾角誤差、高度誤差、速度偏角誤差;γ,ωx分別為彈體滾轉角和滾轉角速度。在此基礎上,建立六自由度剛體彈道模型,見參考文獻。

圖2　制導火箭末敏彈控制系統原理框圖

2.3末敏子彈彈道模型

母彈飛行至目標區上空達到預定的開艙條件時,拋射機構作用,戰斗部開艙沿軸向拋出2枚末敏子彈,將開艙點的彈道參數作為末敏子彈彈道的初始條件。取母彈的彈道傾角與子彈的初始彈道傾角相同,母彈的飛行速度與拋射速度之和為子彈的初始速度。

2.3.1子彈非穩定飛行減速段

由于制導火箭末敏彈開艙拋射子彈時速度較高,采取了子彈串非穩定飛行的減速方案(一級減速),該段彈道按質點彈道處理,可表示為

x=x(v0,?P,Cz,τ)

y=y(v0,?P,Cz,τ)

z=z(v0,?P,Cz,τ)

?=?(v0,?P,Cz,τ)

v=v(v0,?P,Cz,τ)

v0=vP+vh

式中:v0為末敏子彈從母彈中拋出時的初始飛行速度,vh為末敏子彈相對于母彈的拋射速度,vP為開艙點母彈速度,?P為開艙點母彈的彈道傾角;Cz為末敏子彈彈道系數;τ為末敏子彈從拋射點算起的時間。

2.3.2傘-彈減速段

減速傘釋放后,減速傘與末敏子彈構成傘-彈系統,傘-彈系統下降到離地面一定高度時,拋掉減速傘并釋放旋轉傘。該段彈道可表示為

x=x(vQ,?Q,CQ,τ)

y=y(vQ,?Q,CQ,τ)

z=z(vQ,?Q,CQ,τ)

?=?(vQ,?Q,CQ,τ)

v=v(vQ,?Q,CQ,τ)

式中:vQ為一級減速段結束點的速度;?Q為一級減速段結束點的彈道傾角;CQ為傘-彈系統彈道系數;τ為末敏子彈從拋射點算起的時間。

2.3.3穩態掃描段

末敏子彈減速段結束時,已基本按照平衡速度呈垂直下降狀態,在無風情況下,穩態掃描時掃描螺旋線中心坐標即為減速段結束點末敏子彈的(xW,zW)坐標。若有常值風時,傘-彈系統會隨風平移。

如果穩態掃描的起始高度為HW,起始時間為τW,則掃描延長線在地面A點上的坐標為

xA=xW+Htanδcos(αW+2πf(τ-τW))

zA=zW+Htanδsin(αW+2πf(τ-τW))

H=HW-vW(τ-τW)

α=αW+2πf(τ-τW)

仿真計算時設:掃描起始高度HW=212 m,起始時間τW=0,起始坐標(xW,zW)為(0,0),掃描角和掃描角平均值為30°,掃描角擺動頻率為1.0 Hz,初始相位、相角、掃描角相對平均值擺動幅度均為0,則可得出如圖3和圖4所示的穩態掃描軌跡。

圖3　穩態掃描水平面軌跡

圖4　穩態掃描軌跡立體圖

3影響射擊精度的誤差源分析

母彈飛行的誤差源可分為制導誤差和非制導誤差。非制導誤差主要包括測地誤差、起始擾動誤差、彈體參數誤差、氣動參數誤差、氣象參數誤差等;制導誤差主要有測量誤差和導引誤差等。分析部件當前的水平并結合試驗測試情況,確定仿真分析所用的主要誤差源及其標準偏差見表1。

表1　影響母彈射擊精度的誤差源及其偏差

通常認為上述這些誤差源是滿足正態分布的隨機量,即:

末敏子彈彈道誤差主要有減速傘釋放延期誤差、各彈道段的阻力特征量誤差、氣象測量誤差等。影響末敏子彈落點精度的主要誤差源及其標準偏差見表2。

表2　影響子彈落點精度的誤差源及其偏差

同樣,認為影響子彈精度的誤差源是滿足正態分布的隨機量,即:

4射擊精度仿真結果

按照表1、表2給出的誤差源分配結果,采用Monte-Carlo法,分別對制導火箭母彈、末敏子彈和全彈道射擊精度進行數學仿真模擬打靶。根據末敏子彈進入穩態掃描后,即可對目標進行探測與識別,一旦探測、識別到目標,即觸發EFP戰斗部對其進行攻擊的特點,在分析計算射擊精度時將穩態掃描狀態延伸至子彈落地為止。0海拔和1 500 m海拔地區、大小射程條件下的仿真計算結果見表3。表中h為海拔高度,ΔXP為開艙點縱向偏差,ΔZP為開艙點橫向偏差,ΔXzd為子彈縱向偏差,ΔZzd為子彈橫向偏差,ΔX為全彈道縱向偏差,ΔZ為全彈道橫向偏差,eCEP,P為開艙點圓概率誤差,eCEP為全彈道圓概率誤差。

表3　制導火箭末敏彈落點散布中間偏差及射擊精度仿真結果

由仿真計算結果可得出如下結論:

①相對于無控火箭1%射程的落點散布水平,由于采用了制導控制技術,制導火箭母彈的射擊精度提高到了50 m以內,達到了可精確打擊小幅員目標的水平;

②末敏子彈飛行彈道雖然很短,但由于其處于無控狀態,飛行散布和誤差可能大于母彈,應是總體彈道方案設計和戰斗部開艙點設計時必須考慮的主要因素之一;

③分析研究結果表明,制導火箭末敏彈系統圓概率誤差不大于60 m,與末敏子彈的掃描探測范圍匹配,可有效保證火箭末敏彈的作戰效能。

5結束語

通過建立包括制導火箭母彈和無控末敏子彈的制導火箭末敏彈全彈道模型,并分析各彈道段的彈道特性及誤差源,對母彈、子彈和全彈道射擊精度進行了仿真分析,分析結果為確定火箭末敏彈系統射擊精度、完善指標體系以及彈道方案優化和作戰使用時計算用彈量等提供了理論依據,也可作為同類裝備設計的參考。

參考文獻

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Analysis of Firing Accuracy for Terminal Sensing Ammunition

of Guided Rokect

ZHAI Ying-cun,CHEN De-ming

(No.203 Research Institute of China Ordnance Industries,Xi’an 710065,China)

Abstract:The guided rocket with terminal sensing ammunition is a newly developed ammunition,and the technology of rocket guidance and controlling is integrated with terminal sensing ammunition.The firing accuracy of integrated system of the guided rocket and terminal sensing submunition is poorly studied.Aiming at this problem,the trajectory model was built for guided rocket and terminal sensing ammunition’s submunition in different flight profile according to operational procedure and ballistic features of guided rocket terminal-sensing-ammunition.The influence of disturbing factors in different flight profile was analyzed,and the error source was allocated.The firing accuracy was simulated and analyzed by Monte-Carle method.The results show that the firing accuracy(CEP)of guided rocket with terminal submunition is not more than 60 m,which matches with the detection boundary of terminal sensing submunition,and it satisfies the requirement of attacking the small group targets.The analyzing methods and calculated results are very important for perfecting the index system of guided rocket terminal-sensing-submunition,optimization of the trajectory scheme as well as calculating the consumption of rockets in operation,and it offers design reference for similar equipment.

Key words:guided rocket with terminal sensing ammunition;guided rocket;terminal sensing ammunition;firing accuracy

中圖分類號:TJ393

文獻標識碼:A

文章編號:1004-499X(2015)04-0037-05

作者簡介:翟英存(1963- ),女,研究員,碩士,研究方向為火箭武器總體設計。E-mail:yczhai1963@163.com。

收稿日期:2015-11-06