近程反導型艦空導彈引戰配合延時規律研究

裴 喆,楊志群

(中國人民解放軍92941部隊,遼寧 葫蘆島 125000)

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近程反導型艦空導彈引戰配合延時規律研究

裴 喆,楊志群

(中國人民解放軍92941部隊,遼寧 葫蘆島 125000)

對近程反導型艦空導彈攔截反艦導彈的引戰配合延時規律進行了研究。建立了引戰配合延時數學模型，仿真分析了目標易損部位、目標速度、彈目交會角、目標方位角和引信起動距離5個彈目參數的不同雙參數組合對延時變化規律的影響。結果發現：目標易損部位對延時影響相對較大，易損部位越靠前對延時越不利；目標速度對延時的影響也很大，尤其當引信探測傾角較大，目標分別為亞聲速和兩倍以上超聲速時，延時規律有所不同；彈目交會角、目標方位角和引信起動距離三個交會參數對延時的影響均較大；單參數對延時影響的規律簡單，但多參數共同作用對延時影響的規律復雜。

艦空導彈； 反艦導彈； 近程反導； 引信； 引戰配合； 延時； 易損性； 彈目參數

0 引言

引戰配合延時直接影響艦空導彈引戰配合效率、單發殺傷概率，以及武器系統作戰效能。引戰配合延時規律是艦空導彈設計和靶場飛行試驗評估的重要部分。近程反導型艦空導彈的作戰使命是嚴重毀傷來襲反艦導彈，反艦導彈的速度和易損性有特殊性，速度的特殊在于跨度較大，包括亞聲速、超聲速、高超聲速，易損性的特殊是其要害艙段主要集中在前半身的制導控制艙，因此近程反導型艦空導彈引戰配合延時規律也具其特殊性。對引戰配合延時進行了大量研究，文獻[1-3]研究了空空導彈攻擊飛機類目標的延時規律；文獻[4]研究了反導導彈攔截亞聲速巡航導彈的引戰配合效率，但上述文獻未研究近程攔截反艦導彈時的延時規律。為此本文對艦空導彈近程攔截反艦導彈的引戰配合延時隨相關彈目參數變化的規律進行了仿真分析。

1 引戰配合延時數學模型

因彈目遭遇時間很短，可認為彈目分別作勻速直線運動，故彈目交會可視作面面交會，即彈目分別在兩個互相平行的平面內運動[1-2、5]。艦空導彈引信天線主瓣一般為以彈軸為對稱軸、傾角為β的空心圓錐體，由文獻[1-2、5]建立引戰配合延時數學模型如圖1所示。圖中：導彈在DNQS平面沿DE方向運動，目標在GHIK平面沿FP方向運動。近程反導通常為迎頭攻擊，當引信處于點D時，引信探測到目標頭部點F后起動。過點F作DN的垂直平面FJO與DN交于點O。取點O為坐標原點，ON為Z軸，過點O作平面GHIK的垂線交平面于點J，OJ為Y軸。引信從點D開始經延時τ在點E引爆戰斗部，戰斗部破片經時間tP沿EP方向飛行到目標某要害點P。

圖1 引戰配合延時數學模型Fig.1 Mathematical model of delay time of fuze-warhead coordination

由模型幾何關系可得

FJ=Rsin βcos γ；

FC=BE=Rsin βsin γ；

AE=v0tp；

FP=vb(τ+tp)-L0；

FL=FPsin θ=[vb(τ+tp)-L0]sin θ.

在直角三角形ABE中，有

{Rsin βcos γ-[vb(τ+tp)-L0]sin θ}2+

(Rsin βsin γ)2=(v0tp)2.

(1)

式中：R為引信起動距離；θ為彈目交會角；γ為目標方位角；β為引信探測傾角；L0為目標的引信起動點至某要害點P的長度(本文稱為目標易損部位參數)；tp為戰斗部破片從起爆點至擊中目標要害點的飛行時間(忽略破片飛行的速度衰減)；vb為目標速度；v0為戰斗部破片靜態飛散速度(設靜態飛散方向與導彈縱軸夾角為90°)；τ為引戰配合延時。

因點P是破片擊中點，其Z坐標與破片的Z坐標相同，即

-[vb(τ+tp)-L0]cos θ=

vd(τ+tp)-Rcos β-Lm.

式中：Lm為導彈引信中心與戰斗部中心間的距離；vd為導彈速度。則

影響立體倉庫穩定的主要因素是貨架重心高度，兩端式同軌雙車運行模式較單臺堆垛機獨立作業模式在貨架形式上相差不大，采用式(8)描述的上輕下重原則，目標函數可有效降低貨架重心，提升結構穩定性。

(2)

式中：

A=vb(τ+tp).

(3)

將式(3)代入式(1)，可得

再將tp代入式(2)，即可算得τ。

2 引戰配合延時規律仿真與分析

2.1 不同彈目參數的延時仿真結果

由引戰配合延時數學模型可知：τ為彈目交會參數和引信戰斗部參數的函數；v0，β，Lm，vd均為設計參數，也是可調量，而vb，θ，γ，R，L0隨目標類型和彈目交會姿態而變，均是不可調量。模型中未涉及導彈和目標的攻角與側滑角，這是因為它們對延時的影響可轉為θ，γ對延時的影響。因此，本文考慮τ隨vb，θ，γ，R，L0這5個彈目參數的變化規律進行仿真。仿真中設v0=2 000 m/s，β=60°，Lm=0.2 m，vd=800 m/s。

在θ=15°，γ=0°，R=3 m條件下，不同vb，L0的τ仿真結果如圖2所示。在L0=1 m，R=3 m，γ=0°條件下，不同vb，θ的τ仿真結果如圖3所示。在θ=15°，vb=680 m/s條件下，不同γ，R的τ仿真結果如圖4所示。在R=3 m，vb=680 m/s條件下，不同γ，θ的τ仿真結果如圖5所示。在θ=15°，γ=0°條件下，不同vb，R的τ仿真結果如圖6所示。在γ=0°，vb=680 m/s條件下，不同θ，R的τ仿真結果如圖7所示。

圖2 不同L0，vb的τFig.2 τ with various L0 and vb

圖3 不同vb，θ的τFig.3 τ with various vb and θ

圖4 不同γ，R的τFig.4 τ with various γ and R

圖5 不同γ，θ的τFig.5 τ with various γ and θ

圖6 與不同R，vb的τFig.6 τ with various R and vb

圖7 與不同R，θ的τFig.7 τ with various R and θ

2.2 結果分析

反艦導彈易損性與反導作戰使命和毀傷模式有關。反艦導彈艙段布局從頭到尾通常依次為制導控制艙、戰斗部艙、燃料艙和發動機艙。近程攔截應對反艦導彈造成嚴重毀傷，艦空導彈戰斗部破片很難穿透反艦導彈穿甲類戰斗部殼體，故反艦導彈嚴重毀傷模式主要包括空中解體、墜入海水、明顯偏航三種[6-7]。近程攔截時反艦導彈一般處于末段飛行彈道，燃料幾乎燃燒完，破片即使穿透燃料艙殼體，也很難立即引起嚴重的功能性毀傷。因此，反艦導彈要害艙段主要集中在破片容易穿透且可能很快引起導彈嚴重毀傷的制導控制艙，這是本文仿真時L0取值的依據。

由圖2 可知：對不同的vb(或彈目相對速度vr)，τ均隨L0的增大而增大，但vb或vr較大時增幅較小，因此通過設計調整vd間接增大vr，可減小L0對τ的影響。當R，θ，γ分別取不同值時，τ也總隨L0增大而增大。另由圖2可知：當L0<0.5 m時τ可能小于0，即目標要害部位越靠前對延時越不利，可見L0對τ的影響很大。由此，引戰配合延時設計時須先合理確定其大小，采用破片飛散角不同的雙束(或多束)聚焦戰斗部可減小無法獲取L0對引戰配合不利的影響[8]。

2.2.2τ隨vb的變化規律

由圖2、3、6可知：其他參數不變，vb在0.9Ma～2.5Ma范圍內變化時，τ隨vb增大而減小。由圖6可知：在vb分別為0.9Ma和不小于2Ma兩種情況下，不僅τ值大小差別較大，而且τ值隨R的變化規律也明顯不同。該變化規律不是由R影響產生的，而是由vb，β共同影響形成的。當vb增大為2Ma時，vr已增大至與v0接近，若同時β較大，則留給破片飛行的時間大幅減小，所需τ也隨之減小。由此，可認為vb對τ的影響很大，這與文獻[9-10]的結論一致。為減小vb對τ的影響，應先提高艦空導彈本身或武器系統實時獲取vb的精度，其次可在導彈設計時減小β或增大v0。

2.2.3τ隨θ的變化規律

攔截末端機動較小的反艦導彈時，θ一般較小，本文假設其不大于30°。由圖3、5、7可知：當vb，γ或R變化時，τ隨θ的變化規律不是單調增大或減小。圖3中，當vb約為1Ma時，τ隨θ的增大而小幅減小；當vb大于2Ma時，τ隨θ增大而小幅增大。由此，可認為θ對τ的影響較大。為減小θ對τ的影響，應使導彈在飛行中準確獲取θ，另可通過導彈制導控制規律設計將彈目遭遇段的θ控制在較小范圍內。

2.2.4τ隨γ的變化規律

由圖4、5可知：τ與γ的關系類似正弦規律變化。對不同的θ或R，τ隨γ的變化規律和幅度差別較大，表明γ對τ的影響也較大。為減小γ對τ的影響，常用多方位探測體制引信(如激發引信)實時測量γ，或用導引頭方位探測信息估計得到γ。

2.2.5τ隨R的變化規律

由圖4、6、7可知：對不同的γ，vb或θ，τ隨R的變化規律為線性增大或減小，變化幅度與γ，vb或θ均有關。R可由引信測量獲得，故常根據R變化范圍設計分檔延時。

3 結束語

本文根據艦空導彈近程反導作戰的特殊性，對引戰配合延時隨相關彈目參數的變化規律進行了仿真研究。結果發現：第一，目標易損部位對延時影響很大，易損部位越靠前對延時越不利。由于不同類型反艦導彈的易損部位存在差別，可采用多束聚焦戰斗部、增大遭遇段導彈速度等措施減小其對延時的影響。第二，目標速度對延時的影響亦很大，尤其當引信探測傾角較大，目標分別為亞聲速和兩倍以上超聲速時，延時規律不同。為減小目標速度對延時的影響，應提高導彈武器系統測量或獲取目標速度的精度，也可由設計減小引信探測傾角或增大戰斗部破片靜態飛散速度。第三，彈目交會角、目標方位角和引信起動距離三個交會參數對延時的影響均較大，應由引信設計或充分利用導引頭信息等方法提高獲取此三個參數的能力及精度。第四，單個彈目參數對延時影響的規律簡單，但多個參數共同作用對延時造成的綜合影響較復雜，引信對這些參數的獲取越全面、越準確，延時就越精確。本文研究可用于靶場飛行試驗引戰配合分析評估，也能為引戰配合設計與工程實現提供參考。

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Delay Time Law Study of Fuze-Warhead Coordination of Short-Range Anti-Missile Ship-to-Air Missile

PEI Zhe, YANG Zhi-qun

(The Unit 92941 of CPLA, Huludao 125000, Liaoning, China)

The delay time law of fuze-warhead coordination of short-range ship-to-air missile intercepting anti-ship missile was studied in this paper. The mathematic model of delay time of fuze-warhead coordination was established. The effect of different dual parameters combination of five parameters which were target vulnerability distribution, target speed, missile-target encounter angle, target azimuth angle and fuze starting distance on the laws of delay time were simulated. The simulation results showed that the influence of target vulnerability distribution on delay time was more serious. The more ahead of the target vulnerability, the worse for the delay time. The influence of target velocity was important. The delay time law would be different especially for search inclination of fuze was large and target flight with subsonic or 2 times sonic above respectively. The influence of the 3 parameters which were missile-target encounter angle, target azimuth angle and fuze starting distance on delay time was large. The effect of single parameter on the law was simple but the comprehensive influence of several parameters was complicated.

Ship-to-air missile; Anti-ship missile; Short-range anti-missile; Fuze; Fuze-warhead coordination; Delay time; Vulnerability; Missile target parameter

1006-1630(2016)04-0108-04

2015-12-24；

2016-03-14

裴 喆(1979—)，男，碩士，主要研究方向為導彈引戰系統試驗鑒定。

TJ43； TJ761.7

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2016.04.018