某型靶彈風(fēng)速修偏角解算方法研究?

王天輝

（91851部隊(duì) 葫蘆島 125001）

1 引言

導(dǎo)彈發(fā)射后，由于風(fēng)的作用，對(duì)導(dǎo)彈的精度造成一定的影響，為了保證導(dǎo)彈的命中精度，在導(dǎo)彈發(fā)射前，根據(jù)裝訂的射擊諸元，解算風(fēng)速對(duì)導(dǎo)彈的影響［1］。一般的導(dǎo)彈風(fēng)速修偏角的計(jì)算，要考慮到導(dǎo)彈的自導(dǎo)作用距離。作為考核防空導(dǎo)彈性能的靶彈在飛行過程中，并沒有讓雷達(dá)參與靶彈的控制，因此，對(duì)其進(jìn)行風(fēng)速修偏角的計(jì)算要區(qū)別與一般導(dǎo)彈風(fēng)速修偏角的計(jì)算，某型靶彈是以某艦載反艦導(dǎo)彈為原型彈改裝，并移植至陸上發(fā)射。由于該靶彈沒用使用雷達(dá)的導(dǎo)引功能［2］，因此，風(fēng)速修偏角的解算對(duì)該型靶彈的供靶精度起到重要作用。

2 解算模型研究條件

在研究風(fēng)速對(duì)某靶彈影響的情況，需要研究風(fēng)速對(duì)原型導(dǎo)彈的影響。在研究導(dǎo)彈風(fēng)速解算模型時(shí)，需對(duì)導(dǎo)彈、目標(biāo)和環(huán)境等條件進(jìn)行一定的假設(shè)，假設(shè)條件如下［3～4］：

1）導(dǎo)彈受動(dòng)力裝置的推力作用，在自控飛行階段，僅作勻速直線水平飛行。

2）導(dǎo)彈自導(dǎo)頭的瞄準(zhǔn)點(diǎn)（末制導(dǎo)雷達(dá)開機(jī)時(shí)，搜索區(qū)域的中心）。位于彈體縱軸的正前方。瞄準(zhǔn)點(diǎn)距離導(dǎo)彈的水平距離等于裝訂的自導(dǎo)頭作用距離（Dzd）。導(dǎo)彈自導(dǎo)頭瞄準(zhǔn)點(diǎn)與相遇，即可認(rèn)為導(dǎo)彈已擊中目標(biāo)。

3）在導(dǎo)彈自控飛行時(shí)間內(nèi)，目標(biāo)其在導(dǎo)彈發(fā)射的航速和航向，作勻速直航向運(yùn)動(dòng)。

4）導(dǎo)彈自控飛行的海域內(nèi)，風(fēng)速風(fēng)向不變。即導(dǎo)彈自控飛行時(shí)，僅受常值風(fēng)的干擾。

3 原型彈風(fēng)修解算模型研究

3.1 原型彈解算模型原理

根據(jù)導(dǎo)彈武器的特點(diǎn)，研究導(dǎo)彈風(fēng)修解算模型，實(shí)質(zhì)上就是討論保證導(dǎo)彈自導(dǎo)頭以最大的概率捕捉到目標(biāo)的問題。導(dǎo)彈自導(dǎo)頭捕捉到目標(biāo)后，導(dǎo)彈將依靠彈上制導(dǎo)設(shè)備自動(dòng)導(dǎo)向目標(biāo)。直至命中和殺傷目標(biāo)［5～6］。以瞄準(zhǔn)坐標(biāo)系為基準(zhǔn)，建立解算模型，其原理如圖1所示。

圖1 原型彈解算模型原理圖

3.2 解算模型分析

根據(jù)圖1所示的解算模型原理可進(jìn)行如下分析：

1）在發(fā)射瞬間，導(dǎo)彈艇位于O點(diǎn)，目標(biāo)位于M，目標(biāo)與導(dǎo)彈艇之間的水平距離（射距）為D。OM即為導(dǎo)彈艇觀測(cè)目標(biāo)的方位線（瞄準(zhǔn)線）。方位線與真北之間的夾角，即為目標(biāo)方位角。

2）導(dǎo)彈以“前置角”發(fā)射［7］，發(fā)射方向 OA。由于風(fēng)力W作用，導(dǎo)彈的飛行軌跡將沿偏離發(fā)射方向，導(dǎo)彈在沿航跡線飛行時(shí)，由彈上的自動(dòng)駕駛儀修正常值風(fēng)W的干擾，使導(dǎo)彈的航向線（彈體縱軸）始終平行于發(fā)射方向。

3）目標(biāo)在導(dǎo)彈自控飛行時(shí)間內(nèi)保持其在導(dǎo)彈發(fā)射前的原有航向和速度航行，在導(dǎo)彈自控飛行結(jié)束時(shí)，目標(biāo)運(yùn)動(dòng)到位置Mt。則目標(biāo)在導(dǎo)彈自控飛行時(shí)間內(nèi)的航程將等于MMt。

4）在導(dǎo)彈自控飛行結(jié)束時(shí)，導(dǎo)彈將飛行至At點(diǎn)。此時(shí)，自導(dǎo)頭發(fā)出“雷達(dá)開機(jī)”指令，末制導(dǎo)雷達(dá)開始搜索，搜索距離就是裝訂的自導(dǎo)頭作用距離Dzd。

5）圖1所示為自導(dǎo)頭處于最有利的捕捉條件下的情況。這種條件要求目標(biāo)將來位置Mt應(yīng)位于末制導(dǎo)雷達(dá)開機(jī)點(diǎn)At的正前方（即Mt應(yīng)位于導(dǎo)彈彈體縱軸上），距離恰好等于Dzd。只有這樣，才能保證導(dǎo)彈自導(dǎo)頭具有最大的概率捕捉到目標(biāo)。

3.3 建立解算方程組

由導(dǎo)彈解算模型原理圖1可得到向量關(guān)系式：

在導(dǎo)彈發(fā)射時(shí)，目標(biāo)參數(shù)D、VmX、VmY可以通過雷達(dá)等手段獲取，氣象參數(shù)WX、WY也是通過氣象儀獲得，導(dǎo)彈參數(shù)Vd、Dzd已知。因此，參數(shù)tzk、Qd可通過式（3）求解。

發(fā)射架轉(zhuǎn)動(dòng)角度φ=qw+Qd，其中qw是可以測(cè)得的已知量，Qd為風(fēng)速修偏角。

4 靶彈的風(fēng)修解算模型研究

4.1 靶彈解算模型原理

某靶彈發(fā)控設(shè)備是由反艦導(dǎo)彈發(fā)控設(shè)備從艦載移植過來，由于靶彈性質(zhì)及發(fā)射環(huán)境決定靶彈風(fēng)速修正解算模型與反艦導(dǎo)彈有所不同［8～9］。

1）靶彈的射向是按照試驗(yàn)方案預(yù)訂的，以正北為基準(zhǔn)線；

2）靶彈是陸基發(fā)射，其航速為零；

3）靶彈的射擊目標(biāo)為固定的目標(biāo)；

4）靶彈的雷達(dá)不參與目標(biāo)搜索，故沒有導(dǎo)彈自控飛行時(shí)間。

因此，在靶彈的風(fēng)修解算中很多輸入?yún)?shù)都是不需要的，靶彈解算模型需要的輸入?yún)?shù)有：射向、供靶距離、風(fēng)速、風(fēng)向、溫度等信息。以正北為Y軸，發(fā)射點(diǎn)為原點(diǎn)，建立正北坐標(biāo)系。在正北坐標(biāo)系內(nèi)，靶彈的解算模型原理可簡(jiǎn)化為圖2。

圖2 靶彈指揮儀解算模型

4.2 靶彈解算模型方程組

由靶彈解算模型原理圖2可得到向量關(guān)系式：

根據(jù)式（5）可求解出發(fā)射架提前轉(zhuǎn)過的風(fēng)速修偏角度。

4.3 靶彈解算模型編程實(shí)現(xiàn)

靶彈解算軟件是在Windows XP環(huán)境下，使用VC++6.0 進(jìn)行開發(fā)［10～11］。為了使系統(tǒng)界面簡(jiǎn)單明了，操作方便，交互性好，軟件開發(fā)選用對(duì)話框模式建立系統(tǒng)界面，界面設(shè)計(jì)如圖3所示。

圖3 解算軟件界面

該解算軟件的操作界面簡(jiǎn)單明了，在試驗(yàn)前，進(jìn)行輸入量裝訂。根據(jù)試驗(yàn)方案，裝訂射向及供靶距離。根據(jù)通報(bào)的氣象參數(shù)，向軟件裝訂風(fēng)速、風(fēng)向及溫度的值。點(diǎn)擊計(jì)算按鈕，得到風(fēng)速修偏角的值，當(dāng)風(fēng)速修偏角值為負(fù)數(shù)時(shí)，發(fā)射架方向向左轉(zhuǎn)動(dòng)相應(yīng)mil，當(dāng)解算值為正數(shù)時(shí)，發(fā)射架方向向右轉(zhuǎn)動(dòng)相應(yīng)mil。

5 結(jié)語

本文以某艦載反艦導(dǎo)彈為原型彈改造而成靶彈為例，在分析原型靶彈風(fēng)速影響的基礎(chǔ)上，針對(duì)陸基靶彈的特點(diǎn)，分析了陸基靶彈的風(fēng)速影響模型，并設(shè)計(jì)了靶彈的風(fēng)速解算軟件。相對(duì)于原型導(dǎo)彈的風(fēng)速解算模型，改進(jìn)后的靶彈風(fēng)速解算模型，更加簡(jiǎn)單，操作性更強(qiáng)。