基于無人機的光電制導導彈模擬系統設計方法研究

楊彥杰

(中國人民解放軍92785部隊,河北秦皇島 066001)

實戰化訓練是光電對抗作戰能力建設的必經之路。由于光電對抗訓練長期受“缺對手、缺目標、缺環境”等瓶頸問題的制約,導致部隊訓練及光電對抗裝備作戰效能一直無法得到有效的評估和提升。采用外場模擬飛行,將精確制導武器的導引頭裝載于無人機平臺上,利用無人機模擬彈體。在飛行過程中,由導引頭按照制導導引規律實時控制無人機向目標方向飛行,模擬導彈制導的攻擊過程，可方便、逼真地構建光電對抗裝備及部隊訓練所需的多種威脅信號與對抗環境。這種基于無人機的光電制導導彈模擬系統,方式上更為科學,逼真度更高,具有很高的訓練效費比[1]。

1 系統設計

為了更加逼真地模擬光電制導導彈,本文采用無人機平臺(加裝輻射強度可調的黑體)模擬導彈的彈體及其在飛行過程中的紅外輻射特性。按照導引律的要求,將導引頭測量輸出的目標信息(即導引信號,通常包括離軸角、視線角速度等)變換為可為無人機所執行的制導指令,實現對無人機的閉環控制。導引頭和無人機間的信息交互如圖1所示。

圖1 導引頭和無人機之間的信息交互

1.1 導引規律設計

導彈導引律的種類很多,本文以應用最為廣泛的比例導引為例,進行相關制導模型研究。

導彈在向目標飛行過程中,按照比例導引法進行制導控制,其速度矢量轉動角速度與目標視線轉動角速度成正比,即

θ=kq

(1)

1.2 飛控設計

v=kq

(2)

1.3 導彈紅外輻射特性模擬

一般導彈的飛行高度在0～10 km之間,飛行速度為1.0～2.0Ma,根據相關文獻[2],導彈飛行過程中蒙皮受空氣運動加熱導致溫度上升,按照1.5Ma速度計算,其蒙皮溫度為289.2 K,在0.9～1.7 μm之間的輻射出射度為;迎頭探測時,看不到導彈的尾噴口,但可以探測到尾焰流。一般飛行速度為1.0～2.0Ma時尾焰流溫度在500～1200 K,取值按800 K計算其輻射出射度,計算得到M0.9-1.7=144.8 W/cm-2。按照以上計算的參數調整黑體溫度可有效的模擬導彈飛行過程中的輻射特性。

1.4 安全防護設計

無人機在模擬導彈鎖定目標向目標飛行過程中,通過預設俯沖攻擊最低安全高度的方式,實現對無人機的安全保護。即當無人機飛行至最低全區點后,通過飛控x系統將無人機自動拉起,到達安全高度后進行姿態調整,完成一次導彈攻擊模擬。

2 關鍵技術

2.1 彈道模擬相似性

導彈與無人機模擬的相似度,從應用角度看,主要是航跡的相似度。而兩個不同運動的剛體,體積、重量、外形、結構都不同,受的力和力矩也不同,給定同樣的初始條件,其運動的軌跡必然不同，但可以通過精密的計算,讓兩個剛體的運動軌跡盡可能靠攏,保持軌跡一致。

飛機和導彈都是受制于空氣動力學基本原理,其飛行過程都可以用飛行動力學描述。按照飛行動力學的基本原理,飛行器的固有運動特性,可以用特征方程的根來描述。根據特征根得到的阻尼和帶寬,表征了飛行器受力后狀態量的響應情況。以俯仰通道為例,一般的飛行器特征根有兩組大根和兩組小根,兩組大根對應短周期運動,兩組小根對應長周期運動。短周期運動反應飛行器的相對快速運動,主要表現在角速率和攻角的變化;長周期運動反映飛行器的相對慢速運動,主要表現在速度和角度的變化[1-2]。

在控制器設計時,考慮到短周期運動的快速性,針對短周期運動的控制器,以改善飛行器飛行品質為主。適當的增大其阻尼和帶寬,得到更好的操縱性和穩定性[8-9]。良好的飛行品質能提升無人飛行器的安全性,減輕空氣擾動的影響。

1)阻尼的模擬

導彈機翼的展弦比一般較小,阻尼力臂小,由彈體本身提供的阻尼一般不能滿足需求,必須通過控制系統改善其動態特性,使其阻尼比提高到滿足飛行動態品質的需求,使導彈在全彈道飛行過程中保持穩定。

通常的具有普遍意義的比較滿意的導彈相對阻尼系數,大約在0.5～1.2之間,某型地空導彈在3 000 m典型飛行狀態下,彈體阻尼系數為0.1475,而由控制系統改善后的相對阻尼系數為0.707 9。對于某型無人機平臺來說,其機體本身的阻尼系數,在3 000 m典型狀態為0.210 2,控制系統改善后阻尼為0.826 7,如果模擬目標為該型地空導彈,則需要降低控制系統阻尼。模擬設備機體的阻尼為0.19～0.36,想要將全程阻尼提高到0.7以上,需要選取特征點,分析其精確阻尼系數,相應調整控制器參數,改善相對阻尼。

2)穩定性和頻率的模擬

對于地空導彈,空空彈等打擊運動目標的導彈,為了飛行的準確度,一般要求彈體是靜穩定的。而某無人機平臺,掛裝除導引頭外其他設備滿油情況下,氣動焦點位于質心后0.11 m,掛裝導引頭后,位于質心后0.15～0.26 m(不同導引頭),屬靜穩定機體。

設計導彈的固有頻率,需要綜合考慮彈體,控制系統和制導系統的關系,一般來說,控制系統截止頻率大于制導系統截止頻率的3～4倍,而且控制系統截止頻率大約為彈體固有頻率的1.1～1.4倍,至多不能大于1.8倍。固有頻率太小,與制導系統接近,會發生共振;同時固有頻率太大,會引起導彈靜穩定性過大,機動性降低,而且控制系統截止頻率就大,會混入隨機高頻噪聲信號。例如某型地空導彈制導回路頻率為0.5～0.6 rad/s,則固有頻率應大于1.5～2.4 rad/s,實際其固有頻率設計到4.0～11.0 rad/s。而某無人機平臺,典型狀態下機體固有頻率為6.2 rad/s,滿足大多數導彈需求。

典型飛行剖面如圖2所示。

圖2 典型飛行剖面

典型模擬訓練飛行過程如下:

a) 暖機:起動發動機,使發動機運轉一段時間;

b) 彈射起飛:彈射末端速度約110 km/h;

c) 爬升:發動機全功率運行,爬升至巡航高度;

d) 巡航:按任務要求規定的高度和速度進行巡航飛行;

e) 目標搜索及鎖定:按任務規定到達指定區域后,導引頭開機工作,自動或手動搜索目標并鎖定;

f) 制導攻擊:以導彈制導模式進行攻擊;

g) 拉起:攻擊過程末段到達安全高度時,快速拉起;

h) 爬升:爬升至開傘高度,到達安全降落區域;

i) 開傘降落:開傘并以安全速度穩定降落;

j) 氣囊減震:通過氣囊充氣與排氣進行緩沖,使飛機安全降落;

k) 回收。

2.2 軌跡外推精確度

目前沒有成熟的經過驗證的解決方案,能完美解決飛行器軌跡外推的精度問題,可以借鑒的算法有兩種：第一種是傳統數字仿真方法;第二種是機動目標跟蹤方法。

仿真方法多采用傳統的六自由度數學模型加各種過程噪聲模擬導彈的飛行過程,通過解算導彈受力和力矩,以及姿態、速度、位置的運動學模型,達到軌跡外推的目的。仿真方法的精度依賴于導彈的氣動參數準確性和飛行器各分系統數學模型及其誤差分布,該方法計算過程簡單,可實時解算彈道。在解算模型中,導引頭、導航系統、制導控制系統、舵機系統、結構及發動機等各分系統模型及誤差分布可以通過理論分析、數學建模及參數辨識等方法確定,通過建立一套完整的六自由度導彈飛行力學模型可以通過蒙特卡洛仿真計算導彈的落點精度[10-11]。

機動目標跟蹤的方法是一個濾波的過程,使用觀測到的導彈的實時位置,更新其運動學模型,使噪聲收斂。機動目標跟蹤在預估導彈落點,在統計CEP過程中使用非常廣泛,在某些不方便或者不能觀測到落點的情況下使用。根據回傳數據估計接近目標時刻,結合導引頭關機后的運動軌跡,推斷出落點。

機動目標跟蹤的主要缺陷是長時間外推精度不夠,估計導彈落點要求濾波的時間很短,導彈的速度動輒以馬赫數衡量,從導引頭關機到擊中目標時間很短,大部分算法工作時間不會超過1 s,在1 s內濾波精度滿足需求,但無人機需要至少5 s的濾波時間,當前的機動目標跟蹤濾波算法,在沒有新息更新情況下,不能支持這么長時間的精確估計。

因此需要改進機動目標跟蹤算法,使其精度滿足要求[3]。借鑒飛行動力學仿真方法的思路,用空氣動力學模型代替隨機運動模型,精確計算導彈受到的力和力矩,進而提高精度。導彈空氣動力學模型的計算量很大,需要計算的參數很多,而且關鍵參數需要風洞吹風或CFD計算。就本項目來說,模擬設備的各種參數都是已知的,氣動參數經風洞實驗獲得,姿態位置等狀態量均可測量,滿足改進算法需求。

2.3 多模式導引頭模擬技術

導引頭的多樣式特點為模擬設備的選擇、建設帶來了困難。光電導引頭的光電探測器像元尺寸及像元數各不相同,制導精度存在差異。導引方式也存在不同的算法,包括純追蹤法、平行接近法、比例接近法、三點重合法等,不同的導引方式對制導系統的要求也不相同,從目標處理方式上可分為模擬目標識別法和基于圖像處理技術的目標識別方法;從工作模式上又可分為指令制導、人在回路和發射后不管等?；谶@種情況,完整地模擬任何一款非自己研發的導引頭幾乎是不可能的事情[12-13]。因此,導引頭模擬應遵循以下基本原則:

1)廣泛搜集國內外尤其是國外的各種導引頭資料,認真分析研究其可能的工作模式和機理,力求做到高度模擬。

2)從模擬核心技術著手,加強對于制導系統、截獲及穩定跟蹤目標等關鍵技術進行模擬。

3)注重新技術的嵌入式應用,模擬導引頭不應只作為光電對抗設備的靶子,同時也應成為促進對抗技術發展、為精確制導反對抗提供技術積累和措施驗證的平臺。

3 結束語

本文對導彈模擬系統的設計方法和關鍵技術進行了介紹。相比通常的導引頭開環掛飛模擬法,這種模擬不僅包含導引頭的跟蹤閉環過程,還包含載體的控制閉環過程,從而可模擬實現雙閉環制導控制過程。

該方法的局限性在于,由于無人機速度很低,無法模擬真實導彈的飛行速度。盡管如此,在不具備實彈射擊訓練條件下,本方法導彈模擬上經濟可行、逼真可信。