一種角度約束制導策略方法研究

顏飛

江南機電設計研究所 貴州 貴陽 550009

引言

在現代信息化戰場中，電磁干擾（電子對抗、電子干擾等）作戰因使用不同頻率的電磁波干擾使用電磁波進行測量和傳輸的雷達、導引頭、引信等高精度測量和數據傳輸設備而備受關注。因此，作為戰場上的攻方來說，大型遠距離支援干擾機施放大面積干擾使得相關成本大幅增加，而作戰飛機自身攜帶相關干擾設備(即自衛式干擾目標)，實時依據戰場態勢施放一定角度及一定功率的干擾使得作戰效費比大幅減少，因此，自衛式干擾已演變成攻方主要作戰樣式。當自衛式干擾目標施放的干擾電磁波頻率與探測雷達或制導雷達、導引頭等電磁波頻率相近或相同時，會引起地面雷達、彈上導引頭等高精度測量設備無法高精度測量目標與雷達的相對距離、目標與導彈相對信息，只能被動跟蹤干擾目標，被動跟蹤信息上傳至指揮控制系統后，指揮控制系統因其未獲得目標距離信息，無法準確判斷目標是否進入導彈殺傷空域，進而無法準確判斷導彈發彈時機，時常出現過早發射導彈或過晚發射導彈，過早發射導彈使得目標位置遠大于導彈攔截區域，無法對目標進行有效殺傷；過晚發射導彈則可能使導彈來不及反應而無法有效殺傷目標，上述兩種情況均可能導致導彈攔截失利。

彈上控制指令解算設備在無法獲取目標與雷達的相對距離、目標與導彈相對信息后，若仍使用復合制導攔截，即導彈發射后，初始階段一般使用程序指令制導或初始彈道糾偏指令制導，中制導段一般使用地面雷達測量相關信息解算出彈目視線角速度、彈目視線角度及彈目相對速度等信息，運用比例導引或修正比例導引進行制導，末制導段一般使用導引頭信息進行比例導引制導，導彈整個飛行過程中，必然存在初中制導指令交接班、中末制導指令交接班。因導彈進入自衛式干擾目標干擾區域后，可能會導致復合制導在指令交班時出現無法交班的情況，喪失復合制導攔截導彈優勢，而使用單一導引方法（例如：三點法、前置法、半前置法及速度導引等）攔截目標時，則會導致武器系統殺傷區斜距大幅減少，不利于攔截中遠距離目標。因此，當目標施放電磁干擾后，如何獲取目標與雷達的相對距離、目標與導彈相對信息用于制導，完成武器系統的攔截任務已變成現代武器的主要研究方向。

本文主要研究導彈探測系統特別是彈上導引頭如何避開目標干擾區域來攔截干擾目標的問題。因此，在研究的過程中，本文以自衛式干擾作為典型目標的干擾樣式，同時以某型號地空導彈武器系統為背景，設定自衛式干擾目標的干擾區域寬度為45°，且保證干擾電磁波能壓制制導雷達和導引頭，以此來設計相應的攔截此類型自衛式干擾目標的制導控制策略，完成相關攔截任務[1]。

1 俯沖攻擊干擾目標的必要性

復合制導攔截干擾目標過程中，導彈發射初始階段，一般使用程序指令、位置導引等方案將導彈引導至便于制導指令或制導信息交接班的位置，而后，導彈完成初始制導到中制導交接班，導彈進入中制導階段后，基于目前彈上設備運算能力、運算速度考慮，中制導階段一般使用基于比例導引或修正比例導引方法進行制導，將導彈導引至適合滿足導引頭探測、跟蹤位置。導彈到達滿足導引頭探測、跟蹤位置后，彈上設備控制導引頭開機，導引頭隨即完成目標搜索、跟蹤，當導彈、目標在導彈與目標連線上的相對距離小于等于導引頭穩定跟蹤距離時，彈上設備控制導引頭回波開機，導引頭穩定跟蹤目標，輸出導彈與目標連線上的視線角、視線角速度等信息，彈上設備依據導引頭輸出的彈目視線角及角速度信息，依據相關導引方法，形成末制導指令。末制導指令穩定輸出后，彈上設備開始進行中末制導交接班，轉入末制導階段。

當自衛式干擾目標水平直飛時，因其干擾區域寬度為45°，故其頭部干擾區域為-45°至45°之間。從中末制導交班到彈目遭遇，導彈俯沖角度會進入干擾目標頭部干擾區域，導引頭只能被動跟蹤干擾目標，不能完成主動跟蹤，也不能有效測量彈目相對運動信息，這可能會引起制導精度下降，甚至脫靶。

因此，針對如何規避導彈末制導段進入干擾區域的問題，在原有古典制導律基礎上，參考目前垂直發射導彈初始階段制導控制策略，即導彈彈射出筒后，彈上設備基于導彈實際姿態角與期望姿態角，在制導控制回路中加入角姿態控制指令，使導彈能快速完成轉彎，便于后續導彈制導控制。在中制導階段，加入角姿態控制回路，使得中制導段導彈有一定的平飛區域，滿足中末制導交接班后，導彈進入末制導，迅速轉彎飛向目標，從而保證末制導階段，導彈彈道傾角大于45°。

2 角度約束制導策略設計

2.1 導彈姿態控制指令設計

以導彈脫落時刻為時間零點，設姿態控制指令加入角姿態控制回路的時刻為，加入姿態控制指令時刻的一個控制回路周期內，確定俯仰角、偏航角、滾轉角的初值。而在導彈飛行過程中，導彈的俯仰角、偏航角、滾轉角由用四元數表示的方向余弦矩陣與用姿態角表示的方向余弦矩陣對應關系反算得到。

依據本論文的目標基本特性可得，期望導彈在彈目遭遇時彈道傾角小于-45°，由期望的俯沖角與彈道傾角的關系可得，角姿態控制回路指令結束時導彈期望的姿態角為根據期望姿態角與實際姿態角關系可得，對于俯仰角來說，導彈飛行過程過程中，其角差可能會達到90°，如果此時強行將俯仰角拉至期望狀態，則導彈姿態轉彎所需的需用過載遠大于導彈由其結構、氣動等關系確定的可用過載，導彈姿態無法達到期望狀態，導彈瞬時不可控，造成脫靶，因此，依據垂直轉彎結束時期望的姿態角，結合導彈實際姿態角及可用過載等方面，確定轉彎期間期望姿態角過渡過程，保證轉彎過程中導彈需用過載小于導彈可用過載。

與此同時，姿態角之差由姿態變換可得，首先將彈體坐標系變換到捷聯慣性坐標系，再將捷聯慣性坐標系變換為期望姿態角時的彈體坐標系，即可得姿態角之差，進而可得姿態控制指令。

2.2 中制導彈道設計

為保證導彈中制導時導彈有一定的平飛區域，為后續彈道俯沖做準備，因此，導彈完成初始制導后，需將導彈上拋至一定的高度，而后轉入平飛階段。與此同時，因中制導段使用比例導引或修正比例導引方法，在比例導引作用下，導彈逐漸飛向目標，因此，在保證導彈穩定的情況下，減小中制導段比例導引有效導航比，進一步實現導彈高拋飛行[2]。

2.3 角姿態控制指令接入和結束時間確定

彈目遭遇時，若導彈飛行彈道的彈道傾角大于-45°，說明導彈在未遭遇時已經進入干擾目標的頭部干擾區域。基于此，本論文設計中制導彈道在未加入角姿態控制指令前，設計在豎直平面內近似為一條拋物線彈道，當導彈達到平飛彈道區域后，加入角姿態控制第一次接入指令，改變導彈飛行姿態，進而改變導彈飛行彈道，實現導彈由高拋飛行到平飛區域的過渡。當導彈形成平飛彈道時，取消角姿態控制指令，保證導彈水平飛行。當彈目相對距離小于等于導引頭穩定跟蹤距離時，導引頭回波開機前，設計角姿態控制指令二次接入，實現導彈由平飛彈道到俯沖彈道的快速轉彎，干擾目標較快進入導引頭搜索、跟蹤視場，保證導引頭的正常工作，導引頭穩定跟蹤目標后，斷開角姿態控制回路，保證導彈在制導指令作用下改變其姿態，形成末制導所需的過載，控制導彈飛向干擾目標。從而實現導彈俯沖攻擊。

2.4 指令過渡設計

依據第3.3節角姿態控制回路指令接入和結束時間設計結果，依據期望姿態角與實際姿態角的差值的不同，當期望姿態角與實際姿態角的差值較大時，接入角姿態控制回路后，地面尋的指令與角姿態回路控制指令共同作用穩定控制回路，直到導引頭尋的指令到來且滿足交班條件后，才將地面尋的、角姿態控制回路指令交到導引頭尋的指令；當期望姿態角與實際姿態角的差值較小時，接入角姿態控制回路后一段時間內，完成地面尋的指令與角姿態控制回路指令的交班，當導引頭尋的指令且滿足交班條件后，完成角姿態控制回路指令到導引頭尋的指令交班。由此，保證導彈需用過載小于可用過載的條件下，依據不同的姿態角之差，完成地面尋的指令的過渡設計。

3 仿真結果分析

為更好地驗證加入角姿態控制指令的制導策略的制導性能，仿真中以某項目彈體模型、引入指令模型等為基礎進行數字仿真。

仿真中，設定導彈初始發射高低角為55°，導彈初始方位角為0°，設定發彈時刻目標初始距離為30km，目標飛行高度為3km，目標水平直飛速度為300m/s，以此來開展數字仿真驗證。

由圖1可得，導彈發射時刻，導彈初始高低角為55°，彈幕遭遇前10s時，導彈俯沖角度≤-45°，此時導彈離開自衛式干擾目標干擾區域，導引頭能正常測量目標相關信息，為末制導提供制導控制用的相關信息，滿足導彈規避干擾而攔截自衛式干擾目標的需求[3]。

圖1 導彈飛行俯沖角

4 結束語

本論文對導彈攻擊干擾目標的需求進行分析，提出了一種類似彈道導彈的高拋彈道，俯沖攻擊干擾目標的方案，并進行了數字仿真，得出了相應的結論。

首先，針對干擾目標干擾區域特性，依據角姿態控制指令思路，完成角姿態控制指令設計；其次，為了實現導彈末制導段俯沖攻擊干擾目標，設計了高拋彈道指令，保證導彈能飛行至期望的高度；再次，為了提高導彈飛行高度，除了完成高拋彈道指令設計外，針對修正比例導引，通過修改有效導航比，完成各空域段地面修正比例導引有效導航比設計；之后，依據角姿態控制指令，針對不同的導彈姿態角，完成角姿態控制指令接入時間和結束時間及指令交班過渡設計；最后，依據以上設計結果，完成數字仿真結果分析，通過分析可得，末制導段至彈目遭遇時刻，導彈的俯沖角能實現大于45°，規避了目標的干擾區域，實現對干擾目標的俯沖攻擊。