李記新　王霞

摘 要： 臨近空間助推滑翔高超聲速飛行器飛行海拔高、 速度快、 機動強， 傳統(tǒng)防空導(dǎo)彈和空空導(dǎo)彈難以對其進行攔截。 針對攔截具有大機動能力的臨近空間高超聲速飛行器的精確制導(dǎo)問題， 分析了攔截彈彈體過載及其響應(yīng)時間常數(shù)需求并闡明了直接力控制的必要性， 確定了紅外成像導(dǎo)引頭探測體制并分析了截獲距離、 分辨率與幀頻、 瞬時視場角、 離軸角等指標需求。 最后， 論述了直接力應(yīng)用現(xiàn)狀并提出了裝置布局方案。

關(guān)鍵詞： 臨近空間； 高超聲速飛行器； 制導(dǎo)； 直接力； 紅外成像導(dǎo)引頭

中圖分類號： TJ765.3 文獻標識碼： A 文章編號： 1673-5048（2018）03-0031-06

0 引 言

臨近空間裝備的研究和試驗開始于國外。 在國內(nèi)， 文獻[1]較早介紹了臨近空間概念； 文獻[2]較早研究了臨近空間裝備體系概念、 分類和特點， 詳細論述了臨近空間飛行器所處的主要空域及氣象特點， 認為在臨近空間所跨越的平流層、 中間層和熱層三個區(qū)域中， 平流層是更適宜于臨近空間飛行器“生存”的空域； 臨近空間高超聲速飛行器飛行馬赫數(shù)超過5， 有動力巡航飛行平臺吸氣式發(fā)動機主要工作高度在30～60 km之間。 文獻[3-4]較系統(tǒng)地研究了臨近空間高超聲速飛行器的攔截問題。 文獻[3]研究了高動態(tài)臨近空間飛行器的典型彈道及其攔截策略， 對比研究了助推段攔截、 中段攔截、 滑翔/巡航段攔截和末端攔截（即高速下壓段攔截）等多種攔截方案， 認為當目標處在滑翔/跳躍段時更有利于防御體系對其進行攔截， 此時目標高度主要處在20～40 km之間， 最大速度2～2.5 km/s。 文獻[4]通過推斷臨近空間高超聲速飛行器的主要目標特性（飛行馬赫數(shù)5～25； 機動能力2g～4g； 飛行高度20～100 km； 雷達反射截面積0.1～0.01 m2； 幾何尺寸1～20 m）， 研究了臨近空間高超聲速飛行器目標的攔截系統(tǒng)方案： 截擊機根據(jù)系統(tǒng)指揮攜帶攔截彈起飛并迅速飛至30 km高度以上， 攔截彈采用“一級助推+二級中制導(dǎo)彈+三級動能攔截器”體系結(jié)構(gòu)， 動能攔截器采用中波紅外成像/激光探測復(fù)合尋的體制和末制導(dǎo)直接力/氣動力復(fù)合控制方式實現(xiàn)精確制導(dǎo)， 以確保能夠直接碰撞殺傷目標； 同時采用側(cè)窗制冷和氣動光學校正技術(shù)確保攔截彈高速飛行狀態(tài)下對紅外目標有足夠的探測距離和角度測量精度。 文獻[5-6]通過數(shù)字仿真研究了乘波體結(jié)構(gòu)的臨近空間高超聲速飛行器在典型飛行狀態(tài)下的3～5 μm中波紅外波段輻射特性， 認為乘波體結(jié)構(gòu)的高超聲速飛行器紅外輻射主要集中于乘波體下方和上方強激波的波后空間區(qū)域， 下方比上方還要更強一些。 文獻[7]論述了臨近空間高超聲速目標雷達探測特性， 在高速飛行時目標機體周圍產(chǎn)生等離子體從而導(dǎo)致雷達探測出現(xiàn)“黑障”， 對雷達探測極為不利。 文獻[8]研究了臨近空間高超聲速飛行器攔截末制導(dǎo)系統(tǒng)主要指標需求， 簡略給出了高速攔截制導(dǎo)方案， 其考慮的目標機動幅值最大為3g。

臨近空間助推滑翔高超聲速飛行器是未來極具戰(zhàn)略威脅能力的高性能偵察和作戰(zhàn)平臺， 具備全球快速到達能力和突防能力。 其助推滑翔飛行時間較長， 主要飛行高度為30～60 km， 以30～40 km高度最為典型， 在該段成功實施攔截的可能性更大。 現(xiàn)有的空空導(dǎo)彈、 防空導(dǎo)彈和陸基/?；磳?dǎo)導(dǎo)彈受自身作戰(zhàn)空域或機動能力等因素限制， 難以對其進行有效攔截。

本文針對具有大機動能力的臨近空間助推滑翔高超聲速飛行器目標的攔截問題開展精確制導(dǎo)技術(shù)研究， 進行末制導(dǎo)段攔截彈彈體控制、 紅外成像導(dǎo)引等關(guān)鍵技術(shù)論證， 特別是在假定導(dǎo)引頭圖像所選擇的制導(dǎo)點跳動為1個像素的情況下， 分析了分辨率對制導(dǎo)精度的影響， 給出了直接力裝置布局方案。

1 制導(dǎo)系統(tǒng)指標分解

1.1 快速性

航空兵器 2018年第3期

李記新， 等： 反臨近空間助推滑翔高超聲速目標制導(dǎo)研究

使用五階線性化比例制導(dǎo)系統(tǒng)模型進行彈體過載快速性需求分析， 如圖1所示。 圖2為其中的簡化一階導(dǎo)引頭模型， 采樣頻率取100 Hz， 角分辨率取0.1 mrad。 五階線性化制導(dǎo)系統(tǒng)模型中， 主要包括導(dǎo)引頭（一階）、 制導(dǎo)濾波器（一階）、 彈體及自動駕駛儀（三階）、 比例制導(dǎo)律（設(shè)有效導(dǎo)航比N為4）。 由于現(xiàn)代精確制導(dǎo)武器使用的一般都是比例制導(dǎo)律或者以比例制導(dǎo)律為基礎(chǔ)進行擴展優(yōu)化得到的高級制導(dǎo)律， 而高級制導(dǎo)律所需的“額外”信息（例如目標加速度）并不總能準確獲得， 導(dǎo)致高級制導(dǎo)律的性能下降， 因而在指標分解工作中， 模型使用比例制導(dǎo)律是合適的， 即使導(dǎo)致論證的需求指標要求高于高級制導(dǎo)律， 這也是可以接受且合理的， 因為精確制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計必須有足夠裕度來容忍建模不準確帶來的誤差以及各種未建模誤差。 文獻[9]的研究表明， 系統(tǒng)階數(shù)對分析結(jié)果有明顯影響， 階數(shù)越高越接近實際的非線性系統(tǒng)， 但五階系統(tǒng)的精度已經(jīng)足夠高， 物理意義也很清晰。 因而五階線性化比例制導(dǎo)系統(tǒng)模型及分析方法已被工程和學術(shù)界廣泛認可， 并大量應(yīng)用于精確制導(dǎo)系統(tǒng)的分析與設(shè)計中。 其他參數(shù)設(shè)置： 高度40 km， 導(dǎo)彈速度馬赫數(shù)6， 目標速度馬赫數(shù)8， 目標機動加速度為5g， 機動時間常數(shù)Tt為0.3 s。 目標開始機動時刻剩余飛行時間設(shè)為0.05 s， 0.10 s， …， 3 s， 分別進行數(shù)字仿真， 可以得到目標機動引起的最大脫靶量與導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)時間常數(shù)T強相關(guān)， 并且隨著T的減小而迅速減小。

設(shè)制導(dǎo)精度指標為3 m（3σ）， 假定導(dǎo)彈最大機動過載能力不受限， 此時目標機動引起的最大脫靶量指標若設(shè)為1.5 m， 則攻擊臨近空間助推滑翔高超聲速飛行器目標的導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)時間常數(shù)T≤0.22 s。

1.2 機動過載

定義導(dǎo)彈加速度指令飽和幅值與目標機動加速度幅值之比為加速度比率。 在不影響對機動目標制導(dǎo)精度的前提下， 加速度比率不低于2.5即可。 若目標機動過載能力上限設(shè)為5， 則要求攔截彈的過載能力不低于12.5。

與此同時， 攔截彈制導(dǎo)系統(tǒng)時間常數(shù)T若從0.22 s減小到0.2 s， 則對攻擊敏捷機動目標更為有利（目標機動引起的最大脫靶量從2.2 m減小到1.7 m）。

1.3 指標分解

制導(dǎo)控制系統(tǒng)指標分解方案如表1所示，其中， T為制導(dǎo)系統(tǒng)時間常數(shù)， 包括： 導(dǎo)引頭跟蹤及制導(dǎo)信息估計時間常數(shù)（Ts+Tg）， 彈體過載時間常數(shù)Ta。 從中可知， 需要采用直接力控制， 以能夠滿足40 km高度稀薄大氣層內(nèi)彈體過載大于等于12.5， 過載響應(yīng)時間常數(shù)小于等于0.05～0.10 s的指標要求。

2 紅外成像導(dǎo)引頭

2.1 截獲距離

末制導(dǎo)控制剛度需要達到6～10以上才能有效克服目標機動和初始航向誤差對脫靶量的影響 [9]。 由此可知：

（1） 在40 km高度， 采用純氣動力控制時， 制導(dǎo)系統(tǒng)時間常數(shù)最大約為2～3 s， 理論上所需的最小末制導(dǎo)時間約為12～20 s；

（2） 采用直接力/氣動力復(fù)合控制時， 制導(dǎo)系統(tǒng)時間常數(shù)為0.20 s， 理論上所需的最小末制導(dǎo)時間為1.2～2.0 s。

根據(jù)上述分析， 末制導(dǎo)時間設(shè)計為14～20 s。 前12～18 s用氣動力控制來消除大部分制導(dǎo)誤差， 末端2 s內(nèi)啟動直接力控制， 消除殘余的制導(dǎo)誤差或者目標機動影響以及由制導(dǎo)點轉(zhuǎn)移導(dǎo)致的末端制導(dǎo)誤差。 典型迎頭攔截飛行條件下， 導(dǎo)彈速度馬赫數(shù)6， 目標速度馬赫數(shù)8， 彈目接近馬赫數(shù)大約為14， 40 km高度聲速為317.189 m/s， 因此導(dǎo)引頭對助推滑翔高超聲速飛行器目標的截獲距離應(yīng)不小于62.2～88.9 km。

2.2 分辨率與幀頻

紅外成像導(dǎo)引頭分辨率和幀頻是兩個重要指標。 分辨率決定了導(dǎo)引頭測角信息（失調(diào)角）不是連續(xù)變化而是離散變化的， 分辨率參數(shù)決定了失調(diào)角離散變化絕對量的大小。 除了圖像處理和制導(dǎo)點選擇造成跳動之外， 像素量化造成的失調(diào)角誤差也會造成制導(dǎo)點跳動， 制導(dǎo)點跳動會影響制導(dǎo)精度。 在這里， 分析較為嚴酷的一種情況對脫靶量的影響： 制導(dǎo)點跳動1個像素后制導(dǎo)點在目標上的位置保持不變。 實際上， 雖然隨后制導(dǎo)點保持穩(wěn)定， 導(dǎo)引頭測量的失調(diào)角仍然受到像素量化誤差的影響， 這種誤差近似視為一種零均值隨機分布。

2.2.1 分析模型

分析模型如圖1所示。 N=4， 加速度指令限幅15g， Vc為馬赫數(shù)14， 目標不機動。

2.2.2 分析結(jié)果

T=0.2 s， 制導(dǎo)點跳動1個像素的情況下， 圖1所示模型的分析結(jié)果如圖3～4所示， 分析結(jié)果表明：

（1） 分辨率是主要影響因素， 分辨率越高則制導(dǎo)點跳動對脫靶量的影響越小， T=0.2 s情況下， 分辨率分別為0.490 8 mrad， 0.245 4 mrad， 0.122 7 mrad， 0.061 4 mrad時， 脫靶量峰值分別為1.7 m， 0.8 m， 0.4 m， 0.2 m， 對應(yīng)于遇靶前0.8 s左右的跳動；

（2） 幀頻的影響較小， 而且并不是幀頻越高越好， 從分析結(jié)果看100 Hz較合適。

根據(jù)綜合分析， 提出初步的指標要求：

（1） 角分辨率： ≤0.122 7 mrad；

（2） 幀頻： 100 Hz。

2.3 瞬時視場角

初步估算典型攻擊條件暫取為導(dǎo)彈初始高度H=30 km， V為馬赫數(shù)3.5， 發(fā)射距離500 km， 目標高度40 km， 目標馬赫數(shù)5， 目標不機動， 設(shè)導(dǎo)引頭截獲距離60 km。 中制導(dǎo)時間151 s， 截獲時刻載機目標距離121 km， 導(dǎo)彈與載機的距離63 km， 導(dǎo)彈采用GPS+慣導(dǎo)組合導(dǎo)航， 指向誤差及截獲概率見表2， 對于迎頭攻擊鄰近空間高速目標， 瞬時視場角不低于±2.8°時截獲概率能夠滿足需求。 據(jù)此， 提出初步的瞬時視場指標為≥±2.8°。

3 彈體直接力裝置布局

3.1 直接力應(yīng)用概況

直接力（反作用射流）的實現(xiàn)形式主要包括液體發(fā)動機、 固體脈沖發(fā)動機、 燃氣發(fā)生器、 發(fā)動機尾端引流等， 其配置方法、 使用限制如表3所示。

3.2 直接力布局方案

經(jīng)估算， 在40 km高度典型空空導(dǎo)彈飛行馬赫數(shù)不小于6時， 導(dǎo)彈最大氣動過載3.65， 自動駕駛儀時間常數(shù)約為1 s， 不能滿足機動過載幅值和快速性指標要求。 因此， 必須使用直接力軌控+姿控方案， 如圖5所示。 軌控裝置配置于質(zhì)心前（如圖6所示）， 為4噴口、 “十”字布局， 主要作用是提供機動過載和提高響應(yīng)快速性； 姿控裝置配置于導(dǎo)彈尾端（如圖7所示）， 為6噴口、 “十”字布局， 與軌控發(fā)動機同時工作共同為導(dǎo)彈提供法向機動過載， 并用于導(dǎo)彈姿態(tài)穩(wěn)定和姿態(tài)控制， 能夠抑制軌控推力對彈體俯仰和橫滾的擾動。 噴口1， 4用于俯仰控制， 噴口2， 3， 5， 6既用于偏航控制， 也用于橫滾控制。 其中： 噴口1產(chǎn)生正向俯仰力矩； 4產(chǎn)生負向俯仰力矩； 2， 3共同產(chǎn)生正向偏航力矩， 5， 6共同產(chǎn)生負向偏航力矩； 3， 6共同產(chǎn)生正向橫滾力矩； 2， 5共同產(chǎn)生負向橫滾力矩。 為節(jié)省能量， 對向安裝的兩噴口不能同時工作。 該方案的優(yōu)點是姿控推力與軌控作用力方向相同， 姿控力臂較長， 有利于減小單個直接力裝置的推力需求， 直接力裝置的軌控和姿控配置較為方便， 有利于減小直接力噴流對彈體和舵面的影響。

3.3 直接力裝置的使用

由于助推滑翔高超聲速飛行器目標機動能力很強（海拔高度40 km、 最大機動幅值5g、 時間常數(shù)0.3 s）， 飛行空域大氣極其稀薄， 攔截彈僅依靠氣動力控制時最大機動過載很小， 難以與之對抗， 很有可能需要氣動力/直接力復(fù)合控制較早啟動， 并且中制導(dǎo)段和整個末制導(dǎo)段都需要開啟直接力控制， 因此與較低空域（例如海拔高度30 km以下， 導(dǎo)彈高超聲速飛行狀態(tài)下只依靠純氣動力控制即具有較大的機動過載， 直接力裝置只需要在彈道末端開啟通過姿控提高過載響應(yīng)快速性）相比， 直接力裝置需要同時進行軌控和姿控， 并且要工作更長時間、 消耗更多的燃料或工質(zhì)以提供足夠大的機動過載， 達到足夠小的彈體過載響應(yīng)時間常數(shù)。

4 結(jié) 論

針對具有大機動能力的臨近空間巡航段高超聲速目標的精確攔截制導(dǎo)問題， 使用比例制導(dǎo)線性化自動尋的制導(dǎo)系統(tǒng)模型， 分析了攔截彈制導(dǎo)系統(tǒng)的主要技術(shù)指標要求。 通過分析制導(dǎo)點單個像素的跳動對制導(dǎo)精度的影響， 論證了對紅外成像導(dǎo)引頭的分辨率和幀頻需求。 給出了一種姿控和軌控協(xié)同復(fù)合的直接力裝置布局方案， 直接力裝置的軌控和姿控配置較為方便， 有利于減小直接力噴流對彈體和舵面的影響。

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Abstract： In near space， it is rather difficult， especially to traditional air defense missile and airtoair missile， to intercept the boostgliding hypersonic aircraft which flies with high altitude， high speed and strong maneuverability. To precisely intercept boostgliding hypersonic aircrafts which can maneuver with large overload capability in near space， guidance system model is built and requirements of missile body control and seeker for terminal guidance in high velocity interception is studied. Missile overload capacity and response time constant demands are derived， which indicates obviously that reaction jet is necessary in missile autopilot. It is demonstrated that infrared imaging seeker is superior to radar seeker. Important parameters are studied for infrared imaging seeker， such as detection range， resolution ratio， image frame frequency and offboresight angle. Finally， a kind of orbitattitude control equipment layout via reaction jet is presented.

Key words： near space； hypersonic aircraft； guidance； reaction jet； infrared imaging seeker