陸軍多管火箭武器的發(fā)展與思考

楊樹興

（北京理工大學(xué)宇航學(xué)院，北京100081）

陸軍多管火箭武器的發(fā)展與思考

楊樹興

（北京理工大學(xué)宇航學(xué)院，北京100081）

論述了陸軍多管火箭武器的發(fā)展進(jìn)程，重點介紹其在第二次世界大戰(zhàn)以來所走過的增大射程、提高射擊密集度和實現(xiàn)制導(dǎo)化3個主要發(fā)展階段。歸納總結(jié)了陸軍多管火箭武器在發(fā)展過程中形成的多聯(lián)裝發(fā)射平臺、彈體采用旋轉(zhuǎn)體制、大長徑比、短時大推力發(fā)動機(jī)和曲射彈道、靜穩(wěn)定設(shè)計等特點，分析上述特點對其制導(dǎo)化發(fā)展中帶來的優(yōu)勢和挑戰(zhàn)，提出陸軍多管火管武器未來發(fā)展中應(yīng)重點關(guān)注和解決的若干問題：旋轉(zhuǎn)彈捷聯(lián)慣性導(dǎo)航、動態(tài)穩(wěn)定性理論、彈道規(guī)劃與控制方法、大推力比長工作時間的先進(jìn)動力、單線制發(fā)射控制技術(shù)等。

兵器科學(xué)與技術(shù)；多管火箭武器系統(tǒng)；火箭彈；制導(dǎo)化；慣性導(dǎo)航；穩(wěn)定性；控制系統(tǒng)；火箭發(fā)動機(jī)

0 引言

陸軍多管火箭武器以其反應(yīng)時間短、火力猛、威力大、成本低等優(yōu)點，自第二次世界大戰(zhàn)以來一直是世界各國陸軍競相發(fā)展的骨干裝備。在第二次世界大戰(zhàn)結(jié)束后60余年內(nèi)的歷次戰(zhàn)爭中，陸軍多管火箭武器均發(fā)揮了重要的作用。武器裝備的發(fā)展一直是基于作戰(zhàn)理念、服務(wù)于作戰(zhàn)任務(wù)，因此，多管火箭武器也一直是在作戰(zhàn)理念的指引之下，不斷創(chuàng)新、發(fā)展。在60余年的發(fā)展歷程中，隨著作戰(zhàn)理念的變化，陸軍火箭武器經(jīng)歷了3個發(fā)展階段。在以大兵團(tuán)集群作戰(zhàn)為特征的時期，陸軍火箭武器追求的主要目標(biāo)是火力猛、射程遠(yuǎn)。為此，在20世紀(jì)80年代之前，重點是增大射程、通過增加單炮定向管（火箭炮管）的數(shù)量，達(dá)到提高火力猛烈程度，也即陸軍火箭武器發(fā)展的第一階段。但是，隨著射程的進(jìn)一步增加，為了保證毀傷效能不得不增大彈徑，導(dǎo)致定向管的數(shù)量減少。同時，由于射程的增大，火箭武器的技術(shù)散布的絕對值也不斷增加。二者綜合作用，導(dǎo)致陸軍多管火箭武器的火力猛烈程度急劇下降，不能滿足作戰(zhàn)的需求。為此，國內(nèi)外開始研究采用低成本控制技術(shù)，提高陸軍多管火箭武器的射擊密集度，陸軍多管火箭武器進(jìn)入了以提高密集度為核心的發(fā)展階段。21世紀(jì)進(jìn)入信息化時代以來，作戰(zhàn)理念發(fā)生了革命性的變革，作戰(zhàn)模式也由大兵團(tuán)集群作戰(zhàn)轉(zhuǎn)變?yōu)榉稚⒌谋?、集中的火力，精確打擊成為現(xiàn)代戰(zhàn)爭的主要特征。與之相適應(yīng)，從2007年前后開始，陸軍多管火箭武器也從概略壓制進(jìn)入了精確壓制時代，陸軍多管火箭武器進(jìn)入制導(dǎo)化發(fā)展階段。經(jīng)過60余年的發(fā)展，陸軍遠(yuǎn)程火箭武器也形成了以大長徑比、旋轉(zhuǎn)體制等為典型特征的一系列特點，上述特點對其制導(dǎo)化發(fā)展既帶來了獨特的優(yōu)勢也引入了額外的制約。

本文在論述陸軍多管火箭武器的發(fā)展歷程的基礎(chǔ)上，介紹其在第二次世界大戰(zhàn)以來發(fā)展的3個重要階段，歸納總結(jié)了陸軍多管火箭武器的特點，分析上述特點對其制導(dǎo)化發(fā)展中帶來的優(yōu)勢和制約，提出了陸軍多管火箭武器未來發(fā)展中應(yīng)重點關(guān)注和解決的若干問題。

1 陸軍多管火箭武器的發(fā)展歷程

1.1 以增大射程為主的發(fā)展階段

第二次世界大戰(zhàn)中及其以后的冷戰(zhàn)時期，戰(zhàn)爭的主要模式是大兵團(tuán)集群對壘作戰(zhàn)。針對此種作戰(zhàn)模式，軍事運籌學(xué)的理論和戰(zhàn)爭的實踐充分證明，大兵團(tuán)作戰(zhàn)條件下，野戰(zhàn)炮兵的巨大威力并不表現(xiàn)在用很多時間瞄準(zhǔn)后一發(fā)一發(fā)地精確射擊，而是要在盡可能短的時間內(nèi)發(fā)射盡可能多的彈藥，使敵人沒有躲藏的機(jī)會。而這恰恰是多管火箭武器系統(tǒng)的長處，盡管“喀秋莎”火箭武器的射程只有8.5 km，成功的秘訣在于其突然、猛烈的火力。陸軍火箭武器火力的猛烈程度取決于單炮定向管的數(shù)量，定向管數(shù)量越多，一次齊射發(fā)射的彈藥越多。與此同時，先敵開火是制勝的先機(jī)，射程的遠(yuǎn)近直接決定了先敵開火的能力。因此，在保證一定數(shù)量定向管的前提下增大射程構(gòu)成了陸軍多管火箭武器發(fā)展的第一階段。在這一階段中，發(fā)展的目標(biāo)是:射程遠(yuǎn)、密集度高、威力大、反應(yīng)快、機(jī)動性強(qiáng)。世界上30多個國家先后研制了60余種陸軍多管火箭武器，射程從6.5 km到90 km，彈徑從51 mm到300 mm.表1列出了以前蘇聯(lián)、美國為代表的軍事強(qiáng)國發(fā)展的一系列陸軍多管火箭武器代表性裝備的情況。從表1中可以看出，在該發(fā)展階段，火箭彈的射程不斷增加，彈徑也逐步加大，而火箭炮的定向器管數(shù)在不斷減少。

表1 前蘇聯(lián)、美國陸軍多管火箭代表性裝備Tab.1 US and USSR typical MLRSs

我國陸軍多管火箭武器也走過了增大射程之路，早期以仿研為主，逐步過渡到改進(jìn)、創(chuàng)新。表2列出了我國在以增大射程為主的發(fā)展階段中研制并裝備的陸軍多管火箭武器裝備。

表2 我國陸軍多管火箭代表性裝備Tab.2 China MLRSs

在這一階段，火箭彈的組成相對簡單，由引信、戰(zhàn)斗部、火箭發(fā)動機(jī)和尾翼穩(wěn)定裝置所組成，如圖1所示。

圖1 火箭彈組成示意圖Fig.1 Composition of rocket projectile

在這一階段的發(fā)展過程中，為了實現(xiàn)突然、猛烈的火力、先敵開火、強(qiáng)機(jī)動性的作戰(zhàn)理念，陸軍多管火箭武器裝備依托于機(jī)動底盤，也逐步形成了陸軍多管火箭武器的設(shè)計理論，使其具備了如下典型特征:

1）多聯(lián)裝發(fā)射平臺、管式為主。為了提高單炮的火力強(qiáng)度，陸軍多管火箭武器系統(tǒng)無一例外地采用了多聯(lián)裝。同時，為了便于制造、降低制造和使用成本，前期的陸軍多管火箭武器以管式發(fā)射為主。但是，管式火箭炮也存在再裝填時間較長的不足。近年來，為了縮短再裝填時間、提高平臺對于不同彈徑的適應(yīng)性，多管火箭炮也正在由管式為主向采用貯存、運輸、發(fā)射一體化箱式定向器束過渡。

2）火箭彈采用旋轉(zhuǎn)體制。旋轉(zhuǎn)體制可以有效地減小氣動外形不對稱、火箭發(fā)動機(jī)推力偏心的不利影響，提高射擊密集度。因此，為了放寬制造公差、降低制造成本和復(fù)雜度，陸軍火箭均采用了旋轉(zhuǎn)體制。但是，旋轉(zhuǎn)彈易于誘發(fā)以不收斂的錐形運動為主要不穩(wěn)定形式的動態(tài)不穩(wěn)定，不僅降低射擊密集度，嚴(yán)重的將危及火箭武器射程指標(biāo)的實現(xiàn)。此外，在火箭彈的設(shè)計中還必須合理地設(shè)計全彈道飛行中火箭彈的轉(zhuǎn)速，杜絕轉(zhuǎn)速與擺動頻率可能產(chǎn)生的共振。

3）火箭彈長徑比大。為了降低火箭炮的界面外廓尺寸，在具有盡量多的定向管的前提下，保證火箭炮在涵洞、隧道等路段的通過性及鐵路運輸?shù)耐ㄟ^性，實現(xiàn)強(qiáng)機(jī)動性的目標(biāo)，火箭彈不得不盡最大可能采用大長徑比外形。如122 mm火箭彈的長徑比達(dá)24.8∶1.但是，大長徑比也引發(fā)了嚴(yán)重的氣動彈性問題，增大了保證動態(tài)飛行穩(wěn)定性的難度。

4）火箭彈采用短時大推力火箭發(fā)動機(jī)。為了降低彈道風(fēng)的影響，提高射擊密集度，陸軍多管火箭武器無一例外地采用短時大推力發(fā)動機(jī)，通常主動段時間僅為1～2 s，最長的也小于3 s.火箭彈加速快，最大軸向過載通常大于45 g.但是飛行阻力與速度的平方呈正比，速度衰減快，導(dǎo)致火箭彈的末端存速低。從能量利用率的角度看，推力方案存在先天的缺陷。

5）采用曲射彈道、全程靜穩(wěn)定設(shè)計。為了充分利用發(fā)動機(jī)的能量和速度提高射程，陸軍多管火箭武器采用了曲射彈道。同時，為了避免中途掉彈危及己方部隊的安全，火箭彈無一例外地采用了全程靜穩(wěn)定設(shè)計，導(dǎo)致被動段，尤其是在彈道的末端火箭彈的穩(wěn)定度過高。

1.2 以提高射擊密集度為主的發(fā)展階段

在增大射程的過程中，遇到了兩個突出的問題:首先，在相同的密集度指標(biāo)下，隨著射程的增大，落點散布的絕對值不斷增加（如圖2所示），導(dǎo)致火力猛烈程度下降；其次，隨著射程的增大，彈徑不得不增大、管數(shù)減少（如表1），進(jìn)一步導(dǎo)致了火力強(qiáng)度的降低。因此，多管火箭武器進(jìn)入了以提高射擊密集度為主的發(fā)展階段。在這一階段中，其主要的技術(shù)進(jìn)步是在無控火箭的基礎(chǔ)上，增加低成本控制系統(tǒng)，提高多管火箭武器的射擊密集度和射擊準(zhǔn)確度，也促使多管火箭武器具有了射擊準(zhǔn)確度指標(biāo)。

圖2 落點散布與射程的關(guān)系示意圖Fig.2 Relationship between impact dispersion and range

與無控火箭彈相比，低成本控制火箭彈僅僅是在無控火箭彈的基礎(chǔ)上增加了低成本的控制系統(tǒng)，實現(xiàn)射擊密集度和射擊準(zhǔn)確度的提高。

美國自20世紀(jì)60年代起率先開展了采用全射流控制技術(shù)的低成本火箭彈控制系統(tǒng)研究［1］，隨著電子技術(shù)的進(jìn)步，加之美國對于多管火箭武器重要性存在認(rèn)識上的分歧，導(dǎo)致其到70年代末基本停止了該方面的研究。

我國從20世紀(jì)70年代起跟蹤美國，開展了273 mm火箭彈的全射流控制系統(tǒng)研究，但在1977年后，該方面的研究也基本停止。

前蘇聯(lián)率先于20世紀(jì)80年代研制成功低成本火箭彈控制系統(tǒng)，并推出了“旋風(fēng)”有控火箭武器系統(tǒng)［2］，如圖3所示。

圖3 “旋風(fēng)”火箭武器系統(tǒng)Fig.3 Smerch MLRS

“旋風(fēng)”火箭最突出的設(shè)計思想在于:1）從理論上認(rèn)清了引起射擊密集度隨射程增大降低的根源在于主動段終點速度矢量的方向和大小的散布；2）通過初始段姿態(tài)穩(wěn)定可以有效地減小速度矢量的方向角散布；3）通過根據(jù)主動段終點速度大小，調(diào)整分離（開艙）時間，利用分離體阻力大的特點，有效地減小距離的散布，實現(xiàn)射程修正。射擊密集度由傳統(tǒng)的1/100左右提高到1/310以上，在增大射程的同時保持了落點的技術(shù)散布絕對值保持不變，甚至略有減小。

我國在借鑒“旋風(fēng)”系統(tǒng)構(gòu)架的基礎(chǔ)上，自主攻克了火箭彈控制系統(tǒng)等關(guān)鍵技術(shù)，研制并裝備了PHL03式300 mm火箭炮武器系統(tǒng)。

以色列、德國等西方國家發(fā)展了基于地面雷達(dá)、數(shù)據(jù)鏈、中間彈道修正的彈道修正火箭系統(tǒng)（TCS），其系統(tǒng)架構(gòu)如圖4所示。在操縱過程中，通常選擇脈沖發(fā)動機(jī)作為其執(zhí)行機(jī)構(gòu)。

顯然，在以提高密集度為主的發(fā)展階段，無論是“旋風(fēng)”系統(tǒng)的初始段姿態(tài)穩(wěn)定+射程修正，還是TCS的中間彈道修正，均未建立火箭彈與目標(biāo)之間的直接聯(lián)系，仍通過火箭彈相對于理論（基準(zhǔn)）彈道的偏差進(jìn)行預(yù)測控制，修正火箭彈相對于理論彈道的偏差。因此，這一階段發(fā)展的火箭彈只能稱作是帶有控制系統(tǒng)或有控火箭彈，而不是制導(dǎo)火箭。與無控火箭相比，有控火箭僅僅是在火箭彈的頭部或中部增加了低成本彈上控制系統(tǒng)，結(jié)構(gòu)和組成的復(fù)雜度稍有增加，而多管火箭武器的5個特征仍然全部具備。但是，必須指出的是，通過控制系統(tǒng)的引入，也使陸軍火箭武器首次具備了射擊準(zhǔn)確度指標(biāo)，使用模式也跨入了無試射的效力射時代。

圖4 彈道修正火箭系統(tǒng)架構(gòu)示意圖Fig.4 Framework of trajectory correction system

1.3 以提高射擊精度為主的發(fā)展階段

近年來，隨著信息技術(shù)的快速發(fā)展，作戰(zhàn)理念也發(fā)生了根本性的變革，由注重兵力轉(zhuǎn)變?yōu)楦雨P(guān)注火力，信息主導(dǎo)、火力主戰(zhàn)、分散兵力、集中火力已成為現(xiàn)代戰(zhàn)爭的核心，戰(zhàn)爭模式也由大規(guī)模的集群對抗轉(zhuǎn)變?yōu)橥饪剖中g(shù)式的精確打擊。因此，僅僅是火力密集已經(jīng)遠(yuǎn)遠(yuǎn)不能滿足作戰(zhàn)的要求。與此同時，全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)（GNSS）技術(shù)的發(fā)展、慣性導(dǎo)航成本的降低，也為陸軍多管火箭武器的發(fā)展提供了新的技術(shù)途徑，陸軍制導(dǎo)火箭應(yīng)運而生。

美國的制導(dǎo)型多管火箭發(fā)射系統(tǒng)（GMLRS）是世界上首型全程制導(dǎo)型陸軍火箭［3］，采用全球定位系統(tǒng)/慣性導(dǎo)航系統(tǒng)（GPS/INS）復(fù)合制導(dǎo)體制，射程70 km，初期射擊精度圓概率誤差（CEP）≤50 m，目前已經(jīng)實現(xiàn)了CEP≤10 m.初期頭部傾斜穩(wěn)定，采用中部軸承實現(xiàn)氣動解耦，目前通過三通道控制、彈身傾斜穩(wěn)定，并采用滑動尾翼實現(xiàn)氣動解耦，如圖5所示。

陸軍多管火箭武器實現(xiàn)制導(dǎo)化后，射擊精度不僅滿足了精確點打擊的要求，而且大幅度減少了彈藥消耗量，提高了效費比，也降低了戰(zhàn)時后勤的保障壓力，使陸軍重新融入三軍聯(lián)合作戰(zhàn)火力之中。

目前，國外制導(dǎo)火箭發(fā)展具有如下特點:1）采用GPS/INS組合制導(dǎo)，成本低、是主流技術(shù)；2）借鑒導(dǎo)彈的非旋轉(zhuǎn)體制、采用三通道控制；3）采用滑動尾翼實現(xiàn)鴨式舵面與尾翼之間的氣動解耦。雖然上述技術(shù)方案已經(jīng)基本成熟，但也存在如下不足:1）采用非旋轉(zhuǎn)體制需要4個舵機(jī)，成本會增加；2）三通道控制，優(yōu)先控制滾轉(zhuǎn)，操縱能力要求提高；3）舵面展長大，必須采用折疊舵面，以適應(yīng)管式發(fā)射火箭炮；4）對于現(xiàn)役裝備配裝制導(dǎo)火箭彈，平臺改動多、難度增大。

總之，陸軍制導(dǎo)火箭目前正處于大發(fā)展時期，還需要發(fā)展不同的技術(shù)方案以滿足使用的要求。

圖5 美國GMLRS制導(dǎo)火箭彈Fig.5 US GMLRS guided rokect

2 陸軍火箭典型特征對其制導(dǎo)化的機(jī)遇與挑戰(zhàn)

縱觀世界各國陸軍多管火箭武器的發(fā)展歷程，制導(dǎo)化是發(fā)展的方向。而制導(dǎo)化均是以提高射擊精度為出發(fā)點，在無控或有控制多管火箭武器系統(tǒng)基礎(chǔ)上加裝制導(dǎo)控制系統(tǒng)來實現(xiàn)。因此，無控和有控多管火箭武器系統(tǒng)的5類特征不可避免地對陸軍多管火箭武器的制導(dǎo)化產(chǎn)生重要影響。

2.1 采用旋轉(zhuǎn)體制

采用旋轉(zhuǎn)體制滾轉(zhuǎn)通道無需控制，可以簡化制導(dǎo)控制系統(tǒng)的組成，采用一對舵面和一個舵機(jī)即可控制俯仰和偏航，有利于降低成本。但是，經(jīng)典的捷聯(lián)慣性導(dǎo)航技術(shù)因誤差過大而難以應(yīng)用。對于轉(zhuǎn)速為10 r/s的旋轉(zhuǎn)彈，若滾轉(zhuǎn)通道采用標(biāo)度因素精度為100×10-6的戰(zhàn)術(shù)級陀螺儀，100 s后的滾轉(zhuǎn)角測量誤差將高達(dá)36°；其次，對于轉(zhuǎn)速為10 r/s的旋轉(zhuǎn)彈，即使采用1 ms的捷聯(lián)解算周期，其一個解算周期內(nèi)滾轉(zhuǎn)角變化也高達(dá)3.6°，如何提高解算效率、發(fā)展高精度解算方法也成為制約經(jīng)典捷聯(lián)慣性導(dǎo)航技術(shù)應(yīng)用的瓶頸。此外，旋轉(zhuǎn)彈易于誘發(fā)以不收斂的錐形運動為主要形式的動態(tài)不穩(wěn)定，必須解決有控旋轉(zhuǎn)彈動態(tài)穩(wěn)定性理論和設(shè)計準(zhǔn)則的難題。

總之，采用旋轉(zhuǎn)體制既為其制導(dǎo)化提供了有利條件，也對旋轉(zhuǎn)彈捷聯(lián)慣性導(dǎo)航技術(shù)和動態(tài)穩(wěn)定性理論提出了挑戰(zhàn)。

2.2 火箭彈長徑比大

大長徑比火箭彈與鴨式舵配合，具有操縱效率高、阻力小等優(yōu)點，可以為其制導(dǎo)化提供便利。但是，在操縱力矩和控制力矩的共同作用下，大長徑比火箭彈將誘發(fā)嚴(yán)重的氣動彈性問題，捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)會引入多頻混雜現(xiàn)象，降低測量精度；控制系統(tǒng)會引入噪聲，影響控制品質(zhì)；氣動彈性問題還會對動態(tài)穩(wěn)定性產(chǎn)生不可忽略的影響。因此，必須解決捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)多頻混雜機(jī)理、控制信號的高保真動態(tài)濾波方法和考慮氣動彈性影響的火箭彈動態(tài)穩(wěn)定性判據(jù)和穩(wěn)定性設(shè)計準(zhǔn)則等難題。

2.3 采用曲射彈道、全程靜穩(wěn)定設(shè)計

對于制導(dǎo)火箭而言，曲射彈道以其增大射程、保證控制系統(tǒng)失效情況下己方部隊安全等優(yōu)點，仍將為陸軍多管制導(dǎo)火箭武器所采用。由于引入了制導(dǎo)控制系統(tǒng)，也為彈道機(jī)動提供了條件。因此，發(fā)展制導(dǎo)火箭的彈道規(guī)劃與控制技術(shù)對于增大制導(dǎo)火箭的射程、提高其毀傷效能和突防能力具有重要意義。

對于無控火箭彈而言，采用全程靜穩(wěn)定設(shè)計是避免中途掉彈、保障己方部隊安全的唯一途徑。但是，引入制導(dǎo)控制系統(tǒng)后，利用控制技術(shù)同樣可以確保飛行穩(wěn)定性、避免中途掉彈、保障己方部隊安全。同時，由于主動段終點附近的靜穩(wěn)定度最低，末端火箭彈的靜穩(wěn)定度過高，使得制導(dǎo)火箭末端操縱極為困難，給實現(xiàn)大落角、末端大機(jī)動等造成了難以逾越的障礙。因此，制導(dǎo)火箭彈急需發(fā)展放寬靜穩(wěn)定的控制系統(tǒng)設(shè)計理論與方法。

2.4 采用短時大推力火箭發(fā)動機(jī)

短時大推力發(fā)動機(jī)對于無控火箭可以降低彈道風(fēng)的影響，提高射擊密集度。但是，對于帶有制導(dǎo)火箭，其射擊精度由制導(dǎo)控制系統(tǒng)保證，采用短時大推力發(fā)動機(jī)已經(jīng)不再具有任何優(yōu)點，反而其能量利用率不合理的先天缺陷表現(xiàn)得更為突出。因此，必須重新設(shè)計能量利用率更高的大推力比、長工作時間的單室雙推發(fā)動機(jī)，發(fā)展雙脈沖、多脈沖等更為先進(jìn)的動力技術(shù)，解決其速度衰減過快、末端存速低的問題。

2.5 多聯(lián)裝發(fā)射平臺、管式為主

陸軍多管火箭武器系統(tǒng)是一個多聯(lián)裝發(fā)射平臺，以40管的“冰雹”火箭系統(tǒng)為例，為了簡化控制線路采用了單線制發(fā)射控制，使得彈炮信息傳輸通道匱乏。制導(dǎo)化后，發(fā)射前需要裝定目標(biāo)信息、炮位信息、GNSS星歷信息和飛行控制參數(shù)，并且要為制導(dǎo)控制系統(tǒng)提供地面供電，僅通過一根線同時完成上述任務(wù)難度極大，發(fā)射控制成為陸軍多管火箭武器制導(dǎo)化面臨的挑戰(zhàn)，必須攻克制導(dǎo)火箭單線制發(fā)射控制技術(shù)難題。

其次，傳統(tǒng)的作戰(zhàn)使用方式為單炮集火連射，在精度大幅度提高后面臨過毀傷嚴(yán)重、作戰(zhàn)效能降，如何發(fā)展連射分火技術(shù)，提高毀傷效能和使用靈活性也成為陸軍多管火箭武器制導(dǎo)化面臨的挑戰(zhàn)，必須攻克連射分火的技術(shù)難題。

3 制導(dǎo)化中應(yīng)重點解決的問題

為了應(yīng)對陸軍多管火箭武器系統(tǒng)的5類特征對其制導(dǎo)化帶來的挑戰(zhàn)，在未來的研究中應(yīng)重點關(guān)注和解決如下問題:

1）小型化、低成本、高精度非固聯(lián)捷聯(lián)慣性導(dǎo)航技術(shù)。文獻(xiàn)［4］中已經(jīng)提出了采用非固聯(lián)捷聯(lián)慣性導(dǎo)航技術(shù)解決采用旋轉(zhuǎn)體制帶來的導(dǎo)航誤差過大問題。但是，對于小口徑火箭彈，還需要重點研究采用低成本微機(jī)電系統(tǒng)慣性器件，并解決非接觸信號傳輸?shù)燃夹g(shù)難題。

2）旋轉(zhuǎn)彈錐形運動穩(wěn)定性準(zhǔn)則。文獻(xiàn)［5-9］中針對具有駕駛儀的旋轉(zhuǎn)彈建立了穩(wěn)定性設(shè)計準(zhǔn)則，同時也揭示了舵機(jī)系統(tǒng)動態(tài)剛度對于飛行穩(wěn)定性的影響。文獻(xiàn)［10-12］針對雙旋彈的飛行動力學(xué)特性和穩(wěn)定性開展了研究。對于低成本制導(dǎo)火箭，尤其是僅僅采用末制導(dǎo)技術(shù)的制導(dǎo)火箭，通常為了降低成本，不具有駕駛儀回路，其動態(tài)穩(wěn)定性問題有待深入研究。

3）彈道規(guī)劃與控制技術(shù)。為了提高毀傷效能，對于殺傷爆破彈、侵徹彈等彈種提出了大落角的要求。而火箭彈的末端靜穩(wěn)定度過高、末端操縱極為困難給實現(xiàn)大落角提供了苛刻的限制。因此，亟待開展彈道規(guī)劃與控制技術(shù)研究。充分利用引入制導(dǎo)控制系統(tǒng)后，為彈道機(jī)動提供了可能這一有利條件，從全彈道角度出發(fā)，充分利用可用的操縱能力，實現(xiàn)大落角等終端要求。

4）發(fā)展多脈沖火箭發(fā)動機(jī)。摒棄短時大推力發(fā)動機(jī)方案，重新設(shè)計能量利用率更高的大推力比、長工作時間的單室雙推發(fā)動機(jī)，發(fā)展雙脈沖、多脈沖等更為先進(jìn)的動力技術(shù)，解決其速度衰減過快、末端存速低的問題。近年來，已有學(xué)者開展了雙脈沖固體火箭發(fā)動機(jī)的研究工作［13-14］。

5）單線制發(fā)射控制技術(shù)。為了適應(yīng)單線制發(fā)射控制的多管火箭制導(dǎo)化問題，亟待發(fā)展單線制發(fā)射前目標(biāo)信息、炮位信息、GNSS星歷信息和飛行控制參數(shù)等裝定，同時為制導(dǎo)控制系統(tǒng)提供地面供電的制導(dǎo)火箭單線制發(fā)射控制技術(shù)。

6）目標(biāo)分割與連射分火技術(shù)。針對精度大幅度提高后面臨過毀傷嚴(yán)重、作戰(zhàn)效能降低問題，亟待發(fā)展以毀傷效能為前提、以提高效費比為核心的面目標(biāo)分割技術(shù)，合理確定每發(fā)火箭彈的瞄準(zhǔn)點。同時，發(fā)展連射分火技術(shù)，提高毀傷效能和使用靈活性。

4 結(jié)論

自第二次世界大戰(zhàn)以來，陸軍多管火箭武器經(jīng)歷了增大射程、提高密集度和全程制導(dǎo)化等3個發(fā)展階段，形成了旋轉(zhuǎn)體制、大長徑比、多聯(lián)裝等典型特征。上述特征既為其制導(dǎo)化創(chuàng)造了有利條件，同時也給其制導(dǎo)化帶來了挑戰(zhàn)。在未來發(fā)展中，必須攻克旋轉(zhuǎn)彈捷聯(lián)慣性導(dǎo)航技術(shù)、旋轉(zhuǎn)彈動態(tài)穩(wěn)定性理論、彈道規(guī)劃與控制理論和方法、大推力比長工作時間的單室雙推發(fā)動機(jī)、雙脈沖與多脈沖發(fā)動機(jī)等先進(jìn)的動力技術(shù)、單線制發(fā)射控制技術(shù)等難題，加速陸軍多管火箭武器的制導(dǎo)化進(jìn)程。

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Progress and Key Points for Guidance of Multiple Launch Rocket Systems

YANG Shu-xing
（School of Aerospace Engineering，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China）

The development process of multiple launch rocket systems（MLRSs）is reviewed，and the three development phases of extended range，improved firing dispersion and guidance implementation of MLRS since World WarⅡare introduced intensively.The features of MLRS are summarized as well，including multiple launch tubes，spinning of projectile body，large length-diameter ratio，short-time and high thrust motor，curved trajectory and static stability design.The advantages and challenges for guided rocket projectiles are discussed.Several issues，such as strapdowninertia navigation，dynamic stability，trajectory programming and control，advanced solid rocket motor and single conductor wire launch control，which should be focused on and solved in the future investigation，are proposed.

ordnance science and technology；multiple launch rokect system；rocket；guidance；inertial navigation；stability；control system；rocket motor

TJ393

A

1000-1093（2016）07-1299-07

10.3969/j.issn.1000-1093.2016.07.019

2016-06-22

國家自然科學(xué)基金項目（11532002）

楊樹興（1962—），男，教授，博士生導(dǎo)師。E-mail:yangshx@bit.edu.cn