夏家偉,張亞倫,嚴(yán) 平

(海軍工程大學(xué),湖北 武漢 430033)

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一種改進(jìn)的炮射駕束制導(dǎo)炮彈導(dǎo)引方法

夏家偉,張亞倫,嚴(yán) 平

(海軍工程大學(xué),湖北 武漢 430033)

以意大利奧托76mm艦炮對(duì)空駕束制導(dǎo)炮彈為背景,為提高炮射制導(dǎo)彈在有限機(jī)動(dòng)能力下攔截反艦導(dǎo)彈作戰(zhàn)效能,針對(duì)多發(fā)制導(dǎo)炮彈同時(shí)制導(dǎo)存在過(guò)載受限的問題,在原有的作戰(zhàn)流程基礎(chǔ)上,提出了一種改進(jìn)的動(dòng)態(tài)前置導(dǎo)引方法。該方法通過(guò)計(jì)算制導(dǎo)炮彈在給定最大過(guò)載條件下運(yùn)動(dòng)范圍,解算照射器指向參數(shù),實(shí)現(xiàn)對(duì)制導(dǎo)炮彈過(guò)載控制。建立了制導(dǎo)炮彈攔截三種末端機(jī)動(dòng)樣式的反艦導(dǎo)彈仿真模型,仿真結(jié)果表明,在考慮傳感器跟蹤誤差的情況下,該方法能有效改進(jìn)制導(dǎo)炮彈過(guò)載負(fù)荷。

駕束制導(dǎo)；制導(dǎo)炮彈；過(guò)載控制；動(dòng)態(tài)前置導(dǎo)引；仿真

制導(dǎo)炮彈是利用制導(dǎo)技術(shù),使艦炮炮彈在彈道的末段自動(dòng)探測(cè)、跟蹤目標(biāo),修正彈道,并準(zhǔn)確命中目標(biāo)的炮彈[1]。制導(dǎo)炮彈的出現(xiàn)使得艦炮武器發(fā)生了革命性變化,極大地提高了艦炮的毀傷概率,擴(kuò)大了艦炮的打擊范圍[2]。特別是與導(dǎo)彈攻擊方式相比,艦炮制導(dǎo)炮彈具有攜彈量大、使用靈活、價(jià)格低廉等特點(diǎn)[3],在作戰(zhàn)中具有近程防空的作用。

20世紀(jì)90年代中期,奧托公司研制出76mm對(duì)空駕束制導(dǎo)炮彈[4],采用無(wú)線電射頻駕束制導(dǎo)系統(tǒng),能夠攔截5km內(nèi)的亞聲速乃至超聲速反艦導(dǎo)彈。該種駕束制導(dǎo)炮彈通過(guò)制導(dǎo)波束對(duì)飛行中的彈丸進(jìn)行引導(dǎo)修正[5],實(shí)現(xiàn)有效的導(dǎo)彈攔截與末端防御。為了進(jìn)一步提高駕束制導(dǎo)的精確性和有效性,需針對(duì)駕束制導(dǎo)的導(dǎo)引方法進(jìn)行改進(jìn),從而切實(shí)提高制導(dǎo)炮彈的命中精度和毀傷概率。

1 制導(dǎo)炮彈導(dǎo)引技術(shù)研究現(xiàn)狀

目前防空制導(dǎo)炮彈作戰(zhàn)流程一般如下:艦艇傳感器探測(cè)來(lái)襲目標(biāo),火控系統(tǒng)解算確定艦炮對(duì)空射擊諸元,逐發(fā)射擊數(shù)發(fā)炮彈。炮彈發(fā)射后到達(dá)起控點(diǎn)時(shí),彈上信號(hào)接收機(jī)和控制系統(tǒng)具備穩(wěn)定工作條件。待所有彈丸進(jìn)入駕束制導(dǎo)波束后,通過(guò)持續(xù)控制照射器波束對(duì)準(zhǔn)目標(biāo)當(dāng)前濾波位置,利用“三點(diǎn)導(dǎo)引法”將彈丸導(dǎo)向目標(biāo)。

針對(duì)制導(dǎo)炮彈的導(dǎo)引方法,研究者們對(duì)不同的控制階段進(jìn)行了相關(guān)的研究:文獻(xiàn)[6-7]對(duì)彈丸的導(dǎo)入段過(guò)程進(jìn)行了仿真;文獻(xiàn)[8-9]對(duì)“三點(diǎn)導(dǎo)引法”的控制策略進(jìn)行了研究和仿真;文獻(xiàn)[10]從理論推導(dǎo)層面提出了一種基于部分前置點(diǎn)的駕束導(dǎo)引方法。

其中,文獻(xiàn)[10]提出的部分前置導(dǎo)引方法在一定程度上解決了同批次制導(dǎo)炮彈進(jìn)入制導(dǎo)波束后與照射器后續(xù)跟蹤制導(dǎo)銜接的問題,但依然存在兩點(diǎn)有待完善:1)由火控系統(tǒng)計(jì)算生成的部分前置點(diǎn)和目標(biāo)在該時(shí)刻下真實(shí)位置存在偏差,導(dǎo)致制導(dǎo)炮彈在起控瞬間沒有嚴(yán)格對(duì)準(zhǔn)目標(biāo),需要進(jìn)行機(jī)動(dòng)修正其運(yùn)動(dòng)方位，這一過(guò)程中可能引起炮彈過(guò)載負(fù)荷超過(guò)其最大機(jī)動(dòng)能力;2)部分前置導(dǎo)引方法針對(duì)駕束制導(dǎo)炮彈運(yùn)動(dòng)初期的制導(dǎo)過(guò)程進(jìn)行了優(yōu)化,但沒有充分解決炮彈運(yùn)動(dòng)后期由于“三點(diǎn)導(dǎo)引法”造成的過(guò)載問題。為了解決上述兩點(diǎn)不足,本文在部分前置導(dǎo)引方法的基礎(chǔ)上提出了新的改進(jìn)過(guò)載導(dǎo)引方法,保證炮彈在整個(gè)導(dǎo)引過(guò)程中過(guò)載不超過(guò)由彈丸本身性能決定的最大偏轉(zhuǎn)角度,從而進(jìn)一步提高導(dǎo)引方法的性能。

2 改進(jìn)的過(guò)載控制導(dǎo)引方法

2.1 部分前置制導(dǎo)諸元解算及射擊階段

部分前置導(dǎo)引法采用的策略如下:在n發(fā)炮彈射擊階段,所有彈丸和照射器都位于同一空間直線上,且當(dāng)?shù)趎發(fā)炮彈發(fā)射后的起控瞬間,照射器、彈丸、目標(biāo)恰好共線。如圖1所示。

圖1 炮射駕束制導(dǎo)部分前置導(dǎo)引控制示意圖

以照射器所在位置點(diǎn)為原點(diǎn)O,照射器與目標(biāo)的連線在海平面上的投影方向?yàn)閄軸,天頂方向?yàn)閆軸,建立符合右手定則的空間直角坐標(biāo)系。

設(shè)彈丸射擊的時(shí)間間隔為Δt,彈丸出膛到起控的時(shí)間間隔為t0。目標(biāo)勻速直線運(yùn)動(dòng)的狀態(tài)下,目標(biāo)運(yùn)動(dòng)至部分前置點(diǎn)的時(shí)間tn為

tn=(n-1)Δt+t0

第i發(fā)炮彈起控時(shí)刻ti時(shí),其位置矢量為

Xi(ti,γ,φ)=(xi,yi,zi)T,(i=1,2,…n)。

其中,ti=(i-1)Δt+t0,γ和φ分別為方向角和俯仰角。我艦(照射器)的空間位置矢量為

XA(ti)=(xAi,yAi,zAi)T,(i=1,2,…n)。

部分前置點(diǎn)的空間位置矢量為

XT(tn)=(xT,yT,zT)T。

n發(fā)彈丸發(fā)射過(guò)程中,照射器始終照射在部分前置點(diǎn)位置,且調(diào)整方向角γ和俯仰角φ,能夠使我艦、彈丸、目標(biāo)在空間上處于同一直線上,因此有

通過(guò)迭代求取不同時(shí)刻的γ,φ即可控制彈丸運(yùn)動(dòng)。當(dāng)?shù)^(guò)程中,發(fā)射炮彈數(shù)i≤n,則繼續(xù)射擊過(guò)程;i=n時(shí),停止射擊過(guò)程。當(dāng)n顆彈丸全部打出且第n顆彈丸經(jīng)過(guò)t0時(shí)間起控時(shí),第一階段結(jié)束,進(jìn)入第二階段。

2.2 誤差修正機(jī)動(dòng)階段

由于照射器存在觀測(cè)誤差,且目標(biāo)可能進(jìn)行機(jī)動(dòng),因此當(dāng)?shù)谝浑A段結(jié)束時(shí),目標(biāo)實(shí)際位置與理論推導(dǎo)得到的部分前置點(diǎn)XT(tn)存在差距。當(dāng)最后一發(fā)炮彈進(jìn)入起控點(diǎn),需控制照射波束指向目標(biāo)實(shí)際位置,從而引導(dǎo)駕束中的彈丸改變飛行方向,使得照射器、彈丸以及目標(biāo)重新回到一條直線上。該階段即為誤差修正階段。

當(dāng)照射波束引導(dǎo)彈丸改變飛行方向時(shí),若目標(biāo)當(dāng)前位置與理論推導(dǎo)值相差較大,導(dǎo)致照射波束方向改變過(guò)快,彈丸此時(shí)需要以較大加速度跟進(jìn)。由于彈丸本身性能所限,加速度過(guò)載存在上限。當(dāng)加速度超過(guò)上限,彈體失控。令amax是彈丸加速度上限,a是彈丸的加速度。由a=v·w,彈丸在Δt時(shí)間內(nèi)允許轉(zhuǎn)過(guò)角度上限Δαmax=amaxΔt/v(v,w分別為彈丸速度,角速度)。

當(dāng)所有彈丸進(jìn)入起控點(diǎn)后,制導(dǎo)波束需要引導(dǎo)彈丸機(jī)動(dòng)。在火控系統(tǒng)響應(yīng)周期內(nèi),彈丸能夠進(jìn)行空間機(jī)動(dòng)的范圍邊界是以當(dāng)前時(shí)刻彈丸位置為頂點(diǎn)、以最大偏轉(zhuǎn)角度進(jìn)行機(jī)動(dòng)在空中形成的軌跡線為母線形成的類似圓錐狀的“喇叭形曲面”Σ。假想的彈丸軌跡線末端點(diǎn)集合形成的拱形面即為制導(dǎo)炮彈的運(yùn)動(dòng)范圍Ω。

設(shè)火控系統(tǒng)的響應(yīng)周期為Δt,照射器位置點(diǎn)為O,彈丸當(dāng)前位置點(diǎn)為S,Δt時(shí)間后運(yùn)動(dòng)至S′點(diǎn)，則曲線SS′的長(zhǎng)度|SS′|=v·Δt,彈丸在曲線上任意一點(diǎn)的角度變化率為w=amax/v。曲面Σ由曲線SS′以彈丸在點(diǎn)S速度方向?yàn)檩S旋轉(zhuǎn)一周得到，如圖2所示。

圖2 制導(dǎo)炮彈運(yùn)動(dòng)范圍示意圖

以火控系統(tǒng)下一響應(yīng)周期開始時(shí)刻目標(biāo)的濾波位置點(diǎn)M′和O、S三點(diǎn)為頂點(diǎn)連成一空間三角形ΔM′OS。ΔM′OS所在平面與運(yùn)動(dòng)范圍Ω的交點(diǎn)中距離直線M′S最近的點(diǎn)設(shè)為SN,則照射器在下一系統(tǒng)響應(yīng)周期內(nèi)的照射點(diǎn)位置即為SN點(diǎn)。整個(gè)控制流程如圖3所示。

圖3 部分前置點(diǎn)誤差修正階段控制流程

重復(fù)上述的過(guò)程,直到照射器、彈丸以及目標(biāo)重新回到一條直線上,第二階段結(jié)束,第三階段開始。

2.3 動(dòng)態(tài)前置點(diǎn)引導(dǎo)機(jī)動(dòng)階段

傳統(tǒng)的導(dǎo)引法在此階段開始時(shí)將照射波束持續(xù)對(duì)準(zhǔn)目標(biāo)當(dāng)前點(diǎn)位置,而后所有彈丸通過(guò)“三點(diǎn)導(dǎo)引法”瞄準(zhǔn)和擊中目標(biāo),如圖1所示。工程實(shí)踐中,三點(diǎn)法具有較好的可操作性,但是會(huì)造成制導(dǎo)炮彈的導(dǎo)引過(guò)程中過(guò)載過(guò)大。因此,該階段對(duì)傳統(tǒng)的三點(diǎn)導(dǎo)引法進(jìn)行了改進(jìn),在每一火控系統(tǒng)響應(yīng)周期開始時(shí)刻計(jì)算距離目標(biāo)最近的彈丸所對(duì)應(yīng)的目標(biāo)的前置點(diǎn)位置,動(dòng)態(tài)調(diào)整照射波束的指向位置,保證彈丸在其運(yùn)動(dòng)范圍Ω內(nèi)以不超過(guò)最大偏轉(zhuǎn)角度的加速度過(guò)載進(jìn)行機(jī)動(dòng),直到照射器、彈丸和距離目標(biāo)最近的彈丸的目標(biāo)的前置點(diǎn)共線。隨后照射器對(duì)彈丸的引導(dǎo)控制循環(huán)此過(guò)程直到毀傷目標(biāo)。上述過(guò)程即為動(dòng)態(tài)前置點(diǎn)引導(dǎo)射擊階段。

由于彈丸距離照射器越遠(yuǎn)(距離目標(biāo)越近),其轉(zhuǎn)彎軌跡的曲率半徑越大,故而加速度越大。因此只要保證距離目標(biāo)最近的彈丸加速度過(guò)載小于amax,較近處彈丸的過(guò)載必然不會(huì)超過(guò)上限。

綜上,改進(jìn)后的動(dòng)態(tài)前置點(diǎn)引導(dǎo)階段控制流程為:在保證彈丸過(guò)載不超過(guò)加速度上限amax的情況下,動(dòng)態(tài)調(diào)整照射波束的指向點(diǎn),直到第i發(fā)彈丸對(duì)準(zhǔn)目標(biāo)的前置點(diǎn),穩(wěn)定飛行方向后繼而擊中目標(biāo)。若目標(biāo)毀傷,則停止導(dǎo)引,剩余炮彈啟動(dòng)自毀程序;反之,若目標(biāo)未毀傷,則照射波束再次動(dòng)態(tài)調(diào)整至推算得到的目標(biāo)前置點(diǎn)上,第i+1發(fā)炮彈以相同方法機(jī)動(dòng)。重復(fù)上述過(guò)程,直到目標(biāo)毀傷或彈丸耗盡。整個(gè)控制流程如圖4所示。

圖4 前置點(diǎn)引導(dǎo)射擊階段控制流程圖

3 仿真分析

3.1 對(duì)抗環(huán)境仿真

為了精確進(jìn)行彈丸運(yùn)動(dòng)仿真,需要充分考慮戰(zhàn)場(chǎng)中反艦導(dǎo)彈和制導(dǎo)炮彈的對(duì)抗過(guò)程。仿真過(guò)程中分別選用三種末端機(jī)動(dòng)方式的反艦導(dǎo)彈作為火力打擊目標(biāo),三種機(jī)動(dòng)方式分別為:大角度俯沖攻擊樣式、二次降高攻擊樣式、躍升俯沖攻擊樣式。其攻擊樣式示意圖及彈道參數(shù)如表1所示。

表1 反艦導(dǎo)彈末端機(jī)動(dòng)方式

仿真過(guò)程中選取的觀測(cè)誤差設(shè)為服從高斯白噪聲的距離、方位角、俯仰角誤差。并設(shè)想追蹤目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡的過(guò)程中采用卡爾曼濾波[11],仿真參數(shù)[12]選取如表2所示。

表2 仿真參數(shù)設(shè)置

3.2 仿真結(jié)論

首先,對(duì)文獻(xiàn)[10]提出的部分前置點(diǎn)法進(jìn)行仿真。通過(guò)Matlab進(jìn)行仿真,得到三種情況下制導(dǎo)炮彈過(guò)載隨時(shí)間變化的圖像。得到的仿真結(jié)果圖像如圖5(a)所示。

實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明:使用部分前置點(diǎn)法的過(guò)程中,當(dāng)炮彈3進(jìn)入起控點(diǎn)后所有炮彈進(jìn)行方向機(jī)動(dòng)時(shí),三發(fā)炮彈的過(guò)載迅速上升,炮彈1和炮彈2的加速度過(guò)載超過(guò)上限。在隨后“三點(diǎn)法”導(dǎo)引的過(guò)程中,三發(fā)炮彈的加速度均存在波動(dòng)上升的趨勢(shì)。其中,對(duì)躍升俯沖攻擊樣式的導(dǎo)彈進(jìn)行機(jī)動(dòng)時(shí),三發(fā)炮彈的過(guò)載在“三點(diǎn)導(dǎo)引”的后期均出現(xiàn)超過(guò)上限的情況。

使用相同的參數(shù)對(duì)本文提出的動(dòng)態(tài)前置點(diǎn)方法進(jìn)行仿真,得到的仿真結(jié)果圖像如圖5(b)所示。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明:使用動(dòng)態(tài)前置點(diǎn)法的過(guò)程中,當(dāng)炮彈3進(jìn)入起控點(diǎn)后所有炮彈進(jìn)行方向機(jī)動(dòng)時(shí),彈丸的過(guò)載均被控制在上限數(shù)值以下,且持續(xù)了約0.5s的時(shí)間后過(guò)載明顯下降。其原因?yàn)?將照射波束移向動(dòng)態(tài)前置點(diǎn)的過(guò)程中炮彈以最大能力機(jī)動(dòng),因此炮彈需要時(shí)間調(diào)整其運(yùn)動(dòng)方向與姿態(tài)。另外,炮彈2和炮彈3的過(guò)載均在過(guò)載上限值以下,且全過(guò)程的加速度過(guò)載變化趨勢(shì)與炮彈1相同。

圖5 制導(dǎo)炮彈過(guò)載隨時(shí)間變化的仿真圖像

4 結(jié)束語(yǔ)

本文以炮射駕束制導(dǎo)彈部分前置導(dǎo)引方法為基礎(chǔ),在充分考慮戰(zhàn)場(chǎng)實(shí)際噪聲干擾的背景下,提出了基于過(guò)載控制的動(dòng)態(tài)前置導(dǎo)引方法。該方法對(duì)于起控后炮彈的飛行修正過(guò)程以及火力跟蹤打擊過(guò)程進(jìn)行了改進(jìn),在保證炮彈過(guò)載滿足性能約束的條件下,對(duì)炮彈的機(jī)動(dòng)過(guò)程進(jìn)行了有效的導(dǎo)引控制。仿真結(jié)果顯示,該方法對(duì)炮彈過(guò)載的改善效果顯著,為艦載炮射制導(dǎo)彈的后續(xù)研究提供了理論依據(jù)。

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An Improved Guidance Control Method for Gun LaunchedProjectiles Based on Beam Rider Guidance

XIA Jia-wei, ZHANG Ya-lun, YAN Ping

(Naval University of Engineering, Wuhan 430033, China)

According to the precision guided ammunition by a radio frequency beam rider for OTO 76mm gun developed by Oto Melara, an improved dynamic guidance control method based on original combat operation are introduced to limit overload for multiple guided projectiles. By calculating the range of maneuver of the guided projectiles under the condition of the given maximum overload, the method calculates the direction parameters of the transmitter, and realize the overload control of the guided projectile. A simulation model is established to simulate the process of three kinds of Terminal-Maneuvering anti-ship missile tracked by guided projectiles. Considering the tracking error of sensors, the results show that new proposed guidance control method ameliorate overload of projectiles effectively.

beam rider; guided projectile; overload control; dynamic lead-angle guidance; simulation

2017-03-20

夏家偉(1994-),男,湖北武漢人,碩士研究生,研究方向?yàn)榕炌е缚亍?張亞倫(1994-),男,碩士研究生。 嚴(yán) 平(1972-),男,博士,副教授。

1673-3819(2017)03-0126-04

TJ765.3；E917

A

10.3969/j.issn.1673-3819.2017.03.027

修回日期： 2017-04-06