劉國彬,劉 朋,王永海,賀方君
(中國洛陽電子裝備試驗(yàn)中心,河南 孟州 454750)
反輻射導(dǎo)彈是電子戰(zhàn)中的一種重要硬殺傷武器,其利用反輻射導(dǎo)引頭對接收到的雷達(dá)信號進(jìn)行識別、分選,實(shí)時(shí)檢測導(dǎo)彈與目標(biāo)雷達(dá)的角度誤差信號或視線角速度誤差信號,形成控制指令,引導(dǎo)導(dǎo)彈飛向目標(biāo)并最終摧毀目標(biāo),在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中發(fā)揮著至關(guān)重要的作用。為應(yīng)對反輻射導(dǎo)彈的威脅,可在雷達(dá)附近部署有源誘餌,誘餌根據(jù)雷達(dá)信號樣式輻射信號,信號脈寬覆蓋雷達(dá)信號脈寬,信號功率高于雷達(dá)頂空副瓣平均功率,從而對反輻射導(dǎo)引頭測向形成干擾,使反輻射導(dǎo)彈最終彈著點(diǎn)偏離雷達(dá),達(dá)到保護(hù)雷達(dá)的目的。
反輻射導(dǎo)引頭是反輻射導(dǎo)彈的核心部件,為檢驗(yàn)其抗誘餌性能可采用外場試驗(yàn)方法,一般包括地面靜態(tài)試驗(yàn)、掛飛試驗(yàn)和實(shí)彈打靶試驗(yàn)等。其中,地面靜態(tài)試驗(yàn)采用高塔作為反輻射導(dǎo)引頭升空平臺,雷達(dá)及誘餌按照實(shí)際使用方式進(jìn)行布站,構(gòu)建反輻射對抗態(tài)勢,檢驗(yàn)反輻射武器的跟蹤目標(biāo)能力、抗雷達(dá)關(guān)機(jī)能力、抗誘偏能力等指標(biāo)[1]。靜態(tài)試驗(yàn)方法優(yōu)點(diǎn)是消耗小、操作方便、可重復(fù)性強(qiáng),缺點(diǎn)是不能夠檢驗(yàn)反輻射導(dǎo)引頭動態(tài)性能。實(shí)彈打靶試驗(yàn)中,雷達(dá)及誘偏系統(tǒng)按照實(shí)際使用要求布站,反輻射導(dǎo)彈掛載于飛機(jī)按照實(shí)戰(zhàn)使用要求進(jìn)行打靶試驗(yàn)。該試驗(yàn)方式能夠有效驗(yàn)證反輻射導(dǎo)引頭在有源誘餌干擾中的跟蹤性能,打靶試驗(yàn)的缺點(diǎn)是代價(jià)高、風(fēng)險(xiǎn)大、準(zhǔn)備周期長,實(shí)施難度相對較大。
掛飛試驗(yàn)中利用飛機(jī)或飛艇等飛行平臺,構(gòu)建貼近實(shí)際的試驗(yàn)環(huán)境,檢驗(yàn)反輻射導(dǎo)引頭的目標(biāo)識別能力、測角精度、視線角速度精度及靈敏度等指標(biāo)[2]。為了定量考核反輻射導(dǎo)彈的抗誘偏性能,需要得出反輻射導(dǎo)彈在模擬攻擊過程中的彈著點(diǎn)。文獻(xiàn)[3]、[4]中提出利用無人駕駛飛艇搭載反輻射導(dǎo)引頭、GPS定位系統(tǒng),構(gòu)成閉環(huán)控制回路,模擬反輻射導(dǎo)彈末端攻擊過程,推算模擬反輻射導(dǎo)彈彈著點(diǎn)的試驗(yàn)方法,該試驗(yàn)方法具有經(jīng)濟(jì)、安全、逼真度較高的特點(diǎn)。本文探索了閉環(huán)掛飛試驗(yàn)中的處理方法,給出了四點(diǎn)源情況下尋找反輻射導(dǎo)引頭空間分辨點(diǎn)的方法,并根據(jù)空間分辨點(diǎn)推算其彈著點(diǎn)的數(shù)據(jù)處理方法。
反輻射導(dǎo)彈發(fā)射后,反輻射導(dǎo)引頭搜索雷達(dá)目標(biāo)。當(dāng)搜索到目標(biāo)雷達(dá)并轉(zhuǎn)入穩(wěn)定跟蹤狀態(tài)后,反輻射導(dǎo)彈轉(zhuǎn)入導(dǎo)引飛行階段,根據(jù)反輻射導(dǎo)引頭的導(dǎo)引信息,自動飛向目標(biāo)。若反輻射導(dǎo)引頭在跟蹤過程中丟失目標(biāo),反輻射導(dǎo)彈根據(jù)丟失時(shí)刻記憶的目標(biāo)信息繼續(xù)按此目標(biāo)進(jìn)行攻擊,直至再次跟蹤目標(biāo),重新按反輻射導(dǎo)引頭導(dǎo)引信息進(jìn)行跟蹤。如果在攻擊過程中沒有有源誘餌的干擾,反輻射導(dǎo)彈末端的彈道軌跡基本是直線[5]。
反輻射導(dǎo)彈在攻擊過程中,如果被攻擊雷達(dá)部署有有源誘餌,由于有源誘餌的干擾,反輻射導(dǎo)引頭的跟蹤點(diǎn)偏離雷達(dá)目標(biāo),且跟蹤點(diǎn)不斷變化,反輻射導(dǎo)彈的運(yùn)動方向與反輻射導(dǎo)引頭的跟蹤方向不一致,反輻射導(dǎo)彈將向跟蹤方向做機(jī)動飛行[5]。反輻射導(dǎo)彈在由遠(yuǎn)及近的飛行過程中,隨著反輻射導(dǎo)引頭對包括有源誘餌在內(nèi)的多點(diǎn)源的張角逐漸增大,反輻射導(dǎo)引頭跟蹤視場內(nèi)經(jīng)歷由多點(diǎn)源到兩點(diǎn)源直到單點(diǎn)源的過程,反輻射導(dǎo)彈經(jīng)歷3個(gè)階段:受控狀態(tài)、隨遇平衡狀態(tài)、失控狀態(tài)[6]。其中,受控狀態(tài)是指由于導(dǎo)引頭分不開雷達(dá)或者目標(biāo),此時(shí)導(dǎo)引頭受控于被保護(hù)雷達(dá)與誘餌輻射信號的等相位面[7];隨遇平衡狀態(tài)指誘餌與雷達(dá)相對于導(dǎo)引頭的張角大約為導(dǎo)引頭的空間分辨角,導(dǎo)引頭開始分辨目標(biāo)并跟蹤多點(diǎn)源中的一個(gè)目標(biāo);失控狀態(tài)指反輻射武器拋開了多點(diǎn)源的誘偏,根據(jù)在隨遇平衡狀態(tài)選定的目標(biāo)進(jìn)行跟蹤或?qū)嵤┕簟7摧椛鋵?dǎo)引頭開始跟蹤多點(diǎn)源中一個(gè)目標(biāo)的空間位置即為空間分辨點(diǎn)。
利用閉環(huán)掛飛試驗(yàn)?zāi)M反輻射導(dǎo)彈末端攻擊過程,飛行平臺根據(jù)反輻射導(dǎo)引頭上報(bào)的跟蹤數(shù)據(jù)向目標(biāo)方向做機(jī)動飛行。飛行航線設(shè)計(jì)必須覆蓋模擬反輻射導(dǎo)彈的受控、隨遇平衡階段,模擬反輻射導(dǎo)彈由受控至隨遇平衡狀態(tài)的飛行過程。飛行平臺飛行至反輻射導(dǎo)引頭空間分辨點(diǎn)后,由于受飛行條件以及安全因素的限制,采用動態(tài)飛行的方法已不能模擬反輻射導(dǎo)彈在失控狀態(tài)的攻擊過程。
通過閉環(huán)掛飛找出反輻射導(dǎo)引頭在典型作戰(zhàn)態(tài)勢下的空間分辨點(diǎn)位置,依據(jù)模擬反輻射導(dǎo)彈失控狀態(tài)時(shí)的控制特點(diǎn)、技術(shù)參數(shù)推算模擬反輻射導(dǎo)彈的飛行軌跡,進(jìn)而得出彈著點(diǎn)。
如圖1所示,其中A表示反輻射導(dǎo)引頭由兩點(diǎn)源至單點(diǎn)源的空間分辨點(diǎn)位置,O1、O2為兩點(diǎn)源位置,O0為瞄準(zhǔn)點(diǎn)。若反輻射導(dǎo)引頭在空間分辨點(diǎn)A選擇O1為攻擊目標(biāo),則反輻射導(dǎo)彈將按照其末端速度、最大過載向攻擊目標(biāo)做機(jī)動飛行,圖中虛線即為其飛行軌跡,與地面的交點(diǎn)即為彈著點(diǎn)B;若反輻射導(dǎo)引頭在空間分辨點(diǎn)選擇O2為攻擊目標(biāo),彈著點(diǎn)為B′。
圖1 反輻射導(dǎo)彈落點(diǎn)示意圖
可采用時(shí)間差分法外推反輻射導(dǎo)彈的軌跡,反輻射導(dǎo)彈t0時(shí)刻位于臨界位置(X(t0),Y(t0),Z(t0)),運(yùn)動速度為Vt0(Vx(t0),Vy(t0),Vz(t0)),反輻射導(dǎo)引頭此時(shí)的跟蹤點(diǎn)為O1,由于反輻射導(dǎo)引頭存在測角誤差,跟蹤點(diǎn)可能與目標(biāo)實(shí)際位置不重合。反輻射導(dǎo)彈按照末端速度和最大過載向跟蹤點(diǎn)做機(jī)動飛行,其曲線運(yùn)動半徑為:
(1)
式中:Vm為末端速度;am為最大過載對應(yīng)的加速度。
求出做機(jī)動飛行的圓心坐標(biāo)(X0,Y0,Z0),及由運(yùn)動方向和反輻射導(dǎo)彈指向跟蹤點(diǎn)的跟蹤方向矢量所在平面的法線矢量(ax,ay,az),t1時(shí)刻導(dǎo)彈的位置為:
(2)
式中:Δt為時(shí)間間隔。
t1時(shí)刻,反輻射導(dǎo)彈指向機(jī)動圓心的矢量為:
(3)
求出速度方向矢量:
(4)
速度方向矢量歸一化后為(Dx(t1),Dy(t1),Dz(t1)),則t1時(shí)刻反輻射導(dǎo)彈速度矢量為:
(5)
判斷速度矢量是否與跟蹤方向重合,若重合,反輻射導(dǎo)彈停止做機(jī)動飛行,沿直線運(yùn)動直至落地;否則,繼續(xù)按上述方法依次迭代,求出各時(shí)刻的位置和速度,直至導(dǎo)彈落地,運(yùn)算結(jié)束。
下面對上述數(shù)據(jù)處理方法進(jìn)行驗(yàn)證、分析,雷達(dá)部署于位置(500,0,0),3個(gè)誘餌按照前三角方式布站,如圖2所示,3個(gè)誘餌按照指定的保護(hù)措施從時(shí)
序、頻率、能量、空間上實(shí)現(xiàn)對雷達(dá)的保護(hù)[8]。飛行平臺掛載反輻射導(dǎo)引頭后從前方進(jìn)入,根據(jù)反輻射導(dǎo)引頭上報(bào)的引導(dǎo)信息向目標(biāo)機(jī)動飛行,模擬反輻射導(dǎo)彈的末端攻擊過程,GPS定位裝置、慣導(dǎo)系統(tǒng)全程實(shí)時(shí)記錄其位置信息、姿態(tài)信息。根據(jù)記錄的位置信息描繪的飛行軌跡如圖2所示。
圖2 飛行平臺飛行航跡示意圖
尋找出反輻射導(dǎo)引頭的空間分辨點(diǎn)是推算彈著點(diǎn)的關(guān)鍵。閉環(huán)飛行過程中,反輻射導(dǎo)引頭輸出角度信息,并結(jié)合反輻射導(dǎo)引頭的位置信息可以求出反輻射導(dǎo)引頭跟蹤位置,如圖3所示。圖3(a)縱軸表示飛行過程中反輻射導(dǎo)引頭跟蹤點(diǎn)在X方向位置,圖3(b)縱軸表示飛行過程中反輻射導(dǎo)引頭跟蹤點(diǎn)在Y方向位置,橫軸表示時(shí)間。跟蹤點(diǎn)在三誘餌之間擺動,當(dāng)反輻射導(dǎo)引頭運(yùn)動至圖中圓圈對應(yīng)的時(shí)刻時(shí),反輻射導(dǎo)引頭開始穩(wěn)定跟蹤誘餌2,因此對應(yīng)圓圈時(shí)刻的反輻射導(dǎo)引頭空間位置即為其空間分辨點(diǎn)。
圖3 試驗(yàn)中反輻射導(dǎo)引頭空間分辨點(diǎn)位置示意圖
根據(jù)試驗(yàn)中飛行平臺運(yùn)動軌跡,可求出分辨點(diǎn)位置處的飛行平臺運(yùn)動方向。外推過程中導(dǎo)彈的末端最大速度設(shè)為500 m/s,最大過載設(shè)為10 g,外推運(yùn)動航跡與地面的交點(diǎn)即為模擬反輻射導(dǎo)彈的彈著點(diǎn),如圖4所示。其中瞄準(zhǔn)點(diǎn)表示分辨點(diǎn)位置處的飛艇運(yùn)動方向與地面的交點(diǎn),跟蹤位置表示分辨點(diǎn)位置處反輻射導(dǎo)引頭實(shí)際跟蹤目標(biāo)位置,反輻射導(dǎo)彈由瞄準(zhǔn)點(diǎn)向跟蹤位置機(jī)動飛行,外推軌跡如圖2所示,模擬反輻射導(dǎo)彈彈著點(diǎn)偏離雷達(dá)及3個(gè)誘餌,顯示了誘偏系統(tǒng)對雷達(dá)及自身的保護(hù)作用。
圖4 模擬反輻射導(dǎo)彈彈著點(diǎn)示意圖
本文研究了采用閉環(huán)掛飛試驗(yàn)?zāi)M反輻射導(dǎo)彈末端攻擊過程,推算反輻射導(dǎo)彈彈著點(diǎn),進(jìn)而檢驗(yàn)誘偏系統(tǒng)誘偏效果的試驗(yàn)方法,對試驗(yàn)過程中的數(shù)據(jù)處理方法進(jìn)行了研究分析,提出了可操作性強(qiáng)的數(shù)據(jù)處理方法,并進(jìn)行了數(shù)據(jù)處理方法檢驗(yàn),該方法對開展此類試驗(yàn)具有一定的指導(dǎo)意義。