反临近空间助推滑翔高超声速目标制导研究

摘 要： 临近空间助推滑翔高超声速飞行器飞行海拔高、 速度快、 机动强， 传统防空导弹和空空导弹难以对其进行拦截。 针对拦截具有大机动能力的临近空间高超声速飞行器的精确制导问题， 分析了拦截弹弹体过载及其响应时间常数需求并阐明了直接力控制的必要性， 确定了红外成像导引头探测体制并分析了截获距离、 分辨率与帧频、 瞬时视场角、 离轴角等指标需求。 最后， 论述了直接力应用现状并提出了装置布局方案。

关键词： 临近空间； 高超声速飞行器； 制导； 直接力； 红外成像导引头

中图分类号： TJ765.3 文献标识码： A 文章编号： 1673-5048（2018）03-0031-06

0 引 言

临近空间装备的研究和试验开始于国外。 在国内， 文献[1]较早介绍了临近空间概念； 文献[2]较早研究了临近空间装备体系概念、 分类和特点， 详细论述了临近空间飞行器所处的主要空域及气象特点， 认为在临近空间所跨越的平流层、 中间层和热层三个区域中， 平流层是更适宜于临近空间飞行器“生存”的空域； 临近空间高超声速飞行器飞行马赫数超过5， 有动力巡航飞行平台吸气式发动机主要工作高度在30～60 km之间。 文献[3-4]较系统地研究了临近空间高超声速飞行器的拦截问题。 文献[3]研究了高动态临近空间飞行器的典型弹道及其拦截策略， 对比研究了助推段拦截、 中段拦截、 滑翔/巡航段拦截和末端拦截（即高速下压段拦截）等多种拦截方案， 认为当目标处在滑翔/跳跃段时更有利于防御体系对其进行拦截， 此时目标高度主要处在20～40 km之间， 最大速度2～2.5 km/s。 文献[4]通过推断临近空间高超声速飞行器的主要目标特性（飞行马赫数5～25； 机动能力2g～4g； 飞行高度20～100 km； 雷达反射截面积0.1～0.01 m2； 几何尺寸1～20 m）， 研究了临近空间高超声速飞行器目标的拦截系统方案： 截击机根据系统指挥携带拦截弹起飞并迅速飞至30 km高度以上， 拦截弹采用“一级助推+二级中制导弹+三级动能拦截器”体系结构， 动能拦截器采用中波红外成像/激光探测复合寻的体制和末制导直接力/气动力复合控制方式实现精确制导， 以确保能够直接碰撞杀伤目标； 同时采用侧窗制冷和气动光学校正技术确保拦截弹高速飞行状态下对红外目标有足够的探测距离和角度测量精度。 文献[5-6]通过数字仿真研究了乘波体结构的临近空间高超声速飞行器在典型飞行状态下的3～5 μm中波红外波段辐射特性， 认为乘波体结构的高超声速飞行器紅外辐射主要集中于乘波体下方和上方强激波的波后空间区域， 下方比上方还要更强一些。 文献[7]论述了临近空间高超声速目标雷达探测特性， 在高速飞行时目标机体周围产生等离子体从而导致雷达探测出现“黑障”， 对雷达探测极为不利。 文献[8]研究了临近空间高超声速飞行器拦截末制导系统主要指标需求， 简略给出了高速拦截制导方案， 其考虑的目标机动幅值最大为3g。

临近空间助推滑翔高超声速飞行器是未来极具战略威胁能力的高性能侦察和作战平台， 具备全球快速到达能力和突防能力。 其助推滑翔飞行时间较长， 主要飞行高度为30～60 km， 以30～40 km高度最为典型， 在该段成功实施拦截的可能性更大。 现有的空空导弹、 防空导弹和陆基/海基反导导弹受自身作战空域或机动能力等因素限制， 难以对其进行有效拦截。

本文针对具有大机动能力的临近空间助推滑翔高超声速飞行器目标的拦截问题开展精确制导技术研究， 进行末制导段拦截弹弹体控制、 红外成像导引等关键技术论证， 特别是在假定导引头图像所选择的制导点跳动为1个像素的情况下， 分析了分辨率对制导精度的影响， 给出了直接力装置布局方案。

1 制导系统指标分解

1.1 快速性

航空兵器 2018年第3期

李记新， 等： 反临近空间助推滑翔高超声速目标制导研究

使用五阶线性化比例制导系统模型进行弹体过载快速性需求分析， 如图1所示。 图2为其中的简化一阶导引头模型， 采样频率取100 Hz， 角分辨率取0.1 mrad。 五阶线性化制导系统模型中， 主要包括导引头（一阶）、 制导滤波器（一阶）、 弹体及自动驾驶仪（三阶）、 比例制导律（设有效导航比N为4）。 由于现代精确制导武器使用的一般都是比例制导律或者以比例制导律为基础进行扩展优化得到的高级制导律， 而高级制导律所需的“额外”信息（例如目标加速度）并不总能准确获得， 导致高级制导律的性能下降， 因而在指标分解工作中， 模型使用比例制导律是合适的， 即使导致论证的需求指标要求高于高级制导律， 这也是可以接受且合理的， 因为精确制导系统设计必须有足够裕度来容忍建模不准确带来的误差以及各种未建模误差。 文献[9]的研究表明， 系统阶数对分析结果有明显影响， 阶数越高越接近实际的非线性系统， 但五阶系统的精度已经足够高， 物理意义也很清晰。 因而五阶线性化比例制导系统模型及分析方法已被工程和学术界广泛认可， 并大量应用于精确制导系统的分析与设计中。 其他参数设置： 高度40 km， 导弹速度马赫数6， 目标速度马赫数8， 目标机动加速度为5g， 机动时间常数Tt为0.3 s。 目标开始机动时刻剩余飞行时间设为0.05 s， 0.10 s， …， 3 s， 分别进行数字仿真， 可以得到目标机动引起的最大脱靶量与导弹制导系统时间常数T强相关， 并且随着T的减小而迅速减小。

设制导精度指标为3 m（3σ）， 假定导弹最大机动过载能力不受限， 此时目标机动引起的最大脱靶量指标若设为1.5 m， 则攻击临近空间助推滑翔高超声速飞行器目标的导弹制导系统时间常数T≤0.22 s。

1.2 机动过载

定义导弹加速度指令饱和幅值与目标机动加速度幅值之比为加速度比率。 在不影响对机动目标制导精度的前提下， 加速度比率不低于2.5即可。 若目标机动过载能力上限设为5， 则要求拦截弹的过载能力不低于12.5。

与此同时， 拦截弹制导系统时间常数T若从0.22 s减小到0.2 s， 则对攻击敏捷机动目标更为有利（目标机动引起的最大脱靶量从2.2 m减小到1.7 m）。

1.3 指标分解

制导控制系统指标分解方案如表1所示，其中， T为制导系统时间常数， 包括： 导引头跟踪及制导信息估计时间常数（Ts+Tg）， 弹体过载时间常數Ta。 从中可知， 需要采用直接力控制， 以能够满足40 km高度稀薄大气层内弹体过载大于等于12.5， 过载响应时间常数小于等于0.05～0.10 s的指标要求。

2 红外成像导引头

2.1 截获距离

末制导控制刚度需要达到6～10以上才能有效克服目标机动和初始航向误差对脱靶量的影响 [9]。 由此可知：

（1） 在40 km高度， 采用纯气动力控制时， 制导系统时间常数最大约为2～3 s， 理论上所需的最小末制导时间约为12～20 s；

（2） 采用直接力/气动力复合控制时， 制导系统时间常数为0.20 s， 理论上所需的最小末制导时间为1.2～2.0 s。

根据上述分析， 末制导时间设计为14～20 s。 前12～18 s用气动力控制来消除大部分制导误差， 末端2 s内启动直接力控制， 消除残余的制导误差或者目标机动影响以及由制导点转移导致的末端制导误差。 典型迎头拦截飞行条件下， 导弹速度马赫数6， 目标速度马赫数8， 弹目接近马赫数大约为14， 40 km高度声速为317.189 m/s， 因此导引头对助推滑翔高超声速飞行器目标的截获距离应不小于62.2～88.9 km。

2.2 分辨率与帧频

红外成像导引头分辨率和帧频是两个重要指标。 分辨率决定了导引头测角信息（失调角）不是连续变化而是离散变化的， 分辨率参数决定了失调角离散变化绝对量的大小。 除了图像处理和制导点选择造成跳动之外， 像素量化造成的失调角误差也会造成制导点跳动， 制导点跳动会影响制导精度。 在这里， 分析较为严酷的一种情况对脱靶量的影响： 制导点跳动1个像素后制导点在目标上的位置保持不变。 实际上， 虽然随后制导点保持稳定， 导引头测量的失调角仍然受到像素量化误差的影响， 这种误差近似视为一种零均值随机分布。

2.2.1 分析模型

分析模型如图1所示。 N=4， 加速度指令限幅15g， Vc为马赫数14， 目标不机动。

2.2.2 分析结果

T=0.2 s， 制导点跳动1个像素的情况下， 图1所示模型的分析结果如图3～4所示， 分析结果表明：

（1） 分辨率是主要影响因素， 分辨率越高则制导点跳动对脱靶量的影响越小， T=0.2 s情况下， 分辨率分别为0.490 8 mrad， 0.245 4 mrad， 0.122 7 mrad， 0.061 4 mrad时， 脱靶量峰值分别为1.7 m， 0.8 m， 0.4 m， 0.2 m， 对应于遇靶前0.8 s左右的跳动；

（2） 帧频的影响较小， 而且并不是帧频越高越好， 从分析结果看100 Hz较合适。

根据综合分析， 提出初步的指标要求：

（1） 角分辨率： ≤0.122 7 mrad；

（2） 帧频： 100 Hz。

2.3 瞬时视场角

初步估算典型攻击条件暂取为导弹初始高度H=30 km， V为马赫数3.5， 发射距离500 km， 目标高度40 km， 目标马赫数5， 目标不机动， 设导引头截获距离60 km。 中制导时间151 s， 截获时刻载机目标距离121 km， 导弹与载机的距离63 km， 导弹采用GPS+惯导组合导航， 指向误差及截获概率见表2， 对于迎头攻击邻近空间高速目标， 瞬时视场角不低于±2.8°时截获概率能够满足需求。 据此， 提出初步的瞬时视场指标为≥±2.8°。

3 弹体直接力装置布局

3.1 直接力应用概况

直接力（反作用射流）的实现形式主要包括液体发动机、 固体脉冲发动机、 燃气发生器、 发动机尾端引流等， 其配置方法、 使用限制如表3所示。

3.2 直接力布局方案

经估算， 在40 km高度典型空空导弹飞行马赫数不小于6时， 导弹最大气动过载3.65， 自动驾驶仪时间常数约为1 s， 不能满足机动过载幅值和快速性指标要求。 因此， 必须使用直接力轨控+姿控方案， 如图5所示。 轨控装置配置于质心前（如图6所示）， 为4喷口、 “十”字布局， 主要作用是提供机动过载和提高响应快速性； 姿控装置配置于导弹尾端（如图7所示）， 为6喷口、 “十”字布局， 与轨控发动机同时工作共同为导弹提供法向机动过载， 并用于导弹姿态稳定和姿态控制， 能够抑制轨控推力对弹体俯仰和横滚的扰动。 喷口1， 4用于俯仰控制， 喷口2， 3， 5， 6既用于偏航控制， 也用于横滚控制。 其中： 喷口1产生正向俯仰力矩； 4产生负向俯仰力矩； 2， 3共同产生正向偏航力矩， 5， 6共同产生负向偏航力矩； 3， 6共同产生正向横滚力矩； 2， 5共同产生负向横滚力矩。 为节省能量， 对向安装的两喷口不能同时工作。 该方案的优点是姿控推力与轨控作用力方向相同， 姿控力臂较长， 有利于减小单个直接力装置的推力需求， 直接力装置的轨控和姿控配置较为方便， 有利于减小直接力喷流对弹体和舵面的影响。

3.3 直接力装置的使用

由于助推滑翔高超声速飞行器目标机动能力很强（海拔高度40 km、 最大机动幅值5g、 时间常数0.3 s）， 飞行空域大气极其稀薄， 拦截弹仅依靠气动力控制时最大机动过载很小， 难以与之对抗， 很有可能需要气动力/直接力复合控制较早启动， 并且中制导段和整个末制导段都需要开启直接力控制， 因此与较低空域（例如海拔高度30 km以下， 导弹高超声速飞行状态下只依靠纯气动力控制即具有较大的机动过载， 直接力装置只需要在弹道末端开启通过姿控提高过载响应快速性）相比， 直接力装置需要同时进行轨控和姿控， 并且要工作更长时间、 消耗更多的燃料或工质以提供足够大的机动过载， 达到足够小的弹体过载响应时间常数。

4 结 论

针对具有大机动能力的临近空间巡航段高超声速目标的精确拦截制导问题， 使用比例制导线性化自动寻的制导系统模型， 分析了拦截弹制导系统的主要技术指标要求。 通过分析制导点单个像素的跳动对制导精度的影响， 论证了对红外成像导引头的分辨率和帧频需求。 给出了一种姿控和轨控协同复合的直接力装置布局方案， 直接力裝置的轨控和姿控配置较为方便， 有利于减小直接力喷流对弹体和舵面的影响。

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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

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