制導(dǎo)火箭射擊精度探析范文

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《彈道學(xué)報(bào)》2015年第四期

摘要：

制導(dǎo)火箭末敏彈是火箭制導(dǎo)控制技術(shù)和末敏彈技術(shù)有機(jī)結(jié)合的新型彈藥，針對(duì)此前制導(dǎo)火箭與末敏子彈相結(jié)合的系統(tǒng)射擊精度研究不夠充分的問題，根據(jù)制導(dǎo)火箭末敏彈的工作流程和彈道特點(diǎn)，建立了各飛行段制導(dǎo)火箭和末敏子彈的彈道模型，通過分析各彈道段擾動(dòng)因素的影響，對(duì)誤差源進(jìn)行了分配，運(yùn)用Monte－Carlo法進(jìn)行了射擊精度仿真計(jì)算和分析。結(jié)果表明，制導(dǎo)火箭末敏彈系統(tǒng)射擊精度（CEP）不大于60m，與末敏子彈的掃描探測(cè)范圍匹配，滿足精確打擊小幅員目標(biāo)的要求。分析方法和仿真結(jié)果對(duì)完善制導(dǎo)火箭末敏彈指標(biāo)體系、優(yōu)化彈道方案以及作戰(zhàn)使用時(shí)計(jì)算用彈量等具有重要意義，也可作為同類裝備設(shè)計(jì)參考。

關(guān)鍵詞：

制導(dǎo)火箭末敏彈；制導(dǎo)火箭；末敏彈；射擊精度

制導(dǎo)火箭末敏彈集火箭制導(dǎo)控制技術(shù)和末敏子彈技術(shù)于一體，與常規(guī)末敏彈藥相比，由于采用了制導(dǎo)控制技術(shù)，火箭母彈可以較準(zhǔn)確地將末敏子彈投送到目標(biāo)區(qū)上方，這大幅度提高了子彈進(jìn)入目標(biāo)區(qū)的概率；與制導(dǎo)火箭其它類型戰(zhàn)斗部相比，末敏子彈可自動(dòng)識(shí)別并打擊其掃描范圍內(nèi)的裝甲目標(biāo)，因此，制導(dǎo)火箭末敏彈是可在遠(yuǎn)距離、大范圍內(nèi)高效毀傷敵裝甲目標(biāo)的新型彈藥。制導(dǎo)火箭末敏彈的彈道相對(duì)較為復(fù)雜，可劃分為母彈無控段、中制導(dǎo)段、末制導(dǎo)段和戰(zhàn)斗部開艙后末敏子彈的非穩(wěn)定飛行減速段、傘彈減速段、穩(wěn)態(tài)掃描和目標(biāo)探測(cè)識(shí)別攻擊段等。由于此前對(duì)制導(dǎo)火箭與末敏子彈相結(jié)合的系統(tǒng)射擊精度研究不夠充分，目前在制導(dǎo)火箭末敏彈指標(biāo)體系中，分別按制導(dǎo)火箭和末敏彈提法，提出了“母彈射擊精度”指標(biāo)和“進(jìn)入目標(biāo)區(qū)子彈的命中概率”指標(biāo)。為確定制導(dǎo)火箭末敏彈系統(tǒng)的射擊精度，進(jìn)一步完善指標(biāo)體系，對(duì)包含末敏子彈飛行彈道的系統(tǒng)射擊精度進(jìn)行分析研究是非常必要的。

1制導(dǎo)火箭末敏彈工作流程

以衛(wèi)星／地磁制導(dǎo)體制為例，制導(dǎo)火箭末敏彈發(fā)射后的工作流程：①火箭彈離軌；②無控飛行；③衛(wèi)星定位儀和地磁測(cè)姿組件工作；④彈載計(jì)算機(jī)根據(jù)衛(wèi)星定位儀和地磁測(cè)姿組件的測(cè)試信息，計(jì)算彈道偏差，按照制導(dǎo)控制策略，控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)動(dòng)作，修正火箭彈的飛行彈道；⑤到達(dá)目標(biāo)區(qū)上空預(yù)定開艙點(diǎn)時(shí)，拋射機(jī)構(gòu)作用，戰(zhàn)斗部開艙拋出末敏子彈；⑥末敏子彈被拋出后，以非穩(wěn)定狀態(tài)飛行減速（一級(jí)減速）；⑦之后，在減速傘作用下進(jìn)入調(diào)姿減速狀態(tài)；⑧激光雷達(dá)進(jìn)入工作狀態(tài)；⑨當(dāng)子彈距地面小于一定距離時(shí)，拋掉減速傘，釋放旋轉(zhuǎn)傘，旋轉(zhuǎn)傘帶動(dòng)子彈運(yùn)動(dòng)，進(jìn)入穩(wěn)態(tài)掃描狀態(tài)和識(shí)別起爆階段；○10判識(shí)到目標(biāo)，EFP戰(zhàn)斗部作用，攻擊毀傷目標(biāo)。

2射擊精度計(jì)算模型

2．1彈道劃分射擊精度是武器裝備的主要性能指標(biāo)之一。制導(dǎo)火箭末敏彈的射擊精度從大的方面可分為母彈飛行段精度（有明確指標(biāo)要求）和子彈飛行段精度。彈道模型包括母彈飛行段模型、開艙拋撒過程模型、末敏子彈非穩(wěn)定飛行（一級(jí)減速段）模型、末敏子彈傘彈減速段（二級(jí)減速段）模型、穩(wěn)態(tài)掃描段模型及EFP飛行模型等。不計(jì)EFP彈道，制導(dǎo)火箭末敏彈的彈道如圖1所示。圖中OP為母彈飛行段彈道，PQ為子彈非穩(wěn)定飛行減速段彈道，QW為子彈傘彈組合減速段彈道，WD為子彈穩(wěn)態(tài)掃描段彈道。

2．2母彈彈道模型以衛(wèi)星／地磁＋電動(dòng)比例舵機(jī)方案為例，制導(dǎo)控制系統(tǒng)原理框圖如圖2所示。圖中λ0，φ0，H0分別為目標(biāo)經(jīng)度、緯度、高度坐標(biāo)；λ，φ，H分別為制導(dǎo)火箭經(jīng)度、緯度、高度坐標(biāo)，vx，vy，vz分別為制導(dǎo)火箭在北天東坐標(biāo)系下的北向、天向、東向速度；Δθ，Δh，Δψ分別為速度傾角誤差、高度誤差、速度偏角誤差；γ，ωx分別為彈體滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速度。在此基礎(chǔ)上，建立六自由度剛體彈道模型，見參考文獻(xiàn)［1］。

2．3末敏子彈彈道模型母彈飛行至目標(biāo)區(qū)上空達(dá)到預(yù)定的開艙條件時(shí)，拋射機(jī)構(gòu)作用，戰(zhàn)斗部開艙沿軸向拋出2枚末敏子彈，將開艙點(diǎn)的彈道參數(shù)作為末敏子彈彈道的初始條件。取母彈的彈道傾角與子彈的初始彈道傾角相同，母彈的飛行速度與拋射速度之和為子彈的初始速度。

2．3．1子彈非穩(wěn)定飛行減速段由于制導(dǎo)火箭末敏彈開艙拋射子彈時(shí)速度較高，采取了子彈串非穩(wěn)定飛行的減速方案（一級(jí)減速），該段彈道按質(zhì)點(diǎn)彈道處理。

2．3．2傘－彈減速段減速傘釋放后，減速傘與末敏子彈構(gòu)成傘－彈系統(tǒng)，傘－彈系統(tǒng)下降到離地面一定高度時(shí)，拋掉減速傘并釋放旋轉(zhuǎn)傘。

2．3．3穩(wěn)態(tài)掃描段末敏子彈減速段結(jié)束時(shí)，已基本按照平衡速度呈垂直下降狀態(tài)，在無風(fēng)情況下，穩(wěn)態(tài)掃描時(shí)掃描螺旋線中心坐標(biāo)即為減速段結(jié)束點(diǎn)末敏子彈的（xW，zW）坐標(biāo)。若有常值風(fēng)時(shí)，傘－彈系統(tǒng)會(huì)隨風(fēng)平移。

3影響射擊精度的誤差源分析

母彈飛行的誤差源可分為制導(dǎo)誤差和非制導(dǎo)誤差。非制導(dǎo)誤差主要包括測(cè)地誤差、起始擾動(dòng)誤差、彈體參數(shù)誤差、氣動(dòng)參數(shù)誤差、氣象參數(shù)誤差等；制導(dǎo)誤差主要有測(cè)量誤差和導(dǎo)引誤差等［3］。分析部件當(dāng)前的水平并結(jié)合試驗(yàn)測(cè)試情況，確定仿真分析所用的主要誤差源及其標(biāo)準(zhǔn)偏差見表1。末敏子彈彈道誤差主要有減速傘釋放延期誤差、各彈道段的阻力特征量誤差、氣象測(cè)量誤差等。影響末敏子彈落點(diǎn)精度的主要誤差源及其標(biāo)準(zhǔn)偏差見表2。

4射擊精度仿真結(jié)果

按照表1、表2給出的誤差源分配結(jié)果，采用Monte－Carlo法，分別對(duì)制導(dǎo)火箭母彈、末敏子彈和全彈道射擊精度進(jìn)行數(shù)學(xué)仿真模擬打靶。根據(jù)末敏子彈進(jìn)入穩(wěn)態(tài)掃描后，即可對(duì)目標(biāo)進(jìn)行探測(cè)與識(shí)別，一旦探測(cè)、識(shí)別到目標(biāo)，即觸發(fā)EFP戰(zhàn)斗部對(duì)其進(jìn)行攻擊的特點(diǎn)［4］，在分析計(jì)算射擊精度時(shí)將穩(wěn)態(tài)掃描狀態(tài)延伸至子彈落地為止。0海拔和1500m海拔地區(qū)、大小射程條件下的仿真計(jì)算結(jié)果見表3。表中h為海拔高度，ΔXP為開艙點(diǎn)縱向偏差，ΔZP為開艙點(diǎn)橫向偏差，ΔXzd為子彈縱向偏差，ΔZzd為子彈橫向偏差，ΔX為全彈道縱向偏差，ΔZ為全彈道橫向偏差，eCEP，P為開艙點(diǎn)圓概率誤差，eCEP為全彈道圓概率誤差。

由仿真計(jì)算結(jié)果可得出如下結(jié)論：①相對(duì)于無控火箭1％射程的落點(diǎn)散布水平，由于采用了制導(dǎo)控制技術(shù)，制導(dǎo)火箭母彈的射擊精度提高到了50m以內(nèi)，達(dá)到了可精確打擊小幅員目標(biāo)的水平；②末敏子彈飛行彈道雖然很短，但由于其處于無控狀態(tài)，飛行散布和誤差可能大于母彈，應(yīng)是總體彈道方案設(shè)計(jì)和戰(zhàn)斗部開艙點(diǎn)設(shè)計(jì)時(shí)必須考慮的主要因素之一；③分析研究結(jié)果表明，制導(dǎo)火箭末敏彈系統(tǒng)圓概率誤差不大于60m，與末敏子彈的掃描探測(cè)范圍匹配，可有效保證火箭末敏彈的作戰(zhàn)效能。5結(jié)束語通過建立包括制導(dǎo)火箭母彈和無控末敏子彈的制導(dǎo)火箭末敏彈全彈道模型，并分析各彈道段的彈道特性及誤差源，對(duì)母彈、子彈和全彈道射擊精度進(jìn)行了仿真分析，分析結(jié)果為確定火箭末敏彈系統(tǒng)射擊精度、完善指標(biāo)體系以及彈道方案優(yōu)化和作戰(zhàn)使用時(shí)計(jì)算用彈量等提供了理論依據(jù)，也可作為同類裝備設(shè)計(jì)的參考。

參考文獻(xiàn)

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［4］王國(guó)平，芮筱亭，張馳，等．遠(yuǎn)程火箭末敏彈彈道特性仿真［J］．彈道學(xué)報(bào)，2011，23（4）：1－4．WANGGuo－ping，RUIXiao－ting，ZHANGChi，etal．Simula－tionofballisticcharacteristicsoflong－range－rockettarget－sen－sitivity－projectile［J］．JournalofBallistics，2011，23（4）：1－4．（inChinese）

作者：翟英存 陳德明 單位：中國(guó)兵器工業(yè)第203研究所