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直接 侧向 技术 应用 研究
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西北工业大学 硕士学位论文 直接侧向力技术的应用研究 姓名:郝波 申请学位级别:硕士 专业:飞行器设计 指导教师:谷良贤 20040101 阿北T、【k大学倾卜论文 摘壁 摘 要 本文主要研究了直接侧向力技术在大气层外动能拦截器和大气层内防空导 弹中的应用。研究的内容及成果主要表现在以下几个方而: ( )直接侧向力在大气层外动能拦截器中的应用 首先确定了动能拦截器的总体方案。分别建立目标运动和动能拦截器运动的 数学模型,以及轨控和姿控发动机的推力模型。根据导引律的实现方法和导引头 的工作要求,设计了轨控和姿控发动机的控制规律。在此基础上对动能拦截器的 拦截过程进行仿真,验证了动能拦截器对弹道导弹的直接命中能力。 (二)直接侧向力在大气层内防空导弹中的应用 I、针对防空导弹末端飞行失控问题,提出了建立末端直接侧向力控制的新 思路。对直接侧向力最佳作用位嚣、最佳作用方式、最佳应用范围进行了分析。 同时对防空导弹直接侧向力应用范例——美国的ERINT-t导弹侧向力特性进行 了分析比较。 2、从半主动导引头副瓣波束影响、导引头最大跟踪角速度限制以及导弹响 应延迟特性三个方面,分析了造成防空导弹末端失控的主要原因。并利用导引头 失效Ij{『的状态建立了末端控制信号。 3、根据大量参考文献和试验数据,分析了侧向喷流的干扰特性,并给山不 同状况下干扰因子K。的变化曲线,在上述工作的基础上,建立了带有姿控侧向 力装置的防空导弹模型和弹道计算模型。 4、论文最后根据前面建立的数学模型,对防空导弹垂直转弯段、比例导引 段以及末端宜街;力控制段进行了仿真计算,结果表明进行末端直接侧向力控制可 以有效减小拦截目标时的脱靶量,提高命中精度。 关键词 直接侧向力,动能拦截器,防空导弹,干扰因予,末端控制,仿真 Northwestern Polytechnicn[University Thesis Abstract The main works ofthis thesis are research ofthe direct lateral force’S app]ication, 011 the exoatmosphere kinetic-kill vehicle and on the inner.atmosphere airdefence missile.The main works and achievements are described: (1)The application of direct lateral force on the exoatmosphere kinetic.kill vehicle. At first,the collectivity project of the exoatmosphere kinetic.kill vehicle is specified,the motive model of the exoatmosphere kinetic—kill vehicle and target are constructed,and the thrust performance of trajectory—control engine and attitude—control engine are presented.According to the method of implementing the guidance law and the need of seeker,the control laws of trajectory and attitude control arc designed.The terminal guidance procedure is simulated,and the results validated the capability of the exoatmosphere kinetic·kill vehicle to hit the target directly. (2)The application of direct lateral force on the inner-atmosphere airdefence missile. a.Ainaed to solve problem of airdefence missile end controllnvalidation.a new idea of building direct lateral force control in terminal trajectory is presented,and the optimal action position,mode and range are analyzed.At the same time,the example ofapplying the direct lateral force--ERINT-1(America)--is analyzed and compared. b.From analyzing the side lobe,the angular velocity of sight line of autoloading seeker,and the response delay of missile,the main reasons of airdefence missile end control invalidation are made sure.According to the state of seeker before it work failed,the signal ofend controlling is built. C.Based on a lot of referenced documents and tunnel experiment data,the phenomenon of lateral jet interception are analyzed,and the diagrams of the interaction factor‘Kcn’is presented.Following,the airdefence Missile model,trajectory model including attitude—control direct lateral force are constructed. d.In the end of this thesis,on the basis of the mathematical model,three segments of trajectory:the vertical rum,the PN guidance and the direct lateral force control in terminal trajectory are simulated.The results show“that with the direct lateral force control reduces in terminal trajectory,the miss-distance is reduced and the precision is improved. Keywords: Direct Lateral Force.Exoatmosphere Kinetic—Kill Vehicle(EKV). Antiaircraft Missile,Interaction Factor,End Control,Simulation Il 阳:li:T业人学顺n论文 第一章绪论 1.1.1研究背景 第一章绪论 §1.1背景与应用 提高制导控制精度~直是防空导弹研究人员所追求的目标。从20世纪40年 代中期到80年代来期,通过提高探测跟踪设备对目标和导弹相对位黄的测量精 度,改善导引方法和导引规律,防空导弹的制导精度己大幅度提高,从最大脱靶 量儿十米(如SAM.2为60m),提高到十几米.从而使同样射程的防空导弹发射 重量不断降低,杀伤效能不断提高。进入20世纪90年代或者说从海湾战争以后, 山于空袭目标实旌防区外攻击以及巡航导弹和战术弹道导弹的大量使用,现役防 墨{导弹已明鼎不适应这样的作战环境,急需进一步提高制导控制精度,客观上要 求防空导弹的最大脱靶量降至几米,甚至要求防空导弹与目标直接碰撞。这就藉 要丌辟新的技术途径,于是人们把注意力集中到制导控制的动态品质上.把提高 导弹可用过载、降低过载昀应对删作为提高制导控制精度的技术途径,也意味着, 提高制导控制精度的技术重点已从制导转向控制【1I。 1.1.2应用领域 在现代战争中,空袭目标多具有体积小、速度高、机动能力强的特点,要求 防空系统必须提高精度、增大射程和速度。为了提高制导控制精度,最直接有效 的办法是在拦截过程未段增加直接侧向力控制系统。日丽具有反导能力的防空导 弹.大多采用了直接侧向力控制技术,根据作战空域的不同,直接侧向力技术在 大气层外的动能拦截器上的应用和大气层内防空导弹上的应用呈现出不同特点。 1.1.2.1直接侧向力技术在大气层外动能拦截器中的应用 目前,能够在大气层外拦截并摧毁来袭洲际弹道导弹弹头的动能武器典型代 表是美国的地基拦截弹(GBI),它是美国国家导弹防御系统的重要组成部分。 浚拦截弹的术级动能弹头称为大气层外动能拦截器(EKV:Exoatmosphere Kinetic.Kill Vehicle),外形如图1.1所示,是~种超级精确而f=L轻小的制导导弹。 与一般的拦截导弹相比,其最大特点是不带战斗部和引信触发装置,不靠战斗部 引爆后产生的破片或链条米杀伤目标,而是利用与目标高速接近并直接碰撞产生 两北T业人学顺卜论文 第一_母绪论 n勺巨大动能来摧毁目标。它采用高精度的制导和控制技术,由三色光学导引头(原 休斯公司研制的“三反射镜消像散望远镜红外导引头”)实现对目标的精确探测, 利朋姿控、轨控发动机系统提供直接侧向力进行快速变轨和姿态调整(2jo由于直 接侧向力控制的快速响应能力,使得拦截器具有相当高的制导精度。 图1—1大气层外动能拦截器外形削 动能拦截器的出现,改变了拦截导弹传统的设计思路,并带来许多积极影响。 动能拦截器作为拦截导弹的末级,不带战斗部,质量轻,尺寸小,使得拦截弹的 有效载荷大为减轻。对于发射质量、尺寸相同的拦截弹,轻小型的朱级动能拦截 器速度更大,拦截距离更远,拦截高度更高,极大地提高了拦截能力。同时,动 能拦截器作为高科技的产物,集成了新材料技术、微电子等高新技术成果,在向 轻小型化、智能化、通用化的方向发展中,将有力推动相关高新技术的迸一步发 展。 典型的动能拦截器至少要包括以下5个关键部分:①精确捕获日标特征信息 的导引头:②处理导引头信息的高速信号处理机;③确定拦截器自身速度和姿态 的“惯性测量装胃”;④用于拦截器制导计算和飞行路线修正计算的高速数据处 理机;⑤使拦截器快速机动的轨控和姿控系统。其中,轨控和姿控系统是拦截器 凇确飞向目标的动力,按照数据处理机的指令,通过轨控和姿控系统控制拦截器 的飞行,保证拦截器最后与目标实现直接碰撞。 就幽外已经研制和试验的大多数拦截器来看,轨控系统通常Ib 4个快速响应 的小型火箭发动机组成,成十字形配置在拦截器的质心位置,这4个小发动机依 封i数字处理机的指令点火,使拦截器能够进行上下和左右的机动。姿控系统通常 Lh 6个或者8个更小的快速u阳应火箭发动机组成,这些小发动机也要根据数据处 理机的指令点火,用以调整拦截器的俯仰、偏航和滚动运动,并保持拦截器的姿 态稳定。采用这种轨控与姿控系统的拦截器称为三轴稳定拦截器。少数拦截器, 如荧国空军为机载卫星拦截弹所研制的“小型寻的拦截器”(MHV:Mini—homing Vehicle),只有山几十个甚至上百个小型固体火箭组成的姿态控制系统,而没有 轨控发动机系统,拦截器自身通过自旋稳定,这样的拦截器称为单轴稳定拦截器 或自旋稳定拦截器。 d|于动能拦截器的轨控和姿控发动机推力都是非线性的.J阚此其控制器的设 啊:lL丁业人学坝I论文 籀一学缔论 计是一个技术难点。 I.1.2.2直接侧向力技术在大气层内常规防空导弹中的应用 长期以来,防空导弹是靠空气舵实施对导弹的控制。空‘i舵酋先接收控制信 号,形成要求的舵偏,从而产生需要的操纵力,然后导弹在操纵力作用下产生操 纵力矩。弹翼和弹身获得攻角,从而得到法向控制力,获得机动飞行的过载。如 果导弹匕行在30km高度以下,通过增大翼面和攻角,一般能够获得需用的过载。 但是,从指令输出到产生63%的需用过载这一过程需要相当长的时问(即过载响 应时问),在低空般需要0.3s左右,在高空(高度25km~30km)需要0 7s~0.8s。 由于这~时问延迟,再精确的测量设备和再大的可用过载也不能保证获得精确制 导控制的结采,更彳;可能直接命中目标。 在采用比例导引方式的寻的制导防空导弹中,当弹目之问距离很近时(相对 距离200~:300m),视线角速度会变得很大,导致剖导控制回路断玎,造成脱靴 量的增加。对此,往往采用增大战斗部威力半径的方式加以弥补,但要从根本上 解决问题,需要征导弹飞行术端制导控制失效时,采取有效的控制方式以减小甚 至消除脱靶量(称为末端控制)。对于精确制导控制武器而言,末端控制是实现 其精确性的关键之。因为在这个阶段,受弹体响应时间和提供帆动过载能力的 限制,寻的制导在末端时视线角速度趋于发散,使系统处于失控状态,难以:有效 地拦截机动日标。 采用直接侧向力技术,可以有效地提高可用过载,减小过载响应时fnJ,改善 防空导弹术端控制。对用于拦截30kin以下空中曰标的防空导弹,可以只采用直 接侧向力姿控力式,即在导弹头部或尾部安装侧向喷射的微型发动机,使导弹产 生攻角,通过空气动力产生升力形成过载:也可以在质心附近安装侧向喷射的微 型发动机,使导弹产生横向机动力,控制导弹飞行。采用直接力控制后,防空导 弹的过载响应时间比空气舵控制减小很多。如图1.2所示。 (a)气动舵控制 u。一指令.4,一舵偏,匕一舵升力 ‘ j : c t/s“.02' ● 0.15—0.3 ' (b)商接侧|fiJ力姿控 口一攻角,Y一导弹升力,H。一导弹过载 图1.2防空导弹过载响廊时间 通过以上分析可以看出,实施直接力控制是实现精确制导控制的关键,这~ 技术也必将推广应用于其他类型的导弹中,成为未来高精度制导控制导弹的标志 性技术。 帆批r业人学哪!L论文 鞯。章绢呛 §1.2 国内外发展现状 目前,国外已经成功地将直接侧向力控制技术应用1丁二防空导弹中。按照侧ljJ 力作用方式的不同,这里将直接侧向力技术在常规防宅导弹中的应用范例分为以 下两种情况: 1.姿控方式 在该方式中,直接侧向力通过其执行机构产生相对于导弹质一C.,fCj操纵力矩, 进|fij对导弹的姿态运动进行操控。该情况下,一般将直接侧向力作用点置于导弹 的质心之前,起类似于鸭式舵的作用。 典型的防空导弹如美国的ERINT-l导弹,姿态控制系统由弹体前部安装的 1 80个微小型固体脉冲发动机组成。当导弹在滚转飞行中,这些姿控发动机根掘 制导指令依次点火工作,修正弹体姿态,确保导弹灵活机动、自主寻的、直接命 中摧毁目标。 美国的超高速导弹(HVM:HyperVelocity missile),在控制舱内装有制导装置 并¨指令处理装置。指令处理装置包括有若干个装在导弹前部的小型脉冲式固体火 箭发动机,它的小喷管都镶嵌在弹体表面之下,与弹体表面平齐。根据制导装鼍 发出的指令点燃处于适当位置的小发动机,来修正飞行弹道。 2.轨控方式 在该方式中,直接侧向力的作用点位于导弹的质心处,为导弹直接提供横向 机动力。 ’ 法国的“阿斯特”(Aster.I,Aster-II)导弹具有509的机动能力,为此采用 了两种控制方式:一是传统的气动力控制方法(PAF:PuissanceAuFrein),采用 4个长伸缩翼和4个控制尾舵;二是在控制末端使用侧向喷流力控制系统(PIF: Pilotage Inertial ell Force),该系统采用一个燃气发生器,燃气通过位于靠近弹体 质心的4个弹翼的侧向喷嘴喷出,辅助控制。这种PIF/PAF控制系统能对高达 1 59的机动目标作出快速反应,保证导弹进入杀伤范围。 俄罗斯S-400防御系统中的1I型导弹(9M96E2),采用了直接侧向力微型发 动机轨控系统,共有24个均靠的微型发动机,部署在导弹质心};f’f近,每个发动 机工作25ms,产生控制导弹横向运动的侧向力pJ。其作用是消除在末制导段与 |:=|标遭遇前由目标突然机动所产生的制导误差,这时寻的制导指令会点燃相应坐 标的4-6个微型发动机,快速产生机动力,保证脱靶量减至很小。 直接侧向力技术的研究在国内起步较晚,但却发展迅速。臼前,一些相关单 位和院校在微小型发动机研制、侧向喷流干扰试验、气动力与直接侧向力复合控 制机理研究等方面已取得了一些阶段性成果。 4 两北工业大学颁Ij论文 第一啦绪论 §1.3本文所作的工作 本文主要研究区接侧向力技术的应用,分为大气层外动能拦截器和大气层内 常规防空导弹两个方面。 (一)直接侧向力技术在大气层外动能拦截器中的应用 首先,对大气层外动能拦截器在术制导段的直接侧向力控制进行了分析研 究。建立了目标运动和动能拦截器运动的数学模型,以及轨控和姿控发动机的脉 冲推力模型。根据导引律的实现方法和导引头的:[作要求,设计了轨控和姿控发 动机的控制规律。通过末制导段的弹道仿真,验证了动能拦截器能够直接命中弹 道导弹的结论。 (二)直接侧向力技术在大气层内常规防空导弹中的应J}{j 这~部分是本文的研究重点,主要进行以下工作: l、提出了建立末端直接侧向力控制,以完善防空导弹术端控制体制、提高 命中精度的新思路。分析讨论了大气层内直接侧向力的壤佳作用位置、最佳作用 方式和最佳应用范围。对防空导弹在末制导段采用直接侧向力控制的应用范例一 一美国的ERINT-1导弹侧向力特性进行了计算分析。 2、从半主动导引头工作特性、比例导引本质特点及弹体控制特性三个方硒, 分机了导致导引头“末端”丢失目标造成较大脱靶量的原因。利用导引头失效6a 的状态建立了末端控制信号。对与直接侧向力控制密切相关的制导控制系统设计 思路,ruinl0向力作用允许角误差进行了综合分析。 3、结合嘲内外相关文献、资料及试验数据,对侧向喷流产生的气动干扰现 象进行研究。分析了近区干扰、攻角、马赫数、喷流力、喷1 1直径、喷口朝向等 吲素对干扰因子K。。的影响,并给出了不同状态下k。的变化曲线。在此基础上 建立了带有姿控侧向力装置的防空导弹模型,以及弹道计算模型。 4、论文最后对防空导弹垂直转弯段、比例导引飞行段以及米端直接力控制 段进行了仿真计算。计算结果表明以导引头视线角速度的限制作为原有控制系统 的断开条件,视线角加速度的大小和极性确定姿控侧向力的大小和方向,进行术 端直接力控制可以有效减小拦截目标的脱靶量。 两北下、№人学坝I‘论文 第二章人气层外动能拦诫器电接侧向力挖制分析 筇二二章直接侧向力在大气层外动能拦截器中的应用 直接侧向力技术的一个重要应用领域就是对大气层外动能拦截器即EKV (Exoatmosphere Kinetic-Kill Vehicle)的控制。考虑到在人气层外或是在高空稀 薄火气屡飞行的导弹,没有气动力可以借助,要满足轨道机动和弹体姿态稳定的 要求,必须引入直接侧向力姿轨控技术。 §2.1 大气层外动能拦截器 典型的大气层外动能拦截弹如地基拦截弹(GBI)和THAAD动能拦截弹, 足美国导弹防御系统的重要组成部分15J。其中GBI是一种只能在大气层外(100km 以上的高度)拦截并摧毁来袭洲际弹道导弹弹头的动能武器,I“三绂固体火箭和 作为动能弹头的EKV等组成。助推火箭把EKV发射到空I'uj预定的空域,并使之 达到预定的速度(3-4kin/s),随后EKV分离出来,山三色光学导引头实现对目 标的探测与跟踪,利用姿轨控发动机系统提供直接侧向力实现快速变轨和姿态调 掺,借助高速飞行的巨大动能。以直接碰撞的方式拦截并摧毁来袭导弹的弹头。 2.1.1动能拦截器方案 目丽国内外动能拦截器的设计方案按照拦截器稳定原理r日。分为两种:一科r是 单通道旋转控制稳定的拦截器(简称单轴稳定);另一种是由捷联惯导组合进行 三轴稳定的拦截器。单轴稳定拦截器方案的优点是单通道旋转控制,结构简单, 重量轻,修正快速性好,任意方向轨道修正能力楣同,但是涉及到冲量发动机及 激光陀螺的研制问题,目前这两种设备在国内尚处于原理性研制阶段;三轴稳定 拦截器方案控制比较复杂,但其突出优点是中未制导系统合一,系统结构比较合 理,轨道及姿控技术比较成熟,技术方案比较容易实现。本文选择三轴稳定方案, 列EKV采用三通道独立控制。 从制导方式来看,拦截器的作战过程分为四个阶段:程序飞行段,载机或助 挑器按照地面作战指挥中心排定的作战程序及装订的目标参数,山飞机的导航系 统将导弹在预定的时间送到预定的空间位置,以规定的姿态发刺出去;主动段, 即初制导!段,采用自适应导引方法(或称瞬时预测命中点导引法),通过不断修 l阿m测命中点控制导弹的飞行,在助推段采用空气动力舵控制,续航段采用肼发 动机控制;被动段,三轴稳定拦截器同导弹分离后91:始中制导飞行,由捷联惯导 系统通过轨控和姿控发动机对导弹的位置及姿态进行控制,直到捕获目标:未制 两北丁业大学坝I.沦文 第二章人气层外动能拦截糌卣接侧向力摔制‘,忻 导段,采用比例导引法.通过对拦截器的质心修n!使它的速度矢量指向命中点。 综台整个作战过程,术制导段时间很短,多小于10秒,因此可以略去地球自转 的影响,而取地面坐标系为惯性坐标系,同时假设姿控推力对EKV质心运动的 影响可以忽略不计。EKV的外形尺寸如图2-l所示,弹体及发动机参数见表2.1。 图2-i EKV外形尺寸 表2.1 EKV弹体及发动机参数 I 质量(垤) 质心(mm) 转动惯龄(kg·m 2) 898,4 ,=1.2996EKV 55 (以弹头为起点) J,=.,:=7.0057 姿轨控发动机系统 姿控发动机 轨控发动机 总冲(kg·s) 4×4 300×4 质量(堙) 4X0 25 4x1 稳态推力(堙) O.5 IOO 比冲(J) 16 300 虽小冲量(kg·J) I×10‘3 0.1±5% 最小脓冲时问(ms) 5 12 2.1.2目标运动数学模型 目标的运动,主要有两类情况:一类是目标(弹道导弹)仅受地球引力作用, 沿着预定弹道飞行;另一类是目标具有逃避敌方拦截的机动能力,可沿飞行弹通 的法向作常值机动。目标运动方程如式(2.1)所示。 百dV,=-g sinO,+‰。 ¨鲁=-gcosO,佩g 坼osq警巩m (2.1) 鲁=细s岫s¨ 警=啊棚, 鲁一细s19,siny, ¨北_r、1k凡学彤!l论业 第二章人4 0辰讣动能拦械秣直接侧向力拄制分析 式(2一1)中,g和n分别表示重力加速度和目标枧动过载在目标弹道坐标 系上的分角。p‘标t表示目标,下标2表示弹道坐标系。“=O代表第一类目 标运动,“≠0代表第二类目标运动 2.1.3侧向发动机排布及工作方式 导弹在大气层外飞行时,没有可以借助的气动力,要完成飞行弹道术段【jf_f轨 道控制和姿念稳定,须借助于轻小型化的姿轨控发动机系统,以提供侧向控制力。 2.1.3.1轨控发动机 为了控制动能拦截器的质心运动,在拦截器沿质心四剧相互垂直的两个力 I玑各安装一组法向推力发动机,每组含两个喷气方向相反的轨控发动机。轨控 发动机根粥指令以脉冲方式工作,横向和纵向作用相互独立。轨控发动机的安装 示意图如图2-2所示。 蹦2-2轨拦发动机安装示意幽 轨控发动机的工作方式有三种,即在一个采样周期内连续脉冲工作方式,间 隔脉冲工作方式和单脉冲工作方式。发动机的上升时间和下降时问均为r,稳态 1‘作时间为f。,最大推力为f。。,最小冲量为推力上升到最大推力的50%时关机 所形成的冲量。实现直接力控制,需要轨控发动机输出推力F.=ma。r=ma., 其t中m为导弹在当前时刻的质量。设在某个采样蠲期丁内根据导引律求得的菜… 轨控发动机的推力为F,在这个采样周期内F是一个常值。又设弹上计算机的 计算延时可以忽略不计。下面就轨控发动机三种工作方式进行讨论。 l、连续脉冲工作方式 在末制导初始阶段,如果初始弹道参数不理想,某…段l|寸间内视线角速率就 较大,导引律的输出会达到甚至超过导弹的最大过载。在这种情况下,发动机处 于连续脉硐1=r作方式,即发动机连续脉冲工作若干个采样周期寅剑导引律的输出 阳北丁业人学砸卜论史 第一二毒人气层外功能拦截器衄接侧向山挖$1157析 小于拦截弹的最人过载为止。 山图2-3可见,发动机在某个采样周期内,一个梯形脉冲连续工作。根据冲 譬等效原则,呵解得在该方式工作下的最大等效控制力: FT=(瓦。f+F’腑。fo)H (2.2) 闰2-3发动机连续脉冲].作方式 2、间隔脉冲工作方式 随着所需控制幅度的减小,发动机转入阃隔脉冲工作方式,如图2-4所示, 在一个N寸fnl长度为71的采样N期V.J,通过控制发动机的梯形脉冲工作次数,可以 获得与控制量F相同(或接近)的控制效果。解算公式与式(2—2)同。 幽2-4发动机问隔脉冲21:作方式 3、单脉冲工作方式 当所需控制幅度进一步减小,即对弹道作较小量纠偏时,发动机转入单脉冲 ]_:作方式,如阁2.5所示。在单脉冲工作方式下,发动机推力l二升斜率仍然为 F。、/f,下降斜率仍然为一L。。/f。根据冲量等效原则,可解得浚方式工作下的 最小等效控制力: FT=F。。。r+R。。fo (2-3) 幽2-5发动机单脉冲_[作方式 两北弘Ik人学劬ii)1:论立 第二章人气层外动能拦截措削壹侧向力拄制分析 2.1.3.2姿控发动机 动能拦截器姿控发动机的功能包括:控制导弹与拦截器分离引起的干扰力 矩:控制拦截器姿态,保证在导引头作用范围内捕获日标:克服轨控发动机=_f作 uJ引起的各种干扰:保持拦截器定向稳定。姿控发动机安装在拦截器尾部,采用 洛兜维尔式稚局【l”,如图2-6所示。该布局方式通过4个发动机的组合工作实 现对三个通道的稳定,即:(1+2)或(3+4)控制俯仰:(1+4)或(2+3)控制偏 航;(2+4)或(1+3)控制滚动。姿态控制力矩的火小取决于发动机推力的大小 以及发动机安装位簧到导弹质心的距离。如果三个通道同时具有扰动角速度存 在,则由控制系统的逻辑规则决定优先控制次序。 l 4 2 3 倒2-6姿控发动机排布示意凹 姿控发动机也采用固定脉冲工作,具有非线性工作特征,同样可以处于三种 1作方式之下,即连续脉冲工作方式,间隔脉冲工作方式和单脉冲工作方式。发 动机的上升时问和下降时间均为f,最大推力为只。。。设在某个采样周期内根据 姿态控制律求得的某一姿控发动机的推力为F,在这个采样周期内F是一个常 值。又设弹_I:计算机的计算延时可以忽略不计。则可以利用上节介绍发动机的工 作方式实现推力的有限调节。 姿控发动机工作时,在弹体坐标系内的力矩分量为: \M。=F.r {M,=F·t (2—4) IM:;F·L, 式(2-4)中,£,表示姿控发动机作用点到动能拦截器质心距离,,表示姿 控发动机轴线与动能拦截器纵轴距离。 2.1.4动能拦截器末制导段六自由度数学模型 (1)动能拦截器质心运动的动力学方程 ¨北_r、世人学顺}1论殳 第二章人+L层外功能拦槭器阿接侧向山摔制分析 在大气层外,投有气动力的作用,动能拦截器处于被动飞1z-J收)I,没有轴向推 力,因此动能拦截器的质心运动只受到重力G=mg和分布在弹体坐标系卜的轨 控推力气,、%的作用。 弹道坐标系Ox:Y:z。向弹体坐标系Ox,Y,毛的转换矩阵为: A= B= co姚co妒 sinacosF。+cosasinflsinT、. sinasinT。一co锨sin∥co吼 ——sinacos,8 COS/TCOSTv——sinctsinflsiny,,cosasinT。+sinasinflcosy。 sinfl —cosflsl‘nyv cosflcos7。 因为矩阵A是fF定矩阵,所以有弹体坐标系向弹道坐标系的转换矩阵 B=A 7 COSO'COS//9 一sintzcos,B sin B sina cos7。+cosasinflsin?“。cos。t'cosy,一sinvesin,Ssiny、,一cos,6'sin7。 sin c¥sin7。一cosasin,Bcos7,cosasin7。+sinasin,8cos7,cosflcosy, 利用转换矩阵B,将轨控推力投影到弹道坐标系中,可得弹道坐标系下的动 能拦截器质心动力学方程: 删警=一啪na cosfl+删nfl-mgs啪 m矿警=%(c。s口c。s,。“n心n倒n¨一唯c。s心n7,,-mgcos臼(2_5) 一埘‰s曰!》=%(COSOt SinT,+sinasinflc唧v)十%c。s∥c。sy, (2)动能拦截器质心运动的运动学方程 妄砒础cos帆 坐:V sin0 (2.6) dt 、… idz=-V cos臼sin缈, (3)动能拦截器绕质心转动的动力学方程 ,,等w:叫)gO=COy:∑M, ^等w。_)甜x02 z=∑M, (2_7) I,。等州,_慨珊:=∑M: isti IL_r、世人学坝I论义 第二章人气朕外动能拦械*|{随接侧向J,i控制分析 (4)动能拦截器绕质心转动的运动学方程 d,9 瓦5“y sm v垤:COS7 孚=(0)3 cos,-(2)z sinr)/c。st9 (2_8) id7-co-tgS(my cos)“-ca:siny) (5)各角度间的转换关系 J COS口=【cos口COS0cos(少一妒,)+sin,gsine]/COS卢 {sin∥=cosO[cosy sin(v/一∥。)+sin,gsinycos(y一∥,,)】一sinOcos8 sin,(2-9) ICOSy。=【COSycos(p一∥,)一sin8sin,sin(∥~P。)】/COS卢 (6) 动能拦截器质量变化方程[91 设聊代表动能拦截器的质量,,w(1。)代表第i个轨控(第,个姿控)发 动机的比冲(单位:S,表示每单位重量推进剂的总冲),F(F.)代表第i个轨 控(第,个姿控)发动机输出的推力,“(v)代表拦截器上安装的轨控(姿控) 发动机的个数。 —d万m—一广一窆J巴}/(g%)一窆k J/(如) (2-10)”‘ I=l 3=1 (7)拦截弹弓目标间的相对运动方程 设,为拦截弹与日标的相对距离,Es表示弹日视线俯仰角。∥。表示弹目视线 偏航角,下相i m表示拦截弹,下标t表示目标。 _dr=~L,(cos0。COSC,cos(y。,~∥,)+sina。sine,) +K(cosa,COSE。cos(y,一∥、)+sinO,sin£、) r鲁=k(cosl9一ins cos(∥。一展)_sin占n,COSo。) (2-11) 一¨(COS0t sinE。cos(v。一∥,)一sin0,COS6',) rCOS£,!雩l:巧c。sp si。(∥,一凤)一%。。。民si。(妒。一∥。) (8)术段飞行比例导引律 选用比例导引律,导航比Ⅳ通常取3~6为佳。 按照2.2.2节.以动能拦截器俯仰角19跟踪弹曰视线倾角s。、偏航角妒跟踪 弹目视线偏角只作为姿控规律设计原则,那么弹体坐标系艇。Y。z.与视线坐标系 OX。Y。z。重合,于是,末段飞行比例导引律的表达式可写为式(2-12)。 两北T’业大学坝Ij论义 第二章火‘t层外动能拦截器直接f!114向力棒制分析 ‰一Ng…dr d鼻d.t—g I讲l—N『咖I嘏 “m—g吲学 1剐1讲 §2.2直接侧向力轨控和姿控 2.2.1轨控规律及其实现 (2。12) 比例导引制导控制的实质是通过控制导弹的机动过载玑,n,,来使视线角速 度£。,∥。趋向子零限∞mJ。在末制导过程中,当拦截器与目标充分接近时,导引头 进入盲区,这时侧向发动机停控。只要在停控时刻,视线角速度充分接近于零, 拦截器就可以精确命中目标。因此在实际的导弓i律方案中,可取轨控发动机产生 的加速度有限接近指令加速度,具体可以选取一组玎关门限n。n.,同时由具体 采样周期确定~个周期内的最大脉冲次数仃。根据制导指令和歼关门限来确定轨 控发动机的丌、关机时刻,这样既避免了发动机的频繁开、关机,又保证了制导 控制精度。 选取那:关门限值为 铲‰垒粤型 』m (2-13) 把:磊,互磐!!!垫塑 』聊 其中hl c…,对于系数^。和h:,可在仿真时权衡轨控发动机开关帆次数和 控制精度要求,适当选值。 ,1 J L 呸 朋l ‰ ● % % ,z 一F 图2.7轨控发动机控制指令 在纵向平面内(侧向平面与之相同),当制导指令k。},Hl时,轨控发动机 pq ll;EIk人学{i!j1 1论史 第二章大气岸外动能拦截器血接侧向力控制竹忻 ){:机,氏.=‘sgn(”叫):直到制导指令k。,lfJ。l时,姿控发动机开机,M==一tL,sgn(6);直到控 制指令蚓1000m时,玻t,=Ims; 当10m蹬∞。莲 H£名。强2苫w骨占Ⅵ蠢= :i工=玉。焉:聋占石一 三Tq口罩岛々H}i_薛j==l £o署嚣0H鞠阿 go.々羞∽do荔赢 go罨名=嘧目褥m, ∞u目=d昌。0目口譬;11再 bp目裳¨_姜M籀 g口萎N辅Ⅲ 名09啥苫==叫再冀龌 嚣惫摹迥R足蕈蝼硼器颦副摧奄末蹬旷K料㈠瓣 戗掣十g扑K爿卜兽陋 两北r业人学坝t论义 第三章直接侧向力神:人气屡内防卒导弹中的啦用 第三章直接侧向力在大气层内防空导弹中的应用 直接侧向力技术的另一个重要应用领域就是提高大气层内常规防空导弹的 制导控制精度。由于在现代战争中大量使用巡航导弹和战术弹道导弹,空袭目标 实施防区外攻击,新的作战环境对防空导弹提出了更高的制导控制精度要求。而 直接侧向力控制作为一个新的技术措施,可以满足导弹机动过载需要、降低制导 控制系统的过载响应时间,非常有利于提高现役和未来防空导弹的制导控制精 度。 从本章起,论文将在常规防空导弹中引入直接侧向力技术,进行末端直接力 控制。对直接侧向力在常规防空导弹中的使用方式、造成防空导弹脱靶量的原凶、 形成控制指令、建立末端控制等方面进行分析和研究。 §3.1 常规防空导弹末端控制的概念 3.1.1末端控制概念 在中、近程战术防空导弹的制导控制系统中,由于要求具有较高的制导精度, 往往采用半主动寻的制导体制。比较其他制导体制而言,该制导体制的导引精度 较高。从常理柬看,按照设计要求,导弹应能提供足够大的可用过载,故理论一h 在弹目交会时,脱靶量为零,弹目将实现直接碰撞。但事实并非如此,在导弹与 日标快要交会的极近距离内,制导体制会因多种原因而失效,控制系统断丌,导 弹处于失控状态飞向目标。虽然失控飞行的时间较短,但这足以造成弹目交会时 的较大脱靶量。制导控制系统失效,导弹末端飞行失控是造成脱靶量最主要的原 凶(关于失控原因将在第四章中作详细分析)。 所谓末端控制就是在导弹飞行末端制导控制系统失效时,仍对导弹实施有效 的控制,以减小甚至消除脱靶量。末端控制的时『I_lj很短,一般只有O。2~O.3S, 弹日间已十分接近,距离在200~300m内。 对于反TBM的情况,脱靶量除上述原因外,还有更主要的原因。反TBM 州,导弹一般是在目标远离识别边界时就发射的,在目标识别后就有可能存在反 导导弹对真目标的重新瞄准问题,并且重新瞄准后所需的纠偏量可能是很大的, ·U。达10~20km。要在遭遇前不大于lO秒的很短时间内消除这种偏差,这对反导 导弹而言是一种复杂、快速的机动,须借助直接侧向力控制来完成。对于浚类情 况,出于纠偏量很大,楣应直接侧向力的工作时问也要延长,可在术段导引头]: 作时间内即引入直接侧向力控制。如美国的ERINT-1导弹。 两北T业人学坝I二论文 第三章直接侧随/J靠:人气崖内防窄导弹中的/;,iII 3.1.2末端控制现状及发展趋势 当前采用半主动寻的制导体制的战术导弹,在弹道末端均存在导弹失控的问 翘。为保证弹目交会时在有较大脱靶量的情况下能有效地杀伤目标,在导弹一L都 配备了较大的战斗部。一般战斗部大约30~90kg,占导弹质量相当大的比例。显 然,若能去掉部分甚至全部战斗部,则导弹武器系统的杀伤空域就会有较大的扩 展(在地面作战系统有相应扩展能力的情况下)。此外,为了避免由于导引头原因 造成的控制系统过早发散,人为放宽控制裕量,使导引头的最大跟踪角速度远大 于制导控制系统线性工作所需要的视线角速度。但是这些方法都不能从根本上消 除山于术端失控而引发的较大脱靶量问题。 随着科技的进步,目标性能日益提高,对战术导弹的性能要求也随之提高。 刁;仅要求导弹的射程远,而且要求拦截精度高。对反TBM的战术导弹,不论是 在大气层内还是火气层外,一般都要求将弹目直接碰撞的概率提高到50%以上, 而高精度制导和快速响应控制是实现这一目标的主要技术措施。本文将从快速响 应控制入手,结合对美国ERlNT-1导弹的解析,深入研究直接1911|向力技术在大 气层内防空导弹上的应用,旨在提高导弹快速机动性能、减小末端脱靶量。 §3.2真接侧向力方式的选择 3.2.1直接侧向力的最佳作用位置 根据直接侧向力作用位置的不同,即直接侧向力装置置于质心附近或是远离 质,tl,位置而有两种工作方式:轨控式和姿控式(为区别于大气层外的姿控式,办 称为力矩式)。 对于在大气层外的飞行器,诸如卫星、飞船、弹道导弹、拦截器等,因无空 气动力可借助,均采用轨控式直接力作为飞行器机动变轨飞行的主要动力。其特 点为:赢接侧向力通过飞行器质心,飞行器只作平动,不作绕质心的转动。应注 意的是,对于由拦截器和助推器组成的拦截导弹,这时的质,11,有时并非导弹空载 质-tl,.惭是已抛掉发动机壳体后的动能拦截器质心。典型代表如美圈的战区高空 防御系统(THAAD):拦截导弹靠惯性制导向预定的拦截位置飞行,16s后助推 器关机,动能拦截器分离,靠地面传输数据修正飞行轨迹,适时抛掉保护罩,导 0f头开始搜索和捕捉目标,并由轨控直接侧向力提供59的横向机动力。在撞击 日标前,导引头处理扩大的目标图像,确定瞄准点,最后动能拦截器与目标相撞, 摧毁目标。 对于在大气层内的战术导弹,直接侧向力轨控和姿控两种工作方式的特点如 两此T业人学顺卜论丈 第三章真接侧向/巾-人气层内防窄导弹中的成m —F: a、轨控式。导弹作横向快速平动,会产生一定阻力和较大惯性力,直接侧 向力必须很火才能满足控制要求。由于阻力、惯性力和赢接侧向力三个力共同作 用在弹体上,为避免弹体受损,导弹结构必须加强。以上不利因素势必造成导弹 总质量的增加。 b、姿控式。直接侧向力一方面作为横向机动力使导弹平动,另一方面又作 为操纵)j-f吏片』,使导弹作绕质心的转动,产生附加攻角,即产_:附加的气动力。 往该情况下,导弹受直接侧向力和气动力共同作Hj作机动飞行,消除目标误差, 如图3-1所示。为保证直接侧向力与气动力同方向,d J两者兆同7。生较大的机动 过载,侧肉力装置应在质心之前并尽量远离质心以增加直接侧向力的力臂,使附 加攻角办即气动力能更大些,同时希望导弹处于静不稳定状态。这样气动力矩和 直接侧向力力矩同向,附加攻角即气动力就产生得更快,提高了快速性。 r 图3-2不同侧喷控制方式下机动过载快述性的差异 Vq:lh_1业九学坝I‘论文 第三章搿接侧向力祚人气岸内防空导抻中的戍用 3.2.2直接侧向力的最佳作用方式 直接侧向力的作用方式可分为弹体不滚转和滚转两种情况。 a.弹体不滚转情况 若直接力由若干个在弹身横截面周向均布的小发动机组合提供。这样的小发 动机组合可提供不同大小和方向的直接侧向力。以周边均柿八个固体火箭发动机 的情况为例,如图3.3所示。 每个发动机产生同等推力,假设其大小为F。在各个发动机所在的八个方向 上,可以有如下四档升i同大小的力:①一个发动机工作,可产生1F的力;②仅 左右相邻两个发动机同时工作,可产生√2 F的力;③三个发动机同时71:作,可 产生(√2十1)F的力;④左右发动机工作,中间发动机对应的反向发动机工作, -,J产生(√2一1)F的力。在两个小发动机中问的八个方向一h,亦有四档不同大小 的力:①仅远邻两个发动机同时工作,可产生0.77F的力;②仅近邻两个发动机 刷时工作,町产生1 85F的力:③远、近邻四个发动机同时工作,可产生2.62F 的力,④证向近邻两个和反向远邻两个同时工作,可产生1.09F的力。这种由八 个发动机构成16个方向、每个方向4种大小的直接侧向力,按控制指令的大小 和方向来选取,用以消除不同大小的脱靶量。 2, 削3-3小发动机组合不同档次推力图 小发动机有液体火箭发动机和固体火箭发动机两种备选方案。对于前者,在 实际工作中,控制力的大小和方向可更为精确,特别是当今在工程上己趋于成熟 的液体姿控发动机,采用数控技术,不仅力的大小精确可调,而且启动和关闭延 时均可降至毫秒级。但是与固体小发动机相比,液体发动机系统组成庞杂,消极 质:基(如降压阀、起动阀、过滤阀等)所占比重很大。而大气层内的战术防空导 弹尺寸小,:【:作时间短,在引入直接力控制的同时必须保证不能对弹体外型、重 量有太大影响。因此,只能选择体积小、质量轻的小型吲体火箭发动机。 这科r弹体1i滚转作用方式的优点是弹体不需要滚转,控制规律简单,小发动 第三章直接侧向力谯凡气层内防帘导抻中的应用 机个数少,点火电路设计简单,直接侧向力装置也简单。但其缺点也是显而易见 的:控制精度低,因为直接侧向力随指令大小的变化只有阳档,其方位误差最大 何11.25。,当然,可以增加小发动机的个数来提高控制精度,代价是系统趋j一复 杂化;另一。个缺点是效率低,侧向力工作过程中,总会有相当数量的小发动机闲 置1i用,浪费较火。 b.弹体滚转情况 这种作用方式尤其适合小发动机比较多的情况。其工作原理足;将小发动机 在弹体横截面内(横截面可以是一个或多个)的周向均稚,在喷流将要工作前, 弹体在控制系统控制下绕自身纵轴旋转,当每个小发动机的轴线次第对准目标时 启动工作,直到小发动机部分或全部工作完。直接侧向力的大小就是小发动机的 摊力大小,直接侧向力工作时间(对应于小发动机工作的个数)随控制指令的大 d,7ij『变。 直接侧向力发动机组的工作方式还和弹目遭遇的时问长短有关。当距目标遭 遇时问t较长,大于单个小发动机接连工作的最大时间Tl时,发动机组采用单 个接连工作模式;若距目标遭遇时间不长,小于单个接连工作时间T1,但又火 于两个同时接连工作时间T2时,为了获得尽可能大的纠偏量,发动机组采用两 个同时接连工作的模式;若距目标遭遇时间较短,小f T2,但又大于三个同时 接连工作时间T3时,同样,为了获得尽可能大的纠偏量,发动机组采用三个同 吲工作的模式,如此等等。当然,对于单个、两个同时、三个同时、四个…..的 l一作模式,它们相应的最大纠偏量也随之越来越小。 由此可见,这种弹体滚转作用方式,发动机组的点火控制系统是相当复杂的, 而且必须是能根据实时情况做出判断的智能的点火控制系统。 显然,在这种作用方式下,直接侧向力的控制特性与小发动机的推力大小、 一j作时问长短、小发动机的个数、弹体的转速以及目标方位和目标误差的指示精 度、距目标遭遇时间等因素密切相关。所以这种模式的控制精度较高,为获得这 。优点而付出的代价是该系统复杂而且智能。进一步分析见3.3节对ERINT-I导 弹侧向力特性的解析。 3.2.3直接侧向力的最佳应用范围 根据导弹作战空域和轴向发动机是否工作,直接侧向力的应用范围分为以下 刚类: a、导弹工作在高空被动段。 这时导弹的动态响应时间长,机动过载小.攻角火,导弹的质量最轻乩导弹 作减速飞行,这是采用直接力控制的最佳场合。 矾:亿r业火学倾I论建 第三章血接例向,巾夫气腻山髓。≯导弹中的成 b、导弹工作在高空主动段。 这时导弹的动念响应时间较长,机动过载较小,攻角较大.导弹的质量较轻, 且导弹作加速飞行,这时采用直接力控制亦可获得一定阿好处。 c、导弹工作在低空被动段。 这时导弹的动态响应时削短,机动过载大,攻角小,导弹的质量最轻,H导 弹作减速飞行,这也是采用直接力控制的最佳场合。 d、导弹工作在低空主动段。 这时导弹的动态响应时间短,机动过载大,攻角小,导弹的质量最重,且导 弹作加速飞行,这时采用直接力控制的帮助不大。 综合以上分析,在现有防空导弹质心前部引入小型固体火箭发动枫,采取姿 控、弹体不滚转的工作方式,对导弹飞行末端(对应于高空被动段)进行末端直 接侧向力控制是简洁有效的方法。 §3.3 ERINT—l导弹的侧向力特性初步解析“3’¨·“7 目前,幽外已经成功地将直接侧向力技术应用于防空导弹中,并使其成为精 确控制系统不可分割的一部分。以下对美国的ERINT-1导弹侧向力特性的计算分 析,对在常规防空导弹中建立宋端直接力控制具有较高的参考价值。 3.3.1 ERINT-1导弹介绍 增程拦截弹(ERINT一1)由美国劳拉一沃特公司研制,是一种小而轻胃高度精 确的动能拦截弹,通过直接碰撞摧毁战术弹道导弹的弹头,比采用破片弹头的 PAC一2“爱国者”导弹具有更大的杀伤力,可以用来舫御带化学弹头和生物弹头 战术弹道导弹,甚至也有一定防御带核弹头的战术弹道导弹的能力。作战空域: 最大斜距20km,对付战术弹道导弹,最大高度15km,直接碰撞杀伤目标;对付 吸气式目标最大高度20km,启动杀伤增强装置。该拦截弹由固体助推火箭、制 导设备、雷达导引头、侧向力控制系统和杀伤增强器等组成,其外形如图3-4所 示。ERINT一1与PAC一3拦截弹总体参数见表3一l。1994年美国陆军确定ERINT-l 作为新型的PAC-3“爱国者”导弹防御系统的拦截弹,并于三年后完成拦截弹的 1j程研制和初始飞行试验,1998年开始部署采用ERINT—l拦截弹的PAC一3“爱国 者”导弹防御系统。 图3.4 ERlNT-1导弹 第三章曲接侧向力扯人气段内防窄导弹中的脚用 表3-1 ERINT一1与PAC-3拦截弹总体参数 参数名称 ERINT-1 PA(:一3 浇 l!}1 £:截弹起b须擎(kg) 255 315 拦铖弹全K(m) 4.635 5.2 北械弹摄人商径(m) 0.255 0,25 批截弹空重(kg) 140 140 助推器燃料耗辟,不分离 助推器质莹(kg) 195.24 208 33 助推器鼗约颦(kg) 164 175 助推器』‘作时间(s) 12 12 同PAc一2 助摊器质鼙秒耗餐(kg/s) 13.668 14.583 助推器地面比冲(s) 245-254 24S 255 喷管出E1面积(莳) 0.018167 0.018167 术段弹体El旋角速度(r/s) 3 :{ 单管圃体小火箭数量(个) 180 1 80 单嚣脚体小火箭总冲(N—s) 56 56 中段《行段导掸采川 啦管矧体小火箭比冲(海平面)(S) 226 226 空气舵进行控制 单镑小火箭平均工作时间(s) O.018 0 018 单管㈨体小火箭推进剂质量(g) 25 25 单管l铆体小火箭平均推力(N) 3111 311l 3.3.2 ERINT-I导弹侧向力特性计算及分析 图3-5脉冲发动机徘部 脉冲发动机装置做成由180个单脉冲发动机(微挝固体火箭发动机)组成的 盒式壳体形式。从图3.5(a)可见,这180个单脉冲发动机错位排成36列,每 列5个发动机,其局部展开图如图3.5(b)所示。这样的排列方式结构紧凑,侧 向喷流的作崩力将更为集中。 从ERIN’卜l导弹的作战过程可知,其直接侧向力采用弹体滚动作用方式a妆 雨北T业大学坝1论文 第三章直接侧向儿n-人。t壕内m窄岢掸中的府刖 照设计原则,导弹的转速应与每个发动机的工作时间相匹配(电即,弹体转速× 即个发动机工作时间=单个发动机的圆心角),从以上EItINT一1导弹的总体参数, 不难算出单个发动机对应的倒心角约为20。,因此可以推断脉抖-发动机j:作时, 在第一列的某个或某几个工作结束后并非紧靠的第二列接力T作,而是山第-7.yiJ 继续工作,即隔列接力工作。 3.3.2.1 ERINT-1导弹侧向力轨控式与姿控式效果比较 根据ERINT~l导弹侧向力装置脉冲发动机参数及导弹总体参数,以一卜对侧阳 力轨控式和姿控式效果进行计算和比较。 ①按轨控式计算 表3-2前设备舱参数 前没各舱 毫米波 赢接侧向力 捷联惯导 制导处理器 杀伤增强器绸成 导引头 装置 系统 l重鲑(kg) 27 3 21.6 1.6 2.7 |1 1 f K度(m) 1.04 O.3556 0 227 如果在飞行米段,在直接侧向力开始工作前,ERINT一1导弹弹体将发动机壳 体抛掉,术级就是前设备舱。据资料介绍前设备舱的部位安排,从前到后依次为 导引头、直接侧向力装置、制导处理器、捷联惯导和杀伤增强器。由此估计算得 山,直接侧向力的平均作用点与此设备舱的质心基本重合 (X,=1。“7m,X,=1.22m),符合轨控要求。已知直接侧向力装曩共有180个 小发动机,分10个截面错位10。安放,每个截面有1 8个小发动机,沿周向均 m】.两个发动机之间的圆心角是20。。假设推力在±IO。之内,均认为是对准 f{!I标方向。 由牛顿第二定律 J::1叫2 (3.1) 2 可初步求得轨控方式下直接力的作用效果,如表3.3所示。 表3-3 1轨控方式纠偏赫 最大.L作时间(S) 椎力(N) 纠偏过载(g) 最人纠偏量(m) 单个接连I:作 3.24 3111 4.96 253.95 一个问时接连【.作 L 62 6222 g.92 126.98 第三章虹按侧向,』n·人气崖内防空导弹巾的应用 二个同时接连1作 1.08 9333 ¨87 84.65 四个同叫接连J:件 0.8l 12444 19.83 63.49 1i个同时接连I.作 O.65 15555 24.79 5l lO 注:在上表的数据计算中,没有计及喷流干扰影响 关于阻力影响,以单个接连工作为例。横向平动到遭遇时的最大速度为 i57m/s,弹目遭遇高度为15kin,前设备舱的横向阻力系数取0.3,横向截面积为 0.4m2。 由阻力公式 Q=c。.妻p矿:s (3—2) 可初步解得在遭遇时的最大横向阻力约284N,与单个发动机推力3IllN相 比.阻力影响不大。 ②按姿控式计算 ERIN’卜l拦截弹空载质量140Kg,空载质心X。=2.49m,南接侧向力平均作 用点是Ⅳ。=1.22m,弹体以3r/s匀速滚转,高度为15Km,在遭遇时导弹的未 速是M=4.11,全弹法向力系数c:=O.1439,全弹相对压心Ⅳ。=2.62m。 根据力矩平衡状态公式 口 卅; 《(x7一Ⅳ,,) (3—3)一——一==一 一。 艿 m? C:(Xr—X。.) 以直接侧向力代替舵面控制代入公式3.3可得,遭遇时由直接侧向力产生的 6f,thl_1攻角为30。,因为它是从4-,至lJ大的,全程平均取15。。 山气动力公式 Y=c;口妻p矿25 (3-4) 过载公式 n=F/mg (3-5) 可得平均气动过载约为log,直接侧向力过载为2.279,故总的纠偏过载是 17 279(对于单个接连工作),最大纠偏量是628.57m。同样可得多个同时接连工 作的总纠偏过载和最大纠偏量。如表3-4所示。 表3-4姿控方式纠偏量 最夫1:作时间(S) 推力(N) 总纠偏过载(g) 最人纠偏昔(m) ·强个接迎【.作 3.24 3111 12 27 628 57 一个同时接连i.作 1.62 6222 24.53 314.16 两IbT.,lk人学坝卜论义 第三章.}!i谈侧刚力n人气岸内防空导弹中的.I;,ifl J 二个同时接近1:作 1 08 9333 36 80 209 47 l删个同时接连I.作 O 81 12444 49.07 157 lj ^个同时接连r作 0 65 15555 61.34 126 47 注:住k袭的数据汁算中,没有计及喷流干扰影响 将表3-3和表3.4数据在图3-6中进行比较后可见,拦截大气层内目标时, 末端直接侧向力控制,采用姿控方式要优于轨控方式。对ERlNT-1导弹,姿控 式的最大纠偏量约为轨控式的2.5倍。当然。在大气层外,没有附加攻角带来的 气动力,就必须采用轨控作用方式了。 幽3-6姿、轨控作用方式最人纠偏餐比较 3.3.2.2弹体滚动对侧向作用力的影响分析 对了:-弹体滚动作用模式,若将小发动机的轴线与弹体轴线垂直,并且小发动 机在目标方向的一、负小角度(比如--+5。或±10。,如图3.7所示)内工作时 都认为它是在且标方向上工作。这种假设或设计是否会产生一定的位移偏差,而 不能直接命中目标?结合图3-8作如下分析。 ①以积分运算精确计算法向位移偏差 ,,=瓦sin(oo一脚,) (3-6) F 日,2昔sin‰一国‘) (317) ∞出啬 删 吼 嘲 ‰降扣 第三章直接侧向儿扛久气层内附窄导弹中的成用 旷“且oM渊“堋一乓toM哪+ 俘。, =磊【sin妒-sin({oo-aot,)1一巧。,M-t2cos‰ 表达式3-9中下标h表示侧喷发动枫的合力,下标f表示法向分量,M表刁i 弹体质量,甜表示弹体转动角速度,tl表示弹体转过每个侧喷发动机所占圆心角 的时间,也对应于该侧喷发动机的工作时问,‰袤示侧喷发动机轴线与机动方 向的夹角。 对于ERINT—l导弹,tl=O.0185s,吒=311IN,∞=3r/s=18.85rad/S, M:64.3姆,‰=10。=O.1745rad。由此得出单个侧喷发动机工作时法向位移为 s.:0.0005018m。则180个191lI喷发动机连续工作的总位移S180=O 09032m a ②简单估算法求解法向位移偏差 整个计算可分为两个阶段:弹体转过角度0~‰和‰~2吼。两个过程中,S, 火小和1l三负一致。在0~(ao段,造成位移偏差的侧向力法向分量fj从最大减为0. 可取其平均值,从而求得平均加速度,最终得出位移偏差值。 f F,…=R 8in(‰’(3-10) 1F仲=Fm。/2 i口,。。=‘…/M=R sin(q'o)/M 。卜仲=“,。/2=(‘sin(qao)/M)/2 f矿,l。。=(-tt,/,1)/2=((吒sin(cpo)/M)/2)f}/2 —7 l矿^,=V,…t2=(((无sin(妒o)IM)t2)·fI/2)/2 fs,1=%rl/2=((((E sin{fao)/M)t2)‘f.12)/2)‘,l/2 一h80=180,2-J,1=180+2+(((((磊sin(fao)/M)/2)■/2)/2)一/2) 代入数值即得 5,180=O.06470m 与精确计算相差仅26mm。 ’ 每个发动机对应圆心角的大小是对位移偏差量影I响最大的囡素。以1 80个发 动机按照18排10列的排布方式为例,每个发动机对应圆心角为36。,计算可 得.YⅢo=O 501 7m(如图3-9)。 从以上汁算结果可以看ilj,由侧喷发动机轴线对日标方向的角偏差所造成的 位移偏差量很小。因此,当直接侧向力以弹体滚转的方式进行工作时,角度误差 圳以忽略。 第三章直接侧向力卉人气层内防守忖弹中的盹川 §3.4 小结 本章针对直接侧向力技术在大气层内常规防空导弹中的应用,提出术端控制 的新思路,在弹I-]交会前O.2~0.3s(弹目距离约200~300m)的短时间内,在导 弹原有制导控制系统失效的基础上,引入直接侧向力进行末端控制,以减小甚至 消除脱靶量。通过对直接侧向力最佳作用位嚣、最佳作用方式和最佳作用范闭的 分析,选择姿控、弹体不滚转的工作方式,对导弹飞行末段(对应于高空被动段) 进行末端直接侧向力控制。最后以美国的ERINT-1导弹为例,计算并分析了作 用在咳导弹一I的侧向力特性。 图3—7侧喷发动机角度偏著示意图 iJq:lLl2业夫学坝卜论文 第三章冉接侧向力^?人气联内阶空导帅巾的脚『f] 图3-8一l侧向力法向分鼙 图3-8—2法向加速度 厂\ 滋 ?一? ≯。 /7 ,,/ / / / .?/j j j j 蹦3-8.3法向速度 幽3-8—4法向位移 图3-9 36。圆心角对应法向位移偏筹总蹬 皇v珥啦足地采定重 ^}Eu≮掣班 13q:ll:卜lk凡学伽¨论殳 笫叫章常舭防空导忡束端赶接侧向力控制分析 第四章常规防空导弹末端直接侧向力控制分析 在术端直接侧向力控制研究中,对“末端”有专门的界定:‘‘术端,,是指在 采用寻的比例导引规律制导控制的最后阶段,随着弹日距离的减小,若目标充满 导引头的波束宽度,使导引头不能判定目标的方位,晰不能输dl视线角速度日; 或导引头以最大的跟踪角速度妒m。。工作,仍小于视线角速度q:抑或因导弹的 动态延迟,使导引头丢失目标,导致制导控制系统失效。这一段均称为·r末端”。 要研究术端直接侧向力控制机理,就必须对导引头在“术端”丢失目标的原因作 定量分析和研究,并在此基础上建立直接侧向力控制信号、形成控制指令,完成 对导弹的末端控制。 §4.1 常规防空导弹造成脱靶量原因分析 4.1.1导引头特性分析[16,17.181 中近程防空导弹采用的导引头通常有半主动导引头和红外导引头。本章主要 针埘半主动导引头进行分析。 4.1.1.1半主动导引头工作特征 半主动导引头由接收机、角速度陀螺仪和伺服系统等组成,如图4.1所示。 角速度陀螺仪和伺服系统构成惯性平台。接收机置于惯性平台上,控制惯性平台 的指向,起位置反馈作用。 蚓4-1半主动导引头结构图 半主动导引头通过接收l=j标反射的无线电信号,以其在波束中相列波束中心 线的夹角表乐目标方位。导引头随动系统在该夹角对应电信号作阁下转动,使波 34 埘此r业人学坝I论史 第凹章常Ⅲ防宁岢惮末端直接侧向力控制分析 束·枷心线刑‘准目标,其稳态转动角速度与视线角速度成『F比;导dI头随动系统采 川t机械惯性平台结构,因此,具有一定的动态滞后和最大旋转角速度的限制:臀 于机械惯性平台上的导引头天线除了有探测目标的波束宽度较窄的主波束外,还 有作用距离较近的副波束存在。若目标落入副波束中,则导引头不能正常_::工.作; 当目标(以线目标为例)的两个端点在主波束内的夹角与天线接收机的灵敏度相 当时,目标将被视为点目标。 . 4.1.1.2半主动导引头波束影响 以某型防空导弹半主动导引头为例,其主波束宽度为±3~3.5 6:主波束与 副波束功率比为40db:若以主波束宽度2%(约0.1‘)作为度量点目标的标准, 则当线目标长度分别为:20m、15m和10m时,可作点目标处理的弹目最小距离 为:l 1.46km、8,594km和5.73km; 半主动导引头对目标信号的获取是依靠目标处于主波束内,与波束中心线的 夹角大小来狭得的。图4-2主要表示主波束宽度的情况,其中的“+”、“一”区 表示导引头的抬头和低头,亦表示它所对应的电信号的极性。 .。。 十 二j:波束轴 目标 / 。、A9++ -、妒 I+ 一,,/。、、妒二.一一一7 O,三一一。一 0 图4-2波束宽度示意图 图4-3线目标住波束中的示意 图4—2中妒为主波束宽度,△妒为点目标的测量值,与其成正比的电压信号 U.,驱动导引头转动,使波束中心线与目标重合,即导引头跟上目标。U。。代表 △∞,并表示q大小。只有弹目距离较大时,目标才能被视为点目标。当弹目距 离与目标的几何尺寸可以相比拟时,目标将不能被视为点目标,必须咀线目标形 式分析其在半主动导引头波束中的反映。 假设目标的几何尺寸为:翼展长度L。=20m,机身长度L。=20m。为便于研究, 目标可被简化为“+”字型,并取导引头的垂直平面内进行分析。如图4—3所示, :随线段三,。
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