再入飛行器攻擊慢速活動目標的制導方案研究

陳海東 余夢倫 辛萬青 李軍輝

（北京宇航系統工程設計部，北京，100076）

曾慶湘

(北京特種機電研究所，北京，100076)

摘要 研究了再入飛行器攻擊海上慢速活動目標的制導方案。首先介紹了目標的初始偵察定位系統；然後對再入飛行器攻擊活動目標可以採用的導引頭以及高空探測系統進行了分析；最後對再入飛行器降弧段的制導規律進行了研究。針對目標的最大逃逸範圍，提出了高低空複合制導方案，仿真結果表明方案是可行的。

關鍵詞 再入飛行器，複合制導，機動飛行。

1 引言��

再入飛行器攻擊慢速活動目標是一個嶄新的研究方向，因為再入飛行器有其他攻擊手段所不具備的特點，主要體現在以下幾方面：��

a）飛行器射程遠，可以在較大縱深範圍內對目標進行攻擊；��

b）飛行器再入速度高，可以採用再入機動和再入突防等措施，因此突防能力強；��

c）再入飛行器的攻擊威力大，並可攜帶多種形式的攻擊裝置；��

d）再入飛行器在具備主動探測和末尋的能力的情況下，同樣可以達到相當高的精度。��

因此，再入飛行器攻擊慢速目標是一種非常有效的打擊手段，但是，其制導方案與攻擊固定目標的制導方案有所不同。本文將以海上艦船作為模擬攻擊對象，從偵察定位系統、導引頭及高空探測系統和制導規律等幾方面論述再入飛行器攻擊海上慢速目標的制導方案。

2 目標偵察定位系統��

在研究再入飛行器攻擊海上慢速目標的制導方案時，首先要考慮如何對目標實施精確的偵察和定位，這是攻擊活動目標的前提條件。

目前，對海上目標進行偵察定位的主要手段有：海洋監視衛星、電子偵察衛星、成像偵察衛星、超視距雷達以及無人偵察機等。由於使用單一偵察手段不能滿足作戰要求，因此必須綜合利用以上各種偵察手段，做到實時、準確地對目標進行監測和定位。

基於以上探測手段的偵察定位系統如圖1所示。

通過海洋監視衛星系統和以電子偵察、成像偵察衛星構成的其他偵察衛星系統，可完成對目標的偵察探測、識別和定位。儘管衛星偵察系統的定位精度較高，但衛星系統的實時性還較差，無法滿足戰時需要，因此可用於平時監測。當進入作戰狀態時，可將衛星系統監測到的目標位置信息通過通訊衛星傳給超視距雷達系統，由其對目標進行全天候的跟蹤監測，實時記錄目標的運動信息。由於超視距雷達定位精度較差，因此在準備發射飛行器前仍需要由衛星系統或無人偵察機等其他手段給出目標的精確位置，不斷修正超視距雷達傳給作戰指揮中心的目標信息。此時在發射單元中的飛行器已進行完初始諸元的裝訂，當最後的目標位置修正信息到達指揮中心後，立即傳給發射單元，用新的信息校正諸元，並發射飛行器。

3 尋的導引頭及高空探測系統

3.1末尋的導引頭��

與攻擊地面固定目標不同，用再入飛行器攻擊活動目標並要保證攻擊精度，飛行器上必須帶有自己的目標探測系統，即末尋的導引頭，並對飛行器進行再入尋的制導。

末尋的導引頭主要用於空空導彈和地空導彈，而在再入飛行器中還沒有應用，但其作用是相同的，即在飛行器再入大氣層後，對目標進行重新搜索與定位，並按照預定的制導規律對彈道進行修正，直至命中目標。

以下結合某主被動複合雷達導引頭給出一種再入制導方案。

當飛行器再入大氣層後到達某一高度，主動雷達開機，對目標進行搜索、截獲、識別和跟蹤，給出視線角、視線角速度、距離等制導信息，然後主動雷達關機，飛行器由空氣舵提供控制力，按制導規律做機動飛行；當飛行器繼續飛行至某一高度時，導引頭以被動形式對目標進行搜索，並連續給出制導信息，直至擊中目標。

再入飛行器的末尋的導

引頭比常規的導引頭要複雜，

需要解決許多關鍵技術問題，

主要包括以下幾個方面：

a）再入飛行器具有高速、高溫大動態再入環境，導引頭必須能夠在此環境下正常工作；��

b）導引頭的作用距離要滿足再入飛行器制導方案的要求；��

c）導引頭必須具備目標識別能力，因此需要發展相應的目標識別技術；��

d）必須解決導引頭穿越等離子體黑障時信號的丟失問題；��

e）導引頭要具備較強的抗干擾能力。��

導引頭的性能指標能否滿足制導要求是再入飛行器攻擊活動目標的關鍵和前提條件。

3.2高空探測系統

由於受各種因素影響，再入飛行器的再入機動能力是有限的。當目標逃逸區域超出飛行器的再入機動範圍時，僅靠低空再入機動無法保證命中目標，在這種情況下，可以採用高空彈道修正方案，即增加高空中制導段，用高空發動機修正部分彈道偏差，使再入後所需的彈道修偏量在飛行器的機動能力範圍內。

要實現再入飛行器的高空機動，必須要在機動前獲得新的目標位置信息。一種方案是在飛行器飛行的中段通過地面站獲得修正指令；另一種方案是飛行器自身攜帶高空雷達探測系統，以此獲得新的目標位置信息。

前一種方案是指令制導，原理簡單，但技術實現難度較大；後一種方案雖然在技術上比較複雜，但卻可以做到發射後不管。當飛行器飛行至降弧段某高度，姿控發動機對飛行器進行調姿，使高空雷達天線儘量對準目標，然後雷達開機，此時姿控系統保持飛行器姿態的穩定，經過雷達天線的掃描、識別及數據積累，給出當時的目標位置信息，此後雷達關機，飛行器按預定的制導程序調姿，然後高空發動機點火，對高空彈道進行修正。當然，實現這種制導方案存在着很多困難，除了制導方案本身的複雜性以外，也對作為硬件基礎的高空雷達探測系統提出了較高的技術要求。

4 高低空複合制導方案

4.1低空機動能力��

再入飛行器的低空機動能力指的是飛行器再入大氣層後所能達到的最大機動距離，它受多種因素的影響。例如，假設對再入飛行器提出以下約束條件：

a）落地速度限制在2 Ma～3 Ma；

b）落地時的彈道傾角接近垂直；

c）最大攻角和最大過載均有限制。

則再入飛行器的低空機動能力取決於以上約束條件，在設計再入制導律時就要考慮這些約束條件，通常採用帶有終端約束條件的最優制導律[1,2]，並對攻角和過載進行限制，還要進行減速控制，其俯衝平面內的典型再入彈道如圖2所示。

此彈道曲線是採用某再入飛行器的彈道及氣動參數進行仿真得到的。給出的是俯衝平面內的彈道，再入高度從70 km算起，制導律採用的是文獻[1]中的最優再入制導律。其中，A點是瞄準點，也是慣性彈道的落點；C點為飛行器發射時目標的初始位置；B點和D點分別為俯衝平面內目標向後和向前的最大逃逸點。由於減速控制和過載的限制，慣性彈道的落點沒有選擇在目標初始點，因為如果選擇在C點，則在攻擊B點時沒有足夠的平飛減速段，無法滿足落速的要求。因此慣性彈道的落點必須選擇在A點，AD為飛行器的低空最大機動距離，而BD為攻擊範圍。��

圖2中的��AB段是為了保證攻擊B點和D點時的落地速度均能滿足要求而預留的距離，仿真中取AB=25km，其值隨具體問題而定。圖中的BC段和CD段為目標在俯衝平面內的最大逃逸半徑，如果目標的逃逸半徑很大，則可能無法保證攻擊B點和D點的彈道均能滿足落速要求，即再入飛行器的攻擊半徑是有限的。仿真表明，此再入飛行器的最大攻擊半徑為20 km，即BC=CD=20km，對應飛行器低空最大機動距離AD=AB+2BC=65km�А�

4.2高低空複合制導方案��

為擴大攻擊範圍，可以增加高空機動。下面給出一種簡單的用固體火箭發動機提供控制力的高空制導方案。

採用前面所述的高空探測系統，在其給出目標位置信息後，飛行器開始調姿，將縱軸調到與速度矢量垂直的方向，然後高空發動機點火，實現俯衝平面內高空彈道的向前和向後機動，向前機動時縱軸與速度矢量的夾角為90°，向後時為-90°。這種方案的控制方式比較簡單，飛行器在俯衝平面內可進行前向和後向機動，充分利用了高空能量，但要解決的問題是：

a）如何利用飛行器在高空的前後向機動能力控制高空機動距離（指高空機動後慣性再入的彈道落點距未機動慣性彈道落點的距離），以保證再入後目標在飛行器低空機動範圍內；

b）固體火箭發動機通常採用耗盡關機方式，如何在耗盡關機的條件下控制高空機動距離。

下面給出具體的制導方案和結論，推導過程從略。該方案採用開關式控制，以滿足低空再入機動能力作為指標，推導出所需的高空機動能力，以及指令切換點的位置，從而較好地解決了上述兩個問題，其原理如圖3所示。��

圖3中C點仍為目標初始位置點，R為目標的最大逃逸半徑，即當飛行器命中目標時目標位置與發射前裝訂的目標初始位置的偏差，也是飛行器採用高低空機動後需要達到的攻擊區域半徑。AB仍為預留的距離。此方案中的瞄準點（即非機動慣性彈道的落點）不再選擇在A點，而是在E點，其中AE的長度為飛行器向後的高空機動距離，即飛行器向後進行高空機動的慣性彈道落點在A點，EF為飛行器向前的高空機動距離，AF即為飛行器前後向高空機動距離之和（機動距離均以落地點計算）。��

此方案的特點是具有一個指令切換點G，即當目標位於G點之後時，飛行器向後做高空機動，其慣性彈道會落在A點；而當目標位於G點之前時，飛行器向前做高空機動，此時慣性彈道的落點會在F點�А＊�

推導後可以得出，當滿足

BG=AF=R (1)�И�

時，低空所需的最大機動距離最小，為

Lmax��=AB+R (2)��

由此得出以下結論：��

a）開關控制的指令切換點G就是目標的初始位置點C；

b）要使再入後飛行器所需的機動距離最小，只需選擇高空發動機的前後向機動距離之和等於目標最大逃逸半徑R即可。��

以上述飛行器為例，如圖2所示，飛行器低空最大機動距離為

Lmax��=AB+2r (3)��

式中r——圖2中的低空機動最大攻擊半徑��BC或CD�А�

因此由式（2），（3）可知，增加了高空機動並採用開關式制導方案後，可將飛行器的攻擊區域半徑擴大一倍，即

R=2r (4)��

下面對再入飛行器進行高低空複合制導仿真，並將目標的最大逃逸半徑擴大一倍，即R��=40 km，採用高低空複合制導後俯衝平面內的彈道如圖4所示。由於��C點是切換點，仿真中在攻擊C��點時高空採用向後機動。��

此高空制導方案可將攻擊區域半徑擴大一倍，並使高低空能量達到合理分配，它採用的是具有一個指令切換點的開關控制，因此高空發動機必須工作；當然，還可採用具有兩個指令切換點的開關控制，即當目標位於兩個切換點之間時高空發動機不工作，這樣飛行器的攻擊區域半徑還可增大，其切換點的位置、高空所需的能量或機動能力、以及擴大後的攻擊區域半徑仍可用上述方法推導。

圖4俯衝平面高低空複合制導彈道

5 結束語

再入飛行器攻擊慢速活動目標的首要條件是目標的初始偵察定位系統和飛行器上的目標探測系統，它們是制導方案的重要組成部分，是設計制導方案的硬件基礎。針對再入飛行器攻擊區域的限制以及目標可能出現的大的逃逸半徑，提出了高低空複合制導方案，此方案簡便易行，有效增加了攻擊範圍，但仍需對以下關鍵技術問題進行深入研究：��

a）制導所需的高空能量較大，增加了飛行器的質量，是否能滿足總體要求；��

b）高空姿控系統能否滿足要求；��

c）高空制導精度能否滿足再入末制導的要求；��

d）高空發動機工作時易被發現，需要有效的突防措施。