中国弹道导弹攻击航母方案研究资料

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2000年 第6期 总第248期导弹与航天运载技术
MISSILES AND SPACE VEHICLESNo.6 2000Sum No.248

再入飞行器攻击慢速活动目标的制导方案研究
陈海东 余梦伦 辛万青 李军辉
（北京宇航系统工程设计部，北京，100076）
曾庆湘
(北京特种机电研究所，北京，100076)
摘要 研究了再入飞行器攻击海上慢速活动目标的制导方案。首先介绍了目标的初始侦察定位系统；然后对再入飞行器攻击活动目标可以采用的导引头以及高空探测系统进行了分析；最后对再入飞行器降弧段的制导规律进行了研究。针对目标的最大逃逸范围，提出了高低空复合制导方案，仿真结果表明方案是可行的。
关键词再入飞行器，复合制导，机动飞行。

1 引言
再入飞行器攻击慢速活动目标是一个崭新的研究方向，因为再入飞行器有其他攻击手段所不具备的特点，主要体现在以下几方面：
a）飞行器射程远，可以在较大纵深范围内对目标进行攻击；
b）飞行器再入速度高，可以采用再入机动和再入突防等措施，因此突防能力强；
c）再入飞行器的攻击威力大，并可携带多种形式的攻击装置；
d）再入飞行器在具备主动探测和末寻的能力的情况下，同样可以达到相当高的精度。
因此，再入飞行器攻击慢速目标是一种非常有效的打击手段，但是，其制导方案与攻击固定目标的制导方案有所不同。本文将以海上舰船作为模拟攻击对象，从侦察定位系统、导引头及高空探测系统和制导规律等几方面论述再入飞行器攻击海上慢速目标的制导方案。

2 目标侦察定位系统
在研究再入飞行器攻击海上慢速目标的制导方案时，首先要考虑如何对目标实施精确的侦察和定位，这是攻击活动目标的前提条件。
目前，对海上目标进行侦察定位的主要手段有：海洋监视卫星、电子侦察卫星、成像侦察卫星、超视距雷达以及无人侦察机等。由于使用单一侦察手段不能满足作战要求，因此必须综合利用以上各种侦察手段，做到实时、准确地对目标进行监测和定位。
基于以上探测手段的侦察定位系统如图1所示。
通过海洋监视卫星系统和以电子侦察、成像侦察卫星构成的其他侦察卫星系统，可完成对目标的侦察探测、识别和定位。尽管卫星侦察系统的定位精度较高，但卫星系统的实时性还较差，无法满足战时需要，因此可用于平时监测。当进入作战状态时，可将卫星系统监测到的目标位置信息通过通讯卫星传给超视距雷达系统，由其对目标进行全天候的跟踪监测，实时记录目标的运动信息。由于超视距雷达定位精度较差，因此在准备发射飞行器前仍需要由卫星系统或无人侦察机等其他手段给出目标的精确位置，不断修正超视距雷达传给作战指挥中心的目标信息。此时在发射单元中的飞行器已进行完初始诸元的装订，当最后的目标位置修正信息到达指挥中心后，立即传给发射单元，用新的信息校正诸元，并发射飞行器。

3 寻的导引头及高空探测系统
3.1末寻的导引头
与攻击地面固定目标不同，用再入飞行器攻击活动目标并要保证攻击精度，飞行器上必须带有自己的目标探测系统，即末寻的导引头，并对飞行器进行再入寻的制导。
末寻的导引头主要用于空空导弹和地空导弹，而在再入飞行器中还没有应用，但其作用是相同的，即在飞行器再入大气层后，对目标进行重新搜索与定位，并按照预定的制导规律对弹道进行修正，直至命中目标。
以下结合某主被动复合雷达导引头给出一种再入制导方案。
当飞行器再入大气层后到达某一高度，主动雷达开机，对目标进行搜索、截获、识别和跟踪，给出视线角、视线角速度、距离等制导信息，然后主动雷达关机，飞行器由空气舵提供控制力，按制导规律做机动飞行；当飞行器继续飞行至某一高度时，导引头以被动形式对目标进行搜索，并连续给出制导信息，直至击中目标。
再入飞行器的末寻的导引头比常规的导引头要复杂，需要解决许多关键技术问题，主要包括以下几个方面：
a）再入飞行器具有高速、高温大动态再入环境，导引头必须能够在此环境下正常工作；
b）导引头的作用距离要满足再入飞行器制导方案的要求；
c）导引头必须具备目标识别能力，因此需要发展相应的目标识别技术；
d）必须解决导引头穿越等离子体黑障时信号的丢失问题；
e）导引头要具备较强的抗干扰能力。
导引头的性能指标能否满足制导要求是再入飞行器攻击活动目标的关键和前提条件。

3.2高空探测系统
由于受各种因素影响，再入飞行器的再入机动能力是有限的。当目标逃逸区域超出飞行器的再入机动范围时，仅靠低空再入机动无法保证命中目标，在这种情况下，可以采用高空弹道修正方案，即增加高空中制导段，用高空发动机修正部分弹道偏差，使再入后所需的弹道修偏量在飞行器的机动能力范围内。

要实现再入飞行器的高空机动，必须要在机动前获得新的目标位置信息。一种方案是在飞行器飞行的中段通过地面站获得修正指令；另一种方案是飞行器自身携带高空雷达探测系统，以此获得新的目标位置信息。

前一种方案是指令制导，原理简单，但技术实现难度较大；后一种方案虽然在技术上比较复杂，但却可以做到发射后不管。当飞行器飞行至降弧段某高度，姿控发动机对飞行器进行调姿，使高空雷达天线尽量对准目标，然后雷达开机，此时姿控系统保持飞行器姿态的稳定，经过雷达天线的扫描、识别及数据积累，给出当时的目标位置信息，此后雷达关机，飞行器按预定的制导程序调姿，然后高空发动机点火，对高空弹道进行修正。当然，实现这种制导方案存在着很多困难，除了制导方案本身的复杂性以外，也对作为硬件基础的高空雷达探测系统提出了较高的技术要求。

4 高低空复合制导方案
4.1低空机动能力
再入飞行器的低空机动能力指的是飞行器再入大气层后所能达到的最大机动距离，它受多种因素的影响。例如，假设对再入飞行器提出以下约束条件：
a）落地速度限制在2 Ma～3 Ma；
b）落地时的弹道倾角接近垂直；
c）最大攻角和最大过载均有限制。
则再入飞行器的低空机动能力取决于以上约束条件，在设计再入制导律时就要考虑这些约束条件，通常采用带有终端约束条件的最优制导律[1,2]，并对攻角和过载进行限制，还要进行减速控制，其俯冲平面内的典型再入弹道如图2所示。

此弹道曲线是采用某再入飞行器的弹道及气动参数进行仿真得到的。给出的是俯冲平面内的弹道，再入高度从70 km算起，制导律采用的是文献[1]中的最优再入制导律。其中，A点是瞄准点，也是惯性弹道的落点；C点为飞行器发射时目标的初始位置；B点和D点分别为俯冲平面内目标向后和向前的最大逃逸点。由于减速控制和过载的限制，惯性弹道的落点没有选择在目标初始点，因为如果选择在C点，则在攻击B点时没有足够的平飞减速段，无法满足落速的要求。因此惯性弹道的落点必须选择在A点，AD为飞行器的低空最大机动距离，而BD为攻击范围。

图2中的AB段是为了保证攻击B点和D点时的落地速度均能满足要求而预留的距离，仿真中取AB=25km，其值随具体问题而定。图中的BC段和CD段为目标在俯冲平面内的最大逃逸半径，如果目标的逃逸半径很大，则可能无法保证攻击B点和D点的弹道均能满足落速要求，即再入飞行器的攻击半径是有限的。仿真表明，此再入飞行器的最大攻击半径为20 km，即BC=CD=20km，对应飞行器低空最大机动距离AD=AB+2BC=65km。

4.2高低空复合制导方案
为扩大攻击范围，可以增加高空机动。下面给出一种简单的用固体火箭发动机提供控制力的高空制导方案。
采用前面所述的高空探测系统，在其给出目标位置信息后，飞行器开始调姿，将纵轴调到与速度矢量垂直的方向，然后高空发动机点火，实现俯冲平面内高空弹道的向前和向后机动，向前机动时纵轴与速度矢量的夹角为90°，向后时为-90°。这种方案的控制方式比较简单，飞行器在俯冲平面内可进行前向和后向机动，充分利用了高空能量，但要解决的问题是：
a）如何利用飞行器在高空的前后向机动能力控制高空机动距离（指高空机动后惯性再入的弹道落点距未机动惯性弹道落点的距离），以保证再入后目标在飞行器低空机动范围内；
b）固体火箭发动机通常采用耗尽关机方式，如何在耗尽关机的条件下控制高空机动距离。
下面给出具体的制导方案和结论，推导过程从略。该方案采用开关式控制，以满足低空再入机动能力作为指标，推导出所需的高空机动能力，以及指令切换点的位置，从而较好地解决了上述两个问题，其原理如图3所示。
图3中C点仍为目标初始位置点，R为目标的最大逃逸半径，即当飞行器命中目标时目标位置与发射前装订的目标初始位置的偏差，也是飞行器采用高低空机动后需要达到的攻击区域半径。AB仍为预留的距离。此方案中的瞄准点（即非机动惯性弹道的落点）不再选择在A点，而是在E点，其中AE的长度为飞行器向后的高空机动距离，即飞行器向后进行高空机动的惯性弹道落点在A点，EF为飞行器向前的高空机动距离，AF即为飞行器前后向高空机动距离之和（机动距离均以落地点计算）。
此方案的特点是具有一个指令切换点G，即当目标位于G点之后时，飞行器向后做高空机动，其惯性弹道会落在A点；而当目标位于G点之前时，飞行器向前做高空机动，此时惯性弹道的落点会在F点。
推导后可以得出，当满足BG=AF=R(1)时，低空所需的最大机动距离最小，为Lmax=AB+R (2)
由此得出以下结论：
a）开关控制的指令切换点G就是目标的初始位置点C；
b）要使再入后飞行器所需的机动距离最小，只需选择高空发动机的前后向机动距离之和等于目标最大逃逸半径R即可。
以上述飞行器为例，如图2所示，飞行器低空最大机动距离为Lmax=AB+2r (3)
式中r——图2中的低空机动最大攻击半径BC或CD。
因此由式（2），（3）可知，增加了高空机动并采用开关式制导方案后，可将飞行器的攻击区域半径扩大一倍，即R=2r(4)
下面对再入飞行器进行高低空复合制导仿真，并将目标的最大逃逸半径扩大一倍，即R=40 km，采用高低空复合制导后俯冲平面内的弹道如图4所示。由于C点是切换点，仿真中在攻击C点时高空采用向后机动。
此高空制导方案可将攻击区域半径扩大一倍，并使高低空能量达到合理分配，它采用的是具有一个指令切换点的开关控制，因此高空发动机必须工作；当然，还可采用具有两个指令切换点的开关控制，即当目标位于两个切换点之间时高空发动机不工作，这样飞行器的攻击区域半径还可增大，其切换点的位置、高空所需的能量或机动能力、以及扩大后的攻击区域半径仍可用上述方法推导。
图4俯冲平面高低空复合制导弹道

5 结束语
再入飞行器攻击慢速活动目标的首要条件是目标的初始侦察定位系统和飞行器上的目标探测系统，它们是制导方案的重要组成部分，是设计制导方案的硬件基础。针对再入飞行器攻击区域的限制以及目标可能出现的大的逃逸半径，提出了高低空复合制导方案，此方案简便易行，有效增加了攻击范围，但仍需对以下关键技术问题进行深入研究：
a）制导所需的高空能量较大，增加了飞行器的质量，是否能满足总体要求；
b）高空姿控系统能否满足要求；
c）高空制导精度能否满足再入末制导的要求；
d）高空发动机工作时易被发现，需要有效的突防措施。

参 考 文 献
1赵汉元.飞行器再入动力学和制导.长沙：国防科技大学出版社，1997.
2 Kim M, Grider K V. Terminal guidance for impact attitude angle constrained flight trajectories. IEEE Transactions on Aerospace and Electronic System,1973,AES-9(6): 852～859http://top.jschina.com.cn/forum. ... amp;extra=page%3D40

2000年 第6期 总第248期导弹与航天运载技术
MISSILES AND SPACE VEHICLESNo.6 2000Sum No.248

再入飞行器攻击慢速活动目标的制导方案研究
陈海东 余梦伦 辛万青 李军辉
（北京宇航系统工程设计部，北京，100076）
曾庆湘
(北京特种机电研究所，北京，100076)
摘要 研究了再入飞行器攻击海上慢速活动目标的制导方案。首先介绍了目标的初始侦察定位系统；然后对再入飞行器攻击活动目标可以采用的导引头以及高空探测系统进行了分析；最后对再入飞行器降弧段的制导规律进行了研究。针对目标的最大逃逸范围，提出了高低空复合制导方案，仿真结果表明方案是可行的。
关键词再入飞行器，复合制导，机动飞行。

1 引言
再入飞行器攻击慢速活动目标是一个崭新的研究方向，因为再入飞行器有其他攻击手段所不具备的特点，主要体现在以下几方面：
a）飞行器射程远，可以在较大纵深范围内对目标进行攻击；
b）飞行器再入速度高，可以采用再入机动和再入突防等措施，因此突防能力强；
c）再入飞行器的攻击威力大，并可携带多种形式的攻击装置；
d）再入飞行器在具备主动探测和末寻的能力的情况下，同样可以达到相当高的精度。
因此，再入飞行器攻击慢速目标是一种非常有效的打击手段，但是，其制导方案与攻击固定目标的制导方案有所不同。本文将以海上舰船作为模拟攻击对象，从侦察定位系统、导引头及高空探测系统和制导规律等几方面论述再入飞行器攻击海上慢速目标的制导方案。

2 目标侦察定位系统
在研究再入飞行器攻击海上慢速目标的制导方案时，首先要考虑如何对目标实施精确的侦察和定位，这是攻击活动目标的前提条件。
目前，对海上目标进行侦察定位的主要手段有：海洋监视卫星、电子侦察卫星、成像侦察卫星、超视距雷达以及无人侦察机等。由于使用单一侦察手段不能满足作战要求，因此必须综合利用以上各种侦察手段，做到实时、准确地对目标进行监测和定位。
基于以上探测手段的侦察定位系统如图1所示。
通过海洋监视卫星系统和以电子侦察、成像侦察卫星构成的其他侦察卫星系统，可完成对目标的侦察探测、识别和定位。尽管卫星侦察系统的定位精度较高，但卫星系统的实时性还较差，无法满足战时需要，因此可用于平时监测。当进入作战状态时，可将卫星系统监测到的目标位置信息通过通讯卫星传给超视距雷达系统，由其对目标进行全天候的跟踪监测，实时记录目标的运动信息。由于超视距雷达定位精度较差，因此在准备发射飞行器前仍需要由卫星系统或无人侦察机等其他手段给出目标的精确位置，不断修正超视距雷达传给作战指挥中心的目标信息。此时在发射单元中的飞行器已进行完初始诸元的装订，当最后的目标位置修正信息到达指挥中心后，立即传给发射单元，用新的信息校正诸元，并发射飞行器。

3 寻的导引头及高空探测系统
3.1末寻的导引头
与攻击地面固定目标不同，用再入飞行器攻击活动目标并要保证攻击精度，飞行器上必须带有自己的目标探测系统，即末寻的导引头，并对飞行器进行再入寻的制导。
末寻的导引头主要用于空空导弹和地空导弹，而在再入飞行器中还没有应用，但其作用是相同的，即在飞行器再入大气层后，对目标进行重新搜索与定位，并按照预定的制导规律对弹道进行修正，直至命中目标。
以下结合某主被动复合雷达导引头给出一种再入制导方案。
当飞行器再入大气层后到达某一高度，主动雷达开机，对目标进行搜索、截获、识别和跟踪，给出视线角、视线角速度、距离等制导信息，然后主动雷达关机，飞行器由空气舵提供控制力，按制导规律做机动飞行；当飞行器继续飞行至某一高度时，导引头以被动形式对目标进行搜索，并连续给出制导信息，直至击中目标。
再入飞行器的末寻的导引头比常规的导引头要复杂，需要解决许多关键技术问题，主要包括以下几个方面：
a）再入飞行器具有高速、高温大动态再入环境，导引头必须能够在此环境下正常工作；
b）导引头的作用距离要满足再入飞行器制导方案的要求；
c）导引头必须具备目标识别能力，因此需要发展相应的目标识别技术；
d）必须解决导引头穿越等离子体黑障时信号的丢失问题；
e）导引头要具备较强的抗干扰能力。
导引头的性能指标能否满足制导要求是再入飞行器攻击活动目标的关键和前提条件。

3.2高空探测系统
由于受各种因素影响，再入飞行器的再入机动能力是有限的。当目标逃逸区域超出飞行器的再入机动范围时，仅靠低空再入机动无法保证命中目标，在这种情况下，可以采用高空弹道修正方案，即增加高空中制导段，用高空发动机修正部分弹道偏差，使再入后所需的弹道修偏量在飞行器的机动能力范围内。

要实现再入飞行器的高空机动，必须要在机动前获得新的目标位置信息。一种方案是在飞行器飞行的中段通过地面站获得修正指令；另一种方案是飞行器自身携带高空雷达探测系统，以此获得新的目标位置信息。

前一种方案是指令制导，原理简单，但技术实现难度较大；后一种方案虽然在技术上比较复杂，但却可以做到发射后不管。当飞行器飞行至降弧段某高度，姿控发动机对飞行器进行调姿，使高空雷达天线尽量对准目标，然后雷达开机，此时姿控系统保持飞行器姿态的稳定，经过雷达天线的扫描、识别及数据积累，给出当时的目标位置信息，此后雷达关机，飞行器按预定的制导程序调姿，然后高空发动机点火，对高空弹道进行修正。当然，实现这种制导方案存在着很多困难，除了制导方案本身的复杂性以外，也对作为硬件基础的高空雷达探测系统提出了较高的技术要求。

4 高低空复合制导方案
4.1低空机动能力
再入飞行器的低空机动能力指的是飞行器再入大气层后所能达到的最大机动距离，它受多种因素的影响。例如，假设对再入飞行器提出以下约束条件：
a）落地速度限制在2 Ma～3 Ma；
b）落地时的弹道倾角接近垂直；
c）最大攻角和最大过载均有限制。
则再入飞行器的低空机动能力取决于以上约束条件，在设计再入制导律时就要考虑这些约束条件，通常采用带有终端约束条件的最优制导律[1,2]，并对攻角和过载进行限制，还要进行减速控制，其俯冲平面内的典型再入弹道如图2所示。

此弹道曲线是采用某再入飞行器的弹道及气动参数进行仿真得到的。给出的是俯冲平面内的弹道，再入高度从70 km算起，制导律采用的是文献[1]中的最优再入制导律。其中，A点是瞄准点，也是惯性弹道的落点；C点为飞行器发射时目标的初始位置；B点和D点分别为俯冲平面内目标向后和向前的最大逃逸点。由于减速控制和过载的限制，惯性弹道的落点没有选择在目标初始点，因为如果选择在C点，则在攻击B点时没有足够的平飞减速段，无法满足落速的要求。因此惯性弹道的落点必须选择在A点，AD为飞行器的低空最大机动距离，而BD为攻击范围。

图2中的AB段是为了保证攻击B点和D点时的落地速度均能满足要求而预留的距离，仿真中取AB=25km，其值随具体问题而定。图中的BC段和CD段为目标在俯冲平面内的最大逃逸半径，如果目标的逃逸半径很大，则可能无法保证攻击B点和D点的弹道均能满足落速要求，即再入飞行器的攻击半径是有限的。仿真表明，此再入飞行器的最大攻击半径为20 km，即BC=CD=20km，对应飞行器低空最大机动距离AD=AB+2BC=65km。

4.2高低空复合制导方案
为扩大攻击范围，可以增加高空机动。下面给出一种简单的用固体火箭发动机提供控制力的高空制导方案。
采用前面所述的高空探测系统，在其给出目标位置信息后，飞行器开始调姿，将纵轴调到与速度矢量垂直的方向，然后高空发动机点火，实现俯冲平面内高空弹道的向前和向后机动，向前机动时纵轴与速度矢量的夹角为90°，向后时为-90°。这种方案的控制方式比较简单，飞行器在俯冲平面内可进行前向和后向机动，充分利用了高空能量，但要解决的问题是：
a）如何利用飞行器在高空的前后向机动能力控制高空机动距离（指高空机动后惯性再入的弹道落点距未机动惯性弹道落点的距离），以保证再入后目标在飞行器低空机动范围内；
b）固体火箭发动机通常采用耗尽关机方式，如何在耗尽关机的条件下控制高空机动距离。
下面给出具体的制导方案和结论，推导过程从略。该方案采用开关式控制，以满足低空再入机动能力作为指标，推导出所需的高空机动能力，以及指令切换点的位置，从而较好地解决了上述两个问题，其原理如图3所示。
图3中C点仍为目标初始位置点，R为目标的最大逃逸半径，即当飞行器命中目标时目标位置与发射前装订的目标初始位置的偏差，也是飞行器采用高低空机动后需要达到的攻击区域半径。AB仍为预留的距离。此方案中的瞄准点（即非机动惯性弹道的落点）不再选择在A点，而是在E点，其中AE的长度为飞行器向后的高空机动距离，即飞行器向后进行高空机动的惯性弹道落点在A点，EF为飞行器向前的高空机动距离，AF即为飞行器前后向高空机动距离之和（机动距离均以落地点计算）。
此方案的特点是具有一个指令切换点G，即当目标位于G点之后时，飞行器向后做高空机动，其惯性弹道会落在A点；而当目标位于G点之前时，飞行器向前做高空机动，此时惯性弹道的落点会在F点。
推导后可以得出，当满足BG=AF=R(1)时，低空所需的最大机动距离最小，为Lmax=AB+R (2)
由此得出以下结论：
a）开关控制的指令切换点G就是目标的初始位置点C；
b）要使再入后飞行器所需的机动距离最小，只需选择高空发动机的前后向机动距离之和等于目标最大逃逸半径R即可。
以上述飞行器为例，如图2所示，飞行器低空最大机动距离为Lmax=AB+2r (3)
式中r——图2中的低空机动最大攻击半径BC或CD。
因此由式（2），（3）可知，增加了高空机动并采用开关式制导方案后，可将飞行器的攻击区域半径扩大一倍，即R=2r(4)
下面对再入飞行器进行高低空复合制导仿真，并将目标的最大逃逸半径扩大一倍，即R=40 km，采用高低空复合制导后俯冲平面内的弹道如图4所示。由于C点是切换点，仿真中在攻击C点时高空采用向后机动。
此高空制导方案可将攻击区域半径扩大一倍，并使高低空能量达到合理分配，它采用的是具有一个指令切换点的开关控制，因此高空发动机必须工作；当然，还可采用具有两个指令切换点的开关控制，即当目标位于两个切换点之间时高空发动机不工作，这样飞行器的攻击区域半径还可增大，其切换点的位置、高空所需的能量或机动能力、以及扩大后的攻击区域半径仍可用上述方法推导。
图4俯冲平面高低空复合制导弹道

5 结束语
再入飞行器攻击慢速活动目标的首要条件是目标的初始侦察定位系统和飞行器上的目标探测系统，它们是制导方案的重要组成部分，是设计制导方案的硬件基础。针对再入飞行器攻击区域的限制以及目标可能出现的大的逃逸半径，提出了高低空复合制导方案，此方案简便易行，有效增加了攻击范围，但仍需对以下关键技术问题进行深入研究：
a）制导所需的高空能量较大，增加了飞行器的质量，是否能满足总体要求；
b）高空姿控系统能否满足要求；
c）高空制导精度能否满足再入末制导的要求；
d）高空发动机工作时易被发现，需要有效的突防措施。

参 考 文 献
1赵汉元.飞行器再入动力学和制导.长沙：国防科技大学出版社，1997.
2 Kim M, Grider K V. Terminal guidance for impact attitude angle constrained flight trajectories. IEEE Transactions on Aerospace and Electronic System,1973,AES-9(6): 852～859