大气层内飞行的KKV关键技术分析综述

大气层内飞行的KKV关键技术分析综述

万自明　陈定昌　殷兴良

　　摘　要　介绍了国外Kinetic Kill Vehicle(KKV——动能杀伤拦截器)的最新发展情况，论述了导引头安装方式与KKV独立飞行空域的密切关系；随后介绍了大气层内的KKV关键技术问题，并重点分析讨论了光学窗口与气动光学、喷流干扰效应、复合力控制等技术研究内容。
　　主题词　大气层　　导弹　　武器系统　　+动能杀伤拦截器(KKV)

Analysis of Key Problems to Endo-Atmospheric KKV

Wan Ziming　　Chen Dingchang　　Yin Xingliang
CASC,Beijing 100854

　　Abstract　This paper introduces the development of KKV and close relations between the mounting form of homing head and the KKV's flying area,then the key problems to endo-atmospheric KKV are discussed.The window and aero-optical technology,jet interaction, composition control technology of varied forces and so on,are emphatically discussed.
　　Keywords　Atmosphere　　Kinetic kill vehicle　　Key technology

1　KKV发展情况综述

　　美国在KKV技术研究上取得了引人注目的进展，这些进展成为先进防空导弹及“战区导弹防御”技术的主要进步点。近十多年来，国外(主要是美国)研制了多种类型的KKV或动能拦截弹，进行了数十次各种KKV的悬浮试验，成功地进行了多次反TBM实弹拦截试验，充分验证了KKV反卫星与反TBM的各项技术(现部分型号已转入工程研制及生产装备阶段)；在KKV的轻小型化与智能化方面取得了突破性的进展，主要关键部件的轻小型化已使KKV技术的发展进入了良性循环，使KKV的尺寸、质量成倍下降，而且有识别能力的KKV技术研究取得重大突破，计划在2001财年进行首次演示试验；另外，美国1995年初已完成KKV通用化的第一阶段研究，计划发展通用的KKV，来满足各军种导弹防御的要求。
　　目前，国外已发展和研究了三代KKV技术。第一代是美国SDI计划最初研究的几种拦截弹(如SBI、ERIS、HEDI)上的弹头或动能拦截器，质量为40～200kg不等，基本上采用单模红外寻的头，KKV机动能力小，导引头视场也小，要求外部的目标探测跟踪系统的探测精度达到200m左右。第二代KKV的典型代表是LEAP射弹，与第一代KKV的最大区别是微小化，质量比第一代KKV小近一个数量级，并将KKV推向模块化、多用途的发展方向。目前正研究的第三代KKV技术，即所谓“有识别能力的拦截器”技术，应是一种超级灵巧、能自主识别真假目标的、高级智能化的先进KKV，而且必须低成本、轻质量。
　　当前，美国在重点研究三类动能拦截弹或KKV，向通用化方面进军：一是PAC-Ⅲ型动能拦截弹与海军的标准-2ⅣA导弹；二是可在大气层高空与大气层外实施拦截的THAAD拦截器与“大气层拦截器技术”(AIT)；三是“大气层外轻型射弹”(LEAP)与“大气层外拦截器”(EKV)。目前，这三者之间仍无法互换与通用，但可在各自的高度范围内提供给各军种通用，一起构成了通用KKV与动能拦截弹技术的基石。
　　美国在KKV的发展中，共研制出十多种KKV样机。这些样机的导引头绝大部分采用捷联安装方式，其KKV也仅能在大气层外或稀薄大气层中独立飞行与作战；也有几种样机导引头是随动平台安装，能在大气层内飞行与独立作战。导引头安装方式与KKV独立飞行空域(大气层内/外)密切相关，是KKV总体方案选择中首先遇到的两个主要问题。

2　KKV导引头的安装形式及特点

　　美国曾经研制和正在研制的各种动能拦截弹或拦截器，一是曾经想部署在空间并在空间拦截目标的“天基拦截弹(器)”，二是部署在地面但能被运载到大气层外杀伤目标的“地基拦截弹(器)”，三是部署在地面(或海上)能在大气层内或大气层边缘作战的动能拦截器或拦截弹。综合目前所能看到的资料表明，只能在大气层外拦截目标的KKV，其导引头一般采用捷联安装方式，而需要在稠密大气层内或大气层高层边缘作战的KKV，其导引头一般采用平台安装方式(参见表1)。因为大气层外KKV飞行时，攻角并无限制的必要，所以可以保证KKV速度矢指向预测命中点，而与弹体捷联的导引头视场中心线指向弹-目视线方向；KKV在大气层内(尤其是稠密大气中)飞行时，攻角要按需用过载来调节，难于保证同时满足速度矢与导引头指向的要求，宜采用平台安装导引头系统。

表1　KKV导引头的安装方式


序号 KKV或拦截弹名称 导引头波段 导引头安装方式
1 天基拦截弹SBI(马丁公司
与罗可韦尔国际公司两种) 中波 捷联安装
2 “智能卵石”(BP) 中波、长波 捷联安装
3 休斯公司的LEAP(大气层
外轻型射弹) 红外 捷联安装
4 大气层外弹头拦截系统
(ERIS) 长波、红外 捷联安装
5 地基拦截弹GBI(波音
与休斯公司两种) 红外 捷联安装
6 动能反卫星(KEASAT)
拦截器 可见光 捷联安装
7 大气层内高空防御(HEDI)
拦截弹 红外 平台安装
8 战区高空区域防御
(THAAD)拦截弹 中波 平台安装
9 “标准-2”ⅣA型拦截弹 红外 平台安装
10 PAC-3(ERINT)拦截弹 毫米波 平台安装


　　不难看出，除早期采用单轴自旋(导引头亦是捷联安装)使KKV轻小的空基发射反卫星动能拦截器(MHV)外，现在的KKV均为三轴稳定，为使KKV更轻小(大气层外拦截时KKV的轻小要求更高)，在能满足作战要求的情况下，首选引头捷联安装方式。此方式的特点是KKV结构简单，体积与质量能更轻小，但因无导引头随动跟踪回路，要解决导引头隔振与稳像问题，而且无法独立在稠密大气层内飞行(除非导引头有10°以上的宽视场)；随动平台安装方式则使KKV能在大气层内外独立飞行，但有导引头随动跟踪回路，结构要复杂些。
3　大气层内KKV关键技术问题

　　美国大气层内拦截器技术(AIT)计划，由ENDO-LEAP(大气层内轻型射弹)引伸过来。重点是研究大气层内轻型拦截器及其先进导引头、直接命中制导控制技术等，以对付大气层内TBM威胁，扩展KKV的作战空间。
　　由于大气与再入弹头的相互作用为真假目标识别提供了天然特征(亦称大气层过滤)，因此KKV大气层内作战仍十分必要，但与大气层外飞行的KKV相比，会引出一系列新的技术问题。
　　大家知道，大气层外的KKV需解决直接碰撞的末端寻的制导控制技术、质心静态偏差与动态漂移控制技术、KKV轻小型优化设计与集成技术、悬浮试验验证等系统技术问题，并需要对KKV的凝视成像导引头、轻小高性能光陀螺、高推质比的姿轨控发动机等分系统进行攻关研制。原则上讲，大气层内飞行的KKV，除解决上述关键技术外，仍需解决下述大气层内特有的技术问题：
　　.　气动光学问题；
　　.　喷流干扰效应与复合力控制问题；
　　.　大气层内直接命中(或辅助杀伤装置)问题；
　　.　视线稳定跟踪问题；
　　.　整流罩高速抛罩问题；
　　.　气动加热与光学窗口冷却问题。
　　AIT原定的作战范围为10～60km，大约15km以下的低空可完全利用气动力机动，15～25km的区域需气动力与侧向力混合产生机动，以减少末端脱靶量。
　　对上述技术问题，美国在理论计算、实验室试验与风洞吹风中作了大量的研究，许多技术成果已转移应用到型号上。如以HEDI模型在9号风洞中开展的气动光学、气动热与窗口制冷、喷流交互干扰与稳定性试验、整流罩分离四方面的风洞试验结果全部用到THAAD拦截器的设计中(具体试验项目参见表2～表5)，确保THAAD能在40km左右高度的大气层内工作(THAAD的拦截器亦开展了上述四方面少量验证性的风洞试验，但未看到具体技术报道)。另外，美国还在AEDC的风洞C设备、AOEC的96英寸高超声速激波风洞上装有配套的气动光学测量系统，进行了大量的气动光学风洞试验，获取了大批的气动光学测量数据。而且“箭-2”与“标准-2”ⅣA型拦截弹均使用窗口薄膜制冷技术，PAC-Ⅲ采用末端直接侧向力强迫控制与辅助动能杀伤技术。

表2　气动光学试验


年份 项目 主持单位 说明
1978 边界层辐射 BMD-ATC 马赫数14；边界层红外辐射；使用CO2和CF4吹风
1985 HEDI凹窗气动
光学
HEDI项目
办公室 马赫数10；采集了视线偏差和像模糊数据，该数据包含了振动和光源的影响
1986 HEDI平窗气动
光学 HEDI项目
办公室 马赫数10；采集了视线偏差和像模糊数据，解决了振动问题。成功地获得了一维气动光学数据
1987 泰勒德尼-布朗
公司气动
光学试验 SDC-KEW 马赫数10；使用泰勒德尼-布朗公司的模型与光学设备；获取了二维气动光学数据
1989 HEDI气动
光学试验 HEDI项目
办公室 马赫数10；全尺寸HEDI头部；使用了改建的泰勒德尼-布朗公司的光学测试系统。


表3　气动热试验


年份 项目 主持单位 说明
1985 HEDI凹窗
头部窗口
制冷 HEDI项目
办公室 马赫数10；优化了冷却流
1986 HEDI平窗
头部窗口
制冷 HEDI项目
办公室 马赫数10；优化了冷却流
1987 泰勒德尼-
布朗公司
窗口制冷
技术 SDC-KEW 马赫数10；优化了冷却流
1989 HEDI窗口
制冷 HEDI项目
办公室 马赫数10；全尺寸的HEDI头部模型，按飞行状态优化制冷方案


表4　喷流交互干扰与稳定性试验


年份 项目 主持单位 说明
1982 高高度机动控制 BMD-ATC 马赫数14；双锥体模型，发动机安装在质心处
1985 侧向推进
试验Ⅰ BMD-ATC 马赫数10与14；双锥体模型，轨控发动机安装在质心，姿控发动机安装在尾部
1986 侧向推进
试验Ⅱ BMD-ATC 马赫数10与14；试验Ⅰ的延续
1987 HEDI喷流交
互干扰 HEDI项目
办公室 马赫数10；获取了发动机高频脉冲工作时压力与热传输数据；使用缩比HEDI动能拦截器模型
1987 HEDI动能拦
截器稳定性 HEDI项目
办公室 马赫数10与14；动能拦截器与带二级助推器的动能拦截器两种模型状态；获取了力、力矩、压力与热传输数据


表5　头罩分离试验


年份 项目 主持单位 说明
1987 HEDI头罩
分离 HEDI项目
办公室 马赫数10与14；缩比模型
1991 HEDI头罩
分离 HEDI项目
办公室 马赫数8；全尺寸HEDI头部模型；飞行状态验证试验


4　大气层内KKV关键技术分析
　　对前述的六个方面的大气层内关键技术问题，我们选择光学窗口与气动光学、喷流干扰效应、复合力控制三个重点问题分别做一个简单的分析与讨论，需要了解相关细节的读者，可分别去参阅参考文献［2，3］。
4.1　光学窗口与气动光学技术问题
4.1.1　研究内容
　　(1)头罩及其侧窗气动加热与流场环境研究
　　①流场与气动加热计算建模与数学仿真；
　　②流场与气动热计算模型校验；
　　③流场与气动热风洞试验技术，包括相似准则与模拟技术研究；
　　④侧窗外流场诊断与测试技术。
　　(2)侧窗及其致冷技术
　　①窗口致冷方式与致冷技术研究；
　　②窗口材料选择与表面镀膜、加工研制；
　　③窗口致冷效果数学模型建立与校验。
　　(3)高速来流与受热窗口红外辐射特性研究
　　①数学建模与理论计算；
　　②风洞试验与模型校验。
　　(4)气动光学效应研究
　　①模糊、抖动、衰减、视线偏差(反映到Streh1比、调制传递函数MTF、点扩展函数PSF等)气动光学效应建模；
　　②气动光学效应实验室单项测试与建模/校模；
　　③气动光学效应风洞试验及测量技术，包括相似准则、环境模拟技术、测试设备及数据处理系统技术；
　　④气动光学效应计算模型校验与数学仿真。
　　(5)气动光学校正技术研究
　　①气动光学效应误差源分析；
　　②气动光学效应软硬件校正措施研究；
　　③气动光学效应校正风洞验证试验。
4.1.2　研究途径分析
　　(1)理论研究与建模、校模、数学仿真与计算；
　　(2)实验室气动光学校正实验是另一途径，且提供一方面的建模与校模支持；
　　(3)风洞模拟测试与试验验证途径，提供另一方面的建模与模型校验依据，且关键技术得到试验验证；
　　(4)飞行试验验证，最终的模型校验与关键技术验证。
4.2　喷流干扰效应问题
4.2.1　问题的提出
　　如果想让KKV按需用过载飞行(如按需用过载nyx=——比例导引律)，必须解决下述问题：
　　(1)从气动研究方面，给出直接控制力情况下的压心、升力系数、阻力系数、力矩系数等的变化规律；
　　(2)从导弹总体角度，给出适应轨控设计要求的精确的质心变化规律和质心控制方程：
　　(3)从控制力系统研究角度，给出姿控(或轨控)静态推力与受高速来流影响后的实际推力比值关系；
　　(4)上述对象的控制系统是一个非线性、时变(甚至有许多饱和环节、开关环节、时滞环节等)系统，需要利用现代控制理论与方法来设计姿控与轨控规律并进行末制导回路设计，进行精度仿真，看能否满足飞行过载及其他控制要求。
　　由此，引出了侧向喷流交互技术研究及下一节将讨论的大气层内KKV直接侧向力控制技术研究问题。
4.2.2　侧向喷流交互技术研究
　　当姿控或轨控发动机不工作，高速来流流经KKV表面时，会建立一个稳定的流场。如果姿控或轨控发动机点火喷出燃气流，该燃气流将会因二次喷射影响上述流场，致使KKV压心与压力分布发生变化；同时，因有高速流场存在，姿控或轨控发动机喷口环境参数与静态时相比发生了变化，实际产生推力的大小会随来流的密度、速度、攻角以及喷流的大小、时间长短、组合的形式的变化而发生变化，这就是所谓侧向喷流交互影响问题。另外，发动机喷出的燃气流将向KKV头部扩散，有可能污染头部探测窗，需在KKV设计中考虑相应的防止措施。
4.3　大气层内KKV直接侧向力/气动力复合控制技术问题
4.3.1　KKV弹体环节模型
　　考虑仅有姿控发动机产生控制力的情形，KKV运动学与动力学方程经拉普拉斯变换有下述传递函数，它描述了KKV弹体环节。




4.3.2　回路设计问题
　　图1为末制导回路方程图，需要设计反馈与校正环节及制导控制指令计算两个小方框。导引头跟踪回路与姿控执行机构环节可由导引头与姿控发动机研制单位提供。



图1　拦截器末制导回路方框图

　　若姿控发动机是变推力的，则可基于比例导引来设计制导控制律，回路设计中需权衡快速性与稳定性要求；若姿控发动机为开关控制机构，则需设计相应的开关控制律，此时回路设计问题十分复杂，不能使用原来的一套设计方法，需利用现代控制的新理论与新方法来指导设计工作。变结构控制、鲁棒控制技术应能应用于解决该复杂强非线性大系统的控制问题。
4.3.3　仿真与试验验证问题
　　(1)回路及其末制导精度数学仿真：需建立误差源模型、回路精度分析估算模型等，进行大量数学仿真，给出最终脱靶，评估直接侧向力控制效果，并反馈到回路设计与改进工作中去。
　　(2)半实物仿真验证：建立半实物仿真模型，进行地面半实物仿真试验，验证数学仿真结果，评估直接侧向力的控制效果。
　　(3)风洞虚拟飞行试验验证：该试验是除飞行试验之外的最逼真的验证试验，是连接地面静态吹风试验、地面回路半实物仿真试验与飞行试验间的桥梁。从验证直接侧向力的控制效果看，开展KKV独立回路虚拟飞行试验即可，闭合回路虚拟飞行试验可以留给直接碰撞动能杀伤研究去做。
　　KKV独立回路虚拟飞行试验方案设想如下(仅虚拟飞行俯仰回路)：将KKV试验模型装在风洞内气体轴承上，模型尾端上、下各装一个姿控发动机(可选择冷喷发动机)，模型上带一部无线电收发机，接收外部自动驾驶仪台给出的姿控发动机开关指令，并将自身的姿态运动与控制信息发给数据采集系统，然后经过分析计算，得出回路控制品质参数，如图2所示。




图2　KKV独立回路虚拟飞行试验方案

4.4　其它几个方面的技术问题
　　KKV大气层内飞行时，因末端寻的导引头探测精度与末制导控制回路快速响应能力不及大气层外飞行时高，所以实现大气层内的KKV直接碰撞杀伤难度大，需要优化设计才能解决，如果末端脱靶量无法保证直接碰撞命中要求，则必须加装辅助或增强杀伤装置，以降低末制导控制精度要求。
　　视线稳定跟踪是保证末制导正常工作的前提，由于气动光学效应等误差影响，必须在目标成像与信息处理、跟踪平台与跟踪回路设计中，考虑如何稳定跟踪目标。另外，还必须解决从模糊的目标图像中选择特征点或瞄准点，并对瞄准点进行稳定跟踪直至直接命中瞄准点。
　　高速飞行条件下，抛掉光学头罩外面的整流保护罩，而且要求光学头罩不能受到损伤，这在大攻角飞行时，尤其不容易解决，国外通过大量的风洞试验，对比多种抛罩方式与抛罩机构，已成功解决了此问题，而且在实弹飞行试验中从未出现抛罩引起的试验失败问题。

5　结束语

　　美国发展了三代KKV，一直坚持着KKV轻小型化方向，而导引头捷联安装十分有利于KKV的轻小型化。美国大气层外的KKV技术已达到工程实用水平，而大气层内的KKV技术有另外的技术难点，美国也已基本解决。另外，美国正向KKV通用化方面稳步迈进。借鉴国外KKV的发展经验，国内也应先研制大气层高层/大气层外拦截的KKV，导引头捷联安装，再依据具体的型号作战要求，研制有导引头随动平台的可大气层内飞行的KKV，分步实施，逐步积累KKV的相关关键技术成果，使KKV不断地轻小，并逐步达到通用化要求。具体讲来，应先解决大气层外KKV的关键技术问题，进行大气层外反导反卫星的演示验证：再研究并解决大气层内KKV的关键技术问题，进行KKV独立回路、闭合回路虚拟飞行风洞试验，并开展大气层内KKV直接碰撞杀伤TBM弹头的演示验证。另外，大气层内KKV的飞行高度先保证可高空飞行，再逐步扩展到稠密大气层内乃至低空。

作者单位：中国航天机电集团公司二院，北京 100854

参考文献

1　万自明，黄培康，殷兴良.动能拦截器轻小型化与智能化.现代防御技术，1994(2).
2　万自明.气动光学原理与关键技术分析.先进防御技术通讯(A类)，1998(1).
3　万自明，殷兴良.大气层内KKV直接侧向力控制关键技术问题分析.先进防御技术通讯(A类)，1998(2).
4　Allen Spencer.Optimal Control Thruster Location for Endo-atmospheric Interceptors,AIAA93-2639.
5　Wark S C.A Computational Model for Predicting the Performance of Jet Interaction Steering Control Systems for Conical Missiles,AIAA87-0069.
6　Nesline W.Iarchan P.Miss Distance Dynamics in Homing Missiles,AIAA84-1844.
7　Finseth J L.Multiple Jet Effects in Jet Interaction,AIAA88-3273.
8　Allen Spencer.Design Trade-Off for Homing Missiles,AIAA92-2755.
9　ILt Thomas E.Manning Ⅱ,Bridging the Gap Between Ground and Flight Tests:Virtual Flight Testing(VFT),AIAA95-3875.
10　Crosswy L. Havener G.Aero-Optics Measurement System for the AEDC Aero-Optics Test Facility,AEDC TR-90-20(AD-A232852),Arnold AFB,TN,February 1991.
11　Gilbert K.Otten L J editors.Aero-Optical Phenomena,Progress in Astronautics and Aeronatucis(80),AIAA Inc,Washington,DC,1982.
12　Havener G.Optical Wave Front Variance for Aero-Optical Applications,AIAA 92-0654,AIAA 30th Aerospace Science Meeting,Reno,NV,1992(1)：6～9.
13　Bendat J S. Piersol A G.Random Data:Analysis and Measurement Procedures,John Wiley and Sons Inc.,New York,1971.
14　Trolinger J D. Havener G.A Renaissance in Holographic Flow Field Diagnostics,AIAA 91-0655,29th Aerospace Sciences Meeting,Reno,NV,1991(1)：7～10.
15　Abramson N.Sandwich Hologram Interferometry:A New Dimension in Holographic Comparisons,Applied Optics,1974(13)：2019.
16　Havener G. Kirby D.Aero-Optical Phase Measurements Using Fourier Transform Hologrphic Interferometry,AIAA 92-0379,AIAA 30th Aerospace Sciences Meeting,Reno,NV,1992(1)：6～9.
17　Creath K.Phase Shifting Interferomerty,Applied Optics,1985(12)：855～859.
18　Havener G.Turbulent Bursting in Axisymmetric Boundary Layers,AIAA Journal,1977，4(13)：592～593.
19　Miller D W.AIT Interceptor Performance Predictions,AIAA 93-2683.
20　Prats B D，Hill J A F，Metzger M A.High Altitude Control Tests in NSWC Hypervelocity Tunnel,AIAA84-0616.
21　Kelley B,Vance L，Boker P.Ground Test Performance Validation of the Army LEAP Kill Vehicle,AIAA93-2676.
22　Strauss B J,Gravina R J,Hasenzahl C J，et al.All Attitude Guidance & Control for Endo Atmospheric Interceptors,AIAA93-2643.

收稿日期：1998年10月7日大气层内飞行的KKV关键技术分析综述

万自明　陈定昌　殷兴良

　　摘　要　介绍了国外Kinetic Kill Vehicle(KKV——动能杀伤拦截器)的最新发展情况，论述了导引头安装方式与KKV独立飞行空域的密切关系；随后介绍了大气层内的KKV关键技术问题，并重点分析讨论了光学窗口与气动光学、喷流干扰效应、复合力控制等技术研究内容。
　　主题词　大气层　　导弹　　武器系统　　+动能杀伤拦截器(KKV)

Analysis of Key Problems to Endo-Atmospheric KKV

Wan Ziming　　Chen Dingchang　　Yin Xingliang
CASC,Beijing 100854

　　Abstract　This paper introduces the development of KKV and close relations between the mounting form of homing head and the KKV's flying area,then the key problems to endo-atmospheric KKV are discussed.The window and aero-optical technology,jet interaction, composition control technology of varied forces and so on,are emphatically discussed.
　　Keywords　Atmosphere　　Kinetic kill vehicle　　Key technology

1　KKV发展情况综述

　　美国在KKV技术研究上取得了引人注目的进展，这些进展成为先进防空导弹及“战区导弹防御”技术的主要进步点。近十多年来，国外(主要是美国)研制了多种类型的KKV或动能拦截弹，进行了数十次各种KKV的悬浮试验，成功地进行了多次反TBM实弹拦截试验，充分验证了KKV反卫星与反TBM的各项技术(现部分型号已转入工程研制及生产装备阶段)；在KKV的轻小型化与智能化方面取得了突破性的进展，主要关键部件的轻小型化已使KKV技术的发展进入了良性循环，使KKV的尺寸、质量成倍下降，而且有识别能力的KKV技术研究取得重大突破，计划在2001财年进行首次演示试验；另外，美国1995年初已完成KKV通用化的第一阶段研究，计划发展通用的KKV，来满足各军种导弹防御的要求。
　　目前，国外已发展和研究了三代KKV技术。第一代是美国SDI计划最初研究的几种拦截弹(如SBI、ERIS、HEDI)上的弹头或动能拦截器，质量为40～200kg不等，基本上采用单模红外寻的头，KKV机动能力小，导引头视场也小，要求外部的目标探测跟踪系统的探测精度达到200m左右。第二代KKV的典型代表是LEAP射弹，与第一代KKV的最大区别是微小化，质量比第一代KKV小近一个数量级，并将KKV推向模块化、多用途的发展方向。目前正研究的第三代KKV技术，即所谓“有识别能力的拦截器”技术，应是一种超级灵巧、能自主识别真假目标的、高级智能化的先进KKV，而且必须低成本、轻质量。
　　当前，美国在重点研究三类动能拦截弹或KKV，向通用化方面进军：一是PAC-Ⅲ型动能拦截弹与海军的标准-2ⅣA导弹；二是可在大气层高空与大气层外实施拦截的THAAD拦截器与“大气层拦截器技术”(AIT)；三是“大气层外轻型射弹”(LEAP)与“大气层外拦截器”(EKV)。目前，这三者之间仍无法互换与通用，但可在各自的高度范围内提供给各军种通用，一起构成了通用KKV与动能拦截弹技术的基石。
　　美国在KKV的发展中，共研制出十多种KKV样机。这些样机的导引头绝大部分采用捷联安装方式，其KKV也仅能在大气层外或稀薄大气层中独立飞行与作战；也有几种样机导引头是随动平台安装，能在大气层内飞行与独立作战。导引头安装方式与KKV独立飞行空域(大气层内/外)密切相关，是KKV总体方案选择中首先遇到的两个主要问题。

2　KKV导引头的安装形式及特点

　　美国曾经研制和正在研制的各种动能拦截弹或拦截器，一是曾经想部署在空间并在空间拦截目标的“天基拦截弹(器)”，二是部署在地面但能被运载到大气层外杀伤目标的“地基拦截弹(器)”，三是部署在地面(或海上)能在大气层内或大气层边缘作战的动能拦截器或拦截弹。综合目前所能看到的资料表明，只能在大气层外拦截目标的KKV，其导引头一般采用捷联安装方式，而需要在稠密大气层内或大气层高层边缘作战的KKV，其导引头一般采用平台安装方式(参见表1)。因为大气层外KKV飞行时，攻角并无限制的必要，所以可以保证KKV速度矢指向预测命中点，而与弹体捷联的导引头视场中心线指向弹-目视线方向；KKV在大气层内(尤其是稠密大气中)飞行时，攻角要按需用过载来调节，难于保证同时满足速度矢与导引头指向的要求，宜采用平台安装导引头系统。

表1　KKV导引头的安装方式


序号 KKV或拦截弹名称 导引头波段 导引头安装方式
1 天基拦截弹SBI(马丁公司
与罗可韦尔国际公司两种) 中波 捷联安装
2 “智能卵石”(BP) 中波、长波 捷联安装
3 休斯公司的LEAP(大气层
外轻型射弹) 红外 捷联安装
4 大气层外弹头拦截系统
(ERIS) 长波、红外 捷联安装
5 地基拦截弹GBI(波音
与休斯公司两种) 红外 捷联安装
6 动能反卫星(KEASAT)
拦截器 可见光 捷联安装
7 大气层内高空防御(HEDI)
拦截弹 红外 平台安装
8 战区高空区域防御
(THAAD)拦截弹 中波 平台安装
9 “标准-2”ⅣA型拦截弹 红外 平台安装
10 PAC-3(ERINT)拦截弹 毫米波 平台安装


　　不难看出，除早期采用单轴自旋(导引头亦是捷联安装)使KKV轻小的空基发射反卫星动能拦截器(MHV)外，现在的KKV均为三轴稳定，为使KKV更轻小(大气层外拦截时KKV的轻小要求更高)，在能满足作战要求的情况下，首选引头捷联安装方式。此方式的特点是KKV结构简单，体积与质量能更轻小，但因无导引头随动跟踪回路，要解决导引头隔振与稳像问题，而且无法独立在稠密大气层内飞行(除非导引头有10°以上的宽视场)；随动平台安装方式则使KKV能在大气层内外独立飞行，但有导引头随动跟踪回路，结构要复杂些。
3　大气层内KKV关键技术问题

　　美国大气层内拦截器技术(AIT)计划，由ENDO-LEAP(大气层内轻型射弹)引伸过来。重点是研究大气层内轻型拦截器及其先进导引头、直接命中制导控制技术等，以对付大气层内TBM威胁，扩展KKV的作战空间。
　　由于大气与再入弹头的相互作用为真假目标识别提供了天然特征(亦称大气层过滤)，因此KKV大气层内作战仍十分必要，但与大气层外飞行的KKV相比，会引出一系列新的技术问题。
　　大家知道，大气层外的KKV需解决直接碰撞的末端寻的制导控制技术、质心静态偏差与动态漂移控制技术、KKV轻小型优化设计与集成技术、悬浮试验验证等系统技术问题，并需要对KKV的凝视成像导引头、轻小高性能光陀螺、高推质比的姿轨控发动机等分系统进行攻关研制。原则上讲，大气层内飞行的KKV，除解决上述关键技术外，仍需解决下述大气层内特有的技术问题：
　　.　气动光学问题；
　　.　喷流干扰效应与复合力控制问题；
　　.　大气层内直接命中(或辅助杀伤装置)问题；
　　.　视线稳定跟踪问题；
　　.　整流罩高速抛罩问题；
　　.　气动加热与光学窗口冷却问题。
　　AIT原定的作战范围为10～60km，大约15km以下的低空可完全利用气动力机动，15～25km的区域需气动力与侧向力混合产生机动，以减少末端脱靶量。
　　对上述技术问题，美国在理论计算、实验室试验与风洞吹风中作了大量的研究，许多技术成果已转移应用到型号上。如以HEDI模型在9号风洞中开展的气动光学、气动热与窗口制冷、喷流交互干扰与稳定性试验、整流罩分离四方面的风洞试验结果全部用到THAAD拦截器的设计中(具体试验项目参见表2～表5)，确保THAAD能在40km左右高度的大气层内工作(THAAD的拦截器亦开展了上述四方面少量验证性的风洞试验，但未看到具体技术报道)。另外，美国还在AEDC的风洞C设备、AOEC的96英寸高超声速激波风洞上装有配套的气动光学测量系统，进行了大量的气动光学风洞试验，获取了大批的气动光学测量数据。而且“箭-2”与“标准-2”ⅣA型拦截弹均使用窗口薄膜制冷技术，PAC-Ⅲ采用末端直接侧向力强迫控制与辅助动能杀伤技术。

表2　气动光学试验


年份 项目 主持单位 说明
1978 边界层辐射 BMD-ATC 马赫数14；边界层红外辐射；使用CO2和CF4吹风
1985 HEDI凹窗气动
光学
HEDI项目
办公室 马赫数10；采集了视线偏差和像模糊数据，该数据包含了振动和光源的影响
1986 HEDI平窗气动
光学 HEDI项目
办公室 马赫数10；采集了视线偏差和像模糊数据，解决了振动问题。成功地获得了一维气动光学数据
1987 泰勒德尼-布朗
公司气动
光学试验 SDC-KEW 马赫数10；使用泰勒德尼-布朗公司的模型与光学设备；获取了二维气动光学数据
1989 HEDI气动
光学试验 HEDI项目
办公室 马赫数10；全尺寸HEDI头部；使用了改建的泰勒德尼-布朗公司的光学测试系统。


表3　气动热试验


年份 项目 主持单位 说明
1985 HEDI凹窗
头部窗口
制冷 HEDI项目
办公室 马赫数10；优化了冷却流
1986 HEDI平窗
头部窗口
制冷 HEDI项目
办公室 马赫数10；优化了冷却流
1987 泰勒德尼-
布朗公司
窗口制冷
技术 SDC-KEW 马赫数10；优化了冷却流
1989 HEDI窗口
制冷 HEDI项目
办公室 马赫数10；全尺寸的HEDI头部模型，按飞行状态优化制冷方案


表4　喷流交互干扰与稳定性试验


年份 项目 主持单位 说明
1982 高高度机动控制 BMD-ATC 马赫数14；双锥体模型，发动机安装在质心处
1985 侧向推进
试验Ⅰ BMD-ATC 马赫数10与14；双锥体模型，轨控发动机安装在质心，姿控发动机安装在尾部
1986 侧向推进
试验Ⅱ BMD-ATC 马赫数10与14；试验Ⅰ的延续
1987 HEDI喷流交
互干扰 HEDI项目
办公室 马赫数10；获取了发动机高频脉冲工作时压力与热传输数据；使用缩比HEDI动能拦截器模型
1987 HEDI动能拦
截器稳定性 HEDI项目
办公室 马赫数10与14；动能拦截器与带二级助推器的动能拦截器两种模型状态；获取了力、力矩、压力与热传输数据


表5　头罩分离试验


年份 项目 主持单位 说明
1987 HEDI头罩
分离 HEDI项目
办公室 马赫数10与14；缩比模型
1991 HEDI头罩
分离 HEDI项目
办公室 马赫数8；全尺寸HEDI头部模型；飞行状态验证试验


4　大气层内KKV关键技术分析
　　对前述的六个方面的大气层内关键技术问题，我们选择光学窗口与气动光学、喷流干扰效应、复合力控制三个重点问题分别做一个简单的分析与讨论，需要了解相关细节的读者，可分别去参阅参考文献［2，3］。
4.1　光学窗口与气动光学技术问题
4.1.1　研究内容
　　(1)头罩及其侧窗气动加热与流场环境研究
　　①流场与气动加热计算建模与数学仿真；
　　②流场与气动热计算模型校验；
　　③流场与气动热风洞试验技术，包括相似准则与模拟技术研究；
　　④侧窗外流场诊断与测试技术。
　　(2)侧窗及其致冷技术
　　①窗口致冷方式与致冷技术研究；
　　②窗口材料选择与表面镀膜、加工研制；
　　③窗口致冷效果数学模型建立与校验。
　　(3)高速来流与受热窗口红外辐射特性研究
　　①数学建模与理论计算；
　　②风洞试验与模型校验。
　　(4)气动光学效应研究
　　①模糊、抖动、衰减、视线偏差(反映到Streh1比、调制传递函数MTF、点扩展函数PSF等)气动光学效应建模；
　　②气动光学效应实验室单项测试与建模/校模；
　　③气动光学效应风洞试验及测量技术，包括相似准则、环境模拟技术、测试设备及数据处理系统技术；
　　④气动光学效应计算模型校验与数学仿真。
　　(5)气动光学校正技术研究
　　①气动光学效应误差源分析；
　　②气动光学效应软硬件校正措施研究；
　　③气动光学效应校正风洞验证试验。
4.1.2　研究途径分析
　　(1)理论研究与建模、校模、数学仿真与计算；
　　(2)实验室气动光学校正实验是另一途径，且提供一方面的建模与校模支持；
　　(3)风洞模拟测试与试验验证途径，提供另一方面的建模与模型校验依据，且关键技术得到试验验证；
　　(4)飞行试验验证，最终的模型校验与关键技术验证。
4.2　喷流干扰效应问题
4.2.1　问题的提出
　　如果想让KKV按需用过载飞行(如按需用过载nyx=——比例导引律)，必须解决下述问题：
　　(1)从气动研究方面，给出直接控制力情况下的压心、升力系数、阻力系数、力矩系数等的变化规律；
　　(2)从导弹总体角度，给出适应轨控设计要求的精确的质心变化规律和质心控制方程：
　　(3)从控制力系统研究角度，给出姿控(或轨控)静态推力与受高速来流影响后的实际推力比值关系；
　　(4)上述对象的控制系统是一个非线性、时变(甚至有许多饱和环节、开关环节、时滞环节等)系统，需要利用现代控制理论与方法来设计姿控与轨控规律并进行末制导回路设计，进行精度仿真，看能否满足飞行过载及其他控制要求。
　　由此，引出了侧向喷流交互技术研究及下一节将讨论的大气层内KKV直接侧向力控制技术研究问题。
4.2.2　侧向喷流交互技术研究
　　当姿控或轨控发动机不工作，高速来流流经KKV表面时，会建立一个稳定的流场。如果姿控或轨控发动机点火喷出燃气流，该燃气流将会因二次喷射影响上述流场，致使KKV压心与压力分布发生变化；同时，因有高速流场存在，姿控或轨控发动机喷口环境参数与静态时相比发生了变化，实际产生推力的大小会随来流的密度、速度、攻角以及喷流的大小、时间长短、组合的形式的变化而发生变化，这就是所谓侧向喷流交互影响问题。另外，发动机喷出的燃气流将向KKV头部扩散，有可能污染头部探测窗，需在KKV设计中考虑相应的防止措施。
4.3　大气层内KKV直接侧向力/气动力复合控制技术问题
4.3.1　KKV弹体环节模型
　　考虑仅有姿控发动机产生控制力的情形，KKV运动学与动力学方程经拉普拉斯变换有下述传递函数，它描述了KKV弹体环节。




4.3.2　回路设计问题
　　图1为末制导回路方程图，需要设计反馈与校正环节及制导控制指令计算两个小方框。导引头跟踪回路与姿控执行机构环节可由导引头与姿控发动机研制单位提供。



图1　拦截器末制导回路方框图

　　若姿控发动机是变推力的，则可基于比例导引来设计制导控制律，回路设计中需权衡快速性与稳定性要求；若姿控发动机为开关控制机构，则需设计相应的开关控制律，此时回路设计问题十分复杂，不能使用原来的一套设计方法，需利用现代控制的新理论与新方法来指导设计工作。变结构控制、鲁棒控制技术应能应用于解决该复杂强非线性大系统的控制问题。
4.3.3　仿真与试验验证问题
　　(1)回路及其末制导精度数学仿真：需建立误差源模型、回路精度分析估算模型等，进行大量数学仿真，给出最终脱靶，评估直接侧向力控制效果，并反馈到回路设计与改进工作中去。
　　(2)半实物仿真验证：建立半实物仿真模型，进行地面半实物仿真试验，验证数学仿真结果，评估直接侧向力的控制效果。
　　(3)风洞虚拟飞行试验验证：该试验是除飞行试验之外的最逼真的验证试验，是连接地面静态吹风试验、地面回路半实物仿真试验与飞行试验间的桥梁。从验证直接侧向力的控制效果看，开展KKV独立回路虚拟飞行试验即可，闭合回路虚拟飞行试验可以留给直接碰撞动能杀伤研究去做。
　　KKV独立回路虚拟飞行试验方案设想如下(仅虚拟飞行俯仰回路)：将KKV试验模型装在风洞内气体轴承上，模型尾端上、下各装一个姿控发动机(可选择冷喷发动机)，模型上带一部无线电收发机，接收外部自动驾驶仪台给出的姿控发动机开关指令，并将自身的姿态运动与控制信息发给数据采集系统，然后经过分析计算，得出回路控制品质参数，如图2所示。




图2　KKV独立回路虚拟飞行试验方案

4.4　其它几个方面的技术问题
　　KKV大气层内飞行时，因末端寻的导引头探测精度与末制导控制回路快速响应能力不及大气层外飞行时高，所以实现大气层内的KKV直接碰撞杀伤难度大，需要优化设计才能解决，如果末端脱靶量无法保证直接碰撞命中要求，则必须加装辅助或增强杀伤装置，以降低末制导控制精度要求。
　　视线稳定跟踪是保证末制导正常工作的前提，由于气动光学效应等误差影响，必须在目标成像与信息处理、跟踪平台与跟踪回路设计中，考虑如何稳定跟踪目标。另外，还必须解决从模糊的目标图像中选择特征点或瞄准点，并对瞄准点进行稳定跟踪直至直接命中瞄准点。
　　高速飞行条件下，抛掉光学头罩外面的整流保护罩，而且要求光学头罩不能受到损伤，这在大攻角飞行时，尤其不容易解决，国外通过大量的风洞试验，对比多种抛罩方式与抛罩机构，已成功解决了此问题，而且在实弹飞行试验中从未出现抛罩引起的试验失败问题。

5　结束语

　　美国发展了三代KKV，一直坚持着KKV轻小型化方向，而导引头捷联安装十分有利于KKV的轻小型化。美国大气层外的KKV技术已达到工程实用水平，而大气层内的KKV技术有另外的技术难点，美国也已基本解决。另外，美国正向KKV通用化方面稳步迈进。借鉴国外KKV的发展经验，国内也应先研制大气层高层/大气层外拦截的KKV，导引头捷联安装，再依据具体的型号作战要求，研制有导引头随动平台的可大气层内飞行的KKV，分步实施，逐步积累KKV的相关关键技术成果，使KKV不断地轻小，并逐步达到通用化要求。具体讲来，应先解决大气层外KKV的关键技术问题，进行大气层外反导反卫星的演示验证：再研究并解决大气层内KKV的关键技术问题，进行KKV独立回路、闭合回路虚拟飞行风洞试验，并开展大气层内KKV直接碰撞杀伤TBM弹头的演示验证。另外，大气层内KKV的飞行高度先保证可高空飞行，再逐步扩展到稠密大气层内乃至低空。

作者单位：中国航天机电集团公司二院，北京 100854

参考文献

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收稿日期：1998年10月7日