翟英存,陈德明

(中国兵器工业第203研究所,西安 710065)



制导火箭末敏弹射击精度分析

翟英存,陈德明

(中国兵器工业第203研究所,西安 710065)

摘要:制导火箭末敏弹是火箭制导控制技术和末敏弹技术有机结合的新型弹药,针对此前制导火箭与末敏子弹相结合的系统射击精度研究不够充分的问题,根据制导火箭末敏弹的工作流程和弹道特点,建立了各飞行段制导火箭和末敏子弹的弹道模型,通过分析各弹道段扰动因素的影响,对误差源进行了分配,运用Monte-Carlo法进行了射击精度仿真计算和分析。结果表明,制导火箭末敏弹系统射击精度(CEP)不大于60 m,与末敏子弹的扫描探测范围匹配,满足精确打击小幅员目标的要求。分析方法和仿真结果对完善制导火箭末敏弹指标体系、优化弹道方案以及作战使用时计算用弹量等具有重要意义,也可作为同类装备设计参考。

关键词:制导火箭末敏弹;制导火箭;末敏弹;射击精度

制导火箭末敏弹集火箭制导控制技术和末敏子弹技术于一体,与常规末敏弹药相比,由于采用了制导控制技术,火箭母弹可以较准确地将末敏子弹投送到目标区上方,这大幅度提高了子弹进入目标区的概率;与制导火箭其它类型战斗部相比,末敏子弹可自动识别并打击其扫描范围内的装甲目标,因此,制导火箭末敏弹是可在远距离、大范围内高效毁伤敌装甲目标的新型弹药。

制导火箭末敏弹的弹道相对较为复杂,可划分为母弹无控段、中制导段、末制导段和战斗部开舱后末敏子弹的非稳定飞行减速段、伞弹减速段、稳态扫描和目标探测识别攻击段等。由于此前对制导火箭与末敏子弹相结合的系统射击精度研究不够充分,目前在制导火箭末敏弹指标体系中,分别按制导火箭和末敏弹提法,提出了“母弹射击精度”指标和“进入目标区子弹的命中概率”指标。为确定制导火箭末敏弹系统的射击精度,进一步完善指标体系,对包含末敏子弹飞行弹道的系统射击精度进行分析研究是非常必要的。

1制导火箭末敏弹工作流程

以卫星/地磁制导体制为例,制导火箭末敏弹发射后的工作流程:

①火箭弹离轨;

②无控飞行;

③卫星定位仪和地磁测姿组件工作;

④弹载计算机根据卫星定位仪和地磁测姿组件的测试信息,计算弹道偏差,按照制导控制策略,控制执行机构动作,修正火箭弹的飞行弹道;

⑤到达目标区上空预定开舱点时,抛射机构作用,战斗部开舱抛出末敏子弹;

⑥末敏子弹被抛出后,以非稳定状态飞行减速(一级减速);

⑦之后,在减速伞作用下进入调姿减速状态;

⑧激光雷达进入工作状态;

⑨当子弹距地面小于一定距离时,抛掉减速伞,释放旋转伞,旋转伞带动子弹运动,进入稳态扫描状态和识别起爆阶段;

⑩判识到目标,EFP战斗部作用,攻击毁伤目标。

2射击精度计算模型

2.1弹道划分

射击精度是武器装备的主要性能指标之一。制导火箭末敏弹的射击精度从大的方面可分为母弹飞行段精度(有明确指标要求)和子弹飞行段精度。弹道模型包括母弹飞行段模型、开舱抛撒过程模型、末敏子弹非稳定飞行(一级减速段)模型、末敏子弹伞弹减速段(二级减速段)模型、稳态扫描段模型及EFP飞行模型等。不计EFP弹道,制导火箭末敏弹的弹道如图1所示。图中OP为母弹飞行段弹道,PQ为子弹非稳定飞行减速段弹道,QW为子弹伞弹组合减速段弹道,WD为子弹稳态扫描段弹道。

图1　制导火箭末敏弹弹道示意图

2.2母弹弹道模型

以卫星/地磁+电动比例舵机方案为例,制导控制系统原理框图如图2所示。图中λ0,φ0,H0分别为目标经度、纬度、高度坐标;λ,φ,H分别为制导火箭经度、纬度、高度坐标,vx,vy,vz分别为制导火箭在北天东坐标系下的北向、天向、东向速度;Δθ,Δh,Δψ分别为速度倾角误差、高度误差、速度偏角误差;γ,ωx分别为弹体滚转角和滚转角速度。在此基础上,建立六自由度刚体弹道模型,见参考文献。

图2　制导火箭末敏弹控制系统原理框图

2.3末敏子弹弹道模型

母弹飞行至目标区上空达到预定的开舱条件时,抛射机构作用,战斗部开舱沿轴向抛出2枚末敏子弹,将开舱点的弹道参数作为末敏子弹弹道的初始条件。取母弹的弹道倾角与子弹的初始弹道倾角相同,母弹的飞行速度与抛射速度之和为子弹的初始速度。

2.3.1子弹非稳定飞行减速段

由于制导火箭末敏弹开舱抛射子弹时速度较高,采取了子弹串非稳定飞行的减速方案(一级减速),该段弹道按质点弹道处理,可表示为

x=x(v0,ϑP,Cz,τ)

y=y(v0,ϑP,Cz,τ)

z=z(v0,ϑP,Cz,τ)

ϑ=ϑ(v0,ϑP,Cz,τ)

v=v(v0,ϑP,Cz,τ)

v0=vP+vh

式中:v0为末敏子弹从母弹中抛出时的初始飞行速度,vh为末敏子弹相对于母弹的抛射速度,vP为开舱点母弹速度,ϑP为开舱点母弹的弹道倾角;Cz为末敏子弹弹道系数;τ为末敏子弹从抛射点算起的时间。

2.3.2伞-弹减速段

减速伞释放后,减速伞与末敏子弹构成伞-弹系统,伞-弹系统下降到离地面一定高度时,抛掉减速伞并释放旋转伞。该段弹道可表示为

x=x(vQ,ϑQ,CQ,τ)

y=y(vQ,ϑQ,CQ,τ)

z=z(vQ,ϑQ,CQ,τ)

ϑ=ϑ(vQ,ϑQ,CQ,τ)

v=v(vQ,ϑQ,CQ,τ)

式中:vQ为一级减速段结束点的速度;ϑQ为一级减速段结束点的弹道倾角;CQ为伞-弹系统弹道系数;τ为末敏子弹从抛射点算起的时间。

2.3.3稳态扫描段

末敏子弹减速段结束时,已基本按照平衡速度呈垂直下降状态,在无风情况下,稳态扫描时扫描螺旋线中心坐标即为减速段结束点末敏子弹的(xW,zW)坐标。若有常值风时,伞-弹系统会随风平移。

如果稳态扫描的起始高度为HW,起始时间为τW,则扫描延长线在地面A点上的坐标为

xA=xW+Htanδcos(αW+2πf(τ-τW))

zA=zW+Htanδsin(αW+2πf(τ-τW))

H=HW-vW(τ-τW)

α=αW+2πf(τ-τW)

仿真计算时设:扫描起始高度HW=212 m,起始时间τW=0,起始坐标(xW,zW)为(0,0),扫描角和扫描角平均值为30°,扫描角摆动频率为1.0 Hz,初始相位、相角、扫描角相对平均值摆动幅度均为0,则可得出如图3和图4所示的稳态扫描轨迹。

图3　稳态扫描水平面轨迹

图4　稳态扫描轨迹立体图

3影响射击精度的误差源分析

母弹飞行的误差源可分为制导误差和非制导误差。非制导误差主要包括测地误差、起始扰动误差、弹体参数误差、气动参数误差、气象参数误差等;制导误差主要有测量误差和导引误差等。分析部件当前的水平并结合试验测试情况,确定仿真分析所用的主要误差源及其标准偏差见表1。

表1　影响母弹射击精度的误差源及其偏差

通常认为上述这些误差源是满足正态分布的随机量,即:

末敏子弹弹道误差主要有减速伞释放延期误差、各弹道段的阻力特征量误差、气象测量误差等。影响末敏子弹落点精度的主要误差源及其标准偏差见表2。

表2　影响子弹落点精度的误差源及其偏差

同样,认为影响子弹精度的误差源是满足正态分布的随机量,即:

4射击精度仿真结果

按照表1、表2给出的误差源分配结果,采用Monte-Carlo法,分别对制导火箭母弹、末敏子弹和全弹道射击精度进行数学仿真模拟打靶。根据末敏子弹进入稳态扫描后,即可对目标进行探测与识别,一旦探测、识别到目标,即触发EFP战斗部对其进行攻击的特点,在分析计算射击精度时将稳态扫描状态延伸至子弹落地为止。0海拔和1 500 m海拔地区、大小射程条件下的仿真计算结果见表3。表中h为海拔高度,ΔXP为开舱点纵向偏差,ΔZP为开舱点横向偏差,ΔXzd为子弹纵向偏差,ΔZzd为子弹横向偏差,ΔX为全弹道纵向偏差,ΔZ为全弹道横向偏差,eCEP,P为开舱点圆概率误差,eCEP为全弹道圆概率误差。

表3　制导火箭末敏弹落点散布中间偏差及射击精度仿真结果

由仿真计算结果可得出如下结论:

①相对于无控火箭1%射程的落点散布水平,由于采用了制导控制技术,制导火箭母弹的射击精度提高到了50 m以内,达到了可精确打击小幅员目标的水平;

②末敏子弹飞行弹道虽然很短,但由于其处于无控状态,飞行散布和误差可能大于母弹,应是总体弹道方案设计和战斗部开舱点设计时必须考虑的主要因素之一;

③分析研究结果表明,制导火箭末敏弹系统圆概率误差不大于60 m,与末敏子弹的扫描探测范围匹配,可有效保证火箭末敏弹的作战效能。

5结束语

通过建立包括制导火箭母弹和无控末敏子弹的制导火箭末敏弹全弹道模型,并分析各弹道段的弹道特性及误差源,对母弹、子弹和全弹道射击精度进行了仿真分析,分析结果为确定火箭末敏弹系统射击精度、完善指标体系以及弹道方案优化和作战使用时计算用弹量等提供了理论依据,也可作为同类装备设计的参考。

参考文献

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Analysis of Firing Accuracy for Terminal Sensing Ammunition

of Guided Rokect

ZHAI Ying-cun,CHEN De-ming

(No.203 Research Institute of China Ordnance Industries,Xi’an 710065,China)

Abstract:The guided rocket with terminal sensing ammunition is a newly developed ammunition,and the technology of rocket guidance and controlling is integrated with terminal sensing ammunition.The firing accuracy of integrated system of the guided rocket and terminal sensing submunition is poorly studied.Aiming at this problem,the trajectory model was built for guided rocket and terminal sensing ammunition’s submunition in different flight profile according to operational procedure and ballistic features of guided rocket terminal-sensing-ammunition.The influence of disturbing factors in different flight profile was analyzed,and the error source was allocated.The firing accuracy was simulated and analyzed by Monte-Carle method.The results show that the firing accuracy(CEP)of guided rocket with terminal submunition is not more than 60 m,which matches with the detection boundary of terminal sensing submunition,and it satisfies the requirement of attacking the small group targets.The analyzing methods and calculated results are very important for perfecting the index system of guided rocket terminal-sensing-submunition,optimization of the trajectory scheme as well as calculating the consumption of rockets in operation,and it offers design reference for similar equipment.

Key words:guided rocket with terminal sensing ammunition;guided rocket;terminal sensing ammunition;firing accuracy

中图分类号:TJ393

文献标识码:A

文章编号:1004-499X(2015)04-0037-05

作者简介:翟英存(1963- ),女,研究员,硕士,研究方向为火箭武器总体设计。E-mail:yczhai1963@163.com。

收稿日期:2015-11-06