制导火箭射击精度探析范文

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《弹道学报》2015年第四期

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60m，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。

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［1］。

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。

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。

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。

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［3］。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。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。

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［4］，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1500m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。

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50m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60m，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

［1］韩子鹏．弹箭外弹道学［M］．北京：北京理工大学出版社，2008．HANZi－peng．Rocketsandmissilesballistics［M］．Beijing：Bei－jingInstituteofTechnologyPress，2008．（inChinese）

［2］杨绍卿．灵巧弹药工程［M］．北京：国防工业出版社，2010．YANGShao－qing．Smartmunitionengineering［M］．Beijing：NationalDefenseIndustryPress，2010．（inChinese）

［3］杨启仁．子母弹飞行动力学［M］．北京：国防工业出版社，1999．YANGQi－ren．Flightdynamicsofcargoprojectile［M］．Bei－jing：NationalDefenseIndustryPress，1999．（inChinese）

［4］王国平，芮筱亭，张驰，等．远程火箭末敏弹弹道特性仿真［J］．弹道学报，2011，23（4）：1－4．WANGGuo－ping，RUIXiao－ting，ZHANGChi，etal．Simula－tionofballisticcharacteristicsoflong－range－rockettarget－sen－sitivity－projectile［J］．JournalofBallistics，2011，23（4）：1－4．（inChinese）

作者：翟英存 陈德明 单位：中国兵器工业第203研究所