临近空间高超声速目标防御制导策略研究

发布时间：2022-01-08 23:04

　　以临近空间高超声速飞行器X-51A为研究对象,基于X-51A超燃冲压发动机参数,通过估算其机动能力,提出巡航段拦截的制导方案,并分析了拦截弹可拦截锥角与速比的关系。为满足直接碰撞杀伤需求,论证了轨控直接力的使用方式、引入时机。最后,基于临近空间目标的雷达隐身和红外辐射特性,采用平台式红外导引头设计方案,并基于截获概率和制导精度约束,提出了对导引头帧频、分辨率及视场的指标要求。 

【文章来源】：航空科学技术. 2020,31(03)

【文章页数】：5 页

【部分图文】：

X-51A气动外形图

设定典型参数，通过仿真分析得到可拦截锥角随发射距离变化曲线如图2所示。根据弹目相对运动学特性分析，拦截器—目标速比小于1条件下，拦截弹必须以迎头、侧迎头方式拦截目标。其中，中制导段用于消除导弹速度指向误差，末制导段消除目标机动等引起的拦截弹追踪误差。

由于临近空间拦截器的机动能力大大降低，气动力控制导弹的时间常数增大。为了分析目标机动对制导系统的影响，搭建了仿真环境，其中，导引头采用理想环节，导弹气动力最大过载选取6，自动驾驶仪时间常数设为0.6s，改变目标机动频率（目标加速度为方波机动），采用比例导引制导，纯气动力控制方式下得到目标机动引起的脱靶量仿真分析结果如图3所示。由图3可知，如果拦截弹时间常数过大，全程气动力条件下制导精度将无法满足直接碰撞需求（拦截弹时间常数过大条件下，目标机动引起的脱靶量最大可以表示为目标机动加速度的二次积分）。另外，根据线性系统分析结果，目标机动引起的脱靶量与制导系统时间常数的平方成正比[6]。拦截弹为了实现对目标的直接碰撞，应大幅度减小拦截弹时间常数。考虑到高空条件下，拦截弹舵效低，气动力控制不能满足制导系统的快速性需求，考虑到直接力能够大幅提高导弹的快速性，在弹道末段引入轨控直接力，能够消除末制导过程中导弹追踪引起的制导偏差。结合以上分析结果，滑翔/跳跃段拦截临近空间高超声速目标，应在弹道末段引入轨控直接力。

【参考文献】：
期刊论文
[1]反临近空间助推滑翔高超声速目标制导研究[J]. 李记新,王霞.  航空兵器. 2018(03)
[2]临近空间高超声速武器发展趋势[J]. 田宏亮.  航空科学技术. 2018(06)
[3]临近空间高超声速飞行器探测雷达技术[J]. 余继周,黄鹂,曹哲.  飞航导弹. 2014(09)
[4]临近空间飞行器红外探测距离估算[J]. 王航飞,张凯,闫杰.  电光与控制. 2014(06)
[5]拦截弹轨控发动机开机准则与开机逻辑研究[J]. 雷泷杰,葛致磊,周军.  飞行力学. 2013(06)
[6]临近空间飞行器拦截策略与拦截武器能力分析[J]. 呼卫军,周军.  现代防御技术. 2012(01)
[7]国外高超声速技术计划回顾与展望[J]. 钟萍,王颖,陈丽艳.  航空科学技术. 2011(05)
[8]X-51A验证机的设计特点浅析[J]. 温杰.  航空科学技术. 2010(06)
[9]空空导弹目标截获概率研究[J]. 李峰,王新龙,王起飞.  电光与控制. 2010(08)



本文编号：3577448