以臨近空間高超聲速飛行器X-51A為研究對(duì)象,基于X-51A超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù),通過估算其機(jī)動(dòng)能力,提出巡航段攔截的制導(dǎo)方案,并分析了攔截彈可攔截錐角與速比的關(guān)系。為滿足直接碰撞殺傷需求,論證了軌控直接力的使用方式、引入時(shí)機(jī)。最后,基于臨近空間目標(biāo)的雷達(dá)隱身和紅外輻射特性,采用平臺(tái)式紅外導(dǎo)引頭設(shè)計(jì)方案,并基于截獲概率和制導(dǎo)精度約束,提出了對(duì)導(dǎo)引頭幀頻、分辨率及視場的指標(biāo)要求。 

【文章來源】：航空科學(xué)技術(shù). 2020,31(03)

【文章頁數(shù)】：5 頁

【部分圖文】：

X-51A氣動(dòng)外形圖

設(shè)定典型參數(shù)，通過仿真分析得到可攔截錐角隨發(fā)射距離變化曲線如圖2所示。根據(jù)彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)學(xué)特性分析，攔截器—目標(biāo)速比小于1條件下，攔截彈必須以迎頭、側(cè)迎頭方式攔截目標(biāo)。其中，中制導(dǎo)段用于消除導(dǎo)彈速度指向誤差，末制導(dǎo)段消除目標(biāo)機(jī)動(dòng)等引起的攔截彈追蹤誤差。

由于臨近空間攔截器的機(jī)動(dòng)能力大大降低，氣動(dòng)力控制導(dǎo)彈的時(shí)間常數(shù)增大。為了分析目標(biāo)機(jī)動(dòng)對(duì)制導(dǎo)系統(tǒng)的影響，搭建了仿真環(huán)境，其中，導(dǎo)引頭采用理想環(huán)節(jié)，導(dǎo)彈氣動(dòng)力最大過載選取6，自動(dòng)駕駛儀時(shí)間常數(shù)設(shè)為0.6s，改變目標(biāo)機(jī)動(dòng)頻率（目標(biāo)加速度為方波機(jī)動(dòng)），采用比例導(dǎo)引制導(dǎo)，純氣動(dòng)力控制方式下得到目標(biāo)機(jī)動(dòng)引起的脫靶量仿真分析結(jié)果如圖3所示。由圖3可知，如果攔截彈時(shí)間常數(shù)過大，全程氣動(dòng)力條件下制導(dǎo)精度將無法滿足直接碰撞需求（攔截彈時(shí)間常數(shù)過大條件下，目標(biāo)機(jī)動(dòng)引起的脫靶量最大可以表示為目標(biāo)機(jī)動(dòng)加速度的二次積分）。另外，根據(jù)線性系統(tǒng)分析結(jié)果，目標(biāo)機(jī)動(dòng)引起的脫靶量與制導(dǎo)系統(tǒng)時(shí)間常數(shù)的平方成正比[6]。攔截彈為了實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)的直接碰撞，應(yīng)大幅度減小攔截彈時(shí)間常數(shù)�？紤]到高空條件下，攔截彈舵效低，氣動(dòng)力控制不能滿足制導(dǎo)系統(tǒng)的快速性需求，考慮到直接力能夠大幅提高導(dǎo)彈的快速性，在彈道末段引入軌控直接力，能夠消除末制導(dǎo)過程中導(dǎo)彈追蹤引起的制導(dǎo)偏差。結(jié)合以上分析結(jié)果，滑翔/跳躍段攔截臨近空間高超聲速目標(biāo)，應(yīng)在彈道末段引入軌控直接力。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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