中国指挥与控制学会会刊 
实战化训练是光电对抗作战能力建设的必经之路。由于光电对抗训练长期受“缺对手、缺目标、缺环境”等瓶颈问题的制约,导致部队训练及光电对抗装备作战效能一直无法得到有效的评估和提升。采用外场模拟飞行,将精确制导武器的导引头装载于无人机平台上,利用无人机模拟弹体。在飞行过程中,由导引头按照制导导引规律实时控制无人机向目标方向飞行,模拟导弹制导的攻击过程,可方便、逼真地构建光电对抗装备及部队训练所需的多种威胁信号与对抗环境。这种基于无人机的光电制导导弹模拟系统,方式上更为科学,逼真度更高,具有很高的训练效费比[1]。
1 系统设计
为了更加逼真地模拟光电制导导弹,本文采用无人机平台(加装辐射强度可调的黑体)模拟导弹的弹体及其在飞行过程中的红外辐射特性。按照导引律的要求,将导引头测量输出的目标信息(即导引信号,通常包括离轴角、视线角速度等)变换为可为无人机所执行的制导指令,实现对无人机的闭环控制。导引头和无人机间的信息交互如图1 所示。
1.1 导引规律设计
导弹导引律的种类很多,本文以应用最为广泛的比例导引为例,进行相关制导模型研究。
导弹在向目标飞行过程中,按照比例导引法进行制导控制,其速度矢量转动角速度与目标视线转动角速度成正比,即
θ=kq
式中, 为导弹速度矢量方向角(弹道倾角);θ为导弹弹道倾角角速度;q为导弹视线角速度;k为导航比,一般k=3~5。在利用导引头搭载无人机采用比例导引律时,要求在飞行过程中,无人机速度矢量转动角速度θ等于kq。
1.2 飞控设计
为使用无人机精确模拟导弹制导过程,需要设计出与无人机飞行控制特性相适应的飞控参数。根据式(1),需要在飞行过程中实时控制无人机速度矢量转动角速度θ等于kq。视线角速度 可以利用导引头实时测量得到。当目标与无人机航线保持在一个垂直平面内时,无人机速度矢量转动角速度θ与俯仰角的变化率 是基本一致的,因此,式(1)可以转换为
v=kq
式中,无人机俯仰角速率 可以通过速率陀螺仪直接测量得到。因此,根据式(2)无人机通过自身PID控制器,每隔dt时间调整一次无人机俯仰角v,就可以实现比例导引律。
1.3 导弹红外辐射特性模拟
一般导弹的飞行高度在0~10 km之间,飞行速度为1.0~2.0 Ma,根据相关文献[2],导弹飞行过程中蒙皮受空气运动加热导致温度上升,按照1.5 Ma速度计算,其蒙皮温度为289.2 K,在0.9~1.7 μm之间的辐射出射度为;迎头探测时,看不到导弹的尾喷口,但可以探测到尾焰流。一般飞行速度为1.0~2.0 Ma时尾焰流温度在500~1200 K,取值按800 K计算其辐射出射度,计算得到M0.9-1.7=144.8 W/cm-2。按照以上计算的参数调整黑体温度可有效的模拟导弹飞行过程中的辐射特性。
1.4 安全防护设计
无人机在模拟导弹锁定目标向目标飞行过程中,通过预设俯冲攻击最低安全高度的方式,实现对无人机的安全保护。即当无人机飞行至最低全区点后,通过飞控x系统将无人机自动拉起,到达安全高度后进行姿态调整,完成一次导弹攻击模拟。
2 关键技术
2.1 弹道模拟相似性
导弹与无人机模拟的相似度,从应用角度看,主要是航迹的相似度。而两个不同运动的刚体,体积、重量、外形、结构都不同,受的力和力矩也不同,给定同样的初始条件,其运动的轨迹必然不同,但可以通过精密的计算,让两个刚体的运动轨迹尽可能靠拢,保持轨迹一致。
1)阻尼的模拟
导弹机翼的展弦比一般较小,阻尼力臂小,由弹体本身提供的阻尼一般不能满足需求,必须通过控制系统改善其动态特性,使其阻尼比提高到满足飞行动态品质的需求,使导弹在全弹道飞行过程中保持稳定。
通常的具有普遍意义的比较满意的导弹相对阻尼系数,大约在0.5~1.2之间,某型地空导弹在3 000 m典型飞行状态下,弹体阻尼系数为0.1475,而由控制系统改善后的相对阻尼系数为0.707 9。对于某型无人机平台来说,其机体本身的阻尼系数,在3 000 m典型状态为0.210 2,控制系统改善后阻尼为0.826 7,如果模拟目标为该型地空导弹,则需要降低控制系统阻尼。模拟设备机体的阻尼为0.19~0.36,想要将全程阻尼提高到0.7以上,需要选取特征点,分析其精确阻尼系数,相应调整控制器参数,改善相对阻尼。
2)稳定性和频率的模拟
对于地空导弹,空空弹等打击运动目标的导弹,为了飞行的准确度,一般要求弹体是静稳定的。而某无人机平台,挂装除导引头外其他设备满油情况下,气动焦点位于质心后0.11 m,挂装导引头后,位于质心后0.15~0.26 m(不同导引头),属静稳定机体。
设计导弹的固有频率,需要综合考虑弹体,控制系统和制导系统的关系,一般来说,控制系统截止频率大于制导系统截止频率的3~4倍,而且控制系统截止频率大约为弹体固有频率的1.1~1.4倍,至多不能大于1.8倍。固有频率太小,与制导系统接近,会发生共振;同时固有频率太大,会引起导弹静稳定性过大,机动性降低,而且控制系统截止频率就大,会混入随机高频噪声信号。例如某型地空导弹制导回路频率为0.5~0.6 rad/s,则固有频率应大于1.5~2.4 rad/s,实际其固有频率设计到4.0~11.0 rad/s。而某无人机平台,典型状态下机体固有频率为6.2 rad/s,满足大多数导弹需求。
典型飞行剖面如图2 所示。
典型模拟训练飞行过程如下:
a) 暖机:起动发动机,使发动机运转一段时间;
b) 弹射起飞:弹射末端速度约110 km/h;
c) 爬升:发动机全功率运行,爬升至巡航高度;
d) 巡航:按任务要求规定的高度和速度进行巡航飞行;
e) 目标搜索及锁定:按任务规定到达指定区域后,导引头开机工作,自动或手动搜索目标并锁定;
f) 制导攻击:以导弹制导模式进行攻击;
g) 拉起:攻击过程末段到达安全高度时,快速拉起;
h) 爬升:爬升至开伞高度,到达安全降落区域;
i) 开伞降落:开伞并以安全速度稳定降落;
j) 气囊减震:通过气囊充气与排气进行缓冲,使飞机安全降落;
k) 回收。
2.2 轨迹外推精确度
目前没有成熟的经过验证的解决方案,能完美解决飞行器轨迹外推的精度问题,可以借鉴的算法有两种:第一种是传统数字仿真方法;第二种是机动目标跟踪方法。
机动目标跟踪的方法是一个滤波的过程,使用观测到的导弹的实时位置,更新其运动学模型,使噪声收敛。机动目标跟踪在预估导弹落点,在统计CEP过程中使用非常广泛,在某些不方便或者不能观测到落点的情况下使用。根据回传数据估计接近目标时刻,结合导引头关机后的运动轨迹,推断出落点。
机动目标跟踪的主要缺陷是长时间外推精度不够,估计导弹落点要求滤波的时间很短,导弹的速度动辄以马赫数衡量,从导引头关机到击中目标时间很短,大部分算法工作时间不会超过1 s,在1 s内滤波精度满足需求,但无人机需要至少5 s的滤波时间,当前的机动目标跟踪滤波算法,在没有新息更新情况下,不能支持这么长时间的精确估计。
因此需要改进机动目标跟踪算法,使其精度满足要求[3]。借鉴飞行动力学仿真方法的思路,用空气动力学模型代替随机运动模型,精确计算导弹受到的力和力矩,进而提高精度。导弹空气动力学模型的计算量很大,需要计算的参数很多,而且关键参数需要风洞吹风或CFD计算。就本项目来说,模拟设备的各种参数都是已知的,气动参数经风洞实验获得,姿态位置等状态量均可测量,满足改进算法需求。
2.3 多模式导引头模拟技术
1)广泛搜集国内外尤其是国外的各种导引头资料,认真分析研究其可能的工作模式和机理,力求做到高度模拟。
2)从模拟核心技术着手,加强对于制导系统、截获及稳定跟踪目标等关键技术进行模拟。
3)注重新技术的嵌入式应用,模拟导引头不应只作为光电对抗设备的靶子,同时也应成为促进对抗技术发展、为精确制导反对抗提供技术积累和措施验证的平台。
3 结束语
本文对导弹模拟系统的设计方法和关键技术进行了介绍。相比通常的导引头开环挂飞模拟法,这种模拟不仅包含导引头的跟踪闭环过程,还包含载体的控制闭环过程,从而可模拟实现双闭环制导控制过程。
该方法的局限性在于,由于无人机速度很低,无法模拟真实导弹的飞行速度。尽管如此,在不具备实弹射击训练条件下,本方法导弹模拟上经济可行、逼真可信。