基于激光炸點(diǎn)指示的低速動(dòng)態(tài)啟動(dòng)特性測(cè)試方法

黃 勇，王 剛，湯 彬，張喜文，霍麗鵬

（西安機(jī)電信息技術(shù)研究所，陜西 西安710065）

0 引言

脈沖激光探測(cè)體制是目前空空導(dǎo)彈、防空導(dǎo)彈引信中普遍采用的近炸探測(cè)體制之一。激光近炸引信的啟動(dòng)特性是引信的關(guān)鍵特性，它綜合反映了彈目交會(huì)過(guò)程中引信對(duì)目標(biāo)作用的效能，是主要戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)。因此在近炸引信的科研和生產(chǎn)過(guò)程中，引信的啟動(dòng)特性是重要的考核參數(shù)之一［1］。

啟動(dòng)特性通?？山柚谝艈?dòng)區(qū)及其啟動(dòng)概率來(lái)描述［2］。引信啟動(dòng)區(qū)是指導(dǎo)彈在遭遇段引信接收到目標(biāo)信號(hào)后引爆戰(zhàn)斗部時(shí)，目標(biāo)中心所在點(diǎn)相對(duì)于戰(zhàn)斗部中心的所有可能位置的分布區(qū)域［3］，該區(qū)域相對(duì)于目標(biāo)的距離和方位直接關(guān)系到戰(zhàn)斗部對(duì)目標(biāo)的殺傷概率。因此，對(duì)引信啟動(dòng)特性的評(píng)估方法成為各引信研制單位必須研究的內(nèi)容。

目前對(duì)近炸引信啟動(dòng)區(qū)的考核主要是通過(guò)炮射反彈道、火箭橇和遙測(cè)彈飛行實(shí)現(xiàn)彈目的高速交會(huì)，并通過(guò)指示藥、閃光燈等進(jìn)行炸點(diǎn)指示以獲取引信對(duì)目標(biāo)的啟動(dòng)點(diǎn)的散布。隨著戰(zhàn)斗部殺傷半徑的提升，對(duì)近炸引信作用距離的要求也隨之大幅提高，炮射反彈道試驗(yàn)必須進(jìn)行距離縮比，對(duì)測(cè)試結(jié)果的有效性存在一定的影響。而其他高速?gòu)椖拷粫?huì)試驗(yàn)，特別是交會(huì)速度達(dá)到1 000m／s以上時(shí)的試驗(yàn)成本昂貴，引信在研制初期能夠搭載導(dǎo)彈或火箭彈進(jìn)行飛行試驗(yàn)的數(shù)量相當(dāng)有限，難以滿足驗(yàn)證要求。針對(duì)目前脈沖激光近炸引信啟動(dòng)特性考核方法成本較高，試驗(yàn)數(shù)量少，難以滿足引戰(zhàn)配合設(shè)計(jì)需要的現(xiàn)狀，提出了基于激光炸點(diǎn)指示的低速動(dòng)態(tài)啟動(dòng)特性測(cè)試方法。

1 啟動(dòng)特性測(cè)試方法

實(shí)靶射擊檢驗(yàn)引戰(zhàn)配合效果是一種直觀和最真實(shí)的方法［3］。一般情況下，目標(biāo)可能是靜止懸吊或靶機(jī)繞飛。由于是外場(chǎng)試驗(yàn)，環(huán)境氣候的不可控因素較多，交會(huì)高度較高時(shí)也給彈目相對(duì)位置、距離的測(cè)量帶來(lái)諸多不便，加之試驗(yàn)成本過(guò)高，因此一般不單獨(dú)作為啟動(dòng)特性的考核方法。

炮射反彈道方法是利用炮彈彈丸代替飛行目標(biāo)，探測(cè)裝置按一定脫靶量靜置于彈道一側(cè)。彈丸飛掠探測(cè)裝置時(shí)，探測(cè)裝置輸出作用信號(hào)點(diǎn)亮指示裝置。高速攝像設(shè)備記錄整個(gè)彈目交會(huì)過(guò)程，以判斷交會(huì)時(shí)探測(cè)裝置是否正常工作。但作為目標(biāo)的炮彈彈丸相對(duì)于直升機(jī)、固定翼飛機(jī)等大型目標(biāo)來(lái)說(shuō)，其有效散射面積過(guò)小，需要根據(jù)彈丸的有效散射面積進(jìn)行探測(cè)距離的縮比計(jì)算，因此對(duì)作用距離極限條件下啟動(dòng)特性考核的有效性有一定的影響。

火箭橇方法是利用火箭推動(dòng)載有探測(cè)裝置的橇體在軌道上滑行，目標(biāo)置于軌道上方或一側(cè)。探測(cè)裝置掠過(guò)目標(biāo)時(shí)輸出作用信號(hào)點(diǎn)亮指示裝置，由高速攝像設(shè)備記錄整個(gè)彈目交會(huì)過(guò)程。該方法實(shí)現(xiàn)了探測(cè)裝置在運(yùn)動(dòng)中的啟動(dòng)特性測(cè)試，但由于存在火工品，攝像機(jī)位的布置一般較遠(yuǎn)，最終僅獲得探測(cè)裝置是否啟動(dòng)，而難以獲得精確的啟動(dòng)區(qū)域和時(shí)機(jī)。另外，火箭橇設(shè)備投資和試驗(yàn)消耗較大，因此試驗(yàn)量不會(huì)很多［3］。

2 基于激光炸點(diǎn)指示的低速動(dòng)態(tài)啟動(dòng)特性測(cè)試方法

即使采用火箭橇方法，高速?gòu)椖拷粫?huì)，特別是交會(huì)速度達(dá)到1 000m／s以上時(shí)，在地面試驗(yàn)環(huán)境中也難以實(shí)現(xiàn)。故按照速度／頻率縮比的模擬試驗(yàn)原則設(shè)計(jì)出一種脈沖激光近炸引信專用的低速動(dòng)態(tài)啟動(dòng)特性測(cè)試方法。

交會(huì)速度降為實(shí)際速度的1／N，同時(shí)激光引信的發(fā)射重復(fù)頻率也降為正常工作頻率的1／N，在目標(biāo)外形尺寸、可靠作用距離不變的條件下，發(fā)射脈沖間隔時(shí)間內(nèi)引信的空間渡越距離不變。因此脈沖激光引信降低發(fā)射重復(fù)頻率，即可在低速下模擬高速?gòu)椖拷粫?huì)，獲得啟動(dòng)區(qū)、目標(biāo)識(shí)別時(shí)間等數(shù)據(jù)。

試驗(yàn)載體為氣動(dòng)滑橇，引信、炸點(diǎn)指示裝置和試驗(yàn)電源通過(guò)試驗(yàn)卡具固定在橇體上?；猎跉鈮簭椛溲b置作用下按規(guī)定速度沿軌道滑行。目標(biāo)懸掛于軌道側(cè)上方，引信探測(cè)裝置僅開啟一組收發(fā)單元，主光軸指向目標(biāo)，交會(huì)位置的彈目實(shí)際距離為戰(zhàn)技指標(biāo)要求的可靠作用距離。探測(cè)裝置發(fā)射光斑弧矢面方向平行于目標(biāo)豎直邊沿，該邊沿即為探測(cè)起點(diǎn)。炸點(diǎn)指示裝置與探測(cè)裝置發(fā)射單元的光軸平行，引信決策輸出時(shí)炸點(diǎn)指示裝置在目標(biāo)上打出高亮激光點(diǎn)，通過(guò)指示光點(diǎn)與目標(biāo)邊沿以及探測(cè)裝置發(fā)射光軸的相對(duì)距離差，可精確獲取引信作用點(diǎn)的位置，從而獲得引信啟動(dòng)區(qū)的散布，以及引信固有識(shí)別時(shí)間等啟動(dòng)特性數(shù)據(jù)。

炸點(diǎn)指示裝置采用高亮度綠激光指示器作為發(fā)光器件，利用高速M(fèi)OSFET驅(qū)動(dòng)、MOSFET開關(guān)等高速器件形成高速、大電流脈沖驅(qū)動(dòng)激光指示器輸出高亮度激光脈沖，在目標(biāo)上形成可視的點(diǎn)狀光斑。

由于高速攝像機(jī)的攝錄速度高，曝光時(shí)間短，試驗(yàn)場(chǎng)地照明光線較暗時(shí)，難以滿足獲取模擬目標(biāo)邊際圖像的亮度要求，故在目標(biāo)的邊角處安裝了邊際指示裝置。

試驗(yàn)系統(tǒng)，如圖1所示。

試驗(yàn)前，根據(jù)實(shí)際速度計(jì)算引信探測(cè)裝置試驗(yàn)中需要的實(shí)際工作頻率f，并對(duì)產(chǎn)品進(jìn)行參數(shù)裝定。f的計(jì)算方法如下：

運(yùn)用的教學(xué)方法主要包括：案例教學(xué)、演示教學(xué)、多媒體教學(xué)、講練結(jié)合等。在課程的不同階段，根據(jù)授課對(duì)象特點(diǎn)及課程內(nèi)容靈活選擇不同的教學(xué)方法。

其中：V0為實(shí)際的彈目交會(huì)速度，f0為激光引信的正常工作頻率，V為試驗(yàn)中試驗(yàn)載體的實(shí)際滑行速度。

炸點(diǎn)指示裝置與探測(cè)裝置發(fā)射單元的光軸在彈體同一母線方向上，且嚴(yán)格平行，以保證探測(cè)裝置正常作用，高速攝像機(jī)即可在模擬目標(biāo)上捕獲指示光點(diǎn)。通過(guò)高速攝像采集到的幀圖片計(jì)算第一個(gè)指示光點(diǎn)，即Ti＝1（i＝1）時(shí)光點(diǎn)位置距探測(cè)起點(diǎn)距離S：

其中：L為模擬目標(biāo)的邊長(zhǎng)；L0為高速攝像采集的幀圖片中模擬目標(biāo)圖像的邊長(zhǎng)；S0為幀圖片中指示光點(diǎn)位置距探測(cè)起點(diǎn)的距離。

圖1 試驗(yàn)系統(tǒng)示意圖Fig.1 Diagram of system

引信決策點(diǎn)距探測(cè)起點(diǎn)的距離R：

其中：S為指示光點(diǎn)位置距探測(cè)起點(diǎn)的距離；A為炸點(diǎn)指示裝置與探測(cè)裝置發(fā)射單元的安裝基線距離。

由于炸點(diǎn)指示裝置與探測(cè)裝置發(fā)射單元的光軸平行，因此R即為引信決策所需的固有卷入深度，可以代表不疊加戰(zhàn)斗部因素的引信啟動(dòng)點(diǎn)，若進(jìn)行多次重復(fù)測(cè)試則每次啟動(dòng)點(diǎn)的散布即為引信啟動(dòng)區(qū)。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 響應(yīng)速度測(cè)試

炸點(diǎn)指示裝置的響應(yīng)時(shí)間直接影響固有卷入深度的測(cè)量和計(jì)算，因此需要進(jìn)行從控制信號(hào)輸出到指示激光輸出的響應(yīng)時(shí)間測(cè)量。由于小靈敏面PIN光電二極管的響應(yīng)時(shí)間一般都在10納秒量級(jí)，因此采用PIN光電二極管接收炸點(diǎn)指示裝置輸出的激光脈沖來(lái)測(cè)試其響應(yīng)速度。炸點(diǎn)指示裝置的響應(yīng)時(shí)間測(cè)試波形，如圖2所示。

圖2中通道2為控制信號(hào)，通道1為光電二極管接收的炸點(diǎn)指示信號(hào)。兩通道延遲時(shí)間約為360ns，說(shuō)明炸點(diǎn)指示裝置的響應(yīng)時(shí)間短，能準(zhǔn)確指示的炸點(diǎn)位置。

3.2 低速動(dòng)態(tài)交會(huì)試驗(yàn)

滑橇的安全試驗(yàn)速度不超過(guò)60m／s。若實(shí)際彈目交會(huì)速度為1 500m／s，則根據(jù)本試驗(yàn)方法，探測(cè)裝置發(fā)射重復(fù)頻率降為正常工作頻率的1／32時(shí)，彈目交會(huì)速度降至46.875m／s，可滿足滑橇安全試驗(yàn)速度要求。

靜態(tài)條件下模擬目標(biāo)上炸點(diǎn)指示情況如圖3所示。動(dòng)態(tài)條件下高速攝像采集的模擬目標(biāo)和炸點(diǎn)指示情況如圖4所示。

3.3 啟動(dòng)區(qū)的測(cè)量與統(tǒng)計(jì)

根據(jù)公式（2），經(jīng)圖上測(cè)量以及目標(biāo)比例計(jì)算得到，指示光點(diǎn)到探測(cè)起點(diǎn)的距離為S。炸點(diǎn)指示裝置與探測(cè)裝置發(fā)射單元中心距A為21.51cm，根據(jù)公式（3），可以得出固有卷入深度R。

根據(jù)設(shè)計(jì)，彈目交會(huì)速度1 500m／s，且探測(cè)裝置發(fā)射頻率為20kHz時(shí)，在確認(rèn)時(shí)間內(nèi)理論固有卷入深度R′為52.5cm，實(shí)際卷入深度與理論卷入深度的距離差ΔR見表1。

表1 數(shù)據(jù)分析Tab.1 Data analysis

彈目交會(huì)時(shí)首個(gè)激光脈沖與目標(biāo)邊緣的固有散布為一個(gè)發(fā)射周期，即50μs，其相應(yīng)渡越距離為7.5cm。高速攝像圖像采集速度2000F／s，以滑橇速度（47±3）m／s計(jì)算，每?jī)蓭g隔距離為2.2～2.5cm。因此，綜合誤差范圍最小為±4.85cm。5次測(cè)量結(jié)果均在綜合誤差范圍內(nèi)。

4 結(jié)論

本文提出了基于激光炸點(diǎn)指示的低速動(dòng)態(tài)啟動(dòng)特性測(cè)試方法。該方法按照速度／頻率縮比的模擬試驗(yàn)原則，實(shí)現(xiàn)引信啟動(dòng)特性的測(cè)試，并利用高亮度激光指示器進(jìn)行啟動(dòng)點(diǎn)的炸點(diǎn)指示，實(shí)現(xiàn)引信啟動(dòng)區(qū)的精確定量描述。試驗(yàn)驗(yàn)證表明該方法試驗(yàn)結(jié)果顯示直觀，數(shù)據(jù)測(cè)量準(zhǔn)確，計(jì)算簡(jiǎn)單，對(duì)試驗(yàn)載體要求較低，節(jié)約成本，適宜反復(fù)試驗(yàn)，便于進(jìn)行數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)。

［1］鄭志偉.空空導(dǎo)彈系統(tǒng)概論［M］.北京：兵器工業(yè)出版社，1997.

［2］沈珠蘭.電容近炸引信啟動(dòng)特性研究［J］.上海航天，2002（6）：33－35.

［3］張志鴻.防空導(dǎo)彈與戰(zhàn)斗部配合效率和戰(zhàn)斗部設(shè)計(jì)［M］.北京：宇航出版社，1994.

［4］張龍山.引信技術(shù)概論［Z］.西安：西安機(jī)電信息技術(shù)研究所，2005.