近程反導(dǎo)型艦空導(dǎo)彈引戰(zhàn)配合延時(shí)規(guī)律研究

裴 喆,楊志群

(中國(guó)人民解放軍92941部隊(duì),遼寧 葫蘆島 125000)

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近程反導(dǎo)型艦空導(dǎo)彈引戰(zhàn)配合延時(shí)規(guī)律研究

裴 喆,楊志群

(中國(guó)人民解放軍92941部隊(duì),遼寧 葫蘆島 125000)

對(duì)近程反導(dǎo)型艦空導(dǎo)彈攔截反艦導(dǎo)彈的引戰(zhàn)配合延時(shí)規(guī)律進(jìn)行了研究。建立了引戰(zhàn)配合延時(shí)數(shù)學(xué)模型，仿真分析了目標(biāo)易損部位、目標(biāo)速度、彈目交會(huì)角、目標(biāo)方位角和引信起動(dòng)距離5個(gè)彈目參數(shù)的不同雙參數(shù)組合對(duì)延時(shí)變化規(guī)律的影響。結(jié)果發(fā)現(xiàn)：目標(biāo)易損部位對(duì)延時(shí)影響相對(duì)較大，易損部位越靠前對(duì)延時(shí)越不利；目標(biāo)速度對(duì)延時(shí)的影響也很大，尤其當(dāng)引信探測(cè)傾角較大，目標(biāo)分別為亞聲速和兩倍以上超聲速時(shí)，延時(shí)規(guī)律有所不同；彈目交會(huì)角、目標(biāo)方位角和引信起動(dòng)距離三個(gè)交會(huì)參數(shù)對(duì)延時(shí)的影響均較大；單參數(shù)對(duì)延時(shí)影響的規(guī)律簡(jiǎn)單，但多參數(shù)共同作用對(duì)延時(shí)影響的規(guī)律復(fù)雜。

艦空導(dǎo)彈； 反艦導(dǎo)彈； 近程反導(dǎo)； 引信； 引戰(zhàn)配合； 延時(shí)； 易損性； 彈目參數(shù)

0 引言

引戰(zhàn)配合延時(shí)直接影響艦空導(dǎo)彈引戰(zhàn)配合效率、單發(fā)殺傷概率，以及武器系統(tǒng)作戰(zhàn)效能。引戰(zhàn)配合延時(shí)規(guī)律是艦空導(dǎo)彈設(shè)計(jì)和靶場(chǎng)飛行試驗(yàn)評(píng)估的重要部分。近程反導(dǎo)型艦空導(dǎo)彈的作戰(zhàn)使命是嚴(yán)重毀傷來襲反艦導(dǎo)彈，反艦導(dǎo)彈的速度和易損性有特殊性，速度的特殊在于跨度較大，包括亞聲速、超聲速、高超聲速，易損性的特殊是其要害艙段主要集中在前半身的制導(dǎo)控制艙，因此近程反導(dǎo)型艦空導(dǎo)彈引戰(zhàn)配合延時(shí)規(guī)律也具其特殊性。對(duì)引戰(zhàn)配合延時(shí)進(jìn)行了大量研究，文獻(xiàn)[1-3]研究了空空導(dǎo)彈攻擊飛機(jī)類目標(biāo)的延時(shí)規(guī)律；文獻(xiàn)[4]研究了反導(dǎo)導(dǎo)彈攔截亞聲速巡航導(dǎo)彈的引戰(zhàn)配合效率，但上述文獻(xiàn)未研究近程攔截反艦導(dǎo)彈時(shí)的延時(shí)規(guī)律。為此本文對(duì)艦空導(dǎo)彈近程攔截反艦導(dǎo)彈的引戰(zhàn)配合延時(shí)隨相關(guān)彈目參數(shù)變化的規(guī)律進(jìn)行了仿真分析。

1 引戰(zhàn)配合延時(shí)數(shù)學(xué)模型

因彈目遭遇時(shí)間很短，可認(rèn)為彈目分別作勻速直線運(yùn)動(dòng)，故彈目交會(huì)可視作面面交會(huì)，即彈目分別在兩個(gè)互相平行的平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)[1-2、5]。艦空導(dǎo)彈引信天線主瓣一般為以彈軸為對(duì)稱軸、傾角為β的空心圓錐體，由文獻(xiàn)[1-2、5]建立引戰(zhàn)配合延時(shí)數(shù)學(xué)模型如圖1所示。圖中：導(dǎo)彈在DNQS平面沿DE方向運(yùn)動(dòng)，目標(biāo)在GHIK平面沿FP方向運(yùn)動(dòng)。近程反導(dǎo)通常為迎頭攻擊，當(dāng)引信處于點(diǎn)D時(shí)，引信探測(cè)到目標(biāo)頭部點(diǎn)F后起動(dòng)。過點(diǎn)F作DN的垂直平面FJO與DN交于點(diǎn)O。取點(diǎn)O為坐標(biāo)原點(diǎn)，ON為Z軸，過點(diǎn)O作平面GHIK的垂線交平面于點(diǎn)J，OJ為Y軸。引信從點(diǎn)D開始經(jīng)延時(shí)τ在點(diǎn)E引爆戰(zhàn)斗部，戰(zhàn)斗部破片經(jīng)時(shí)間tP沿EP方向飛行到目標(biāo)某要害點(diǎn)P。

圖1 引戰(zhàn)配合延時(shí)數(shù)學(xué)模型Fig.1 Mathematical model of delay time of fuze-warhead coordination

由模型幾何關(guān)系可得

FJ=Rsin βcos γ；

FC=BE=Rsin βsin γ；

AE=v0tp；

FP=vb(τ+tp)-L0；

FL=FPsin θ=[vb(τ+tp)-L0]sin θ.

在直角三角形ABE中，有

{Rsin βcos γ-[vb(τ+tp)-L0]sin θ}2+

(Rsin βsin γ)2=(v0tp)2.

(1)

式中：R為引信起動(dòng)距離；θ為彈目交會(huì)角；γ為目標(biāo)方位角；β為引信探測(cè)傾角；L0為目標(biāo)的引信起動(dòng)點(diǎn)至某要害點(diǎn)P的長(zhǎng)度(本文稱為目標(biāo)易損部位參數(shù))；tp為戰(zhàn)斗部破片從起爆點(diǎn)至擊中目標(biāo)要害點(diǎn)的飛行時(shí)間(忽略破片飛行的速度衰減)；vb為目標(biāo)速度；v0為戰(zhàn)斗部破片靜態(tài)飛散速度(設(shè)靜態(tài)飛散方向與導(dǎo)彈縱軸夾角為90°)；τ為引戰(zhàn)配合延時(shí)。

因點(diǎn)P是破片擊中點(diǎn)，其Z坐標(biāo)與破片的Z坐標(biāo)相同，即

-[vb(τ+tp)-L0]cos θ=

vd(τ+tp)-Rcos β-Lm.

式中：Lm為導(dǎo)彈引信中心與戰(zhàn)斗部中心間的距離；vd為導(dǎo)彈速度。則

影響立體倉(cāng)庫(kù)穩(wěn)定的主要因素是貨架重心高度，兩端式同軌雙車運(yùn)行模式較單臺(tái)堆垛機(jī)獨(dú)立作業(yè)模式在貨架形式上相差不大，采用式(8)描述的上輕下重原則，目標(biāo)函數(shù)可有效降低貨架重心，提升結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性。

(2)

式中：

A=vb(τ+tp).

(3)

將式(3)代入式(1)，可得

再將tp代入式(2)，即可算得τ。

2 引戰(zhàn)配合延時(shí)規(guī)律仿真與分析

2.1 不同彈目參數(shù)的延時(shí)仿真結(jié)果

由引戰(zhàn)配合延時(shí)數(shù)學(xué)模型可知：τ為彈目交會(huì)參數(shù)和引信戰(zhàn)斗部參數(shù)的函數(shù)；v0，β，Lm，vd均為設(shè)計(jì)參數(shù)，也是可調(diào)量，而vb，θ，γ，R，L0隨目標(biāo)類型和彈目交會(huì)姿態(tài)而變，均是不可調(diào)量。模型中未涉及導(dǎo)彈和目標(biāo)的攻角與側(cè)滑角，這是因?yàn)樗鼈儗?duì)延時(shí)的影響可轉(zhuǎn)為θ，γ對(duì)延時(shí)的影響。因此，本文考慮τ隨vb，θ，γ，R，L0這5個(gè)彈目參數(shù)的變化規(guī)律進(jìn)行仿真。仿真中設(shè)v0=2 000 m/s，β=60°，Lm=0.2 m，vd=800 m/s。

在θ=15°，γ=0°，R=3 m條件下，不同vb，L0的τ仿真結(jié)果如圖2所示。在L0=1 m，R=3 m，γ=0°條件下，不同vb，θ的τ仿真結(jié)果如圖3所示。在θ=15°，vb=680 m/s條件下，不同γ，R的τ仿真結(jié)果如圖4所示。在R=3 m，vb=680 m/s條件下，不同γ，θ的τ仿真結(jié)果如圖5所示。在θ=15°，γ=0°條件下，不同vb，R的τ仿真結(jié)果如圖6所示。在γ=0°，vb=680 m/s條件下，不同θ，R的τ仿真結(jié)果如圖7所示。

圖2 不同L0，vb的τFig.2 τ with various L0 and vb

圖3 不同vb，θ的τFig.3 τ with various vb and θ

圖4 不同γ，R的τFig.4 τ with various γ and R

圖5 不同γ，θ的τFig.5 τ with various γ and θ

圖6 與不同R，vb的τFig.6 τ with various R and vb

圖7 與不同R，θ的τFig.7 τ with various R and θ

2.2 結(jié)果分析

反艦導(dǎo)彈易損性與反導(dǎo)作戰(zhàn)使命和毀傷模式有關(guān)。反艦導(dǎo)彈艙段布局從頭到尾通常依次為制導(dǎo)控制艙、戰(zhàn)斗部艙、燃料艙和發(fā)動(dòng)機(jī)艙。近程攔截應(yīng)對(duì)反艦導(dǎo)彈造成嚴(yán)重毀傷，艦空導(dǎo)彈戰(zhàn)斗部破片很難穿透反艦導(dǎo)彈穿甲類戰(zhàn)斗部殼體，故反艦導(dǎo)彈嚴(yán)重毀傷模式主要包括空中解體、墜入海水、明顯偏航三種[6-7]。近程攔截時(shí)反艦導(dǎo)彈一般處于末段飛行彈道，燃料幾乎燃燒完，破片即使穿透燃料艙殼體，也很難立即引起嚴(yán)重的功能性毀傷。因此，反艦導(dǎo)彈要害艙段主要集中在破片容易穿透且可能很快引起導(dǎo)彈嚴(yán)重毀傷的制導(dǎo)控制艙，這是本文仿真時(shí)L0取值的依據(jù)。

由圖2 可知：對(duì)不同的vb(或彈目相對(duì)速度vr)，τ均隨L0的增大而增大，但vb或vr較大時(shí)增幅較小，因此通過設(shè)計(jì)調(diào)整vd間接增大vr，可減小L0對(duì)τ的影響。當(dāng)R，θ，γ分別取不同值時(shí)，τ也總隨L0增大而增大。另由圖2可知：當(dāng)L0<0.5 m時(shí)τ可能小于0，即目標(biāo)要害部位越靠前對(duì)延時(shí)越不利，可見L0對(duì)τ的影響很大。由此，引戰(zhàn)配合延時(shí)設(shè)計(jì)時(shí)須先合理確定其大小，采用破片飛散角不同的雙束(或多束)聚焦戰(zhàn)斗部可減小無法獲取L0對(duì)引戰(zhàn)配合不利的影響[8]。

2.2.2τ隨vb的變化規(guī)律

由圖2、3、6可知：其他參數(shù)不變，vb在0.9Ma～2.5Ma范圍內(nèi)變化時(shí)，τ隨vb增大而減小。由圖6可知：在vb分別為0.9Ma和不小于2Ma兩種情況下，不僅τ值大小差別較大，而且τ值隨R的變化規(guī)律也明顯不同。該變化規(guī)律不是由R影響產(chǎn)生的，而是由vb，β共同影響形成的。當(dāng)vb增大為2Ma時(shí)，vr已增大至與v0接近，若同時(shí)β較大，則留給破片飛行的時(shí)間大幅減小，所需τ也隨之減小。由此，可認(rèn)為vb對(duì)τ的影響很大，這與文獻(xiàn)[9-10]的結(jié)論一致。為減小vb對(duì)τ的影響，應(yīng)先提高艦空導(dǎo)彈本身或武器系統(tǒng)實(shí)時(shí)獲取vb的精度，其次可在導(dǎo)彈設(shè)計(jì)時(shí)減小β或增大v0。

2.2.3τ隨θ的變化規(guī)律

攔截末端機(jī)動(dòng)較小的反艦導(dǎo)彈時(shí)，θ一般較小，本文假設(shè)其不大于30°。由圖3、5、7可知：當(dāng)vb，γ或R變化時(shí)，τ隨θ的變化規(guī)律不是單調(diào)增大或減小。圖3中，當(dāng)vb約為1Ma時(shí)，τ隨θ的增大而小幅減??；當(dāng)vb大于2Ma時(shí)，τ隨θ增大而小幅增大。由此，可認(rèn)為θ對(duì)τ的影響較大。為減小θ對(duì)τ的影響，應(yīng)使導(dǎo)彈在飛行中準(zhǔn)確獲取θ，另可通過導(dǎo)彈制導(dǎo)控制規(guī)律設(shè)計(jì)將彈目遭遇段的θ控制在較小范圍內(nèi)。

2.2.4τ隨γ的變化規(guī)律

由圖4、5可知：τ與γ的關(guān)系類似正弦規(guī)律變化。對(duì)不同的θ或R，τ隨γ的變化規(guī)律和幅度差別較大，表明γ對(duì)τ的影響也較大。為減小γ對(duì)τ的影響，常用多方位探測(cè)體制引信(如激發(fā)引信)實(shí)時(shí)測(cè)量γ，或用導(dǎo)引頭方位探測(cè)信息估計(jì)得到γ。

2.2.5τ隨R的變化規(guī)律

由圖4、6、7可知：對(duì)不同的γ，vb或θ，τ隨R的變化規(guī)律為線性增大或減小，變化幅度與γ，vb或θ均有關(guān)。R可由引信測(cè)量獲得，故常根據(jù)R變化范圍設(shè)計(jì)分檔延時(shí)。

3 結(jié)束語(yǔ)

本文根據(jù)艦空導(dǎo)彈近程反導(dǎo)作戰(zhàn)的特殊性，對(duì)引戰(zhàn)配合延時(shí)隨相關(guān)彈目參數(shù)的變化規(guī)律進(jìn)行了仿真研究。結(jié)果發(fā)現(xiàn)：第一，目標(biāo)易損部位對(duì)延時(shí)影響很大，易損部位越靠前對(duì)延時(shí)越不利。由于不同類型反艦導(dǎo)彈的易損部位存在差別，可采用多束聚焦戰(zhàn)斗部、增大遭遇段導(dǎo)彈速度等措施減小其對(duì)延時(shí)的影響。第二，目標(biāo)速度對(duì)延時(shí)的影響亦很大，尤其當(dāng)引信探測(cè)傾角較大，目標(biāo)分別為亞聲速和兩倍以上超聲速時(shí)，延時(shí)規(guī)律不同。為減小目標(biāo)速度對(duì)延時(shí)的影響，應(yīng)提高導(dǎo)彈武器系統(tǒng)測(cè)量或獲取目標(biāo)速度的精度，也可由設(shè)計(jì)減小引信探測(cè)傾角或增大戰(zhàn)斗部破片靜態(tài)飛散速度。第三，彈目交會(huì)角、目標(biāo)方位角和引信起動(dòng)距離三個(gè)交會(huì)參數(shù)對(duì)延時(shí)的影響均較大，應(yīng)由引信設(shè)計(jì)或充分利用導(dǎo)引頭信息等方法提高獲取此三個(gè)參數(shù)的能力及精度。第四，單個(gè)彈目參數(shù)對(duì)延時(shí)影響的規(guī)律簡(jiǎn)單，但多個(gè)參數(shù)共同作用對(duì)延時(shí)造成的綜合影響較復(fù)雜，引信對(duì)這些參數(shù)的獲取越全面、越準(zhǔn)確，延時(shí)就越精確。本文研究可用于靶場(chǎng)飛行試驗(yàn)引戰(zhàn)配合分析評(píng)估，也能為引戰(zhàn)配合設(shè)計(jì)與工程實(shí)現(xiàn)提供參考。

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Delay Time Law Study of Fuze-Warhead Coordination of Short-Range Anti-Missile Ship-to-Air Missile

PEI Zhe, YANG Zhi-qun

(The Unit 92941 of CPLA, Huludao 125000, Liaoning, China)

The delay time law of fuze-warhead coordination of short-range ship-to-air missile intercepting anti-ship missile was studied in this paper. The mathematic model of delay time of fuze-warhead coordination was established. The effect of different dual parameters combination of five parameters which were target vulnerability distribution, target speed, missile-target encounter angle, target azimuth angle and fuze starting distance on the laws of delay time were simulated. The simulation results showed that the influence of target vulnerability distribution on delay time was more serious. The more ahead of the target vulnerability, the worse for the delay time. The influence of target velocity was important. The delay time law would be different especially for search inclination of fuze was large and target flight with subsonic or 2 times sonic above respectively. The influence of the 3 parameters which were missile-target encounter angle, target azimuth angle and fuze starting distance on delay time was large. The effect of single parameter on the law was simple but the comprehensive influence of several parameters was complicated.

Ship-to-air missile; Anti-ship missile; Short-range anti-missile; Fuze; Fuze-warhead coordination; Delay time; Vulnerability; Missile target parameter

1006-1630(2016)04-0108-04

2015-12-24；

2016-03-14

裴 喆(1979—)，男，碩士，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)彈引戰(zhàn)系統(tǒng)試驗(yàn)鑒定。

TJ43； TJ761.7

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2016.04.018