基于末制导信息的定向战斗部起爆算法研究(13年硕论)-黄心入

基于末制导信息的定向战斗部起爆算法研究

黄心入

2013年6月

中图分类号：TJ43+4.1

UDC分类号：623.7

基于末制导信息的定向战斗部起爆算法研究

作 者 姓 名 黄心入

学 院 名 称 机电学院

指 导 教 师 范宁军 教授

答辩委员会主席 宋遒志 教授

申 请 学 位 工程硕士

学 科 专 业 兵器工程

学位授予单位 北京理工大学

论文答辩日期 2013年6月

On directional warhead burst control algorithm based on

terminal guidance information

Candidate Name： School or Department: Faculty Mentor: Chair, Thesis Committee： Degree Applied: Major： Degree by: The Date of Defence：

基于末制导信息的定向战斗部起爆算法研究 北京理工大

学

研究成果声明

本人郑重声明：所提交的学位论文是我本人在指导教师的指导下进行的研究工作获得的研究成果。尽我所知，文中除特别标注和致谢的地方外，学位论文中不包含其他人已经发表或撰写过的研究成果，也不包含为获得北京理工大学或其它教育机构的学位或证书所使用过的材料。与我一同工作的合作者对此研究工作所做的任何贡献均已在学位论文中作了明确的说明并表示了谢意。

特此申明。

签 名： 日期：

关于学位论文使用权的说明

本人完全了解北京理工大学有关保管、使用学位论文的规定，其中包括：①学校有权保管、并向有关部门送交学位论文的原件与复印件；②学校可以采用影印、缩印或其它复制手段复制并保存学位论文；③学校可允许学位论文被查阅或借阅；④学校可以学术交流为目的,复制赠送和交换学位论文；⑤学校可以公布学位论文的全部或部分内容（保密学位论文在解密后遵守此规定）。

签 名： 日期：

导师签名： 日期：

摘要

采用定向战斗部是提高防空导弹拦截巡航导弹效率的有效途径之一。不同于传统各向同性战斗部，定向战斗部将毁伤元和爆炸能量集中于目标方向，可以在不增加战斗部质量的情况下，有效提高能量和毁伤元利用率，提高引战配合效率。

引信是战斗部的保险和起爆装置，它负责在储存、运输以及发射安全距离以内锁定战斗部，只在预定条件下探测环境信息，并给出起爆信号以及引爆战斗部。受测量信息的限制，单独依靠引信不能实现在复杂弹目交会条件起爆方位的计算，因此需要将制导系统测量的弹目相对运动信息引入起爆延时和起爆方位的计算中。本文以采用定向战斗部的防空导弹为对象，针对拦截巡航导弹时利用引信和末制导信息计算起爆信息，适时定向起爆偏心战斗部使破片动态飞散区覆盖目标方位的问题进行研究。

本文首先考虑了弹上测量高低角、方位角、相对速度等参数，建立起引战配合模型，推导了起爆延时和起爆方位角的计算公式。然后根据巡航导弹典型型号的飞行速度和尺寸信息，建立引信延迟宽容度模型并分析了目标要害部位尺寸、弹目交会角、相对运动速度等因素对引信延迟宽容度的影响。

其次，分析了雷达导引头探测时的主要噪声模型，使仿真条件更加接近于实际，为了提高导引头测量信息精度，本文基于“当前”统计模型使用自适应卡尔曼滤波算法处理导引头测量数据并进行仿真，将滤波后数据代入引战配合模型计算起爆延时与起爆方位角，对比精确值进行误差分析。

最后本文根据偏心起爆战斗部起爆点选择对破片飞散区域的影响，参照前面章节得出的引信起爆延时和起爆方位角估计的精度，在弹体滚转条件下设计了偏心起爆战斗部起爆方案。

关键词：定向战斗部 起爆算法 引制一体化 引战配合

Abstract

Using of directional warhead is an effective method to improve the efficiency of air defense missiles for intercepting cruise missiles. Different from the triditional isotropic warhead, directional warhead focuses kill element and explosion energy on the direction of target for the purpose of taking advantage of kill element and explosion energy, improving fuze warhead matching efficiency without increasing the weight of warhead.

Fuze is the insurance and detonation devices of warhead which locks the warhead at the process of storage, transportion and flying across the safty distance. The fuze receives environmental information and gives signal to burst warhead only under predetermined conditions. Using of relative motion information from fuze alone is not sufficient to calculate the the initiation direction for directional warhead until terminal guaidance information is employed. In this paper, the utilization of terminal guidance information together with information from fuze for air defense missiles equippted with off-center initiation warhead to calculate the initiation direction and optimal fuze delay time is studied with the purpose of cover the target with dynamic scattering section of warhead.

Firstly, models of missle-target engagement are established based on the series of intersecting parameters of terminal guidance information, such as elevation angle, azimuth angle from seeker, relative distance and relative speed of target from the fuze.Model of fuze time-delay tolerance is established based on the flying speed and the size of typical cruise missiles. And a series of intersecting parameters, such as vital part size of target, intersecting angle and relative speed are tested in order to study the influence they may have on the fuze time-delay tolerance.

Secondly, major errors of radar seeker during the target tracking process are discussed in order to approach that of real measurement process. Adaptive Kalman filter algorithm based on “The current” statistical model is used during the data processing, which is acquire by seeker, to reduce influence of noise on calculating fuze delay time and initiation direction.The calculation results are compared to the exact value to the evaluation of the filter’s performance.

Finally, detonation algorithm for off-center warhead is designed based on the off-center warhead’s property and previously research of this paper, considering the condition that the body of missile rolling about the longitudinal axis during the process of interception.

Key Words: Directional warhead; Detonation algorithm; Guidance intergreted fuze;

Fuse-warhead coordination.

目录

第1章 绪论 ................................................. 1

1.1 本论文研究的目的和意义 ...................................... 1

1.1.1 定向战斗部概述 .......................................... 1

1.1.2 定向战斗部引战配合特性 .................................. 2

1.2 国内外研究现状及发展趋势 .................................... 3

1.2.1 国外防空导弹引战配合技术发展现状 ....................... 3

1.2.2 国内利用末制导信息实现引战配合技术发展现状 ............. 5

1.2.3 有待解决的问题 ......................................... 6

1.3 本文研究内容 ............................................... 7

第2章 引战配合模型建立 ..................................... 9

2.1 探测信息分析 ................................................ 9

2.2 弹目交会模型 ............................................... 10

2.2.1 制导系统测距测角条件下引战配合模型 .................... 11

2.2.2 距离信息不可用条件下引战配合模型 ...................... 14

2.3 小结 ...................................................... 18

第3章 基于目标尺寸的引信延迟宽容度分析 ..................... 19

3.1 引信延时宽容度模型 ......................................... 20

3.2 交会角对引信延时宽容度的影响 ................................ 22

3.3 相对速度对引信延时宽容度的影响 .............................. 26

3.4 小结 ...................................................... 27

第4章 目标跟踪模型及滤波算法 ............................... 28

4.1 滤波方程建立 ............................................... 32

4.1.1 状态方程建立.......................................... 32

4.1.2 量测模型及噪声分析 .................................... 33

4.1.3 去偏转换算法.......................................... 34

4.2 滤波过程初值确定 .......................................... 36

4.3 自适应卡尔曼滤波过程 ....................................... 38

4.4 滤波算法仿真分析 .......................................... 40

4.5 小结...................................................... 45

第5章 起爆控制 ............................................ 46

5.1 偏心起爆战斗部 ............................................ 46

5.2 起爆方案设计 .............................................. 47

5.3 小结...................................................... 56

总结和展望 ........................................................... 57

参考文献 ............................................................. 59

附录 ................................................................. 62

致谢 ................................................................. 63

第1章 绪论

1.1 本论文研究的目的和意义

现代战争中，巡航导弹超视距打击成为现代许多国家实施先发制人突击的主要手段。相比一般来袭目标，巡航导弹具备攻击突然性、高机动性、低易损性等特点，它的发射平台距离远且不固定，尺寸小且进行了隐身处理，雷达散射特性也不明显，加上实行飞行高度控制，利用GPS和景象匹配等制导控制方式实现隐蔽飞行、绕道飞行，飞行弹道不固定，很难根据初始飞行轨迹预测命中点[1,2]。美国空间与战略防御司令部经过评估后认为“反巡航导弹甚至比击落超音速远程弹道导弹还要困难” [3]。 防御巡航导弹，一方面要求预警机制覆盖更广的范围，实现来袭目标的早发现，及时预警，准确跟踪；另一方面要开发能覆盖更大空域，具备远程超视距攻击能力 [3]。在不影响其功能与机动性的条件下增强防空导弹杀伤能力的需求变得越来越突出。

1.1.1 定向战斗部概述

战斗部是防空导弹的有效载荷，传统防空导弹采用径向均强性战斗部，其结构大多为轴对称体，采用中心起爆方式，破片沿径向均匀飞散，在整个杀伤区域内只有小部分的破片分布在目标方向上，其破片的利用率为1/12-1/8，能量利用率较低[4]。要对付巡航导弹等易损性小的目标，要求击中目标的破片动能足够大，这就要求破片数量多、速度快。为了达到这个要求，可通过增加普通杀伤战斗部的质量（即增加战斗部的破片数量、质量和装药导弹战斗部）或者在导弹总体设计给定战斗部重量的约束下，尽量提高能量和毁伤元利用率以提高战斗部的杀伤威力[4]。增加战斗部质量给导弹的研制带来很大的困难，而且影响导弹的整体性能，因此如何在一定质量条件下，尽量提高能量利用率，以提高战斗部的杀伤威力的方式提高战斗部的杀伤效能是今后一个时期防空导弹战斗部的主要发展途径[4]。

定向战斗部将爆炸能量聚集于指定方位，通过破片定向飞散控制，使能量集中于定向方向，提高该方向上破片密度和破片初速，以达到提高破片杀伤战斗部增益、有效发挥战斗部杀伤效能的目的，已成为防空导弹重要发展趋势之一[5]。

与径向均强性战斗部相比，定向战斗部在作战效能上有着重大的优势[6]。表1 所

示为普通战斗部与定向战斗部对目标杀伤能量( E )，作用半径( R )，战斗部质量( M )的对比关系，其中E0,R0,M0为普通战斗部的相应指标。

表1.1 径向均强战斗部与定向战斗部性能对照表[6]

偏心起爆战斗部是定向战斗部的一种重要结构，它通过采用偏轴心多点起爆的方式起爆，偏心起爆状态(包括起爆方位数, 方位起爆点数及起爆时序等)的不同组合可形成爆轰波的不同叠加形式, 可在目标方向形成不同能量增益和分布[3,6]。其优点在于对引信最佳匹配时间的要求与普通非触发引信要求一致，技术实现简单，工程化可实现程度高，适用于定向战斗部的初期设计[4-6]。

图1.1 偏心起爆战斗部结构图

1.1.2 定向战斗部引战配合特性

引信与战斗部配合是指在规定的弹药与目标交会（简称弹目交会）条件下，引信起爆区与战斗部的最佳起爆区协调一致的性能。其主要内容是起爆（或引燃）的适时性，即实现最佳起爆，同时还包括起爆的完全性以及结构、性能的协调性 [7]。传统防空引战配合研究的是全向战斗部与引信的配合，而配备定向战斗部的防空导弹对引战配合的要求不仅仅表现为起爆的适时性，为了保证毁伤元定向飞散区域能覆盖目标要害位置，必需要求弹上导引头或引信能测量目标的脱靶方向。

现役弹药引信多为无线电引信，依靠无线电波束换接控向和回波信号比幅技术提取脱靶方位信息特征，两组天线分时发送和接收信号，通过比较接收器接收到的回波幅度判断目标方位[8]。

图1.2 双发双收引信波束覆盖图 [8]

文献中[8]表明，由于近场体目标视在散射中心与目标各散射体的几何分布间存在复杂的关系，近场体目标效应导致“视在散射中心”脱离目标，无线电回波信号起伏剧烈，呈短时样本的、瞬态的、强非平稳的、起伏的信号，获得精确测角是比较困难的，仅能判断目标所处的大致方位，因此完全利用引信测量参数实现最佳起爆控制，必须依赖于导弹武器能够实现与目标典型的交会条件。此外，防空导弹多是轴对称型结构，为了保持运动稳定，飞行过程中弹体将绕弹轴滚转，若是单纯依靠引信当前所测目标所处象限为依据起爆，而目标恰好处于象限边缘，则破片飞行过程中目标很可能已经运动到相邻象限导致与目标擦肩而过。

导弹拦截目标相对运动的复杂性在于三维空间交会，遭遇段交会条件复杂，带有很强的随机性，目标飞行速度快交会时间短，机动性能强，依赖实现典型交会状态拦截目标无法应对复杂多变的战场环境。为了弥补目前引信探测信息量少而无法计算相应精度的目标方位角以克服弹体滚转对定向战斗部起爆的影响的不足，需要将引信之外的探测设备获取的目标运动信息纳入起爆控制的计算中。

1.2 国内外研究现状及发展趋势

1.2.1 国外防空导弹引战配合技术发展现状

制导引信一体化(Guidance Integrated Fuze， GIF)技术是为适应现代制导武器系统

对目标精确杀伤而产生的。GIF技术最早出现在美国1996年和1997年的Defense Technology Area Plan，是利用目标特征测量、目标散射模型和毁伤模型的复合为毫米波主动导引头系统开发的一种技术[9]。GIF技术概念改变了以往引信通用的目标侧向探测和起爆延时算法,通过主动制导系统对目标进行前向检测获得目标的方位、相对速度、距离及拦截器的姿态等信息，输入弹上计算机，进行实时处理，预测被拦截目标落入的方位，确定最佳炸点，从而可以方便地与定向战斗部相配合，达到提高对目标毁伤效果的目的[10]。GIF技术既可提高引信智能化自适应精确控制炸点能力，增强引信抗干扰能力，又可提高设备的利用率和系统的可靠性，使防空导弹向小型化发展。

GIF技术分为信息一体化型和硬件一体化型[10]。引信与制导系统各有局限，无法完全代替彼此，而且硬件一体化设计成本昂贵，不适应在对引信功能有特殊要求而实现这些功能的引信技术又相当复杂的情形[11]。信息一体化型是利用导引头在失控瞬间计算的目标脱靶方位，供引信作为定向战斗部起爆方位信息用。引制一体化设计中所采集到的信息是交互的，数据融合系统将制导系统和引信获得的数据信息，根据拟定的规则进行分析融合，为起爆定向战斗部提供所需决策信号，最后再由起爆控制器综合来自于制导系统和引信系统的目标信息与导弹信息以及各个时刻的交会信息，计算最佳起爆信息，引爆相应的起爆点，形成定向引爆[10]。

在国外定向战斗部利用末制导信息引战配合方面虽无直接相关文献，但从世界先进的防空导弹的系统分析中可获得相关情报。

美国PAC-3防空系统配备的PAC-3/2型导弹采用预制破片定向杀伤战斗部，导弹采用半主动雷达导引头，连续波多普勒体制，其天线采用三自由度转动，以保证采用定向战斗部时导弹滚动的需要；引信采用双波束无线电引信，作用距离60～90m。头部天线装在导引头天线上，随导引头天线一起跟踪目标，用于对付战术弹道导弹一类高速目标，于交会前十分之几秒将导引头天线用作引信天线，使引信波束在遭遇前始终对准目标。另外一种为侧向天线，波束倾角可调，用于对付飞机等低速目标[12]。

俄罗斯S-300PMU2防空系统配备的48N6E及48N6E2配备定向战斗部使其具有反飞机和反导能力，应用全公式化的引战配合，充分利用制导信息，考虑了相对速度矢量、破片动态飞散角和目标类型，并在引战配合上对制导脱靶量做了有利于提高杀伤目标的控制，要求导弹控制在要求的脱靶量和脱靶方位上使破片与弹头的碰撞角尽量大。防空系统S-300PMU3/4和S-400防空系统配备的9M96E和9M96E2型导弹配备了高爆定向战斗部，可按指令工作在非定向宽飞散角状态、非定向窄飞散角状态和

破片方位定向飞散状态三种状态，亦采用全公式化引战配合[15-16]。遭遇段之前采用惯导加无线电校正的制导方式，遭遇目标后采用自导引方式，装载的侧面发动机使脱靶量减至很小，接近直接碰撞的水平，并由导引头测量目标相对脱靶方向。同时存在具有侧向检测功能的引信，用以对付低速目标[13-16]。

“安泰2500”防空系统配备的9M82M及9M83M型导弹配备了高爆定向战斗部，将较大的破片集中于60°的扇区内。制导方式为惯导加寻的制导，末端采用主动寻的制导，作用距离25km。在与目标遭遇前0.5~2s时，弹上产生导弹滚动指令，以保证在战斗部爆炸时战斗部破片飞散场最大密度方向与目标方向重合，（目标脱靶方位由导引头给出)。遭遇前0.3s时接通导弹近炸引信，然后引信通过对目标检测发出引爆战斗部指令[17]。

以上资料显示，美国现役的防空导弹以GIF硬件一体化为支撑，令导引头天线与引信天线共用，通过精确制导和法向脉冲发动机技术将脱靶量降至接近直接碰撞的程度，实现了目标相对运动信息的近场测量，利用于设计定向战斗部起爆策略。而俄罗斯则充分利用导引头丢失目标前的制导信息，采用一系列复杂但可靠的预测算法进行估计，也获得了不输于甚至胜过美国先进防空导弹的性能。

1.2.2 国内利用末制导信息实现引战配合技术发展现状

自上世纪50年代末起，我国参照参照美国、俄国（前苏联）、英国、法国等国外导弹与系统的技术发展了“红旗”、 “海红旗”等系列防空导弹，如今已至三代。尚无资料显示上述型号防空导弹采用定向战斗部或引信制导一体化技术。究其原因，可能是导弹的总体设计过程中，引信系统设计和制导系统设计相互独立，一方面是出于引信安全性的考虑，另一方面是由于抗干扰的需要，防止引信发出错误的起爆指令。

国内学者自90年代起就关注末制导信息应用于定向战斗部引战配合问题的研究。庄志洪、张清泰从信息论的角度出发，对弹上的信息控制系统进行了一般性分析，并从中对独立的引信和制导系统以及制导引信一体化的系统分别进行了分析，论述了制导引信一体化的必要性[18]。张志鸿提出利用目标丢失前导引头测量视线角速度在遭遇前识别目标的脱靶方向的原理[19]，利用高低角速度矢量和方位角速度矢量求取目标视线角速度分量，从而计算目标脱靶瞬间所处方向角的方法[19]。王正杰给出仿真算例分析脱靶方向角识别的精度，证明该法识别出的脱靶方向角的精度可以满足引战配合的要求[20]。

孟湘红等分析了展开式定向战斗部、定向瞄准战斗部和偏心起爆战斗部在空间交会时，引信系统时间匹配的特性 [6]。张志鸿提出在相对速度坐标系下建立弹目相对运动模型，计算起爆延时和目标脱靶方位的思想[21]。庄志洪提出在光学导引头不能提供距离信息的条件下，利用极角、方位角的角度和角速度信息和平均脱靶量（CEP）估计剩余飞行时间的模型，并提出采用“相对目道内推”方法求解导弹失控后的弹目交会参数的思想[22]。朱景伟等人建立了考虑目标尺寸下最佳起爆延时和起爆方位的模型

[23]。毛亮等人在利用导引头测角模型下引入破片速度衰减过程，在战斗部的破片初速及衰减系数一定的情形下进行仿真[24]。

精确的起爆控制需要高质量的测量数据作支撑，国内业界普遍借鉴雷达的跟踪算法，将导引头测量的数据进行滤波处理，再用于延迟时间和脱靶方位的计算。

吴珊珊提出利用 和 滤波处理数据的方法，得出卡尔曼滤波具有高精度但耗时大，而 和 滤波精度不及卡尔曼滤波但计算量小的结论，并提出对计算出来的起爆延时进行二次滤波的思想[10]。庄志洪、张清泰等人提出将机动目标跟踪“当前”模型引入导引头跟踪算法中计算目标运动状态[25]。刘剑锋研究了GHK滤波算法，在不考虑弹轴与弹目视线间的稳态误差角，并假设导引头测角误差为无偏均匀分布的条件下进行信号处理，将滤波后的数据带入前面提出的模型中计算剩余飞行时间，还研究了卡尔曼滤波算法在最佳起爆角估计中的应用[26]。简金蕾等人在考虑目标加速度分布为均值分布的情况下，基于卡尔曼滤波算法处理估计相对运动参数计算起爆延时和目标方位，并引入模糊自适应跟踪算法(FCS)进行了改进[27]。

1.2.3 有待解决的问题

之前文献建立的基于末制导信息应用的模型对采用的末制导参数众说纷纭，相对速度坐标系下建立的模型又不便于针对末制导测量信息的滤波处理，部分文献建模基于文献[19]的结果，多采用弹体坐标系下极角 （即天线波束主轴与导弹纵轴之间的夹角）和目标方位角 （目标在弹体横截面上投影点与原点O的连线和弹体坐标系y轴的夹角）计算起爆延迟时间和预测目标脱靶方位，建立滤波方程之时亦将 和 当作观测变量直接计算。根据文献[29]描述，导引头是一个角速度跟踪系统，接收机输出的信号与视线角速度成正比，文献[19]中目标脱靶方位的识别也是基于视线角速度在导弹横轴的分量获得，由于 和 需要导引头提供的视线角和方位角通过几何关系计算才能获得，以 和 作为观测变量时，角度观测噪声不相互独立，因此不可直接

进行滤波处理。

本文在前辈学者研究的基础上研究了基于导引头末制导测量信息和引信测量信息定向战斗部起爆控制统一模型的建立问题，进行了相应的滤波算法在起爆算法中的仿真分析，并根据仿真结果设计了偏心起爆战斗部的起爆逻辑。

1.3 本文研究内容

针对采用偏心起爆定向战斗部引战配合问题，本文在调研国内外相关研究成果的基础上，形成研究思路如下：

本文研究的核心问题是实现弹目交会过程中定向战斗部毁伤元动态飞散区对目标易损部位的覆盖。

主要研究思路如图1.3所示：

图1.3 本文主要研究思路图

论文内容安排如下：

第1章为绪论，主要对论文的选题背景和研究意义进行了阐述，并对国内外导弹引战系统的技术研究情况，存在的问题进行了分析。

第2章分析了引信和制导系统可提供的弹目相对运动信息，在合理的假设下，引入末制导信息建立基于最佳起爆延时的引战配合模型，推导了最佳起爆延时和起爆方位角公式。

第3章基于典型巡航导弹型号尺寸参数进行引信延迟宽容度的分析，建立了引信延迟宽容度模型，分析了主要参数对引信延时宽容度的影响。

第4章简要介绍机动目标跟踪模型。为了使计算的起爆延时和起爆方位尽可能准确，分析了导引头主要噪声模型，根据其统计特性，采用去偏算法建立基于弹上测量参数的弹体坐标系下量测方程；利用“当前”统计模型描述弹目相对运动，建立目标运动状态方程；采用卡尔曼滤波算法对导引头获取的受噪声污染的数据进行滤波处理，对滤波算法进行仿真，将滤波结果代入模型进行仿真，对所得起爆延时和起爆方位角进行了误差分析。

第5章介绍八分圆偏心起爆战斗部起爆点选择对破片飞散区域的影响，针对拦截过程中弹体绕纵轴旋转，其转速不可精确获得，但在已知范围之内的问题，对弹体旋转条件下起爆点选择方案进行分析，设计定向战斗部起爆算法，归纳了偏心起爆定向战斗部起爆逻辑。

第2章 引战配合模型建立

定向战斗部毁伤元命中点位置受起爆延时与起爆方位所影响，传统引战配合研究针对中心起爆战斗部，将弹体和目标视为质点，根据相对速度、引信天线倾角以及相对距离等相对运动参数计算脱靶量和起爆延迟时间，拦截时刻目标所处方位并不是传统引战配合研究所关心的重点。本章在合理假设条件下，引入末制导信息建立三维空间交会条件下防空导弹定向战斗部引战配合模型。

2.1 探测信息分析

导弹引信是利用环境信息和目标信息, 在预定条件下控制战斗部在相对于目标最有利的位置或时机起爆的控制系统。其核心任务是在存储、运输以及发射安全距离范围内锁定战斗部以保证安全，而在预定条件下根据环境信息完成战斗部的起爆控制。得益于近距离探测，引信测相对距离和测接近速度精确度会高于弹上其他设备[30,31]。但是作为固定于战斗部上的一部分，引信作用距离和探测跟踪能力有限，只能在近场获得多普勒频率、截止距离、接近速度信息和一定程度上的方位信息，而且信息量受交会条件影响很大，因此只能在一些典型交会条件下实现最佳定向战斗部起爆控制。

导引头主要功能是截获并跟踪目标、消除弹体扰动对天线在空间指向稳定的影响并输出实现导引规律所需要的信息，主要分为雷达导引头和光学导引头[29]。导引头是弹上跟踪目标，获取并输出目标运动信息的主要设备，可在较远距离上探测到的比引信更为丰富的弹目相对运动信息。

雷达导引头结构上有两种可能形式，一种外框为高低轴框，内框为方位轴框，天线的指向转角次序先高低角后方位角的框架结构，另一种是外框为方位轴框，内框为高低轴框，天线的指向转角次序先方位角后高低角的框架结构[19]。第一种天线框架结构如图2.1所示。

Ym Zm 为以导引头旋转中心，Xm 与导弹纵轴平行， 设在垂直平面内，坐标系OXmYm

指向上方，坐标系OXaYaZa为弹上测量坐标系，OXa轴为导引头敏感轴方向，在导引头连续跟踪目标的假设下，OXa轴即是指向目标方向。弹上测量高低角 定义为OXa

的夹 OZm 平面的夹角，即OXa轴与其在Xm OZm 平面投影向量OXa轴与弹体坐标系Xm

OZm 平面上方，角 为正；弹上测量方位角 定义为弹上测量坐标角，若OXa轴在Xm

OZm 平面上的投影与OXm 轴的夹角，从向量OXm 到向量系Xa轴在弹体坐标系Xm

轴逆时针旋转，则 为正。

，若OXm 轴绕OYmOXa

图2.1 弹体坐标系中导引头天线指向角

导引头的作用是敏感目标视线方向与导引头天线指向的角误差作出反应，输出与该误差角成正比的信号，实质上是一个角速度跟踪系统。因此，接收机输出的信号实际上也与视线角速度成正比；雷达导引头还能把直波信号的多普勒频率与回波信号的

成正比的信号[29]。在导引头失多普勒频率进行综合，输出与导弹和目标接近速度 R

控前，导引头如果能连续跟踪目标，也能提供高低角与方位角[19]。导引头虽然探测距离远，信息丰富，但随着目标的接近，受漫反射和目标体效应的影响，导引头探测精度会降低[11]。而且导引头伺服机构、导弹动态特性以及视场角范围等的限制，存在制导盲区，当距离过近时，导引头将丢失目标，使得输出信息发散。

引信具有近场探测，精度高，抗干扰能力强等优点，但探测信息贫乏；导引头有作用距离远，探测信息丰富的优点，但探测信息受噪声干扰，近场探测能力弱，而且存在制导盲区。如果引信可将自身近场探测距离和相对速度信息与丢失目标之前导引头测量的角度和角速度信息相结合，便能弥补各自的不足，充分利用目标末段相对运动信息计算起爆延迟时间和目标脱靶方位。

2.2 弹目交会模型

假设导引头连续跟踪目标，交会过程中导引头输出接近速度、距离、角度和角速度信息，导引头失控前某一时刻引信开机，输出更为精准的接近速度、距离信息进行修正。由于相对速度很大，自导引头失控时刻起直至运动到拦截点时，目标相对导弹作直线匀速运动，定向战斗部在目标到达拦截点前某一时间朝拦截点起爆，战斗部破片静态飞行方向垂直于弹轴，忽略空气阻力对破片速度的影响。

2.2.1 制导系统测距测角条件下引战配合模型

弹体坐标系中弹目交会过程如图2.2所示。坐标系OXmYmZm为以战斗部中心为原

Ym Zm 为以探测器中心为原点O ，导弹点O，导弹纵轴为Xm轴的弹体坐标系。O Xm

轴的弹体坐标系，两坐标系X轴重合。初始位置弹目相对距离为R，忽略纵轴为Xm

防空导弹和来袭目标的攻角， 为弹上测量高低角， 为弹上测量方位角，T点为探

O Zm 平面上的投影点，测设备捕获目标初始位置点，T 点为T点在YmOZmT 为T在Ym

O Zm 的交点，C 点为目标相对运动轨迹与Ym平面的投影，战斗部起爆后破片以速度Vf

朝拦截点方位飞散，在C点与目标碰撞，剩余飞行时间tgo指从当前测量时刻开始至目标飞至碰撞点C的时间。W为目标运动到拦截点C时目标脱靶方位点，L为探测点到目标易损中心的距离，OO为La。

图3.2 弹目交会模型

有矢量关系

t L (1) OC OT Rgoa

设静爆中心方向破片与弹轴垂直，则

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