國外軸對稱再入飛行器中段機動策略研究

熊 偉，張艷玲，姜 利，宋劍爽，王 智

（北京宇航系統工程研究所，北京，100076）

0 引 言

傳統軸對稱再入飛行器的飛行過程通?？梢詣澐譃橹鲃语w行段、自由飛行段（也稱飛行中段）以及再入飛行段，其飛行彈道的特點是主動飛行段之后的彈道為固定的、不作機動的慣性彈道，且自由飛行段時間長[1]、飛行速度相對再入飛行段較低。正是這一特點，使得可以利用現有的高科技手段，在很短的時間內預測出軸對稱再入飛行器的彈道，并對其進行攔截。此外，傳統軸對稱再入飛行器對飛行中段可能遭遇到的空間碎片交匯碰撞亦顯得無能為力。因此可通過在傳統軸對稱再入飛行器上增加躲避機動級，使軸對稱再入飛行器在主動段結束之后的飛行中段實施自主機動變軌，達到“保存自己”的目的[2]。相對于其它飛行段，飛行中段機動變軌的好處是，沒有大氣的影響，飛行工況相對較好，且由于飛行速度相對較低，機動效率會相對較高、節省能量。這樣軸對稱再入飛行器在飛行中段不再是一個無動力的慣性飛行器，而是帶有動力系統、控制系統和探測系統的智能躲避機動飛行器，通過在飛行中段進行程序機動來改變飛行彈道，使彈道不可預測，或壓縮對方攔截防御系統的反應及攔截時間，增大攔截難度，提高軸對稱再入飛行器的生存概率；即使程序機動之后，仍被對方攔截彈跟蹤，亦可通過在交匯段實施躲避機動來提高自身生存概率。雖然國內外關于飛行中段機動變軌規劃策略的研究較多[3～5]，但考慮的機動變軌過程相對簡單，沒有針對飛行中段全剖面的機動策略進行研究。為此，本文以國外三級運載器+液體躲避機動級為對象，對其在飛行中段全過程的機動規劃策略進行研究，并給出相應的仿真算例。

1 中段機動規劃問題的數學模型

1.1 約束條件

軸對稱再入飛行器中段機動規劃的主要約束條件如下：

a）能量規劃建模。

1）能量約束。

將用于程序機動的推進劑分配成N次機動使用，選擇N次機動所消耗的推進劑需滿足如下約束：

式中 Δm為第i次程序機動分配的能量；Δ mL為第i

i

i次程序機動，進行縱向機動的能量分配； Δ mHi為第i次程序機動用于橫向機動的能量分配；Mjd為程序機動可用的推進劑總量。

2）落點約束。

式中iLΔ為第i次程序機動的縱向機動距離；mLΔ為不作機動的慣性彈道落點與實際目標點之間的縱向偏差；iHΔ為第i次程序機動的橫向機動距離；mHΔ為不作機動的慣性彈道落點與實際目標點之間的橫向偏差。

3）機動時間約束。

機動的時間點選擇對生存效果有很大影響，時間越早，則彈道機動引起的落點變化范圍越大；時間越晚，則有利于壓縮對方攔截防御反應時間，但是會減小彈道機動引起的落點變化范圍。因此，機動時間點的選取，需要權衡這兩方面因素。

b）再入條件約束。

機動規劃時確保飛行器再入模擬量不超過設計要求值。

c）飛行程序設計約束。

考慮到控制系統姿態跟蹤能力，在彈道設計時飛行程序角變化率應小于控制系統設定的指標值cx0?。

d）落地馬赫數約束。

式中 Ma為落地馬赫數；a0M 為設計指標要求的最低落地馬赫數。

1.2 大氣層外飛行的彈道計算模型

彈道計算模型采用三自由度的質點彈道計算模型，輸入為飛行中段機動變軌時刻的俯仰、偏航程序角，輸出為速度、位置等彈道參數，主要包括動力學模型、地球及大氣模型和發動機模型，具體如下：a）動力學模型：采用航天工業部標準 QJ1477-1988質點動力學模型；b）大氣模型：采用國軍標GJB 365.1-1987里的標準大氣模型；c）地球模型：考慮地球自轉和扁慮的影響，采用航天工業部標準QJ907-1985里的標準地球參數；d）發動機模型：程序機動以及躲避機動采用小推力液體發動機，可多次關閉和啟動，其產生的推力和秒耗量按常值處理，程序機動過載按0.6g考慮，躲避機動過載按6g考慮。

2 飛行中段程序機動策略

通過飛行中段程序機動設計可以實現2種不同的機動效果：a）變落點方式，即程序機動過程中不僅改變飛行彈道軌跡，同時預示落點也在改變；b）變彈道程序機動方式，即程序機動僅改變飛行彈道軌跡而不改變落點。

變落點方式的程序機動方法很多，如正余弦機動、梯形機動、三角波機動、方波機動、隨機機動、蛇形機動[6]等。在這些程序機動方法中，正弦程序機動比較典型，具有代表性。相關研究證明，再入飛行器在平面內作正弦機動時，脫靶量最大[7，8]。因此本文以側向正弦程序機動方法為例，研究側向程序機動引起的縱、橫向增程距離與偏航程序角幅值、程序機動分配的能量及程序機動起始時間之間的關系，構建其映射函數。

側向正弦形式的飛行程序角可以表示為

式中cxψ為程序機動時的偏航程序角；jdT為程序機動當前實際飛行時間（以程序機動起始時刻為計時零點）；R為幅值；jt為本次程序機動總時間；0f為初始相位角。通過改變上述變量可以得到不同的落點軌跡。

當機動飛行時間與jt相等時，程序機動程序角為一個完整的正弦曲線，不相等時則可得到不同周期的程序角，相應的落點軌跡為全周期的一部分，通過改變程序角幅值可以得到不同形狀的落點軌跡。圖1為不同的偏航機動幅值對應的落點軌跡。

圖1 不同偏航程序機動幅值對應的落點軌跡示意Fig.1 Tracks of the Descent Point Corresponding to the Different Amplitudes of Maneuvering Angle in Yaw Procedures

由圖 1可知，通過控制機動幅值可以得到不同的縱橫向機動距離。

圖2為不同的偏航機動初始相位角對應的落點軌跡.由圖2可知，通過改變初始相位角可以保證在落點基本不變的情況下得到不同的落點軌跡。

圖2 不同偏航程序機動初始相位角對應的落點軌跡Fig.2 Tracks of The Descent Point Corresponding to the Different Initial Phase of Maneuvering Angle in Yaw Procedures

通過對側向正弦程序機動典型模式的分析，可得到程序機動引起的縱、橫向機動距離與偏航程序角幅值、程序機動分配的能量及程序機動起始時間之間的映射關系。由于這些映射關系存在較強的非線性，因此可通過建立插值表或分段擬合的方法構建映射關系。

根據程序機動距離的變化規律，三級關機后的躲避機動級彈道設計主要包括以下步驟：

a）建立不同射程、不同射向下側向程序機動引起的落點縱、橫向變化距離dL和dH與標準狀態（GJB 6270-2008對標準狀態有明確定義）不作機動的慣性彈道的理論落點對應的標準射程（簡稱標準射程）、射向 A0、發射點緯度 B0、標準狀態下程序機動引起的落點縱、橫向變化距離、的函數關系，具體公式如下：

c）根據式（5）、式（6），建立如下方程：

式中 f'( )為 f ( )的反函數。

完成上述映射關系構建后，即可按如下步驟進行躲避機動級機動規劃：

a）判斷主動段結束之后不作機動的情況下慣性彈道的理論落點是否在目標點附近。

b）若不作機動的情況下慣性彈道的理論落點在目標點附近，且程序機動的目的是為了規避與無自主機動能力的太空垃圾發生碰撞，則躲避機動級能量可全部用于程序機動，程序機動策略可選擇變彈道程序機動方法，如躲避級發動機推力線方向始終指向零射程線方向[9]，此時可改變彈道但不改變落點，盡可能節省彈道回歸所需推進劑。

c）若不作機動的慣性彈道的理論落點離目標點較遠或程序機動的目的是為了躲避對方攔截飛行器的攔截，則躲避機動級能量除了用于程序機動，還必須用于將再入飛行器落點修正到目標點，此時程序機動模式選擇變落點程序機動方法，包括以下步驟：

1）根據不作機動的慣性彈道的理論落點和目標點信息解算落點縱橫向偏差距離dL，dH；

2）利用落點縱橫向偏差距離dL，dH，不作機動的慣性彈道的理論落點對應的標準射程L、射擊方位角 A0、發射點緯度求解所對應的標準狀態增程距離，即：

3）利用標準射程L、標準狀態下程序機動引起的落點縱、橫向變化距離dL和dH，求解程序機動幅值、程序機動時間、程序機動起始時間的初值，即：

4）以求解的程序機動幅值 R_0、程序機動時間Tjd_0、程序機動起始時間 Tjdqs_0為初值利用牛頓迭代法等快速優化算法求解準確命中目標點的程序機動幅值、程序機動時間、程序機動起始時間。

5）針對牛頓迭代法求得的結果進行一次彈道仿真，檢驗是否滿足1.1節列出的全部約束條件，如果不滿足，則調整機動策略，重新進行彈道設計與迭代求解，直至滿足全部約束條件為止。

3 交匯段躲避機動策略

如果中段程序機動失效，對方發射外大氣層截殺載具（Exoatmospheric Kill Vehicle，EKV）飛行器進行攔截，則需要采取躲避機動策略進行躲避。通過分析，最優躲避機動策略為：在交匯段躲避機動級探測到EKV后，按垂直于EKV來襲方向進行大角度快速調姿，調姿到位后進行大過載加速飛行，以躲開EKV的直接碰撞。理論上存在無數個垂直于EKV來襲方向，為了提高躲避機動效率和生存概率，躲避機動級需要往最優躲避能量方向進行快速調姿。

交匯段規避示意如圖3所示。由圖3可知u為最優躲避能量方向，該方向可由下式確定：

式中 V1為EKV攔截飛行器來襲速度；V為躲避機動級當前速度。

式中axu ，ayu ，azu為u在發射慣性下的3個方向的分量。由于V1和V2是已知的，因此交匯段調姿程序角可按上式求解。

圖3 交匯段躲避示意Fig.3 Sketch Map of the Escaping Maneuver in Intersection Phase α—垂直于V1的平面；V3—V2在平面α上的分量；V1—EKV攔截彈來襲速度矢量；V2—躲避彈頭當前速度矢量；θ—當前交會角

式中 ?cxmax，?cxmin，ψmax分別為俯仰、偏航程序角限幅值；?max，ψmax分別為俯仰、偏航程序角速度限幅值。

4 彈道回歸機動策略

在完成飛行中段程序機動及交匯段躲避機動后，彈道落點通常與原目標點存在一定的偏差，此時需要躲避機動級基于剩余的能量，進行彈道機動回歸，確保躲避機動級仍能落入原目標點或落入新選目標點，具體策略為：

a）無動力滑行一段時間，既能誤導對方將當前的慣性落點當成躲避機動級的最終目標點，降低或消除其可能進一步采取防御或攔截措施的有效性，又能在這一段時間里根據當前的速度位置以及剩余推進劑，快速規劃躲避機動級再入的地面落點最大可達區域范圍，并判定原目標點是否在該范圍內；

b）若原目標點在躲避機動級再入的地面落點最大可達區域范圍內，則可采取閉路制導方法確保躲避機動級最終落入原目標點，實現彈道回歸機動；

c）若原目標點不在躲避機動級再入的地面落點最大可達區域范圍內，則可在該范圍內選擇新的目標點，仍然采取閉路制導方法確保躲避機動級最終落入新選目標點。

需要說明的是，如果對軸對稱再入飛行器的再入條件約束要求比較嚴格，則可將再入條件約束引入到閉路制導方法里。

5 仿真算例

以俄羅斯白楊-M 導彈為軸對稱再入飛行器的前三級基礎級，以文獻[4]給出的機動彈頭模型參數作為躲避機動級，以該再入飛行器從朝鮮的平壤飛往目標點T為攻防對抗仿真實例，考慮攔截器近距攔截時，交匯點約為1300 s，在相距200 km左右時，防御方EKV來襲方向相對軸對稱再入飛行器彈體坐標系高低角約為-18°，方位角約為-13°，相對速度為-10000 m/s，2000 m/s，3000 m/s。

5.1 彈道規劃方案

a）飛行程序角。

彈道規劃的飛行程序角曲線如圖4和圖5所示。

圖4 俯仰方向飛行程序角曲線Fig.4 Flight Angle Curve in Pitch Direction

圖5 偏航方向飛行程序角曲線Fig.5 Flight Angle Curve in Yaw Direction

b）程序機動方案。

程序機動方案為：共進行2次程序機動，具體如下：

1）第1次程序機動。

第一次程序機動采用偏航方向正弦半周期機動方案，偏航程序角指令生成公式為

機動起始時刻（計時零點為三級關機）取350 s，機動時間取100 s。

2）第2次程序機動。

第2次程序機動采用偏航方向正弦半周期機動方案，偏航程序角指令生成公式為

機動起始時刻（計時零點為三級關機）取800 s，機動時間取90 s。

c）交匯段躲避機動方案。

躲避機動起始時刻（計時零點為三級關機）取1170 s，躲避機動最優方向的俯仰程序角為-28°，俯仰程序角為-36°，機動時間取3 s。

d）彈道回歸機動方案。

彈道機動回歸起始時刻（計時零點為三級關機）取1200 s，彈道回歸機動時間取32 s，彈道回歸機動方向采用閉路制導方法得到。

5.2 彈道規劃仿真結果

三級關機后進行機動規劃的落點軌跡如圖6所示，由圖6可知，該方案實現了成功突防，準備命中目標的目的。

圖6 彈道規劃落點軌跡Fig.6 Tracks of the Descent Point Corresponding to the Trajectory Planning

6 結束語

本文以能實現軸對稱再入飛行器中段機動飛行，提高生存概率為目的，構建了躲避機動級程序機動的約束模型，提出了軸對稱再入飛行器飛行中段主動程序機動、交匯段躲避機動以及彈道回歸的機動規劃策略，并對其進行了仿真驗證。本文的研究結果對提高再入飛行器機動變軌效能以及生存概率具有較好的參考價值，后續可深入開展俯仰及偏航方向多次多模式組合程序機動策略研究，以進一步提高突防效能。