末制导炮弹时间延迟参数及其处理方法研究

激光末制导炮弹是信息化弹药的典型代表,是一种常规火炮发射平台发射的精确制导弹药。为了提高末制导炮弹的射程,采取了火箭增程、滑翔增程等技术手段;同时为了提高末制导炮弹的射击精度,增加了末段的导引控制。这样,末制导炮弹在空中的飞行就兼具了普通炮弹、火箭增程弹、滑翔增程弹和导弹的部分特征,其弹道特性十分复杂[1]。为了使激光末制导炮弹精确进入惯性制导段并适时接收激光目标指示器照射目标后的反射激光信号,除了要精确决定目标射击开始诸元(表尺、方向)[2],还要决定炮弹的辅助诸元(程装、延时等),使激光末制导炮弹可靠命中目标[3]。射击诸元解算时,需考虑导引头视场范围、过载能力、末制导段速度、射程等多约束条件;需考虑气象条件(包括温度、地面气压、横风、纵风等)、马格努斯效应、药温等因素;需考虑延时、程装、表尺、方位等多输出问题[4]。弹道仿真中除了考虑上述因素外,还要考虑弹道上弹体组件一系列的动作和过程中的时间延迟参数,才能准确解算弹道进而编制射表或解算射击诸元。本文中主要以远区域方式下的弹道过程为例,分自由飞行段、惯导飞行段和末段制导段[5]对各分段中涉及到的时间延迟参数的类型、大小和对弹道解算的影响进行分析,提出弹道解算中对这些时间延迟参数的处理方法,对提高弹道解算和诸元解算精度具有一定的参考意义。

1 末制导炮弹远区域方式下的弹道动作

末制导炮弹有“近区域”和“远区域”2种方式[6]。由于在“远区域”方式下,弹道动作和过程最多,因此,该模式下研究时间延迟参数的问题最具代表性。

在“远区域”方式下,全弹道上一些关键时间节点上,历经了尾翼展开、发动机工作、程控装置工作、舵机展开、鼻锥部脱落、目标捕获、导引陀螺工作,目标位置采样、导引头进动、舵机偏转等系列动作。每一个动作对应的都有一定的时间延迟。各动作的情况如图1所示。

根据图1可以看出,在全弹道上,“导引头进动”的过程只在末段导引弹道分段上出现,而“舵机偏转”动作在惯导飞行弹道分段和末段导引到达分段上均会出现。

2 时间延迟参数分析

2.1 自由飞行段的时间延迟参数

自由飞行段从弹丸出炮口至舵机展开,期间涉及到时间延迟参数的节点主要有尾翼展开时间、助推发动机启动时间、程控装置启动时间3项。

末制导炮弹的尾翼设置在弹体尾部,平时向前收拢在弹体内。发射时通过惯性释放装置,在弹丸出炮口后将尾翼释放并定位在展开状态。尾翼的展开主要历经了定位器解锁、尾翼展开和锁定3个过程。在尾翼解脱展开限制前,弹体处于自由飞行状态,尾翼不起作用,在限制解脱后,尾翼从开始展开到完全张开有一个过程。在弹道解算中,通常认为尾翼展开是一个瞬间的过程,不考虑尾翼张开的延迟时间问题。但是实测结果表明,尾翼完全张开时炮弹飞离炮口一定距离上,根据弹丸的速度大小,可以近似确定尾翼张开时间,约为60～80 ms。这一时间在弹道解算过程中应该予以考虑,该时间记为ΔT1。

末制导炮弹为了增加其射程,在炮弹上加了固体火箭发动机,当炮弹出炮口后,借助发动机的推力使炮弹在弹道上升段爬高,以达到增程的目的[7]。炮弹发射时,在火药气体的高温和高压作用下,点燃燃发式延期点火具内的延期药柱,而后引燃点火药,点火药再点燃助推发动机的助推药柱,燃烧室内气体经过喷管向外喷出,形成推力。从助推发动机的点燃过程可以看出,助推发动机启动时间主要取决于延期药柱的燃烧过程[8],该过程与火炮发射状态和弹药的环境条件密切相关。该过程对应的延迟时间记为ΔT2。

在弹道顶点附近,程控装置工作。程控装置是末制导炮弹控制舱中的重要关键部件,其作用是在弹丸发射之后的规定时刻对弹上热电池电点火头和惯性陀螺电作动器形成点火脉冲[9-10],从而激活用于全弹控制系统供电的热电池并使惯性陀螺解锁进而完成弹丸在弹道垂直面内纵轴倾角的测量。程控装置由延时装置和脉冲发生器2部分组成[11]。从钟表装定机构到时,至惯导陀螺达到额定转速,历经了电脉冲形成、电爆阀起爆形成解锁推力、推杆移动到位解脱对锁定销的限制、锁定销转动解除对转子的约束、转子抬起并加速旋转等一系列的动作。从转子启动到达到额定转速,再加上其他动作所消耗时间,惯导陀螺的启动时间应该在70 ms内。该延迟时间记为ΔT3。

2.2 惯导飞行段的时间延迟参数

惯导飞行段的时间延迟参数主要分析舵机展开时间延迟和鼻锥部抛落时间延迟。

从广义上讲,惯性导引从惯性导引陀螺开始工作为起点,即以程控时间加上一定的延迟为起点,但根据末制导炮弹的工作过程,惯性导引段的真正起点为重力补偿舵片开始工作,形成重力补偿信号和补偿力的时刻[12]。该时刻在弹道解算中通常被认为是惯导陀螺外框角达到24°的时刻[13]。从弹丸内部工作过程来看,达到24°只是一个启动点,之后还包括舵机解锁、自动驾驶仪工作、激活热电池、舵翼展开等动作,这些都应考虑为该环节的时间延迟。该时间延迟参数约为700～900 ms。该时间延迟记为ΔT4。

鼻锥部是为了在炮弹飞行过程中保护导引头、保持良好气动外形的组件,位于弹丸头部。在惯导飞行段的末端,需要提前抛落以便激光导引头能接收到目标反射的激光信号。鼻锥部的抛落不论在远区域还是近区域工作方式下都是通过激活热电池,引爆鼻锥部的电爆管并抛落鼻锥部的。由于激活是一个过程,且引爆和分离也存在一定的时间延迟。该时间延迟因激活过程的差异存在一个范围,约为70～80 ms。该时间延迟记为ΔT5。

2.3 末制导段的时间延迟参数

末制导段的时间延迟参数主要涉及目标捕获、导引陀螺工作、目标位置采样、导引头进动、舵机偏转等。

目标捕获的前提是导引头接收到目标反射的激光指示信号脉冲。形成目标捕获信号的前提条件是:连续获得3个目标反射激光脉冲信号。当有连续3个脉冲时间间隔符合约定的脉冲信号通过导引头的电路确认后,即可认为该信号的反射地即为目标位置,捕获目标信号随即形成。目标捕获时间需要以激光脉冲照射器启动工作时间为基准,加上约90～100 ms的时间延迟后形成。该时间延迟记为ΔT6。

导引头陀螺启动受目标捕获时间控制。捕获信号经功率放大后,接通导引头陀螺的电子点火器,导引头陀螺解锁并加速旋转到额定转速。该环节中的时间延迟主要是导引头陀螺的启动时间决定,约为190～200 ms,该时间延迟记为ΔT7。

导引头陀螺达到工作转速后进入跟踪工作状态,开始修正起始角偏差,导引头光轴不断接近弹目线。跟踪工作状态的时间起点并不是一达到额定转速就开始,还要计及目标位置采样的时间延迟,从导引头陀螺达到额定转速的时间开始计算,第1次目标位置的采样时间延迟约为40～50 ms,该时间延迟记为ΔT8。

导引头进动在末段制导段可以分为3个阶段:大视场继电式跟踪阶段、小视场继电式跟踪阶段、小视场自动跟踪阶段。从每次接受到目标反射信号开始,光学信号转化为控制信号控制导引头的进动,导引头进动的起始时间是每一个光电脉冲到达的时间加上一个时间延迟约3～4 ms,该时间延迟记为ΔT9。

舵机的偏转受舵机控制指令控制。在控制系统发出舵片偏转信号后,至舵片偏转到所需要的角度,其间需要经历激磁、压缩、开关、进气、偏转等诸多过程,但这些动作的完成时间极短,除了压缩空气的作用过程超过1 ms以外,其余均在1 ms以内完成,故从控制系统发出舵片偏转信号至舵片偏转到位,其启动时间即为时间延迟约为5～6 ms,该延迟时间记为ΔT10。

3 弹道解算中时间延迟的处理方法

末制导炮弹飞行全弹道上的上述10个动作或过程及其对应的时间延迟,应在弹道解算过程中予以考虑,以提高解算精度。考虑到每个弹道分段的弹体结构参数、空气动力系数、压心和空气动力矩系数等都不一样,且截至条件也不一样,弹道解算中应在每一段中结合具体的动作环节加上时间延迟参数。

自由飞行段的时间延迟处理方法和流程见图2。

处理方法为在刚体弹道子程序中加入尾翼展开ΔT1、助推发动机启动时间ΔT2,在惯导子程序中加入程控装置启动时间ΔT3。输出的结果1中包含了惯导参数和自由飞行段结束时的时间、弹丸位置、速度、姿态角、角速度等数据。

惯导飞行段的时间延迟处理方法和流程见图3。

处理方法为在舵机子程序中加入舵机展开时间ΔT4、舵机偏转启动时间ΔT10,在刚体弹道子程序中加入鼻锥部抛落时间延迟参数ΔT5。输出的结果2中包含了惯导参数、舵机参数和惯导飞行段结束时刻的时间、弹丸位置、速度、姿态角、角速度等数据。

末段制导段的时间延迟处理方法和流程见图4。

处理方法为在舵机子程序中加入舵机偏转启动时间ΔT10,在导引头子程序中加入目标捕获时间延迟ΔT6、导引陀螺启动时间延迟ΔT7、目标位置采样时间延迟ΔT8、导引头进动时间延迟ΔT9。

输出的结果3中包含了惯导参数、舵机参数和末段制导段结束时刻的时间、弹丸位置、速度、姿态角、角速度等数据。根据结果3即可得到落点诸元。

以射距离为19.4～21 km为例,分别对考虑上述时间延迟和不考虑上述时间延迟的弹道进行了仿真计算,计算结果如表1所示。

从表1中数据可以看出,不考虑时间延迟和考虑时间延迟对攻击范围的影响还是较大的,横向范围最大误差值为20.1 m,此时距离为20 200 m。且通过数据分析发现,不考虑时间延迟时,横向范围误差和攻击范围边界Z坐标与射距离变化无明显相关性,既不随距离增大也不随距离减小,而是一个随机值。因此不考虑时间延迟会对弹道解算和诸元计算等带来随机误差。

4 结论

本文中分析了激光末制导炮弹飞行弹道上不同弹道分段上的10个动作的涉及的时间延迟的机理和时间延迟参数范围,给出了弹道解算中对其处理的方法思路,对考虑时间延迟参数和不考虑时间延迟参数的情况进行了仿真分析。分析结果表明,对“远区域”工作方式下,不考虑时间延迟参数的影响,其攻击范围会受到影响,弹道解算和诸元解算会出现随机误差。在对激光末制导炮弹进行弹道解算和诸元解算时需要考虑时间延迟参数对弹道的影响。

[1]褚进,陈瑞军,张宝.激光末制导炮弹高原弹道特性研究[J].火力与指挥控制,2021(9):182-186.CHU Jin,CHEN Ruijun,ZHANG Bao.Research on plateau ballistic features of laser terminal guidance projectile[J].Fire Control &Command Control,2021(9):182-186

[2]陈瑞军,褚进,张宝.激光末制导炮弹射表基本诸元计算方法[J].火力与指挥控制,2020,45(1):110-113.CHEN Ruijun,CHU Jin,ZHANG Bao.Research on the calculation method of laser terminal guidance projectile basic firing data[J].Fire Control &Command Control,2020,45(1):110-113.

[3]王代智,戴俊.末制导炮弹辅助诸元对激光制导的影响分析[J].船舶电子工程,2013,33(2):147-149.WANG Daizhi DAI Jun.Influence analysis of the laser-guided weapon assist firing data for the laser-guided[J].Ship Electronic Engineering,2013,33(2):147-149.

[4]徐超,王治霖王武刚,等.基于PSO优化的激光末制导炮弹诸元解算方法[J].弹箭与制导学报,2022(2):122-128.XU Chao,WANG Zhilin,WANG Wugang,et al.Calculation method of laser terminal guidance projectile firing data based on PSO[J].Journal of Projectiles,Rockets,Missiles and Guidance,2022(2): 122-128.

[5]陈瑞军,褚进,张宝.基于动态捕获域的末制导炮弹激光开机时间计算方法[J].火力与指挥控制,2022,47(11):81-87.CHEN Ruijun,CHU Jin,ZHANG Bao.The laser boot time algorithm of terminal-guided shell based on dynamic capture area[J].Fire Control &Command Control,2022,47(11):81-87.

[6]周永生.“红土地”末制导炮弹弹道模型研究与射击诸元计算[D].合肥:炮兵学院,2004.ZHOU Yongsheng.Research on the trajectory model and calculation of firing parameters of terminal guided artillery[D].Hefei:Artillery Academy,2004.

[7]高庆丰,刘莉,陈罗婧,等.末制导炮弹发动机点火时间的确定[J].弹道学报,2005(4):88-91.GAO Qingfeng,IIU Li,CHEN Luojing, et al.Determination of terminal guided projectile rocket ignition time[J ].Journal of Ballistics,2005(4):88-91.

[8]赵庆岚,张锡恩,鲁飞,等.助推发动机工作参数对某型末制导炮弹弹道的影响[J].军械工程学院学报,2008(4):19-21.ZHAO Qinglan,ZHANG Xien,LU Fei,et al.Influence of working parameter of booster engine on certain terminal guidance[J].Journal of Ordnance Engineering College,2008(4):19-21.

[9]崔平,文健,范志锋,等.信息化弹药[M].北京:兵器工业出版社,2016:171-172.CUI Ping,WEN Jian,FAN Zhifeng,et al.Informationization ammunition [M].Beijing:Bing Machinery Industry Press,2016:171-172

[10]崔平,杨岩峰,文健,等.末制导炮弹待发程控装置作用可靠性试验方法研究[J].含能材料,2018(7):626-632.CUI Ping,YANG Yanfeng,WEN Jian,et al.A new reliability test method of programming control device for ready-to-fire of terminally guided projectile[J].Chinese Journal of Energetic Materials,2018(7):626-632.

[11]刘朝阳.末制导炮弹关重件寿命评估与维修技术研究[D].石家庄:军械工程学院,2012.LIU Chaoyang.Research on life-time estimation of vital subassemblies and maintenance technology of terminally guided projectile[D].Shijiazhuang:Engineering College,2012.

[12]牟宇,祁载康,林德福.末制导炮弹惯性制导仿真及横向散布研究[J].系统仿真学报,2009(10):60-64.MU Yu,QI Zaikang,LIN Defu.Terminal-guided projectile inertial navigation simulation and lateral distribution study[J].Journal of System Simulation,2009(10):60-64.

[13]佟德飞,宋卫东,杨晓霖.某型末制导炮弹惯导飞行角运动研究[J].军械工程学院学报,2014(2):32-35.TONG Defei,SONG Weidong,YANG Xiaolin.Research on the characters of angular motion of terminal guide shell on the stage of inertial flight[J].Journal of Ordnance Engineering College,2014(2):32-35.