第二章-导弹的制导方式与控制方式

第二章导弹的制导方式与控制方式2.1概述地空导弹的制导方式与控制方式是系统设计时顶级需求分析的重要内容。本章将对三种制导方式：遥控制导方式、寻的制导方式和复合制导方式；对三种主要控制方式：单通道控制方式、双通道控制方式、三通道控制方式给与阐述。2.2制导方式导弹的制导控制系统指按照选定的规律不间断调整与修正导弹飞行路线，导引和控制导弹飞向目标的软件和硬件的集合。它的功能包括测量目标和导弹飞行参数，按照选定的导引规律形成导弹飞行控制指令，经综合、校正、放大后通过伺服机构调整发动机推力方向或舵面偏转角，改变导弹飞行状态和飞行路线，使导弹按允许误差命中目标。典型的制导控制系统组成如图2-1所示。目标运动参数测量制导控制指令产生装置弹上综合校正及执行装置弹上惯性测量装置导弹运动导弹运动参数测量目标图2-1制导控制系统简化组成图•对目标和导弹运动参数测量，可以用不同类型的装置予以实现，如，在选定坐标系内，对目标和导弹的坐标参数分别进行测量，也可在选定的坐标系内对目标-导弹的相对运动参数进行测量，无论是对导弹和目标的绝对坐标参数进行测量，或者是对目标-导弹的相对坐标参数进行测量，当其测量装置均位于地面或舰船上，而不在导弹上时，对导弹的飞行控制指令，一般也由地面指令形成装置产生，通过遥控线送至弹上，从而控制导弹的飞行。这种制导方式为遥控制导方式。•如果用弹上的探测系统测量目标运动参数，飞行控制指令也在弹上形成，这种制导方式为寻的制导方式。因此我们将按照飞行控制指令的形成与传输方式来对制导方式进行分类。•按照上述分类原则，防空导弹的制导方式分为：遥控制导方式、寻的制导方式和复合制导方式。•（1）遥控制导•遥控制导是一种设在导弹以外的制导站控制导弹飞行的制导方式。制导站可以设在地面采用固定、半固定或车载形式，也可设在舰艇上。制导控制指令计算装置目标-导弹跟踪测量装置遥控指令发送装置弹上控制装置指令接收装置导弹目标遥控制导方式•（2）寻的制导•寻的制导是一种由弹上导引头（目标跟踪器）感受目标的腐蚀或辐射能量自动跟踪目标，形成相应的制导指令控制导弹飞向目标的制导方式。寻的制导系统由导引头，弹上信号处理装置和控制机构组成。导引头完成对目标的跟踪与测量，导引头奖不断地输出有关导弹和目标的相对运动信息。如视线（目标—导弹连线）的旋转角速度视线相对弹体轴线夹角，导弹与目标的相对距离和相对速度如图所示。弹上信号处理装置依据不同的导引规律，在对有关信息综合处理后，形成控制指令，操纵执行机构改变导弹的运动状态和飞行路线，使导弹命中目标。•在寻的制导系统中，导引头接收的目标辐射和散射能量，可以是光、电、热和声。所以导引头的种类很多，如激光、红外、雷达导引头。•按照有无照射目标的能量和能源点，寻的制导可分为：•主动寻的制导，半主动寻的制导和被动寻的制导。弹轴目标q目标视线角基准线导弹目标-导弹相对运动关系a主动寻的制导照射目标的能源在弹上，并由导引头同时接收来自目标散射能量的寻的制导。b半主动寻的制导照射目标的能量源不在导弹上，可以在发射点或其它地点。半主动寻的制导主动寻的制导导弹导弹目标目标照射雷达•c被动寻的制导•由弹上导引头直接感受目标辐射能量，导引头将以目标的特定物理特性作为跟踪的信息源。被动寻的制导（3）复合制导方式导弹飞行过程中在不同的阶段如果采用两种以上的制导方式就称为复合制导方式。2.2.1遥控制导用于防空导弹的遥控制导系统分为：无线电指令制导，另一种是波束制导。•无线电指令制导的导弹飞行控制指令在制导雷达站内形成，并通过无线电波由地面送至弹上，现在多用一部雷达同时跟踪测量目标和导弹运动，采用了相对坐标体制，大大提高了测量精度。也有无线电制导指令系统为满足远距离作战时拦截精度要求，在飞行末段由弹上探测系统对导弹-目标相对运动参数测量后送回地面制导雷达站，在经综合处理后形成控制指令送至弹上—TVM制导控制。•波束制导（驾束制导），并不由制导雷达站直接形成制导控制指令，而是以无线电或激光波束形成一个波束中心，使其始终能够指向目标，弹上的敏感器不断测量导弹偏离波束中心的角度与方向，依据它们形成对导弹的飞行控制信号，使导弹保持在波束中心处飞行。•图2-9为采用无线电指令制导方式的低空近程地空导弹制导控制系统组成原理图。•图中的目标跟踪雷达是一部单脉冲雷达，为使其具有较高的测量精度，选用窄波束。它能对目标，导弹同时测量指令接收俯仰、偏航综合校正舵导弹运动副翼滚动通道综合校正惯性测量部件目标红外位标器单脉冲雷达导弹目标坐标测量俯仰偏航控制指令计算遥控指令惯性测量元件图2-9无线电指令制导控制系统组成原理图•图2-9中的红外测量位标器，仅在导弹引入阶段对其进行跟踪测量。由于导弹发射后的射入散布，常使导弹难于直接落入波束宽度之内，所以，用红外位标器的宽视场跟踪测量导弹运动，带导弹快速引入雷达波束后，红外位标器将不再对导弹进行测量。•导弹的倾斜稳定是在导弹拦截飞行过程中，使弹体执行坐标系相对发射点惯性坐标系的滚动角γ保持为零。安装在弹体上的自由陀螺实时测量γ角，以此作为误差信号控制副翼舵，产生导弹滚动力矩调整γ为零。对于图2-9所组成的系统，导弹拦截飞行过程分为以下四个阶段：00t1t2t3t4t5t6图-10导弹拦截飞行过程稳定控制无控飞行引入控制截获时区拦截时区命中时区•1）无控飞行段：导弹发射后，由于离架时有较大的干扰力和力矩，而导弹离架初始速度较小，空气舵面控制效率低，所以武器系统此时不对导弹进行任何控制。一般时间很短。•2）稳定控制段：自动驾驶仪对导弹运动进行稳定控制使弹体执行坐标系稳定在要求的位置，同时俯仰、偏航通道的稳定调节，使导弹的运动状态趋于平稳。•3）引入控制段：消除导弹发射后射入散布造成的大偏差，使导弹尽快地接近导引规律确定的理想位置。对控制回路要求是快速性。•4）拦截飞行段：在导弹被引入跟踪目标的同一雷达波束后，将依导弹-目标的相对角坐标系及导弹、目标距离测量信息，按选定的导引规律，形成控制指令，开展导弹拦截目标。•2.2.2寻的制导•图2-11给出的是一个寻的制导方式的控制系统组成原理图•图2-11寻的制导控制系统造成原理图•导引头实际上是制导控制系统的探测装置，当它对目标能够稳定可靠地跟踪后，即可输出导弹-目标的有关相对运动参数，弹上制导指令计算装置综合来自导引头及但上其它敏感元件的信息，以形成对目标进行拦截的控制指令。•根据寻的制导测量信息的特点，多数都采用比例导引法作为寻的制导的导引规律，比例导引法的空间几何关系导引头跟踪测量装置控制指令计算装置导弹-目标相对运动目标运动导弹运动导弹稳定控制装置•图2-12寻的制导的空间几何关系•Vt----目标速度；Vm----导弹速度；θm----导弹速度倾角；q----目标视线转率；M----导弹；•T----目标；Xg----基准线。•如图2-12所示，比例导引控制要求VmVtXgMTθmq.mq=k式中m----导弹速度倾角转动角速度----目标视线转率；----导航比。qk由于导引头是安装在导弹上，为了实现对视线转动角速率的测量以及保证测量精度，到印度角跟踪回路设计十分重要，稳定目标跟踪器的方法很多，像红外导引头的红外位标器，•就放置在具有万向支架可进动的动力陀螺转台上。由于转子在惯性空间高速旋转后的定轴性，位标器输出的误差信号经放大后，将馈给万向支架上的力矩器，使陀螺转子进动，保证位标器对目标的跟踪，此时为标器的误差信号输出，代表了视线转率（图2-13）。红外位标器动力陀螺稳定装置信息处理装置目标视线转率输出误差信号图2-13具有动力陀螺的红外导引头雷达导引头天线对目标跟踪时，为消除弹体耦合对视线转率测量精度的影响，一般采用稳定平台的方式，天线盘后放置两个速率陀螺，同导引头天线伺服系统一起组成稳定回路（图2-14），以减小弹体运动的影响。•在寻的制导控制系统中，另一个问题是导引头天线的预置方式，它是保证导引头可靠截获，并稳定跟踪目标的前提。一般有两种方式：•1）发射架上预置方式导引头天线在发射架上ang就被控制到某个预定方向，用于全程制导系统。•2）空中预置方式导弹起飞后，在飞行过程中控制导引头接收机1/s速率陀螺导引头天线随动系统信息处理装置图2-14具有速率陀螺的导引头天线稳定系统•导引头天线指向预定方向，在满足截获距离条件时，截获并跟踪目标，用于复合制导系统。•2.2.3复合制导•上述制导系统各有优缺点，如果采用复合制导方式，可以取长补短，较好的满足作战需要。•（1）较适用的复合制导方式•1）惯性自主+寻的制导，像采用垂直发射的武器系统，在垂直发射后的快速转弯控制段，往往采用惯性自主制导，到底上的惯性测量系统，提供导弹的姿态基准及运动参数，与预先装订的转弯飞行程序进行比较后形成控制指令，一旦完成转弯控制，即可转入寻的制导控制。•（2）遥控+寻的制导，为了满足远程导弹制导精度的要求，可以先用遥控制导方式把导弹先控制到距离目标一定距离上，该距离的大小取决于导引头的探测距离的远近，当导弹接近目标时，且导引头截获并稳定跟踪目标后，转入寻的制导。•3）惯性自主+遥控+寻的制导。•（2）复合制导的交接班•1）使导弹飞行路径在交班点具有较好的衔接，以末制导为例，就是在转入寻的制导时，导弹的运动状态接近寻的制导所要求的理想初始状态。•2）对于末段采用寻的制导时，导引头天线指向的预定控制误差应不超过给定的允许范围，此范围是由保证导引头可靠截获目标的要求。•2.3控制方式•为完成导弹空间运动的控制，原理上可以通过导弹俯仰、偏航和滚动三个通道的姿态控制，实现对导弹质心运动控制，以控制通道的选择作为分类可分为：•2.3.1单通道控制方式•导弹以较大的角速度绕纵轴自旋，可用一个控制通道控制导弹在空间的运动---单通道控制方式。•（1）组成•采用单通道控制方式的导弹一班利用尾喷管斜置和尾翼斜置产生自旋。目标探测系统可采用红外导引头，也可采用雷达或激光导引头。典型系统如图2-16所示。•其中导引头汇率由光学系统、调制盘、红外探测器和三自由度陀螺系统组成。在导引头的视场内，目标辐射的红外线能量被光学系统聚集成直径很小的目标向点落在调制盘上。光学系统、调制盘和陀螺转子一起高速旋转，•高速旋转的调速盘江目标连续的红外辐射调制成反映目标在空间相对于导弹的红外辐射脉冲，此脉冲经探测器变换成相应的电脉冲，输到电子线路进行放大变换。放大后的正弦信号一方面输到修正线圈，驱动陀螺转动向目标方向进动，使光学系统跟踪目标。另一方面输到混频比相器，形成控制指令。•制导稳定抗争系统由先行化信号产生器、角速度传感器、电子线路及舵系统组成。•线性化信号产生器产生的线性化振荡信号的作用实施周期等效控制离的大小与误差信号的幅值成线性关系。角速度传感器的作用是产生正比于导弹纵轴角速度的电信号，用来阻尼导弹绕质心摆动。舵系统一般采用继电式工作方式，即当控制信号为正时，舵面偏转角δM，当控制信号为负时，舵面偏转角为-δM,没有中间状态。•（2）工作原理•一般采用单通道控制方式实现对导弹横向机动的控制，•导弹必须有一定的自旋角速度。单通道控制导弹的周期等效控制力的形成。导弹的瞬时控制力既在控制信号的作用下换向，又随弹体在空间旋转。如图2-17所示为导弹旋转一周，控制力在OYZ平面上的轨迹。光学系统和调制盘线性化振荡器角速度传感器及校正网络放大器限幅放大器舵系统弹体红外探测器放大电路混频比相器目标•图2-17周期等效控制力形成•（a）相位为零的控制力示意图；（b）相位为零的等效控制力示意图；•（c)相位不为零的控制力示意图；（d）相位不为零的等效控制力示意图；•F----舵面控制力；△φ----调宽角度；ψ—调宽脉冲信号的相位；•Fa----向右的等效控制力；a、b、c、d、e舵面换向点△φ△φψZZYYFaFa(a)FFF©(b)(d)abcdett•由于弹旋一周的时间很短，不同时刻作用力的大小相等、方向相反的力可抵消。控制信号在弹体旋转一周内换向四次，但是等幅不等宽波形。在2△φ范围内，F扫过两次，故在2△φ范围内的两块扇