导弹制导原理

导弹制导原理北航精确制导技术研究中心主讲教师：张庆振2第三章导弹制导系统§3.1典型导弹制导系统导弹的制导系统按其工作模式可分为三种基本类型：自主制导（方案制导）、自寻的(自动寻的，或称自动瞄准)和遥远控制制导(简称遥控制导)。不同的类型的导弹可采用不同类型的制导模式。本节介绍几种典型导弹的制导系统。3一、地一地弹道导弹方案制导系统地-地弹道导弹的制导系统属于方案制导系统。利用预装在弹内的制导方案(程序)，按一定规律发出控制指令使导弹沿预定航迹飞行的制导系统称为方案制导系统，也是自主制导系统的一种。其显著特点是其控制指令的形成与弹外设备无关，既不必探测目标信息，也不必受外界控制，这种制导方法常为弹道式导弹所采用。4一、地一地弹道导弹方案制导系统5弹道导弹典型航迹见图3.1.1。主动段DA包括从发射台垂直上升和以较慢的恒定角速度转弯，当导弹速度方向与水平线构成预定角度，且位于一定的空间坐标时，使发动机熄火，此后导弹像炮弹一样抛射出去，开始被动段飞行。一、地一地弹道导弹方案制导系统被动段AM大部分处于稠密大气层之外，且占据射程的绝大部分．鉴于控制的困难又不十分必要，被动段一般不进行控制，因而弹道式导弹命中精度在很大程度上取决于主动段的控制精度，归结为控制发动机关车点参数(速度大小、速度方与水平线的夹角、纵向位移X、高度Y、侧向位移Z)，以便形成弹道式轨迹的良好的初始条件．关车点参数对命中误差的影响见图3.1.2。6一、地一地弹道导弹方案制导系统7图中I、III——希望关车点和命中点；II、IV——实际关车点和命中点；000000DDyxzV（）、、、、为希望关车点坐标、速度大小及方向；000DDDxyzDyxVV、、、、为实际关车点坐标、速度大小及方向；一、地一地弹道导弹方案制导系统8一种方案制导系统的结构图见图3.1.3一、地一地弹道导弹方案制导系统通过俯仰、偏航、滚动三个通道对导弹进行控制和稳定。俯仰程序机构(如采用同步器)给出程序信号，控制导弹由垂直状态向预定投射方向转弯，使导弹俯仰运动重演程序弹道。偏航角及滚动角稳定系统保证干扰作用下角度为零以维持正确航向、减少通道间的交叉耦合．两个发动机安装于俯仰平面中，通过摇摆提供所需控制力矩，同向偏转时提供俯仰或偏航控制力矩，反向偏转时提供滚动控制力矩．每个发动机由两套液压伺服系统拖动．三个通道中均设有速率陀螺，提供刚性弹体运动的阻尼。在俯仰和偏航通道中设有增益变化装置，以适应弹体参数的变化。俯仰通道还设有一个线加速度计，经二次积分及有关计算，达到预定高度时触发发动机关车。三个综合放大器中设有积分校正以提高干扰作用下的精度。速率陀螺后的校正网络用以改善动态品质。9一、地一地弹道导弹方案制导系统上述结构图中，偏航角与滚动角也可由垂直陀螺测量，控制力矩可由燃气舵、空气舵提供。以上结构不能消除侧向位移．为消除侧移，需附加侧移控制通道，它与偏航角稳定系统协同工作。一种侧移校正系统的结构图见图3.1.4．10一、地一地弹道导弹方案制导系统线加速度计测得射击平面垂直的线加速度。可能由推力偏心、风、气动不对称、外形不对称等原因形成，经二次积分可得对射击平面的线性偏离，它作为指令输往偏航通道伺服系统，直至线性偏离消除为止。11图中—与射击平面垂直的侧向加速度；Ψ—实际偏航角；Ψo—给定偏航角．导弹位于射击平面内飞行时，Ψo=0。..z还有利用波束导引系统来校正侧移的情况。种方法依靠弹外设备提供一种人工基准，它可以是指向预定目标的等信号面，而弹内设备相对该基准自动形成控制指令，使导弹沿人工基准飞行，从而消除侧移。由于弹道式导弹一般具有细长的外形，没有弹翼，借助尾翼起一定稳定作用，且装载有较重的液体燃料，给制导系统设计带来一些新的课题，如弹体静不稳定、液体晃动、弹体弹性变形等。12一、地一地弹道导弹方案制导系统二、地一空导弹指令控制系统控制指令来自弹外制导站(导引站)的制导系统称指令制导系统，属于遥控制导的一种。广泛地用于地一空导弹。13双雷达指令制导系统结构图见图3.1.5二、地一空导弹指令控制系统14由目标雷达测角装置测得目标高低角εM、方位角βM信号，由导弹雷达测角装置测得导弹高低角εD、方位角βD信号，均输往指令形成装置(计算装置)，根据导引规律要求，形成线偏离信号。并引入校正、坐标变换、动态补偿信号、重力补偿信号等，构成俯仰、偏航两路控制信号KI、KII，通过指令发送装置将编码指令发送给弹上接收装置，输出UK1、UK2，分别传给两对舵面控制导弹沿基准弹道飞行，命中目标。地面雷达、指令形成及发送装置统称制导站。整个系统由两个独立的制导回路(俯仰及偏航)及倾斜稳定回路组成。导弹在运动过程中，其法向加速度αy(或αz)与导弹高低角εM(或方位角βM)的关系由运动学环节确定。二、地一空导弹指令控制系统15由运动学环节将站、弹连接成闭环回路，只要角差(εT-εM)存在，整个制导回路便处于动态过程之中，力图消除角差，所以指令制导系统是相对于基准弹道自动调整位置的随动系统，可看作导弹角位置(εM,βM)跟踪目标角位置(εT-βT)的随动系统。导弹至制导站的距离RM，由于可预知导弹速度变化规律，所以RM也可足够精确地预知。作为一个独立的输入来处理，将它与角差相乘便可得线偏离信号。伺服系统可采用电动式、气压式、液压式。稳定装置大多含有速率陀螺及线加速度计仪表反馈，以改善系统性能．为适应地一空导弹空域变化范围较大的特点，一般设有增益变化装置．为保证地面制导站测量坐标系与导弹控制面执行坐标系之间的协调关系，倾斜稳定回路保证导弹不得绕纵轴随意滚动。二、地一空导弹指令控制系统双雷达指令制导系统有可能采用基准弹道较为平直的导引方法（如前置量导引法），以提高导引准确度。相对于单雷达指令制导系统来说，导弹运动不受跟踪目标探测波束的限制，因而对付高速目标的能力较强。指令制导系统的导引精度均随导弹射程增大而降低，特别是第一代指令制导系统的制导站设备均比较庞大复杂，易受干扰，改型及新型的指令制导系统均着力改善制导站的作用距离、探测跟踪精度、抗干扰能力、设备机动能力等。16三、空一空导弹半主动式自寻的制导系统综合设计指令制导系统一般归结为优选系统的结构方案、导引方法、指令形成方案以及合理选择仪表反馈、校正装置，确定其参数，以保证得到尽可能高的导引准确度及动态品质。控制指令来自弹内自动导引头的制导系统称为自寻的制导系统。所谓半主动式自寻的制导指照射目标的辐射源装在弹外（地面或载机上），利用目标反射波形成控制指令。这种制导方式广泛地应用于早期的空一空导弹上。一种空一空导弹半主动式自动导引系统的结构图见图3.1.6，其角度几何关系见图3.1.7．17三、空一空导弹半主动式自寻的制导系统18三、空一空导弹半主动式自寻的制导系统19三、空一空导弹半主动式自寻的制导系统20雷达自动导引头天线通过万向支架固连在弹体上，置于导弹头部天线整流罩内，可以测得失调角ε，给出成比例的电信号με。坐标转换装置将在极坐标系中测得的信号转换为直角坐标系的信号，驱动两套相同的液压伺服机构，操纵天线以一定角速度跟踪瞄准线。因而με也是与瞄准线旋转角速度成比例的信号。自动导引头本身是一个使天线等信号线跟随瞄准线的随动系统，所设置的速率陀螺是为了提高导引头随动系统的稳定性，通常称为天线稳定回路。με输往指令形成装置，根据导引规律要求将信号进行一定处理，如形成形式的控制指令，输往两条相同的自动驾驶仪通道去控制导弹的运动方向。.q.qK.RK三、空一空导弹半主动式自寻的制导系统21伺服系统多见电动式、液压式。稳定装置大多采用速率陀螺与线加速度计仪表反馈以及校正网络，用来改善导弹角运动及质心运动的稳定性和动态品质。由于导弹一目标处于相对运动状态，失调角始终存在，便不断有控制指令操纵导弹，使制导系统始终处于控制工作状态。表征导弹运动的法向加速度αy与瞄准线角位置q之间的运动关系由运动学环节描述。那么通过运动学环节便使制导系统构成了闭环回路。所以通常说自寻的制导系统是由导引头、指令形成装置、自动驾驶仪、导弹动力学环节及运动学环节组成的闭环自动控制系统．有些自寻的导弹设有倾斜角稳定回路，以消除绕纵轴的滚动运动；有些则允许滚动，但要限制滚动速率，使之不致过大。三、空一空导弹半主动式自寻的制导系统为了提高命中精度，有些导弹在不同飞行阶段采用不同导引规律；为了适应不同发射高度时导弹空气动力特性的变化，也考虑设置变增益装置或使校正装置参数作成可变的。由于导引头天线通过万向支架固连在导弹上，导弹角运动对天线角位置便存在耦合影响。天线罩对电磁波存在折射现象，以致形成天线的测角误差，也引起了附加耦合，在自动导引系统设计中要考虑这些耦合的影响。近代发展的空一空近距格斗导弹，则要求制导系统能适应发射距离短(如300～3200米)、导引头工作范围宽、跟踪速度快、保证导弹机动性能高等一系列新特点．22四、空一地近程导弹被动式雷达自动导引系统23四、空一地近程导弹被动式雷达自动导引系统24一种空一地近程导弹被动式雷达自动导引系统的结构图见图3.1.8，角度几何关系见图3.1.9。利用地面雷达发射的波束，控制导弹攻击地面雷达设施。导引头在母机运载期间便开始搜索，一旦捕获目标便给母机送出瞄准显示信号，飞行员将飞机及导弹对准目标，发射导弹。当导弹降至一定高度，由高度表点燃燃气发生器，使舵机投入工作，开始控制飞行。四、空一地近程导弹被动式雷达自动导引系统雷达导引头装有四臂螺旋天线，无跟踪系统，四臂天线接收上、下、左、右四路波束信号。当导弹对准目标时，四路信号强度相同，接收机输出误差信号为零，控制系统不工作；当导弹偏离目标时，上一下、左一右波束强度不同，接收机输出误差信号，其大小和极性反映导弹纵轴偏离瞄准线的夹角Φ，即天线方位角。因此，导引头测得天线方位角Φ，给出成比例的误差信号。上、下、左、右方向的误差信号同时输往两套坐标转换装置，给出俯仰、偏航控制指令，再经放大送往燃气舵机的电磁线圈，推动舵面控制导弹，力图使纵轴与瞄准线一致。这种使导弹纵轴跟踪瞄准线的导引规律称直接瞄准法．25四、空一地近程导弹被动式雷达自动导引系统舵轴上安装有阻尼器，增强了舵面运动的阻尼，改善舵机及导引系统的动态性能。舵机输出力矩由舵面铰链力矩平衡，舵偏角自动适应不同高度、速度的变化．该系统未设置倾斜稳定回路，控制回路中也无需设置速率陀螺及线加速度计等稳定装置。该系统结构简单，但射程不大，载机易受地面防空火力攻击；当被地面雷达甩开或不能稳定跟踪地面雷达波束时，命中精度显著降低．一般地面雷达本体在掩体内不易受损，最易受损的部分是天线及暴露部分．改型系统已采用带有跟踪系统的雷达导引头．许多新系统采用电视制导方式，或用惯性制导作为初制导、自动导引作为末制导的方式。26五、空一舰导弹复合制导系统采用两种或两种以上制导方法的制导系统称复合制导系统。鉴于方案制导完全自主、结构简单，但干扰会影响程序弹道，还不能纠正横偏。惯性制导也完全自主，且能适应远射程、长飞行时间的要求。但受惯性控制元件精度的影响极大，随时间增长，积累误差变大。波束导引及指令控制使弹上设备相对简单，但其作用距离有限，随距离增大后，控制精度明显降低，且受地面效应影响；自寻的制导随导弹接近目标其控制精度更高，且宜于对付活动目标，但作用距离最小，探测范围有限，等等，各类制导系统都有其自身的优缺点．许多战术技术指标要求较高的导弹，必需考虑组合方式，使各种制导系统均得以扬长避短，达到命中目标目的。27五、空一舰导弹复合制导系统28一种空—舰导弹的典型航迹见图3.1.10．五、空一舰导弹复合制导系统空—舰导弹可由重型直升机或战斗机携带发射，发射方向可在扇面±30o范围内机动。导弹离母机后约1秒助推器才点火，助推器工作完毕后经0.3秒才接通等速下滑指令，下滑至一定高度，无线电高度表工作，开始以无线电高度表一惯性制导组合进行高度控制，包括降低高度及掠海平飞两种状态．可选择30～2米高度进行掠海平飞，具体高度取决于母机投弹高度及海情等，由母