CN113959268A - 一种顺轨拦截毁伤高超声速目标的后侧向引战配合方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种顺轨拦截毁伤高超声速目标的后侧向引战配合方法，所述方法包括：提前预测目标的飞行轨迹，适时发射拦截弹进行顺轨拦截，当拦截器尾部导引头解算的弹目相对速度小于2000m/s时，拦截弹启动后侧向引信天线探测模式，当拦截弹引信接收目标的回波信号达到预定灵敏度阈值时，根据导引头或者地面雷达获取目标的尺寸信息以及引信天线和战斗部破片静态飞散角等参数，经过一定的延时后适时启动战斗部，实现对高超声速目标的高效毁伤。本发明大大减小了拦截器的速度，不会造成红外导引头的热饱和效应，极大减小了弹目相对速度，有利于引战配合的设计。
Description
技术领域
本发明涉及防空武器技术领域，具体地，涉及一种顺轨拦截毁伤高超声速目标的后侧向引战配合方法。
背景技术
寻的制导就是弹体自己寻找、跟踪并击毁目标。当弹体上的导引头接受到从目标辐射或反射来的红外波、无线电波、光波或声波信号时，弹上的制导系统就会引导弹体沿着信号的来向追踪目标。目前国内外采用寻的制导的防空导弹在对付高超声速目标的过程中，由于战术弹道导弹(TBM)弹头、高超声速滑翔体(AHW)等的再入速度大、RCS小、再入弹头飞行姿态角度变化大，故过去常规的反飞机类目标的侧向引战配合已无法满足对付此类高超声速目标的需求。最具代表性的是美国的爱国者系列。“爱国者”PAC-1导弹引信为传统的侧向波束定角无线电脉冲多普勒近炸体制，主要对付常规目标。PAC-2导弹引信改进最主要的措施是在原先一组侧向倾角的天线基础上增加了一组前向倾角的天线，以对付TBM目标。但实战表明，当交会时弹目速度超过10Ma后，PAC-2导弹引战配合不佳，只能击中目标尾部，不能杀伤弹头。
因此，为更好的拦截来袭高超声速目标，需要提供一种预测高超声速目标的轨迹，适时发射拦截器，启动后侧向引战配合方法，以获得顺轨拦截毁伤高超声速目标的目的。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的在于提供一种可提前预测高超声速目标的轨迹，适时发射飞行器进行顺轨拦截毁伤高超声速目标的后侧向引战配合方法。
为了达成上述目的，本发明提供了一种顺轨拦截毁伤高超声速目标的后侧向引战配合方法，所述方法包括以下步骤：
根据拦截弹导引头的多普勒回波信号确定拦截器的弹目相对速度；
根据导引头近距丢失目标的时刻解算出拦截弹纵轴和弹目相对速度的失调角；
根据相对脱靶方位角计算拦截弹战斗部破片的相对静态飞向角；
根据相对静态飞向角、失调角以及相对速度确定破片的相对动态飞向角；
根据引信接收信号达到阈值启动时刻，计算引信相对启动角；
根据引信探测的目标启动距离、引信相对启动角和相对动态飞向角，计算引线天线触发点到目标头部的最佳相对起爆距离；
根据探测识别结果或者战技指标以及引信固有延迟时间参数，计算不同脱靶方位的顺轨引信启动的最佳延时。
可选地，所述根据拦截弹导引头的多普勒回波信号确定拦截器的弹目相对速度的步骤具体包括：根据导引头近距测的的多普勒回波信号fd，确定拦截器的弹目相对速度Vr＝fd·λ/2。
可选地，所述根据导引头近距丢失目标的时刻解算出拦截弹纵轴和弹目相对速度的失调角的步骤具体包括：根据导引头近距丢失目标的时刻解算出拦截弹纵轴和弹目相对速度的失调角B。
可选地，所述根据相对脱靶方位角计算拦截弹战斗部破片的相对静态飞向角的步骤具体包括：根据相对脱靶方位角u，计算拦截弹战斗部破片的相对静态飞向角C＝arccot(tan(B)·cos(u))。
可选地，所述根据相对静态飞向角、失调角以及相对速度确定破片的相对动态飞向角的步骤具体包括：根据相对静态飞向角C、失调角B以及相对速度Vr，确定破片的相对动态飞向角
可选地，所述根据引信接收信号达到阈值启动时刻，计算引信相对启动角的步骤具体包括：所述引信相对启动角即弹目相对速度和引信天线主波束的夹角A，根据引信接收信号达到阈值时刻的弹目多普勒fdd，解算弹目相对速度和引信天线主波束的夹角
可选地，所述根据引信探测的目标启动距离、引信相对启动角和相对动态飞向角，计算引线天线触发点到目标头部的最佳相对起爆距离的步骤具体包括：根据引信探测的目标启动距离R、引信相对启动角A和相对动态飞向角E，计算引线天线触发点到目标头部的最佳相对起爆距离Lrx＝Rcos(A)-Rsin(A)·cot(E)。
可选地，所述根据探测识别结果或者战技指标以及引信固有延迟时间参数，计算不同脱靶方位的顺轨引信启动的最佳延时的步骤具体包括：根据目标探测识别结果或者战技指标以及引信固有延迟时间参数τ0，计算不同脱靶方位的顺轨引信启动的最佳延时
与现有技术相比，本发明提前预测高超声速目标的轨迹，适时发射拦截器，拦截器优先到达高超声速目标的轨道上，本发明根据拦截弹导引头近距弹目多普勒频率和丟失目标时刻的多普勒频率测试的基础上，引入后视导引头和后侧向引信，实现了顺轨拦截毁伤高超声速目标的目的。与传统的逆轨拦截前侧向引战配合方法相比，本发明能够克服传统逆轨拦截前侧向引信探测高超声速目标容易造成炸点滞后的影响，同时可以降低引战匹配对系统反应时间的要求，极大地降低了拦截弹的速度，红外导引头的热饱和效应得到了有效抑制，能适应弹目相对速度不超过2000m/s的顺轨拦截毁伤超高速目标的要求。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明实施例提供的顺轨拦截高超声速目标的引战配合示意图；
图2为本发明实施例提供的拦截弹结构示意图；
图3为本发明实施例提供的顺轨拦截毁伤高超声速目标的后侧向引战配合方法流程框图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
具体地，图1为本发明实施例提供的顺轨拦截高超声速目标的引战配合示意图，如图1所示，根据本发明实施例的顺轨拦截毁伤超高速目标的后侧向引战配合方法中，引入目标探测识别结果或者战技指标以及引信固有延迟时间参数τ0，最终求取不同脱靶方位的顺轨引信启动的最佳启动延时信息。在图1中，Om为拦截弹的弹体坐标中心，Vm为导弹速度矢量；Vt为目标速度矢量；Vr为弹目相对速度矢量；R为引信的启动距离；V0为破片的初始速度。
图2为本发明实施例提供的拦截弹结构示意图，如图2所示，所述拦截弹包括拦截器头部、助推发动机、尾部导引头探测器、可控矢量多脉冲发动机、战斗部、后侧向引信以及引信天线。
图3所示为本发明实施例提供的顺轨拦截毁伤高超声速目标的后侧向引战配合方法流程框图，如图3所示，所述方法包括以下步骤：
S1：根据拦截弹导引头的多普勒回波信号确定拦截器的弹目相对速度；
具体地，根据导引头近距测的的多普勒回波信号fd，确定拦截器的弹目相对速度为Vr＝fd·λ/2。
S2：根据导引头近距丢失目标的时刻解算出拦截弹纵轴和弹目相对速度的失调角；
具体地，根据导引头近距丢失目标的时刻解算出拦截弹纵轴和弹目相对速度的失调角B。
S3：根据相对脱靶方位角计算拦截弹战斗部破片的相对静态飞向角；
具体地，根据相对脱靶方位角u计算拦截弹战斗部破片的相对静态飞向角C＝arccot(tan(B)·cos(u))。
S4：根据相对静态飞向角、失调角以及相对速度确定破片的相对动态飞向角；
具体地，根据相对静态飞向角C、失调角B以及相对速度Vr，确定破片的相对动态飞向角
S5：根据引信接收信号达到阈值启动时刻，计算引信相对启动角；
具体地，引信相对启动角即弹目相对速度和引信天线主波束的夹角，根据引信接收信号达到阈值时刻的弹目多普勒fdd，解算弹目相对速度和引信天线主波束的夹角
S6：根据引信探测的目标启动距离、引信相对启动角和相对动态飞向角，计算引线天线触发点到目标头部的最佳相对起爆距离；
具体地，根据引信探测的目标启动距离R、引信相对启动角A和相对动态飞向角E，计算引线天线触发点到目标头部的最佳相对起爆距离Lrx＝Rcos(A)-Rsin(A)·cot(E)。
S7：根据探测识别结果或者战技指标以及引信固有延迟时间参数，计算不同脱靶方位的顺轨引信启动的最佳延时。
具体地，根据目标探测识别结果或者战技指标以及引信固有延迟时间参数τ0，其中，ΔLm为拦截器引信天线中心到战斗部中心的距离，ΔLt为目标头部散射点到目标中心的距离，可以根据对付目标估计或者雷达识别等获得这两个参数，计算不同脱靶方位的顺轨引信启动的最佳延时
要求不同脱靶方位破片命中数不小于5枚/m2。
本发明提前预测高超声速目标的轨迹，适时发射拦截器，拦截器优先到达高超声速目标的轨道上，本发明根据拦截弹导引头近距弹目多普勒频率和丟失目标时刻的引信多普勒频率测试的基础上，引入后视导引头和后侧向引信，实现了顺轨拦截毁伤高超声速目标的目的。与传统的逆轨拦截前侧向引战配合方法相比，本发明能够克服传统逆轨拦截前侧向引信探测高超声速目标容易造成炸点滞后的影响，同时可以降低引战匹配对系统反应时间的要求，极大地降低了拦截弹的速度，红外导引头的热饱和效应得到了有效抑制，能适应弹目相对速度不超过2000m/s的顺轨拦截毁伤超高速目标的要求。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (8)
1.一种顺轨拦截毁伤高超声速目标的后侧向引战配合方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
根据拦截弹导引头的多普勒回波信号确定拦截器的弹目相对速度；
根据导引头近距丢失目标的时刻解算出拦截弹纵轴和弹目相对速度的失调角；
根据相对脱靶方位角计算拦截弹战斗部破片的相对静态飞向角；
根据相对静态飞向角、失调角以及相对速度确定破片的相对动态飞向角；
根据引信接收信号达到阈值启动时刻，计算引信相对启动角；
根据引信探测的目标启动距离、引信相对启动角和相对动态飞向角，计算引线天线触发点到目标头部的最佳相对起爆距离；
根据探测识别结果或者战技指标以及引信固有延迟时间参数，计算不同脱靶方位的顺轨引信启动的最佳延时。
2.根据权利要求1所述的顺轨拦截毁伤高超声速目标的后侧向引战配合方法，其特征在于，所述根据拦截弹导引头的多普勒回波信号确定拦截器的弹目相对速度的步骤具体包括：根据导引头近距测的的多普勒回波信号fd，确定拦截器的弹目相对速度Vr＝fd·λ/2。
3.根据权利要求1所述的顺轨拦截毁伤高超声速目标的后侧向引战配合方法，其特征在于，所述根据导引头近距丢失目标的时刻解算出拦截弹纵轴和弹目相对速度的失调角的步骤具体包括：根据导引头近距丢失目标的时刻解算出拦截弹纵轴和弹目相对速度的失调角B。
4.根据权利要求1所述的顺轨拦截毁伤高超声速目标的后侧向引战配合方法，其特征在于，所述根据相对脱靶方位角计算拦截弹战斗部破片的相对静态飞向角的步骤具体包括：根据相对脱靶方位角u，计算拦截弹战斗部破片的相对静态飞向角C＝arccot(tan(B)·cos(u))。
5.根据权利要求1所述的顺轨拦截毁伤高超声速目标的后侧向引战配合方法，其特征在于，所述根据相对静态飞向角、失调角以及相对速度确定破片的相对动态飞向角的步骤具体包括：根据相对静态飞向角C、失调角B以及相对速度Vr，确定破片的相对动态飞向角
6.根据权利要求1所述的顺轨拦截毁伤高超声速目标的后侧向引战配合方法，其特征在于，所述根据引信接收信号达到阈值启动时刻，计算引信相对启动角的步骤具体包括：所述引信相对启动角即弹目相对速度和引信天线主波束的夹角A，根据引信接收信号达到阈值时刻的弹目多普勒fdd，解算弹目相对速度和引信天线主波束的夹角
7.根据权利要求1所述的顺轨拦截毁伤高超声速目标的后侧向引战配合方法，其特征在于，所述根据引信探测的目标启动距离、引信相对启动角和相对动态飞向角，计算引线天线触发点到目标头部的最佳相对起爆距离的步骤具体包括：根据引信探测的目标启动距离R、引信相对启动角A和相对动态飞向角E，计算引线天线触发点到目标头部的最佳相对起爆距离Lrx＝Rcos(A)-Rsin(A)·cot(E)。
8.根据权利要求1所述的顺轨拦截毁伤高超声速目标的后侧向引战配合方法，其特征在于，所述根据探测识别结果或者战技指标以及引信固有延迟时间参数，计算不同脱靶方位的顺轨引信启动的最佳延时的步骤具体包括：根据目标探测识别结果或者战技指标以及引信固有延迟时间参数τ0，计算不同脱靶方位的顺轨引信启动的最佳延时
其中，ΔLm为拦截器引信天线中心到战斗部中心的距离，ΔLt为目标头部散射点到目标中心的距离，要求不同脱靶方位破片命中数不小于5枚/m2。
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