超声速巡航飞行器已经成为当今巡航飞行器的重点发展方向［1］。为满足信息化战争条件下智能化精确作战任务需要，巡航飞行器开始从亚声速向超声速方向发展，精度的要求也越来越高。故此，高精度的末制导技术成为超声速巡航飞行器的设计关键之一［2－3］。在进行巡航飞行器末制导设计过程中，不仅需要考虑末制导采用何种制导体制，提高制导精度，同时需要考虑如何提高目标捕获概率。文献［4］给出了一种采用惯性/雷达/红外复合末制导方案。文献［5］从自控终点误差、目标散布及射击方式等方法综合分析，提出减小自控终点误差及降低对搜索扇面要求，从而提高捕获性能的思路。文献［6］则从海面杂波、箔条冲淡干扰及风干扰入手，提出使飞行器处于顺风位置提高捕获概率的方法。考虑结合单机研制水平设计弹道制导方案，确保在各类偏差干扰下捕获目标的同时实现高精度命中目标。本文基于飞行器的总体方案及对控制系统指标要求，结合弹道及制导单机指标进行一体化方案设计，确定弹道关键点要求和导引头开机方案及要求，实现巡航飞行器的高精度末制导，为末制导总体方案确定奠定基础。

1制导总体方案概述

在巡航飞行器总体方案论证过程中，首先需要确定制导体制。巡航飞行器的基本制导方式为:飞行初中段为惯性制导;末段为惯导/GPS/主/被动雷达或者红外。新一代巡航导弹往往采用红外成像或主动雷达末制导提高精度。考虑到巡航飞行器的飞行环境为海面，不适合地形匹配及景象匹配制导，故此需要引入末制导导引头。考虑到导引头布放空间及天线可透波区限制，难以实现多模复合制导，故此考虑采用主动雷达导引头。经过多方案比较分析，确定采用“惯性+主动雷达末制导”的制导方案。飞行器末端飞行过程中要经历导引头开机，开机对飞行器姿态提出要求，同时考虑到开机过程的交班误差，对导引头开机时刻距目标的距离提出要求。捕获目标后考虑到突防需要又要转入低空巡航。众多因素需要综合考虑，其好坏直接影响末制导能力及性能好坏，需要结合制导能力及单机要求开展弹道设计。

2末制导交班误差分析

首先重点分析引起末制导交班误差的几大关键因素。当导引头捕获目标时，除了导引头自身的测量误差外，纵向上的主要误差为目标定位误差及目标机动误差。而横向上除了纵向的误差因素外，还有瞄准不准确所带来的横向误差。故此需要对以上3

3基于弹道、末制导能力及单机水平

的导引头开机方案分析图1中，以A点为圆心，OA为半径画圆，将交班区域划为2个区域:OBDC和OBEC。针对标准弹道射程，OBDC区域是可以覆盖的区域，OBEC区域是无法覆盖的区域(画斜线的区域)。其中覆盖区域指到导引头开机可以捕获目标的区域。因此，需针对标准瞄准点留有射程余量，考虑横向修正需要纵向具有更多的射程，同时考虑到一定设计余量，假设两项综合影响需要纵向射程余量为c(km)，则总需a+c的射程。因此，弹道标准瞄准点O定为:最大射程减去(a+c)km。确定弹道标准瞄准点后需要分析导引头开机点。导引头开机需要考虑如下因素:1)受到作用距离研制水平限制，需要结合弹道特征、下压能力及修正能力综合考虑;2)由于导引头工作时伺服机构转动框架范围的限制和搜索捕获目标的需要，对开机时的弹头姿态提出严格要求;3)导引头开机工作时，需要考虑保证末制导修正能力，同时需要考虑弹道最大射程及攻击覆盖范围，从而确定最佳开机点。根据如上因素，在此参考图2进行末制导能力分析。头指标约束，可以得到方案弹道的关键点要求如图3所示。考虑最优比例导引过载变化特性及选取的有效导航比，低空巡航平均过载修正能力为nav。按过载修正能力nav计算，若修正最大b(km)的横向交班偏差，考虑低空巡航速度为Vlow时，则需要导引头至少有d(km)用于修正的航程。此时，导引头开机点A距O点为d(km)，距最远射程点F为(a+c+d)km。对于交班椭圆的远端半椭圆区域，横向交班偏差小于b(km)，航程大于f(km)，因此修正能力足够。对于交班椭圆的近端半椭圆区域，考虑到其中任一点的弹目距离都大于所需修正距离，故此修正能力足够。因此，设定导引头距最远射程点F点为(a+c+d)km开机(最小距离开机点)。考虑导引头开机时的姿态要求，需要为姿控系统稳定留出一定时间，假设需要g(km)，因此，需要弹道下压稳定时的G点距最远射程点F至少为(a+c+d+g)km。同时，为保证攻击精度，要求弹道下压到低空时，需稳定飞行e(km)航程然后到达目标点。目标点最近为D点，因此，弹道下压到低空时距最远射程点F至少要有(2a+c+e)km。

4末制导要求的确定

4．1弹道关键点要求根据上述分析结果，结合制导能力分析和导引

4.2从目前主动雷达导引头的研制水平来看，考虑雨衰影响，作用距离的极限为R(km)，开机点距离最远射程点F为(a+c+d)km，需要保证(a+c+d)＜R(km)，才可以满足小雨情况下的工作距离要求。

5制导系统仿真验证

为了进一步验证制导对弹道要求的正确性保证末制导方案的可行性，考虑到各种产品、方法与单机工具误差建立各种误差干扰模型，并根据误差种类的不同分为各种不同弹道用例，详细分析各种误差干扰对命中精度的影响。考虑到制导系统与姿控系统的紧密耦合，结合姿控系统的实现能力及舵机模型，综合各种误差模型进行制导姿控联合六自由度数学仿真，充分验证制导姿控系统性能，并检验制导控制系统是否满足总体技术指标要求。在此考虑到各类偏差影响，得到总均方和误差如表1所示。从表1可以看出，在各种误差干扰影响下，在保证捕获目标的前提下，低空飞行的最大高度误差、马赫数误差及合成攻角都符合任务要求，同时最终的纵向脱靶量、横向脱靶量、速度偏差、弹道倾角与攻角也满足任务要求。在此考虑最大横向交班偏差条件下的仿真，如图3所示的B点，得到的仿真结果如图4～5及表2所示。从图5中可以看出对于B点可以实现横向修正，俯仰姿态角的姿态保持效果很好，姿态变化不超过0．3°。从表2也可以看出在此偏差条件下，低空飞行的最大高度误差、马赫数误差及合成攻角都符合指标要求，同时最终的纵向脱靶量、横向脱靶量速度偏差、弹道倾角与攻角也符合指标要求。

6结论

本文以巡航飞行器为对象，从总体要求出发，在详细分析末制导交班误差的基础上，综合考虑制导与弹道及单机指标的相互耦合及影响，进行弹道制导一体化设计，分析导引头开机方案要求，并根据设计结果提出了末制导中的弹道关键点要求和导引头开机方案及要求，实现了巡航飞行器的高精度末制设计。通过数学仿真说明此设计方法的正确性及有效性，可以满足设计需要。此方法不仅开拓了制导设计的新思路，而且为飞行器控制系统设计提供了有益的尝试，对后续的工程设计具有较好的借鉴意义，同时可应用于各类巡航飞行器的设计中。

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