122 mm火箭弹制导化发展途径研究*

彭勇，习滔滔

(四川航天技术研究院，四川 成都　610100)



122 mm火箭弹制导化发展途径研究*

彭勇，习滔滔

(四川航天技术研究院，四川 成都610100)

摘要：针对122 mm无控火箭弹存在的弊端，不适应现代战场环境，提出了基于卫星导航的制导化发展方向，并就几种在小型弹药上应用较多的实现途径进行了对比研究，得出了采用卫星定位+地磁姿态测量+单通道控制技术应用于122 mm火箭弹制导化效果最佳的结论。

关键词：火箭弹；制导化；单通道；GPS；地磁；修正能力

0引言

在第二次世界大战中，前苏联研制出的BM-13多管火箭炮，能在很短时间内发射大量火箭弹，形成强大火力网；该火箭炮在对德战争中发挥了重大作用。战后火箭炮得到了巨大的发展，前苏联和其他国家开发了大量各种类型的火箭炮，口径有110,122,130,220,227,300 mm等。其中122 mm火箭炮由于发射管多达40管，火力覆盖广，得到了很多国家的重视，成为装备国家最多，装备数量最大的火箭炮[1-3]。

目前122 mm无控火箭弹的发展遇到了瓶颈，使用上存在弊端，很多国家开始利用二维弹道修正技术对122 mm火箭弹进行制导化研究。

1122 mm火箭弹的现状及发展要求

1.1现状

过去几十年，122 mm无控火箭弹主要的发展路径为提高射程、提高精度、提高威力。通过优化气动外形减少阻力和提高发动机总冲，火箭弹的最大射程由最初的几公里增加到目前超过40 km，国际上报道比较成熟的达到了45 km。为了克服火箭弹射程增加使落点散布加大的问题[3-5]，几十年来花了大量精力提高密集度，目前火箭弹在45 km射程密集度能达到约1/100，甚至更高。但随着射程增大，使用弊端越来越明显。主要在如下几个方面：

(1) 精度低

以某122 mm无控火箭弹为例，在其最大射程30 km处纵向密集度为1/170，横向密集度为1/100，加之火箭炮的系统偏差，火箭弹对目标点精度仅约CEP 600 m。

(2) 作战效能低

完成对30 km处面目标(400 m×300 m)打击，按照80%毁伤概率要求，需要发射超过900发火箭弹，耗弹量巨大，作战效能较低。

(3) 野战适应能力低[4-5]

发射平台扰动和气象变化对火箭弹落点精度带来极大影响。

(4) 反应时间长

为完成一次作战任务，需要出动大量的作战装备、人员，需要较长的时间完成集结、通讯、指挥及发射准备；容易丧失战机，且容易暴露自己、遭到打击。

(5) 对现代作战模式的适应能力极低

以美国代表的先进国家已经实现了武器装备的信息化，作战力量的运用上由传统的集中兵力到集中效能转变[6]，作战力量分散隐蔽配置，多维作战力量的动态聚焦，实现对对手的精确化控制性打击。在典型面目标呈现小幅圆、广域分散的战场形势下，采用大量倾泻无控弹的作战方式，作战效能极低，后勤保障压力极大，附带损伤难以控制，不能适应现代战争的要求。并且随着射程进一步增大，精度和作战效能会进一步降低。

1.2发展要求

为了克服无控火箭弹存在的弊端，适应现代战争环境，技术先进的国家纷纷利用现代信息技术对122 mm火箭弹进行制导化研究，采用的技术途径不尽相同。本文对122 mm火箭弹制导化研究所应达到的能力进行了大胆的设想，具体要求为：修正能力强、精度高、成本低、作战领域广。

(1) 修正能力强

前述某122无控火箭弹，精度约为CEP 600 m，火箭弹的极限偏差达到1.8 km以上；在野战条件下受保障条件限制，火箭弹的极限偏差会加大。对此提出制导火箭弹修正能力应远大于1.8 km，如修正能力应达到3 km以上。

(2) 精度高

目前国外信息化弹药发展很快，其精度能达到CEP 10 m。对此，我国122 mm制导火箭弹也应达到该水平。

(3) 成本低

122 mm火箭弹装备量大，必须考虑部队装备得起，作战时用得起，适合大批量制造和装备。

(4) 作战领域广

我国地域辽阔，必须保障在我国各地域能使用，且性能指标不降低。

2技术途径分析

122 mm火箭弹制导化是在弹体上安装修正舱，火箭弹发射后能够测量自身飞行弹道，当飞行弹道偏离理论弹道时，形成控制指令，在执行机构的工作下修正弹道偏差，使火箭弹飞向预设的目标点[7]。可见要实现弹道修正，必须需要具备测量系统和执行机构，一方面能够测量飞行弹道、计算弹道偏差；另一方面能够形成改变飞行弹道的控制力[8]。

为此，制导化技术途径研究主要是选择测量体制和控制体制，其中测量体制包括导航和姿态测量。

2.1测量体制

2.1.1导航

自从全球卫星定位导航系统(GPS)建立以后，美国开发了大量基于卫星定位的信息化弹药，相比传统导弹，作战性能毫不逊色，而成本非常低廉，使得信息化弹药的使用越来越频繁，而普通弹药逐渐退出战场。究其原因，GPS系统建立后，依赖卫星定位的信息化弹药，只需要安装价格低廉的卫星定位芯片，而无需安装传统导弹所使用的价格昂贵的惯性器件，就可以实现弹药的制导化。

其原理为：在弹体上安装卫星定位芯片[9]，可以实时准确获得火箭弹在空间的位置、速度等信息，计算出弹药的飞行弹道，并与理论弹道比较得到弹道偏差，并形成弹道修正所需要的控制量，实现导航。

目前国外基于卫星定位的制导弹药已经非常成熟，已有多种制导弹药装备、并在实战中取得了很好的战绩。国内在这方面的研究也开展多年，并在型号中得到应用。对于122 mm火箭弹，采用基于卫星定位的制导技术是其必然选择，只有卫星定位制导技术能够满足其低成本的要求，同时卫星定位设备小型化也满足122 mm火箭弹的使用。

2.1.2姿态测量

122 mm火箭弹为自旋弹体火箭弹，火箭弹在飞行中绕自身弹轴以一定的频率旋转。通过卫星定位实现导航功能，计算出的弹道偏差和修正控制量[10]，均为地面坐标系下的信息，必须将地面坐标系与弹体坐标系建立起联系，才能实现使修正方向往减少弹道偏差的方向起作用，为此火箭弹需进行滚转姿态测量，使执行机构产生的操纵力与弹道修正方向一致。

122 mm火箭弹为自旋弹体，其最高转速通常大于20 r/s，最大射程飞行时间接近或者大于100 s，其动态范围较大。传统导弹姿态测量通常采用陀螺，其体积大、价格昂贵，不满足该火箭弹的使用要求。

国内外在姿态测量进行大量的探索后，找到了利用地磁测量技术的途径，并且国外已经在型号上得到了应用。其原理为：在弹体内安装地磁芯片，感应地球磁场并转换为相应的电信号，弹体在飞行过程中，芯片测量基准线与地球磁场矢量相对角度发生变化，引起电信号的变化，进行处理后可以得到弹体滚转姿态信息。目前地磁芯片已比较成熟，体积、功耗均满足122 mm火箭弹使用，而且价格低廉。

2.2控制体制

国外先后发展的技术途径有：脉冲发动机、次口径围壳舵和单通道控制。

脉冲发动机方案的工作原理为：在火箭弹质心附近安装数十个小型脉冲发动机，如图1所示。每个脉冲发动机都类似一个小型的火箭发动机[11]，当测量系统计算出火箭弹飞行的偏差后，在相应的方向点燃脉冲发动机，快速作用，修正飞行偏差。该方案原理简单，但其不足是断续控制，受空间限制，脉冲发动机安装数量受限，修正能力较小，而且脉冲发动机的推力不能调节，不能实现弹道修正精确控制；此外弹上火工品较多，降低了火箭弹可靠性。

图1脉冲发动机方案原理图
Fig.1Schematic diagram of pulse engine

次口径围壳舵方案在二维修正引信中大量采用，其工作原理为：在弹药头部锥段安装一对或者两对具有倾斜角的固定翼面,如图2所示。翼展较小以便能装入发射筒。由于翼面具有倾斜角，飞行过程中会产生气动力。该锥段部分能够相对于弹体旋转，控制机构通过控制该部段的空间角度，控制气动力的方向，从而操纵弹体俯仰或者偏航的飞行轨迹，实现二维修正。该方案在国外进行迫弹制导化改造时比较常用；迫弹射程较近，散布较小，对修正能力要求不高，比较成熟。其特点是连续控制，但是舵面较小，修正能力小，且翼面倾斜角固定，气动力大小无法调节[12]。

图2　次口径围壳舵方案原理图Fig.2　Caliber round shell rudder

单通道控制方案是从便携式防空导弹借鉴而来，其工作原理[13-15]为：在修正舱内安装一个舵机和一对舵面，舵面在飞行过程中受控展开，如图3所示。展开后在舵机带动下作规律运动，产生气动控制力，该控制力大小和方向可控，操纵火箭弹的飞行轨迹。由于舵面大小不受发射筒约束，因而舵面可以设计的较大，具有较强的修正能力，可以实现精确控制。该方案在旋转弹体防空导弹中广泛采用，国内有多型产品装备部队，非常成熟。

图3　单通道控制方案原理图Fig.3　Single channel control

下面通过查找国外的相关资料，对3种方案及应用进行了对比，如表1所示。

3种方案从成本上看均相当。如脉冲发动机方案，单个脉冲发动机价格约100～200元，但是数量较多，也带来了装配的难度，总体成本约近万元。单通道控制方案由于机构较少，只有一个舵机和一对舵面，而满足火箭弹使用的舵机性能较防空导弹要求低，某122 mm制导火箭弹所使用的舵系统成本仅约万元，因而该方案能够满足低成本的要求。

3性能分析

本节对122 mm制导火箭弹的主要性能精度和修正能力进行初步计算分析，并分析在野战条件下的适应能力和作战效能。

3.1精度、修正能力

分别就某射程30 km修正火箭弹采用3种控制方案进行了建模仿真，表中选取了几条典型弹道，覆盖了0 m海拔和高原4 500 m海拔的大小射程，并利用蒙特卡罗法对每条弹道进行了1 024次仿真，表2是对仿真结果的统计表。

通过表2可见，单通道控制方案修正能力最强，精度最高，能够完全消除飞行偏差，落点精度仅受测量误差即卫星定位精度影响[15]，大小射程精度均较高。脉冲发动机方案和次口径围壳舵方案修正能力偏小，小射程修正能力显得较小，落点精度也受到一定影响，在0 m海拔的精度在60～100 m之间。

表2中可见，高海拔由于空气密度降低，气动力下降，对采用气动力控制的次口径围壳舵方案和单通道控制方案的修正能力影响较大，4 500 m海拔修正能力较0 m海拔均有约30%的下降，但单通道控制方案在4 500 m海拔的修正能力仍大于3 000 km，满足修正的要求，且有较大余量，修正能力损失对精度没有影响；而次口径围壳舵方案修正能力下降到大射程仅有约700 m，不能满足修正需要(弹道极限偏差大于1 000 km)，对精度CEP造成了明显影响。对于脉冲发动机方案， 在高海拔由于飞行时间减小，修正能力也有所下降，不满足修正需要；同时在高海拔条件下脉冲发动机工作时对弹体扰动加大，仿真中精度CEP也明显降低。

表1　控制体制对比

表2　3种控制体制性能仿真对比

注：计算前提，该火箭弹在无控飞行时0 m海拔条件下30 km处对目标点精度CEP为600 m。

可见单通道控制方案修正能力最大、精度最高。

3.2适应能力

对战场环境的适应能力反映了在实战条件下武器系统是否方便部队使用，以及能否保障性能满足战技指标要求。适应能力主要从对火箭炮、对气象测量及对高海拔的适应性进行分析。

3.2.1对发射平台要求低

在野战条件下，由于保障条件限制，发射平台精度往往会受到影响，难以达到试验时的性能，会增大火箭弹发射时的初始扰动，加大弹道偏差。修正能力低的火箭弹，落点精度会受到影响。从第3.1节中可见，单通道控制方案的修正能力最大，只要弹道偏差没有超出修正能力范围，落点精度不受影响。

可见单通道控制方案对发射平台要求低。

3.2.2对高空气象测量要求低

由于高空气象测量需要配备专门的气象车，测量过程耗时，而火箭弹发射时可能气象条件已经出现变化，会带来火箭弹的系统偏差；而且气象测量只能测量发射点的风速、风向，当火箭弹的射程较大时，它与实际飞行中的风速、风向存在一定的差异，也会带来火箭弹的系统偏差；若火箭弹修正能力较小，则不能消除气象对弹道偏差带来的影响，造成落点精度下降。如果火箭弹修正能力足够强，则可以修正气象不准确造成的弹道偏差，不影响落点精度；甚至在不进行高空气象测量的情况下，按照标准气象对火箭弹进行诸元装订，火箭弹的修正能力能够修正气象不准造成的弹道偏差。这样可以降低对高空气象测量的依赖，在实战时缩短作战时间，具有重大的实战意义。

假设火箭弹发射时，高空气象按照标准气象进行诸元计算、装订，标准气象不考虑气流，而实际气象存在气流，且气压、气温均与标准气象有差异，图4～7分别给出了某地不同时间点获得的5种典型气象与标准气象气压、气温、风向、风速的对比图。

下面就这5种典型气象条件对火箭弹无控飞行时的偏差影响进行了计算，结果见表3。

图4　典型实测气压与标准气压对比Fig.4　Typical experimental pressure

图5　典型气象实测气温与标准气温对比Fig.5　Typical meteorological measurement temperature

图6　典型气象实测风向对比Fig.6　Typical meteorological measured wind direction

图7　典型气象实测风速对比Fig.7　Typical meteorological measured wind speed

项目射程/m射程偏差/m横偏/m目标点30410.9 -0气象130371.3-39.61205.0气象230793.5382.6-810.5气象330236.5-174.4-1183.9气象428800.1-1610.9188.6气象528208.4-2202.61005.2

可见在0 m海拔30 km射程条件下，气象恶劣时对火箭弹造成的偏差最大超过2 km；经计算，4 500 m海拔30 km射程条件下气象影响与低海拔相当。上面的分析可以看出，只有单通道控制方案的修正能力满足修正该偏差的要求，0 m海拔时30 km射程其最大修正能力超过5 km；4 500 m海拔时30 km射程其最大修正能力超过3 km，修正能力均具有较大的余量，即该方案火箭弹可以不依赖高空气象测量；而其他2个方案修正能力较小，必须进行高空气象测量，在诸元计算时修正气象偏差。

可见单通道控制方案对气象测量要求低。

3.2.3对高海拔的适应能力

从上面的分析，可以看出，由于高海拔条件下空气密度降低，采用气动力控制的次口径围壳舵方案和单通道控制方案，修正能力下降比较明显，但是单通道控制方案在高海拔的修正能力仍然较大，满足使用要求；而次口径围壳舵方案则不能满足高海拔使用要求。脉冲发动机方案在高海拔修正能力下降较少，但是由于自身的性能不足，精度仍然受到影响。

可见单通道控制方案对高海拔的适应能力较强，满足高原使用要求。

3.3效能分析

火箭弹制导化提升性能的目的是提高武器系统作战效能，使作战部队能够高效完成任务，减少伤亡。火箭弹精度提高使得耗弹量大大减少，本节对不同精度火箭弹与无控弹打击典型目标的耗弹量进行了初步计算。

由表4可见，火箭弹制导化精度提高后，相对无控弹耗弹量大幅减少，针对面目标(400 m×300 m)减少80%以上，针对小幅员目标(100 m×50 m)减少90%以上。同时可见，精度越高，耗弹量会更少。可见选择制导化方案时，精度越高的方案效能会更高。

表4　效能计算表

3.4结论

通过对修正能力、精度，以及对发射平台、对气象测量、对高海拔的适应能力的分析，可见控制体制采用单通道控制方案具有最优的性能；同时其机构简单，满足低成本的要求。

4结束语

本文指出了122 mm无控火箭弹存在的弊端。随着信息技术的发展，进行制导化提升性能是其发展的必然要求，以适应现代战场的需要。通过分析，找到122 mm火箭弹制导化最优技术途径为：测量体制采用卫星定位和地磁测姿，控制体制采用单通道控制方案，能够满足修正能力强、精度高、成本低、作战领域广的要求。

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Guidance Development of 122 mm Rocket

PENG Yong，XI Tao-tao

(Sichuan Academy of Aerospace Technology，Sichuan Chengdu 610100，China)

Abstract:Aiming at weakness of 122 mm Rocket is proposed, and satellite navigation based guidance is proposed. And a comparison study is made about the realization ways used by small ammunition. Finally, the method using GPS + geomagnetic attitude measurement + single-channel control technique is best for guidance of 122 mm rocket.

Key words:rocket gun；guidance；single channel；GPS；geomagnetic； correction ability

*收稿日期：2015-06-17；修回日期：2015-10-15

作者简介：彭勇(1977-)，男，四川双流人。高工，硕士，研究方向为火箭弹总体技术。 E-mail：65753339@qq.com

通信地址：610100成都市龙泉驿区航天北路四川航天技术研究院818信箱1分箱航天工程部

doi:10.3969/j.issn.1009-086x.2016.03.004

中图分类号：TJ71；TP391.9

文献标志码：A

文章编号：1009-086X(2016)-03-0018-08

导航、制导与控制