一种导弹发射飞行试验系统设计与研究

韩颖超，孟维晓，赵 琦，毛友泽，杜广宇，李雪飞

（1.哈尔滨工业大学，哈尔滨 150001；2.北京电子工程总体研究所，北京 100854）

0 引言

导弹武器系统研制是一项复杂的系统工程，是科学研究与工程应用紧密结合的产物。在导弹武器系统研制过程中，从论证、方案设计、初样研制、试样研制、定型鉴定、作战试验等各环节，必须进行一系列的系统试验。导弹武器系统及其组成部分在真实飞行条件下所进行的试验称为飞行试验，通过一系列的飞行试验，逐步考核各种阶段下参试导弹及其对应弹上组成设备、地面系统的功能、性能所达到的水平，不断检验和暴露存在的设计、生产问题。本文给出了研制性飞行试验中一种地面发射制导弹飞行试验的试验系统设计，该试验系统可以在地面支持导弹实现从加电、准备、架上截获目标、导弹发射的闭合工作过程，对试验系统主要组成及原理进行了分析，讨论了试验系统设计过程中需考虑的主要问题，为地面发射制导弹飞行试验提供了一种技术选择。

1 试验系统

地面发射制导弹飞行试验可充分利用多类观测手段（如试验靶场光测、雷测等），获得受试导弹的外弹道数据、遭遇段数据以及炸点数据或脱靶数据；给出导弹离轨速度、加速度、分离后姿态、飞行速度等飞行参数；考核导弹发动机工作性能、导弹系统稳定控制回路性能、过载输出能力和弹体承受过载能力等；验证导弹飞行工作时序、末制导系统对真实目标的截获、跟踪能力。若需可搭载对引战配合性能和战斗部对目标毁伤效果进行摸底。通过该试验系统进行地面发射飞行试验，可考核的导弹性能参数全面，效费比高，但所需的试验系统亦十分复杂，涉及到多技术专业的协同设计。系统主要组成及功能如表1 所示。

表1 系统主要组成

系统组成原理框图如图1 所示。

图1 试验系统组成原理框图

目标信息通过空馈，由靶机在天上发送至地面的靶机遥控装置，靶机遥控装置接收数据后完成基本效验，发送给显控设备，显控设备对收到的数据进行组包、滤波、异常值剔除后，对必要的关键信息量进行显示，实现试验过程指挥控制，将导弹发射所需数据发送给发射控制系统。由发射控制系统完成向导弹参数装订、发送控制指令，执行导弹供电管理等。遥测设备接收导弹辐射的遥测信号。

2 试验分系统设计

2.1 发射控制系统设计

发控系统通过1553B 数据总线与导弹进行信息交互，主要组成包括发控综合电源、发控执行组合、显示组合和显示计算机等。原理图如图2 所示。

图2 发控原理图

1）功能

向导弹发送目标指示信息、射前装订参数；接收导弹回传的设备状态和目标跟踪信息；向地面发射装置发送控制命令；接收地面装置发送的设备状态信息；接收显控设备发送的目标信息；显示导弹在位、发控设备状态灯关键信息；具有设备自检功能。

2）参数设置

通过界面设置参数并上传至弹上，包括：

①发射装置方位角（相对正北）；

②发射点经度；

③发射点纬度；

④发射点高度信息。

3）控制设计

对导弹的控制包括：导弹加电（加电/断电）；导弹准备（启动准备/撤销准备）；启动截获；导弹发射。

对发射装置的控制包括：脱落插头分离；发控设备自检等。

2.2 显示控制系统设计

1）界面设计

设计显控界面如下页图3 所示。

图3 显控界面设计

2）工作时序

显控主要完成试验数据的实时显示。显控设备周期性单向接收靶机遥测设备、遥测设备数据，与发控设备之间以应答方式进行数据通信，并主动向发控设备发送数据。显控系统通讯时序如图4 所示。

图4 显控通讯时序

其中，a）靶机遥控装置向显控设备数据发送周期约100 ms；b）遥测设备向显控设备数据发送周期约500 ms；c）发控设备与显控设备的数据交互由显控设备控制；d）显控设备向数据记录装置发送靶机遥测数据记录报文。

3 试验系统闭合分析

3.1 截获距离

1）通视性分析

导弹发射前架上截获目标，需考虑地球曲率对导弹通视性所带来的影响。导引头直视距离R：

其中，a为考虑典型大气折射时的等效地球半径；h为导弹架设高度；h为目标飞行高度。若选择发射架固定导弹高度3 m，目标登高平飞高度3 km，则导引头直视距离可达200 km 以上，导弹与目标之间无遮挡，则满足试验需求。

2）截获距离分析

导弹架上截获过程中，需对目标进行捕获和持续跟踪，为实现导引头在规定距离段对目标的架上截获，需要对靶试目标RCS 进行改造，靶标装载特种设备，尤伯透镜是一种常见的增大靶标雷达反射面积的回波增强器。

图5 截获角度与供靶斜距关系

若弹上采用凝视截获方式，则应考虑导引头波束宽度与弹目视线夹角的匹配关系，同时需考虑导引头持续辐射工作时间与弹上能源工作时间的限制，以及发动机主动段工作时导弹进入末制导阶段所带来的影响等，合理设定截获距离。

3.2 精度分析

目标引导信息与导弹信息交互精度链如图6所示。

图6 精度链传递示意

其中，①处目标放靶误差折合时间延迟取t；②处数据更新周期t；③处数据更新周期t；④、⑤采用网络传输，中断方式读取数据，数据本身传输和处理延时可忽略；⑥、⑦采用发控与导弹的总线传输，数据传输周期t；总的延时t=t+t+t+t。则单方向角度引导指示误差θ：

其中，发射系统与导弹初始对准误差取θ；导弹装配经度传递误差取θ；天线罩折射误差取θ；导引头角度预定误差等其他弹上精度链传递误差取θ，则角度交班总误差θ：

该角度误差有可能对系统闭合产生较大影响，因此，在建立试验系统时需重点考虑。

4 结论

本文从武器系统角度设计了一种地面发射制导弹飞行试验系统，该试验系统与传统利用地面雷达引导相比，具有组织相对简单、试验周期短、经费消耗少、试验风险小的特点。文中给出了系统的组成及原理，分析了系统闭合所需重点考虑的内容，为地面发射制导弹飞行试验提供一种技术选择。