机动弹头的智能规避策略研究.doc

国防科学技术大学研究生院学位论文04032004学号分类号 UDC3 7 2T密级公开 赵秀娜学硕士学位论文机动弹头的智能规避策略研究硕士生姓名学科专业控制科学与工程研究方向模式i只别与智能系统4：匕已-rr教师马宏绪教授国防科学技术大学研究生院.六年十一月ABSTRACTRecently, the development of National Missile Defense (NMD) system of America makes a great challenge to our stratec nukes overawing degree, especially the extra-atmosphere Mid-course Defense system. As one of the effective way of dealing with Extra-atmosplteric Kill Vehicle (EKV) wWch destroys opponents by hit-to-kill, extra-atmosphere evasive maneuvering technique has becoming nations main strategic preliminary research. After introducing the background and recent study status of the topic from the two aspects of missile defense and penetration technology, as the key problem of the technique. Intelligent Evasive Strategy is studied in the paper, inciuding main contents as follows:Firstly, the performance parameters of attacking missile and EKV are analyzed And the noise producing algorithm is studied to imitate the function of inspectors- Then, the start conditions of simulation are listed and a six-degree of freedom dynamics and kinematics naodel of die attacking side is established.Secondly, the Intelligent Evasive Strategy is researched, including maneuver mode, maneuver moment and maneuver orientation. An attitude search algorithm is proposed to decide maneuver orientation, which is based oa maximirfng the overloading needed by EKV (beyond its available overloading). Besides being able to evasive interception, the strategy is required to satisfy those as follows:(1) Excqt performance of the missile itself, maneuver mode has nothing to do with any oflier factors.(2) Maneuver moment and maneuver orientation depend on flight information of EKV-(3) The strategy should have a good performance of robustness.As for correcting ballistic trajectory after maneuvering, fixed-time regression method isimpulse separately on the two points to make it change its orbit and return to the origin orbit before going back to the atmosphere. So to make sure the warhead hit the scheduled object accurately.Finally, an attack-defense combat simulation system is developed to check the feasibility and correctness of the strategy proposed m this paper The simulation results show that the Intelligent Evasive Strategy is quite self-adaptive and has a good characteristic of robustness to ensure the missile to evasive interception successfully.Key Words： Warhead, Penetration, Maneuver，Intelligent Evasive Strategy, EKV, Overloadingt Miss Distance图目录NMD陆基系统示意图.EKV*.I.10 .10 .11 .11 .14 .14 .25 .28俄罗斯的白扬” 一M导弹. 印度的“烈火”一2导弹.地心坐标系与发射坐标系欧拉角关系图. ：坐标系与弹体坐标系欧拉角关系图， 发射坐标系与速度坐标系欧拉角关系图- 速度坐标系与弹体坐标系欧拉角关系图. 弹道坐标系与坐标系欧拉角关系图.发动作曲线交汇角的定义交汇角对EKV脱乾量的影响. 进攻弹、栏截弹控制系统框架 方波机动示意图机动持续1.0s时机动时刻与脱乾量的M曲线30机动持续Us时机动时刻与肤ffi量的关系曲线.31机动持续1.2s时机动时刻与脱乾量的关系曲线31机动持续1.3s时机动时刻与脱量的关系曲线32机动持续1.4s时机动时刻与脱ffi量的关系曲线.32机动持续Us时机动时刻与脱紀量的关系曲线：.33姿态调整过程的时间分布示意图34图U 图U 图U 图1.4 图2.1 图11 图 2.3 图2.4 图2J 图2.6 图2.7 图2.8 图3.1 图32 图33 图3.4 图3.5 图3,6 图3,7 图3.8 图3.9 S 4.1 图2 图5.1 图52 图5 J.2轨道拦截问题示意图3940454647 51弹道回归示意图三机联合仿真结构图. 攻方程序界面攻方程序流程图, 动画演示效果图.表目录表2.1机动弹头的性能参数总结.， 表2.2仿真中进攻弹的初始参数.，表2.3EKV的性能参数总结表2.4噪声对脱IB量的影响情况 12 .12 .13 .17.37 .43 .49 .49表3.1进攻弹机动方向对脱祀量的影响. 表4.1弹道修正的仿寘结果. 表5.1仿真机通讯接口定义 表5.2仿真机通讯接口定义.，国防科学技术大学研究生院学位论文独创性声明本人声明所呈交的学位论文是我个人在导师指导下进行的研究工作及取得 的研究成果.尽我所知，除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含 其他人已经发表和撰写过的研究成果,也不包含为获得国防科学技术大学或其它 教育机构的学位或证书而使用过的材料与我一同工作的同志对本研究所做的任 何贡献均已在论文中作了明确的说明并表示谢意.学位论文題目t 机动弹头的智能規进策略研究 学位论文作者签名：知曰期-年月日学位论文版权使用授权书本人完全了解国防科学技术大学有关保留、使用学位论文的规定，本人授权 国防科学技术大学可以保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子 文档，允许论文被查阅和借阅；可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据 库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存，汇编学位论文.(保密学位论文在解密后适用本授杈)学位论文题目：_机动弹头的智能规避策略研资，学位论文作者签名：曰期-年/,月；日作者指导老师签名：M日期：Y年/月沙曰第一章绪论在当前战争模式下，空中打击已经成为局部战争中使用的主要方式，具有决定全局的 战略意义，而以防区外精确打击为主要手段的非接触远程作战是空中打击的重要作战样 式，其支柱力量就是战术弹道导弹和巡航导弹.弹道导弹具有重大的战略、战术威慑作用， 已经成为影响世界政治格局、左右战场态势、甚至决定战争胜负的重要因素，可以说，弹 道导弹已经成为国防实力的标志和国家地位的重要象征.因此世界各国都在竞相发展或获 得弹道导弹及其相关技术目前，世界上至少有8个发达国家和15个发展中国家能够制 造弹道导弹，有40多个国家拥有弹道导弹，现役弹道导弹数量已达1万多枚舰几十 年来发生的几次较大规模的局部战争来看，战术弹道导弹已广泛应用于实战，是未来局部 战争和地区冲突的主要威胁周边国家和地区也正在装备和研制射程为1002500kin的各. 型弹道导弹，国家安全正受到前所未有的严重威胁.面对这种情况，导弹防御技术应运而 生，而相应的，突破防御系统的导弹突防技术又成为另一个战略预研的焦点 1.1.1导弹防御技术的发展美国是世界上第一个提出“导弹防御”概念并将其付诸实施的国家早在上个世纪50 年代中期，前苏联洲际导弹试射成功后，获得绝对安全”就成为美国的一项既定国策 1993年后，美国制定了弹道导弹防御计划” (BMD).该计划规定：对于射程超过3000公 里，能够打到美国本土的远程导弹和洲际导弹，都列入“国家导弹防御系统” (NMD)按照 设想和规划，美国的国家导弹防御系统由栏截导弹、雷达、空基传感器、改进型预警雷达 以及作战、管理、指挥和通信系统等组成*该系统将形成一个襄括太空、陆地和海洋的“天 网、对有可能袭击美国的战略弹道导弹实施全过程、多层次的栏截，从而保ffi美国的“绝 对安全”.图1.1即为美国国家导弹防御系统的示意图，这个系统由五大部分组成：(1) 、作战管理/指挥、控制、通信系统（BM/C3)，含飞行中栏截弹通信系统（IFICS)*(2) 、预警卫星：国防支援计划(DSP)卫星，天基红外系统（SBIRs)的地球同步轨 道卫星和高補圃轨道卫星.(3) 、预警雷达：五部改进的预爱雷达(PavePaw, BMEWS)以及多部其它地面雷达.(4) 、一部海基雷达（XBR)和若干部前向部属雷达(5) 、拦截弹(GBI及其动能杀伤栏截器（EKV)。栏截弹部署的基地是美国阿拉斯加 以及可能的北达科他的大福克斯空军基地，甚至还有英国图1.1 NMD陆基系统示意图根据对资料的分析，整个系统的工作过程是：(a),主动段的探測与跟踪：由夭基红外系统（SBIRs的髙轨道（SBIRshigh)卫星从 导弹发射牙始即对主动段（助推段）发动机尾焰进行探测、跟踪，并将获取的信息传送给 指挥中心计算机系统（BM/C)，完成防御预警和弹道初步估计，同时，天基红外系统的低 轨道（SBIRs丨0W)卫星持续对弹头组合件进行跟踪，实时将数据传送给指挥中心计算机系 统，完成对来袭目标的弹道估计预报.(b、自由飞行段探测跟踪与识别：BM/C系统引导地面预警雷达(BMEWS)对来袭 目标的搜索、跟踪，引导地面火控雷达(XBR)对弹头组合件进行搜索、跟踪和识别3) 拦截：根据地基雷达（XBR对来袭目标群的识别和跟踪数据进行火控解算，发 射栏截弹.为保证一定的栏截概率，一般采用齐射方式(salvcHlaunch).这里的齐射方式 可以是从相同或不同基地同时或者间隔很短地发射多发烂截弹.此后，拦截弹在初制导段 向预拥栏截点转弯飞行；在中制导段，根据地基雷达更新的预测栏截点数据，弓丨导栏截弹 修正初制导段的制导误差，向更新的预测拦截点飞行，在此过程中，动能杀伤栏截器EKV 被释放并进行星光定位以校准自身的姿态；然后，当栏截器飞行到距弹头一定距离时打开 导引头，对来袭目标进行搜索、识别和跟踪，当满足中末制导交苹条件时，转入末制导； 此后，根据末制导律进行机动以修正其空间位置实现直接碰撞栏截，3) 、杀伤评估：栏截过程结束后，由地基火控雷达（XBIO对栏截结果进行观测和评 诂.若发现弹头并未被摧毁，则准备进行第二次栏截，这就是所谓的“射击一观察一射击”(shoot-look-shoot)栏截模式，整个系统的核心技术体现在EKV上，它是一种灵巧的、非核的、靠直接碰撞杀伤的 栏截器地基栏截弹从发射井发射后.助推器将EKV推进到实现烂截的阵位.在来袭导 弹高速飞行的弹道中段栏截器EKV将同助推器分离，利用自身的推进系统，高速冲向EKV的结构如图1.2所示，弹体装有红外导引头、数据处理制导系统、 控装置值得一提的是，其底端携带着装有液态氣的器皿，液态氣气化时会使得弹体的温 度降低，这样可以有效地减弱自身的红外信号，降低被来袭弹头探测和识别的概率.另外俄罗斯、欧洲各国以及周边国家与地区也都开展了相应的导弹防御系统的研究 虽然规模及防御性能均不及美国，但也说明这个问题已引起世界各国的普遍关注. 1丄2导弹突防技术的发展矛和盾历来都是在对立中发展起来的，二者相辅相成，缺了谁都难以发展和完善战 略弹道导弹的发展也是如此，一型新导弹刚刚服役，一套新的反导防御措施便接踵而至. 如倚突破对方布设的天罗地网，使导弹快速准确地命中目标？这就是本文要讨论的导弹突 防问题目前，战略导弹突防技术可分为战略层次和战术层次.战略层次的突防技术相对较难， 只有实力强大的国家才可以考虑主要包括：3) 以核攻核.战略导弹采用核弹头，利用核爆炸杀伤敌人，实际上并没有考虑如何 突破栏截弹的栏截，3) 近距离攻击,使用机动运输设备将战略导弹事先部署在导弹防御区附近，利用运 输设备机动性强和隐蔽性好的特点，进行近距离机动，对导弹防御系统实施突然袭击，这 种方式对运输设备的要求较高3) 攻击天基信息链破坏敌方的预警卫星，使整套NMD系统失去作用这种方式 技术难度相当大，不易实现，敌方导弹，以巨大的动能撞击来袭弹头，将其摧毁*Senior Optics Nrt ShomiAttitude ConlrolSystems Divert ThniJterMi)Nitrogen Bottles (2:E0 Sensor1. ISunshade. Ctwer图1.2 EKV结构筒图.(4)天基攻击，从太空投放核弹或精确制导炸弹，利用弹体具有的极高飞行速度杀伤敌人.同样，其难度也相当大. 战术层次的突防技术包括：3) 饱和式、多波次攻击*在很短的时间内向敌方目标发射多发导弹.使对方导弹防 御系统处于超饱和状态，这种方法技术难度低，但是，需要牺牲大量的导弹来换取一定的 作战效果，3) 电磁脉冲干扰先从空中、海上（潜艇）和陆地发射加装电磁脉冲弹头的导弹，使远程预警雷达、陆基雷达和作战管理与指挥.中心失效，再进行后续波次的导弹：击，这 种方法简单、可靠，但是,需要研制可靠的电磁脉冲弹，相应的研究过程复杂3) 机动发射，这种方法只有在交战两国相距较近时才能起到很好的效果，并不是真 正意x的突防4)多弹头突防利爾多个弹头使导弹拦截系统处于超饱和状态，增加打击命中率. 由于使甩了多弹头技术，因此这种方法的打击效果不够理想打击力度不够.(分单弹头突防，由于目前各国装备的导弹多为单弹头导弹因此，在现有技术基础 上研究突防显得更切合实际，g前单弹头也多种多样，哲括弹头、释放 有源干扰装置和无源干扰物、隐身和反探测措施、助推段快速助推和机动以及弹头旋转等 技术.综上所述，美国的导弹防御系统是一个十分庞大的工程耗资巨大，一般国家难以与 之角逐.概种情况下，以发展战略导弹技术为主，导弹防御牀为辅，研究有效而相对 廉价的突防SMt也不失为一种明智之举.从有效性和可行 在导弹飞行中段，由于没有气动作用的影响以及导引头技术的长足发展，弹头 可以更准确、及时地探测到来袭的烂截弹*这就为智能规避策略的实现提供了条件.从发 展前景来讲，规避策略与其它突防技术相结合（如导弹采用吸收雷达波和降低红外特征的 材料，实瑰雷达隐身与红外隐身一体化,将单弹头导弹改进成带分导式多弹头的弹道导弹 等等)，突防能力将会有更大提高1.4论文的主要内容论文以导弹规避向题为主线涵盖了导弹弹道的计算、模型的建立、智能规避策略的 构建、杭动弹道的修正、多机联合仿真等五个大问题 发动机沿着弹体;C轴线安装，位于弹体尾部，坐标为：其中米； 发动机具有最短工作时间Ar = 100毫秒，所需求的发动机工作时间必须大于或等于AT,发 动机才可以点火否则发动机不能满足工作需要：发动机开机后并非马上达到最大推力而. 是有一个上升沿，持续时间为最短工作时间Ar的10%，同理，关机时也有下降沿，如 图2.6所示.0.17PWr+aizr发动机工作曲线(3)弹体控制系统为理想系统，不存在滞后和超调等，姿态调节在3秒内可以完成，并 且经过这3秒后，弹体可以调整到任何需要的姿态：调姿过程中导弹仍可认为是自由飞行*弹头的主要性能参数详见下表：表2.1机动进头的性能参数总结性能参数取值备注弹头初始质量560kg携带燃料100kg发动机可用推力40000N轴向真空比冲 2900m/s发动机响应时间导引头捕获矩离lOOfcm械频乏200Hzf可用机动 时间总量7.25每次1.0-1.5可调取导弹发射后990秒作为仿真始点，此时弹头已处在自由飞行段，EKV进入末制导， _具体参数MZ2，表2.2仿真中进攻弹的初始参数参数名称取值备注发射点经度（东经）n33, 发射点讳度（此讳 nm射击方位角(。）8.7666t仿 真 始 点 的1弹头位置分量咖）5243090.543639这胜参数 均为弹头mm系下的量弹头位置分量-19976.906215弹头位置分量z(0150522379228弹头速度分量厂4655.504644 弹头速度分量-2542.322829 弹头速度分量厂,_)397.856565 2.3.2 EKV的相关参数1).相关物理性能参数1) 弹体为圆柱体，截面半径/?= 0.3米，长度为/ = 1米，密度均勾，飞行过程中弹体几 何参数保持不变，其转动惯量的计算方法与进攻弹相同.2) 发动机在弹体的法向、侧向均可施加推力，且均有过载限制-根据搜集的资料中有关美国GBI/EKV的信息，特别是Raytheon公司给出的EKV性能 参数，分析并整理得到EKV的性能参数如下玄(2-7)表2.3 EKV的性能参数总结性能参数取值备注.质量59.65kg湿重尺寸0.61xL397m轨控推力2338.3N过载限制4g真空比冲2900m/s轨控发动机响应时间推进剂MMH/N2O4导 引头红外像面阵列256x256低温冷却至40K视场角2x2捕获距离约200km械频（Hz)25, 50， 100周期 40, 20. 10(ms)可用机动 时间(S)总量20-25Endgame 段5-7接近速度710km/s末端机动距离 -1000m末制导律比例导引改进视线角速率估计算法状态非线性二阶EKF拦截方位（视线角、方位角）由搜索算法得到基于初始需用过载 在限制范围内脱祀量标准（米）10图2.7交汇角的定义i，EKV的速度矢量为f；,弹头速度矢量为因此， 于迎头栏截，没=180。对应于尾追栏截.为考察交?C角取不同值时对脱範量的影响，作如下仿真：导引头顿频lOOHz,进攻弹 惯性飞行，995秒开始栏截*60 40 20：1 mI. J - ！-.20:0。对应2).交汇角的大小首先，定义交汇角，如下图所示: . /- ：“ If :i.so广 I ：.- 心2.8交汇角对EKV税雜量的影响图中，红色虚线表示EKV过载限制为4g时的脱祀量曲线藍色实线表示EKV没有 过载限制时的情况(1)过载限制对EKV的栏截效果影响很大没有过载限制时，无论交汇角多大，EKV 都能成功栏截进攻弹；而实际中EKV是有一定过载限制的，根据调研本文将其取为4g, 此时，只有在一定的交汇角范围内EKV才可以成功栏截进攻弹，而且，过载限制越大，可以成功栏截目标的交汇角范围也越大(2)交汇角的大小对EKV的脱祀量影响很大当EKV过载限制为4g时，只有在相对 较小的交汇角范围（d广：汝= _f 二. idx： f J- edx = 2 X 0.9987-1 = 0.9974“观 Act,工知式（2.9)的含义是：标准差取为上述值时，导引头得到的EKV位置值落在 5-/Jx20%, + RX20%,速度值落在厂一Px40%，f+rx40%区域内的概率为0.9974 2).当标准差取为0,=及2，N;2时,栏截弹的导引规律性质不会发生变化，只是相当于改变了导航比，导引 规律仍旧是收敛的.所以建立在这个基础上的预估算法也不会发散.由于在仿真中取iS=5，A2-5,此时，N;，Ni满足条件N:2，Np2,所以，噪声 在本质上不会影响脱祀量但是由于计算误差的存在，进攻弹在决策时可能会产生一定的 偏差.下面通过仿真进一步加以说明 2).仿真分析采用第三章提出的规避策略和前面给出的仿真条件，在进攻弹导引头的探测信息无噪 声、有噪声以及不同标准差的情况下，仿真结果如下-表2.4噪声对脱把爱的影晌情况噪声情况偏航、俯仰角的 变化量(度）机动时刻脱祀量(0, 54)1013.51919.524450(0,54)1013.51919.521788无噪声(0,54)1013.51919. 531797(0.54)1013.51919.527612(0,54)1013.51919.462117(0,51)1013.29219.265539_ 20%(0,51)1013.24318.954483 40%(0.51)1013.24119 034839。 丁(0,54)1013.27219.395716有睡(0.51)1013.15918.500719声(0.54)1012.6669.2043047 =i?x20%(0, 54).1012.6448.464182r, x(2.15)ot其中，P为发动机推力，/ng为地球引力，为控制力，F/为附加哥氏力， F, = 一x(, xr)为离心惯性力，Ft = -2mo x为哥氏惯性力“a将上式各项在地面发射坐标系内分解- 1).相对加速度项 S(2.16)adv dVy dva dt dt 2).推力P项推力p可以在弹体坐标系内表示为PAof,已知弹体坐标系到地面发射坐标系的方向 余弦阵为则推力P在地面发射坐标系中的分量为-P (2.17)(4.9) .控制力项由对进攻弹物理性能的分析第三条可知，控制力不影响弹体机动和自由飞行弹道，因 此可以认为在全部飞行过程中控制力为零(4.9) .引力mg项 由地球引力公式知：(2.18)mg = mg,* +tttg供I+Jf 2 (1-5 sin )r、JM其中，为地球赤道半径.对于发射坐标系中任一点来说，其地心矢径为：.r = R。+ p(2,19)其中，为发射点到弹道上任一点的矢径，iJ,为发射点地心矢径，它在发射坐标系上- 的三分量为：-Rsincos/=及。cos/。(2:20)A.其中，A为射击方位角，fi。=B。-,，为发射点地理讳度和地心讳度之差. 地理讳度与地心讳度之间的关系为- -ts令。ft：(2.21) 6为地球极半径；及。的长度可由子午椭圆方程求取;(2.22)K：_？A 一 在发射坐标系的三个分量为【jr，y，由此可得,在发射坐标系的分量为:rrr(2.23)显然，在坐标系的三个分量可写成- (2.24)jrtcosBgCosA Q.n nSlU于是引力在发射坐标系中的分量形式为：= -JCi,为质心到发动机喷管出口中心点距离，因此可得在 弹体坐标系内的三个分量为：K;-0 K.= 2thXu里Kk从而，尸/在发射坐标系中的三个分量为:F二 1Kk.6).离心惯性力-m6). X (, X r)项(2.30)22=Tcos/r -ifff sinxr1. .欧拉角之间的关系方程y/j. =1/ + cat cossin p(2.43)(2.44)Yj =y- cjt sin p + cos 2. .附加方程vl+vl+vl：+