基本介紹
- 中文名：飛彈命中精度
介紹,影響因素,制導誤差,非制導誤差,提高方法,
介紹
打擊固定目標時，飛彈命中精度用圓機率偏差(CEP)描述。設P為落點坐標落在以目標為原點R為半徑的圓內的機率，當P=50%時，R就是圓機率偏差CEP即飛彈精度。它是一個長度的統計量，即向一個目標發射多發飛彈，要求有半數的飛彈落在以平均彈著點為圓心，以圓機率偏差為半徑的圓內。打擊活動目標時，飛彈的命中精度用脫靶距離表示，即飛彈相對於目標運動軌跡至目標中心的最短距離。
圓機率誤差
圓機率誤差飛彈命中精度亦稱“飛彈射擊精度”。飛彈射擊準確度和射擊密集度的總稱。飛彈的主要戰術技術性能指標。提髙飛彈命中精度的方法：提髙測量和制導器件的精度，完善制導方法；提高飛彈結構的製造精度，減小工藝誤差；提髙飛彈武器系統自動化程度和操作人員的技術素質，減小操作誤差等。飛彈命中精度通常用公算偏差或圓公算偏差表示。打擊活動目標的飛彈，用脫靶量評定。
飛彈的命中精度是飛彈制導控制能力的綜合反映 ,在飛彈武器系統定型試驗中 ，命中精度是鑑定方需著重考核的指標之一。飛彈命中精度是飛彈的靈魂，高精度成為各軍事強國飛彈發展長期追求的目標。眾多國家花費巨資採用了能夠採用的各種手段不懈努力提高飛彈精度，近幾十年，彈道飛彈精度從100米級提高到了10米級。如何提高飛彈精度是現代戰爭永恆的主題。
命中精度達到25米的“潘興”2飛彈
命中精度達到25米的“潘興”2飛彈影響因素
影響彈道飛彈精度的因素很多，但主要可分為制導誤差和非制導誤差。
制導誤差
制導誤差是影響飛彈精度的一個重要因索，減小制導工具誤差是提高飛彈精度的重要手段之一。制導誤差是制導系統在內部噪聲和外部因素的干擾下由於測量精度、解算精度、回響能力的制約所形成的誤差，主要包括慣性儀表測量誤差和制導方法誤差等{7]。制導誤差包括系統誤差和隨機誤差，通過補償和校正，可以消除部分或大部分系統誤差;隨機誤差只能通過改善硬體和軟體的精度來解決。提高慣性測量裝置精度的方法主要有:提高慣性器件本身的精度;採用誤差補償方法;提高慣性測量組合的安裝精度。只有具有準確刻畫飛彈系統動力學規律的能力，才可能準確建立各種誤差對飛彈精度影響程度的定量分析手段，考慮慣性儀表測量誤差和制導方法誤差，為改進和補償制導誤差提供思路和手段。
非制導誤差
非制導誤差是指在自身和外界因素干擾下，由與制導系統無關的因素造成的誤差，主要包括瞄準誤差、彈體結構誤差、發動機衝量誤差、彈道條件誤差、氣象條件誤差、地理誤差與再入誤差等。隨著制導精度的不斷提高非制導誤差所含對飛彈精度影響程度的比例在不斷加大，尤其對純慣性制導的彈道飛彈，非制導誤差對飛彈精度有舉足輕重的影響，因此減小非制導誤差是提高飛彈精度的主要途徑之一。再入段的誤差分析與控制是減小非制導誤差影響的有效手段，目前己成為提高飛彈精度的重要環節。
提高方法
加強飛彈系統動力學研究
建立基於多體系統傳遞矩陣法的飛彈系統發射與飛行動力學理論與數值仿真系統，包括標準彈道模型、干擾彈道模型和精度分析模型，為提高飛彈精度的飛彈總體參數最佳化提供仿真平台，快速準確地獲得飛彈振動特性和發射與飛行中的動力回響，建立飛彈總體參數飛彈精度間的定量關係，考慮包含瞄準、初始調平、裝訂、點火、起飛、穩定控制、拐彎、導引、關機、分離、末修、起旋、調姿、自由飛行、解爆、子彈拋撒等過程，進行飛彈精度仿真。建立考慮變形振動的飛彈主動段、自由段、再入段飛行穩定性理論。
對飛彈全彈和各分段進行振動模態試驗測量飛彈固有振動頻率、振型、阻尼比等模態參數，為飛彈控制元件的合理安裝提供指導。建立飛彈彈體振動與氣動參數布局計算模型，分析飛彈振動對精度的影響，合理設計彈體模態參數。套用多體動力學理論和彈道理論和振動模態理論，通過對飛彈總體結構的最佳化，使其固有振動頻率與慣性測量組合頻率匹配，提高慣性測量組合的使用精度。
提高再入飛行精度
建立飛彈再入誤差控制、再入誤差補償、最佳化再入角度方法，提高飛彈再入飛行精度，這對提高純慣性制導的彈道飛彈精度非常重要。彈頭高速再入大氣層雖然飛行時間短，但加速特性變化劇烈，嚴重的氣動加熱和惡劣的大氣環境使再入段干擾引起的落點偏差成為飛彈總落點偏差不可忽略的部分，特別是再入初始攻角角速度對落點偏差影響大。
由於攻角和攻角角速度的大小和方向都是隨機的而無法修正，由此產生大的隨機彈道偏差。通過最佳化飛彈總體結構參數，減小飛彈關機時刻的初始擾動，最佳化飛彈自旋速度和方向等再入誤差控制新方法，減小再入段的攻角和攻角角速度，減小再入姿態偏差，提高再入飛行精度。
套用火箭彈道理論的等效起始擾動概念，通過飛彈系統參數設計，預設再入體的運動狀態，使飛彈再入體在再入起始時的擾動與其自身缺陷(質量偏心、動不平衡等因素)在再入飛行過程中產生的攻角運動對應的再入開始時的等效擾動等大反向相互抵消，等再入誤差補償新方法使再入體的擾動產生的彈道偏差與飛彈自身缺陷引起的彈道偏差相互抵消，提高再入飛行精度。
最佳化飛彈轉速
飛彈轉速對飛行穩定性和飛彈精度有直接影響。飛彈調姿後的飛行穩定性包括兩個方面一是飛彈的剛體擺動，二是飛彈自身的彈性振動。如果再入體轉動和擺動發生共振現象，或再入體自轉轉速與自振頻率接近而發生共振現象，都將導致飛彈精度變差甚至結構破壞。可根據彈道理論、多體系統動力學、振動理論確定再入體自轉轉速上限和下限。轉速上限:不超過飛彈被動段飛行動態穩定的極限轉速，防止過大的馬格努斯力矩引起的動態不穩定。轉速下限:飛彈在末修段轉速必須達到陀螺穩定所需的轉速，特別是飛彈在全彈道都必須避開彈體的章動頻率、飛彈固有振動頻率等。
轉速對飛彈落點有重要影響，並不表示轉速小好，也不表示轉速大好。但是低速旋轉以消除或抵消部分彈體結構的不對稱性引起的彈道偏差是必要的，但轉速過大會破壞飛彈的飛行穩定性。轉速大小的確定應根據其上下限有飛彈飛行動力學方程最佳化確定。
提高慣組器件精度和誤差補償方法
慣性元器件的精度尤其是陀螺的精度是制約彈道飛彈精度的主要因素之一。進行慣性測量組合的更新換代，可用光纖陀螺或雷射陀螺替換目前的撓性陀螺。慣測組合的誤差係數標定方法，零次項誤差係數和一次項誤差係數標定不精確變化大對飛彈落點影響較大。要改進工具誤差係數標定方法，準確估計時間和環境對工具誤差係數的影響，使工具誤差係數更準確。採用高性能DSP晶片，提高彈載計算機的存儲容量和運算速度，以制導算法為核心的主控程式、設備通訊、操縱機構控制和狀態信號的高精度採集等功能模組集於一體，實現系統高度集成，提高計算速度。
改進由安裝和鉸鏈影響等原因造成的慣性測量組合系統誤差的補償方法，包括:新的工具誤差補償數學模型，提高測量精度;確定陀螺漂移誤差補償措施;誤差補償評估方法，為驗後誤差係數的分離和補償精度的評估提供手段。
提高慣性測量組合器件安裝精度
大量理論與實踐證明，無論慣性測量組合器件精度多么高，如果缺乏高精度安裝技術，則不可達到高慣導精度。高慣導精度只有依靠高慣性測量組合器件和高安裝精度才能實現。例如，飛彈發射與飛行過程中，經歷了彈體結構的彈性振動、飛彈軸章動、飛彈自轉運動、燃氣舵繞其鉸鏈軸的擺動、冷噴管噴氣等周期性的動作;慣性測量組合器件在這些周期性動作的工作環境中，自身的工作頻率與作為其輸入的上述環境頻率之間的匹配將對這些器件的產生極為重要的影響，如果匹配不好，將嚴重降低這些器件的動態性能，甚至使其完全喪失工作能力，更無精度可言。一個嚴重的問題是，由於技術的複雜性，目前生產廠家還不能將慣性測量組合器件無法適應的工作頻率在產品說明書中列出。這就對慣性測量組合器件的安裝技術提出了高要求。事實上，許多飛彈研製過程中就經歷了若干次反覆調試慣性測量組合器件在飛彈上的安裝環境才達到了預定精度這一過程。慣性測量組合器件高精度安裝技術是提高飛彈精度的一個重要方向，要求飛彈設計者具備發射動力學、多體系統動力學、結構動力學、飛行動力學和測試技術方面堅實的理論基礎和技術水平，合理匹配慣性測量組合與飛彈總體結構參數，有效提高飛彈精度。
基於遙測數據的氣動參數辨識方法
現代超高速飛彈飛行的馬赫數己達很大數值，難以避免的氣動燒蝕使飛彈結構在飛行過程中發生了較大變化，其氣動力隨之發生了顯著變化。超高速飛彈嚴重的氣動燒蝕對實現方案彈道需要的控制能力提出了更高的要求，也加大了再入飛行誤差。套用包括控制系統在內的飛彈飛行動力學模型，同時進行氣動參數與控制參數識別，通過飛彈遙測數據辨識氣動參數，獲取飛彈氣動參數隨不同氣動燒蝕的變化情況。
提高飛彈開倉和子彈拋撒精度
再入彈頭通常採用空中爆炸或拋撒子彈來有效地殺傷敵方目標。套用多體系統傳遞矩陣法和發射動力學新理論和彈道理論，根據飛彈末修段終點實測彈道參數和方案彈道參數之間的偏差，建立確定開倉時間的射程修正模型，進行拋撒時序控制和拋撒動力學控制，準確控制子彈拋撒，形成子彈均勻拋撒技術，將減小飛彈的落點偏差。
氣象條件、重力異常、溫度的修正
若飛彈發射裝訂諸元參數中，僅裝訂發射月份，不考慮發射點、目標點及飛彈飛行過程中的實際氣象條件，因裝訂氣象條件與實際氣象條件的較大誤差將導致較大的飛彈落點偏差，例如，氣象條件對無控再入段彈道和落點的影響明顯。在彈道裝訂時準確預測發射點、目標點及飛彈飛行過程中的實際氣象條件或建立氣象條件補償技術，可明顯提高飛彈精度。
引力計算的局限性使飛彈主動段和被動段實際速度和位置產生偏差引起落點偏差。理論與實踐證明，當彈道計算和控制精度要求高於萬分之幾時，重力異常對飛彈精度影響不可忽略，誤差大小與彈道特性和地面重力異常值有關。重力異常計算目前存在的問題是地麵點數據太少，計算結果無法用實際數據驗證。常用的重力異常算法是Stokes方法、球諧函式法和梯度法等。可用球諧函式法分析飛彈飛行中重力異常的影響，再用彈道飛彈導航算法來仿真重力異常對彈道飛彈導航精度的影響，並根據卡爾曼濾波中的狀態轉移陣以及重力異常的量級、作用時間來對重力異常造成的速度位置誤差進行補償，提高飛彈精度。
飛彈發射時的環境溫度會影響固體發動機的推力，推力變化影響飛彈精度和射程。建立推力與推進劑初溫的關係和標準彈道關機點參數偏差模型，對落點誤差進行修正。
提高初始對準和瞄準精度
慣導系統初始對準精度對導航精度影響非常大，捷聯慣導系統初始對準過程實際上是對慣導解算進行初始化。慣性所用的航位推算的算法實質是一種積分運算，需要確定積分的初值，包括位置速度和姿態的初值。慣導系統初始化的關鍵是確定初始姿態。初始對準包括發射點的位置、瞄準射向和垂直度等。飛彈初始對準誤差是指初始調平與瞄準定向誤差，由於測量工具的測量誤差，使得飛彈初始對準存在一定的誤差，導致射擊偏差，通過建立飛彈初始對準誤差補償系統，對其進行補償。
採用高精度的雷射瞄準儀，提高目標定位精度。
