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战略导弹制导系统strategic missileguidance systemzhanliiedaodan zhidao xitong战略导弹制导系统(strategic missileguidance system)控制和导引战略导弹飞向目标的整套装置它主要由测量装置、计算装置和姿态控制系统组成其功用是测量导弹相对目标的运动参数,按预定规律加以计算处理形成制导指令,通过姿态控制系统控制导弹沿所要求的弹道稳定地飞行战略导弹制导系统的类型有自主式制导系统、遥控制导系统、寻的制导系统和复合制导系统等战略导弹的种类和战术技术性能要求不同,其制导系统的具体设备、结构形式和工作原理等有很大差异战略弹道导弹制导系统战略弹道导弹通常只在主动段进行制导,携带分导式多弹头的导弹增加了末助推段多弹头分导系统一般采用惯性制导系统,潜地战略弹道导弹多采用惯性一星光制导系统为进一步提高导弹的命中精度和突防能力,可进行全程制导或主动段与末段相结合的复合制导
①主动段制导是在导弹处于大推力飞行状态下进行的制导系统先控制导弹垂直起飞,然后按预定程序控制导弹转弯和关闭发动机在此过程中,受到干扰时,导弹将出现姿态偏差,偏离预定弹道,制导系统则进行姿态稳定和横、法向导引横向和法向导引的目的是使导弹落点的横向偏差和关机时的弹道倾角(速度矢量与当地水平面的夹角)偏差小于允许值当导弹的飞行速度达到预定要求时,发出关闭发动机的指令,随后发出弹头与弹体分离的指令弹头与弹体分离后,弹头沿自由抛物体轨迹飞向目标,其命中精度取决于发动机关机时刻的速度大小和方向惯性制导是利用惯性器件测量导弹的加速度,经一次积分得到速度,二次积分得到位置数据,并据此进行计算形成导引指令和关机指令所以,加速度的测量误差对制导精度有相当大的影响产生加速度测量误差的主要因素是加速度计的测量误差和陀螺仪漂移引起的测量基准偏差因此,对战略弹道导弹的惯性制导系统的加速度计和陀螺仪的精度要求很高潜地战略弹道导弹因水下机动发射时,受作战条件的限制,所建立的参考基准有较大的误差(包括发射点定位误差和初始瞄准误差等),多数采用惯性一星光制导,在一导弹飞出稠密大气层后,靠星光跟踪器进行定位、瞄准和对惯性制导积累误差进行修正,从而提高导弹命中精度
②多弹头分导是通过母舱机动飞行实现的它能沿原弹道纵向加速.使子弹头的落点纵向距离增大;通过调整母舱姿态,使其沿弹道横向加速,可使子弹头落点横向距离增大;还可在原弹道平面内改变推力方向,使子弹头仍落在第一个子弹头的目标处载有多个子弹头的母舱相当导弹的最后一级,母舱与弹体分离后,制导系统启动末助推发动机,使母舱作机动飞行,对弹道进行精确修正,当运动参数满足要求时,关闭末助推发动机,释放第一个子弹头然后.末助推发动机重新启动,改变母舱的飞行弹道,重新调整母舱的速度和方向,释放第二个子弹头这样,每释放一个子弹头,母舱就改变一次弹道,直至将子弹头释放完毕
③全程制导和主动段与中段或末段相结合的复合制导主动段制导对提高导弹的命中精度有一定限度,因为除制导系统误差外,还有非制导误差,如发动机后效偏差、再入大气层的扰动、目标定位不准和重力异常等非制导误差决定了导弹命中精度的极限因此,为使导弹获得更高的命中精度,需增加中段和末段制导如在主动段采用惯性制导,在中段采用惯性一星光制导,在末段采用惯性一图像匹配制导等这种制导方式可减小非制导误差,修正在主动段产生的惯性制导误差,降低对主动段制导精度的要求在弹道末段进行制导,还可使弹头再入大气层的过程中.改变飞行轨道作机动飞行,提高突防能力但是,整个制导系统相当复杂,在硬件实现和作战使用上都会带来一些问题因此,在实际应用中受到一定限制战略巡航导弹制导系统战略巡航导弹广泛采用惯性一地形匹配制导系统,进行全程制导这种导弹全程飞行均处在稠密大气层中飞行的速度慢、时间长,只采用惯性制导会产生很大的积累误差,不能满足命中精度要求地形匹配制导的作用是在预定航线上选定若干个地形匹配区,根据实测地形的高度数据与计算机预存的地形高度数据进行相关计算,确定导弹的实际飞行位置与预定的标准位置之间的偏差,形成制导指令,控制导弹回到预定的弹道上来这样,导弹每飞过一个地形匹配区,就对惯性制导系统产生的积累误差修正一次,在接近目标时,并用较高精度的数字地图进行修正,从而保证制导精度不因飞行距离(时间)的增加而降低导弹在各段弹道飞行期间依靠惯性制导,保证导弹可靠地进入预定的地形匹配区为惯性制导功能的要求计算出相应的控制指令,通过执行部件控制导弹的姿态,改变导弹的飞行弹道,使其命中目标又如用于巡航导弹图像匹配制导系统中的多机系统,由位置修正系统中的相关处理机和惯性制导系统中的制导计算机组成相关计算机利用雷达所获取的地图图像与事先存储的参考地图进行图像匹配处理,确定导弹的瞬时位置;制导计算机利用导弹的瞬时位置数据修正惯性制导的工具误差,提高制导精度随着导弹战术技术性能指标的提高与使用环境要求的日益严格,弹载计算机将具有更好的实时性、可靠性、抗辐照和可重构的能力,并向着多功能、智能化的方向发展(沈绪榜)tuoluoyi陀螺仪(gyroscope)利用陀螺效应测量运动物体相对惯性空间的角位移或角速度的仪表经典陀螺仪具有高速旋转的刚体转子,能够不依赖任何外界信息,而测出运动物体(运载体)的姿态它是惯性导航系统或惯性制导系统中的核心器件,对制导精度有重大影响随着科学技术的发展,陀螺仪已发展到没有刚体转子,而功能与经典陀螺仪等同的仪表陀螺仪广泛应用于飞机、舰艇、航天飞机和导弹等的惯性导航系统和惯性制导系统,以及某些精密检测设备中组成陀螺仪一般由转子、内环、外环、信号传感器、力矩器和基座等组成转子通常采用电动机驱动,作高速旋转,以提供产生陀螺仪特性所需要的角动量转子由内环支承在基座上,内环轴一端安装信号传感器,另一端安装力矩器,转子轴与内环轴垂直相交,构成转子轴相对基座有一个转动自由度,这种结构陀螺仪称为单自由度陀螺仪曾称双自由度陀螺仪(图1)转子由内环和外环支承在基座上,内、外环轴两端分别安装信号传感器和力矩器,构成转子轴相对基座有两个转动自由度,这种结构陀螺仪称为二自由度陀螺仪°曾称三自由度陀螺仪(图2)信号传感器用于将陀螺仪的角位移转换为电信号.力矩器用于对陀螺仪施加控制力矩,使其处于某种特定状态,如要求陀螺仪保持水平基准等特性陀螺仪的基本特性,通常称为陀螺效应
①稳定性又称定轴性陀螺仪转子高速旋转时,具有抵抗干扰力矩而力图保持转子轴相对惯性空间方位稳定的特性若没有干扰力矩作用时,转子轴准确稳定在初始方位上;若在冲击力矩或极微小的干扰力矩作用下,转子轴相对初始方位改变不显著
②进动性当外力矩作用在陀螺仪内环轴上时,陀螺仪绕外环轴转动(图3);当外力矩作用在陀螺仪外环轴上时,陀螺仪则绕内环轴转动(图4)陀螺仪这种转动与一般刚体转动的方向不一致,一般刚体转动方向与外力矩方向相同,而陀螺仪转动方向却与外力矩方向垂直这种转动称为陀螺仪的进动其进动方向是转子轴沿最短路径趋向与外力矩的作用方向重合,进动角速度的大小与外力矩成正比,而与角动量成反比如果陀螺仪存在干扰力矩作用,转子轴将偏离原来稳定的基准方位而形成误差转子轴在单位时间内相对惯性空间方位(或基准方位)的偏差角称为陀螺漂移率它是衡量陀螺仪精度的主要指标漂移率愈小,转子轴相对基准方位的稳定精度愈高;当需要施加控制力矩使转子轴按给定规律变化方位时,亦能保证其方位跟踪精度分类按陀螺仪的功用,分为位置陀螺仪、速率陀螺仪和积分陀螺仪等;按陀螺仪的支承方式,分为滚珠轴承自由陀螺仪、液浮陀螺仪、气浮陀螺仪、挠性陀螺仪和静电陀螺仪等;按陀螺仪的工作机理,分为以经典力学为基础的陀螺仪与以非经典力学为基础的陀螺仪以经典力学为基础的陀螺仪包括刚体转子陀螺仪、流体转子陀螺仪、振动陀螺仪和半球谐振子陀螺仪等刚体转子陀螺仪是把高速旋转的刚体转子支承起来,使之获得转动自由度的一种仪表,用来测量运动物体的角位移或角速度;流体转子陀螺仪的转子是在特殊容器内按一定速度旋转的流体,用来测量运动物体的角位移或角速度;振动陀螺仪是利用振动叉旋转时的哥氏加速度效应,用来测量运动物体的角速度;半球谐振子陀螺仪则利用振动杯旋转时的哥氏加速度效应,用来测量运动物体的角位移以非经典力学为基础的陀螺仪包括激光陀螺仪、光纤陀螺仪、压电晶体陀螺仪、粒子陀螺仪和核子共振陀螺仪等,在这些陀螺仪中,没有高速旋转的转子或振动构件,但它们具有转子陀螺仪相同作用的惯性敏感元件,用来测量运动物体的角速度通常采用的陀螺仪有液浮、气浮、挠性、静电、激光陀螺仪等液浮陀螺仪将内环做成密封球形或圆柱形的浮子组件并用浮液悬浮的陀螺仪,又称浮子陀螺仪分为半液浮和全液浮两种在浮子组件和壳体之间充灌浮液,利用浮液产生的浮力来抵消浮子组件的重力,减小浮子轴支承上的正压力,因而可降低由摩擦力矩引起的陀螺漂移率;并利用浮液产生阻尼作用,增强仪表抗冲击和减震的能力其漂移率为
0.01〜
0.001度/小时,但结构复杂气浮陀螺仪利用气体压力所形成的气膜来支承浮子组件或转子的陀螺仪分为气体静压式和气体动压式两种其结构简单,气膜支承的摩擦系数很小,从而可降低由摩擦力矩所引起的漂移率,其漂移率可达
0.01〜
0.001度/小时但气体静压气浮陀螺仪需要高压气源挠性陀螺仪转子由挠性接头来支承的陀螺仪分为细颈式和动力调谐式两种由转子、挠性接头、驱动电机、角度传感器、力矩器和壳体组成当驱动轴通过挠性接头带动陀螺转子高速旋转时,由于挠性接头的弹性变形使转子获得两个偏转自由度.可精确地补偿由此产生的弹性约束,即成为一个无约束的自由转子陀螺仪其结构简单、成本低、准备时间短、体积小但承受加速度和冲击的能力较小,其漂移率通常为
0.1〜
0.01度/小时静电陀螺仪在超高真空腔内由静电吸力来支承球形转子的一种自由转子陀螺仪利用施加高电压,使超高真空球腔内的电极与转子之间形成很强静电场,产生电极对转子的静电吸力,通过调节静电吸力把转子支承起来,由启动线圈来驱动转子高速旋转由于转子在超真空腔里旋转,与支承部件完全脱离接触,可使陀螺仪漂移率降到
0.01度/小时,甚至更小由于静电陀螺仪转子相对壳体的转角不受限制,故可用来对运动物体进行全姿态测角,还可承受较大的加速度、振动和冲击但其制造工艺与电子线路复杂,成本高,适用于高精度的陀螺平台和捷联式惯性导航系统激光陀螺仪应用激光技术,测量运动物体相对惯性空间角速度的陀螺仪分为有源激光陀螺仪和无源激光陀螺仪两种激光陀螺仪由三角形的环形激光器构成,没有刚体转子,利用同一光源的两束激光在三角形回路沿相反方向循环时,因运动物体的转动使两束激光的振荡波长不一样,频率差而产生的陀螺效应,从而测出运动物体的角速度其使用寿命长,可靠性高,反应快,测量范围宽,不受重力加速度、振动和冲击的影响,直接数字输出,便于与计算机联用激光陀螺仪是捷联式惯性导航系统的理想元件简史早在1758年,瑞士物理学家L.欧拉发表“刚体绕定点运动理论”,为陀螺仪理论研究奠定了基础1852年,法国物理学家J.B.L.傅科为了观察地球的自转,制成傅科陀螺仪,正式建立了陀螺仪的概念1870年,陀螺仪应用技术开始用于舰船航向的测量,研制和使用了航海陀螺罗盘1936年出现了陀螺稳定器,用来稳定舰船上的测距仪以后还用来稳定坦克、火炮和雷达天线等1942年,陀螺仪作为惯性制导系统的测量元件,首次用在V-2导弹上随着自动控制技术、精密机械和电子技术的发展,液浮陀螺仪与气浮陀螺仪也相继出现,它是陀螺仪技术的重大发展,并广泛应用于导弹、飞机的惯性制导和惯性导航系统如液浮陀螺仪用于美国“北极星”A I潜地导弹,静压气浮陀螺仪用于“红石”弹道导弹和第一颗人造卫星“探险者”1号,动压气浮陀螺仪用于“民兵”111洲际导弹等但液浮、气浮陀螺仪结构复杂,成本较高60年代末期,出现了结构简单和有一定精度的挠性陀螺仪,如美国三又戟I潜地弹道导弹,即采用挠性陀螺仪作四环式平分的敏感元件,还有战术导弹与军用飞机等制导和导航系统多采用挠性陀螺仪同时,气浮、液浮陀螺仪仍在不断完善和提高,在此基础上,又研制“三悬浮”(气浮、液浮、磁悬浮)速率积分陀螺仪,并于80年代,美国在“和平卫士”洲际弹道导弹的高级惯性参考球平台中使用°以后发展研制的静电陀螺仪,已用于美国B-52战略轰炸机激光陀螺仪的出现,也是陀螺仪发展的重大变革,它已用于美国波音767民航客机,和正在研制的“突击破坏者叮-22战术导弹发展趋势研制高精度、高可靠性和低成本的陀螺仪,如光纤陀螺仪、半球谐振子陀螺仪和超导陀螺仪等建立准确的陀螺仪误差模型,采用系统软件补偿技术,全面提高仪表系统性能(喻克永)weizhi tuoluoyi位置陀螺仪(position gyroscope)用于测量导弹相对惯性空间的姿态角的二自由度陀螺仪它由转子、内环、外环、力矩器和信号传感器等组成力矩器用于对陀螺仪转子轴偏离零位(转子轴与内、外环轴垂直)进行修正;信号传感器把转角变换成电信号输出根据使用的要求,也可由两个陀螺仪组成,这两个陀螺仪由于在导弹上安装的方式不同,分别称为水平陀螺仪和垂直陀螺仪(见图)水平陀螺仪的转子轴平行于射面并与当地水平面平行,内环轴与弹体纵轴平行,外环轴与弹体横轴平行,安装在外环轴上的信号传感器是测量弹体的俯仰角偏差△(水平陀螺上还安装有程序机构,它按规定时间输出程序飞行控制指令信号,以保证导弹按预定弹道程序飞行;垂直陀螺仪的转子轴垂直于射面,并与当地水平面平行,内环轴与弹体纵轴平行,外环轴与弹体法向轴平行,安装在内、外环轴上的信号传感器,分别测量弹体的滚动角Y和偏航角W其工作原理导弹起飞前,应使弹体坐标系的01X
1、O1Y
1.01Z1轴分别与基准坐标系的OY,、0X\OZ,轴互相平行此时水平陀螺仪的外环轴、垂直陀螺仪的内环轴和外环轴分别模拟了基准坐标系的三根轴导弹起飞后,由于陀螺仪的稳定性(常称定轴性),无论弹体姿态在惯性空间如何变化,由这两个陀螺仪模拟的这三根轴都不会转动当导弹相对惯性空间出现姿态角偏差时,安装在这三根轴上的信号传感器就能分别输出与弹体姿态转角△(P、6y成正比并能反映极性的电信号,从而实现了对导弹姿态角偏差的测量(廖士江)sulu tuoluoyi速率陀螺仪(rategyroscope)测量载体相对于惯性空间的瞬时角速度,其输出电信号与输入角速度成正比的单自由度陀螺仪又称微分陀螺仪、阻尼陀螺仪,曾称测速陀螺仪用于测量导弹的偏航角速度、滚动角速度和俯仰角速度,并转换成电压信号输送给导弹姿态控制系统速率陀螺仪还用于飞行器、车辆、船舶和火炮等有关角度控制系统,以改善系统的动态品质它由转子、内环、弹性元件、阻尼器、力矩器、信号传感器和基座等组成(见图)弹性元件产生弹性力矩和陀螺力矩相平衡;阻尼器产生绕输出轴的阻尼力矩,使陀螺仪绕输出轴的转角振荡迅速衰减,从而使陀螺仪工作稳定;信号传感器把陀螺仪绕输出轴的转角变换成电压信号输出速率陀螺仪的工作原理是当基座以角速度3y绕输入轴Y旋转时,由于陀螺仪的进动性,就会产生绕输出轴X而作用于内环的陀螺力矩Hcoy该力矩使内环绕输出轴转动而出现转角|3,弹性元件发生弹性变形,并产生弹性力矩KB0,其方向与陀螺力矩方向相反,大小与转角0成正比当弹性力矩与陀螺力矩平衡时,内环绕输出轴就停止转动,而达到稳定状态此时陀螺仪内环绕输出轴的转角P与输入角速度3y,具有下列正比关系p=(H/KB)-a)y式中H为陀螺仪的角动量,KB为弹性元件的弹性系数若考虑到信号传感器的输出电压U与陀螺仪内环绕输出轴的转角0成正比关系,即U=K呻(Ku为信号传感器的放大系数),则得U=(KuH/KB)・3y=Kcoy式中K(K=KuH/KB)称为速率陀螺仪的稳态放大系数该式表明输出信号与输入角速度成正比为了减小测量误差,速率陀螺仪的最大工作转角0一般限定在1・2范围内同时应尽量减小输出轴上的各种干扰力矩(廖士江)jifen tuoluoyi积分陀螺仪(integrating gyroscope)输出信号与输入角速度的积分成正比的单自由度陀螺仪用它组成测量或控制的闭环系统,以提高整个系统的性能在惯性导航系统中得到广泛的应用°它由转子、内环、阳尼器、力矩器、信号传感器和基座等组成(见图)阻尼器产生的阻尼力矩和陀螺力矩相平衡力矩器用来平衡绕输出轴的残余不平衡力矩,在组成闭环系统时,用它产生作用于陀螺仪上的控制力矩信号传感器把陀螺仪绕输出轴的转角变换成电压信号输出积分陀螺仪的工作原理当基座以角速度3绕输入轴Y旋转时,由于陀螺仪的进动性,就会产生绕输出轴X而作用于内环的陀螺力矩Hcoy o该力矩使内环以角速度绕输出轴转动,阻尼器则产生与陀螺力矩方向相反,大小与角速度成正比的阻尼力矩C o当阻尼力矩与陀螺力矩平衡时,内环绕输出轴的转动角速度达到相对稳定的数值此时陀螺仪内环绕输出轴的转角与输入角速度coy、具有下列积分关系式中H为陀螺仪的角动量,C为阻尼器的阻尼系数若考虑到信号传感器的输出电压U与陀螺仪内环绕输出轴的转角刀成正比关系,即U=K邛(Ku为信号传感器的放大系数),则得式中K(K=)称为积分陀螺仪的稳态放大系数该式表明输出信号与输入角速度的一次积分成正比若积分陀螺仪中无阻尼器,由惯性力矩(为陀螺仪内环绕输出轴JB的转动角加速度)来平衡陀螺力矩H3y则得式中JB是陀螺组件绕输出轴的转动惯量上式表明输出转角B与输入角速度3y的两次积分成正比称这种陀螺仪为二次积分陀螺仪由于积分陀螺仪输出转角P与输入角速度3y的一次积分或两次积分成正比为保证其测量精度,应尽量减少输出轴上的各种干扰力矩,要求在整个工作时间内使[3角保持一个微小的数值通常,一次和二次积分陀螺仪都不单独使用(廖士江)jiasuduji加速度计(accelerometer)利用检测质量体的惯性力,测量运动物体加速度的仪表°又称比力计、加速度表广泛应用于飞机、舰船、航天器和导弹等惯性导航与惯性制导系统以及某些检测设备中模型加速度计主要由检测质量体(简称检测质量)、支承装置、信号传感器、弹簧、阻尼器、壳体等组成(图1)检测质量受支承装置的约束,只能沿一根轴线移动,这根轴线称为输入轴弹簧的作用等效于力再平衡系统当仪表壳体随运动物体沿输入轴方向有加速度时,检测质量与壳体之间将产生相对运动,使弹簧变形当作用在检测质量上的惯性力与弹簧恢复力平衡时,弹簧的变形量反映了被测加速度的大小,并由信号传感器输出与加速度成正比例的电信号阻尼器用来改善仪表动态品质分类按测量系统的组成形式,分为开环式加速度计和闭环式加速度计;按检测质量的位移方式,分为线位移加速度计和角位移加速度计;按检测质量的支承方式,分为滚珠轴承加速度计、宝石轴承加速度计、液浮加速度计、气浮加速度计、磁悬浮加速度计、挠性加速度计和静电加速度计等;按工作原理,分为摆式积分陀螺加速度计、振弦式加速度计、振梁式加速度计和压电加速度计等此外,也可综合几种不同分类法的特点来命名一种加速度计如闭环液浮摆式加速度计、挠性摆式加速度计、气浮摆式加速度计等典型的加速度计有挠性摆式、摆式积分陀螺、振弦式、压电加速度计等挠性摆式加速度计用挠性支承的具有摆性检测质量的加速度计由质量摆、信号传感器、力矩器、伺服放大器、挠性杆和壳体等组成(图2)检测质量用两根挠性杆与壳体固连,挠性杆绕输出轴的弯曲刚度较低,而绕其他方向的刚度较高当仪表壳体沿输入轴有加速度时,检测质量因有摆性绕输出轴转动,信号传感器将这一角位移变换成电信号,经伺服放大器后送到力矩器,而构成闭环测量系统力矩器产生的电磁恢复力矩与检测质量所受到的惯性力矩相平衡,这时输送到力矩器中的电流就是被测加速度大小的度量这类加速度计有充油式和干式两种充油式的壳体内充以高粘性液体,为检测质量提供流体阻尼,可改善仪表动态特性和提高抗振动、抗冲击的能力;干式加速度计采用电磁阻尼或空气阻尼,可降低成本,实现小型化挠性摆式加速度计测量系统通常采用高增益伺服放大器,其分辨率可达10-5g,是一种高精度低成本的惯性器件摆式积分陀螺加速度计利用陀螺仪特性制成的积分加速度计又称陀螺摆式加速度计建有单自由度陀螺摆式加速度计和二自由度陀螺摆式加速度计两种其中二自由度陀螺摆式加速度计,实际上是二自由度陀螺仪沿转子轴方向具有一定摆性的加速度计(图3)当沿外环轴方向有加速度时,由于检测质量的摆性产生绕内环轴的惯性力矩,从而使陀螺仪绕外环轴进动,由进动所产生的陀螺力矩来平衡惯性力矩,其进动角速度与被测加速度成正比,而积分后的进动角度与线速度成正比通常在外环轴上安装一个光电脉冲传感器(由动光栅、定光栅、光电管和光源构成)及输出回路放大器其脉冲频率表示被测加速度,脉冲总数表示线速度由内环轴上的角度传感器、伺服回路放大器、外环轴上的力矩马达构成伺服回路,以实现对外环轴上干扰力矩的补偿,使加速度计能正常工作这种加速度计具有精度高、线性度好、测量范围大、输出数字化等优点,但体积较大,成本较高振弦式加速度计通过检测两根弦丝间振荡频率之差来测量加速度对时间一次积分的加速度计由检测质量、两根处在磁场内的弦丝、振荡传感器、检测电路、永磁体和壳体等组成(图4)弦丝由高稳定性的石英材料制成,并由电源激励构成振荡器当没有输入加速度时,两弦丝振荡频率相等其差频为零当沿输入轴有加速度时,检测质量的惯性力使一根弦丝张力增大,振荡频率升高,另一根弦丝的张力减小,振荡频率降低,此差频由振荡传感器测出并经检测电路转换为脉冲信号输出,单位时间脉冲的个数即被测加速度大小的量度,而脉冲总数与线速度成正比其测量范围大,分辨率高,能直接产生数字输出但需要有精密温度控制装置和弦丝张力调节机构这种加速度计尚未推广使用压电加速度计应用压电材料作为信号传感器,同时提供再平衡力的加速度计由检测质量、压电材料(如石英等)、电极、放大器和壳体等组成(图5)当仪表输入轴方向有加速度时,其惯性力通过检测质量作用于压电材料,使之发生弹性变形,并由压电材料的机电特性提供再平衡力,两电极之间则产生与被测加速度成比例的电位差,并由放大器变换后输出这种加速度计结构简单,通频带宽,体积小,质量轻但对常值加速度不敏感,温度影响大,多用于要求精度不高的振动和冲击加速度的测量简史早期在惯性导航和惯性制导系统中曾采用滚珠轴承摆式积分陀螺加速度计和宝石轴承摆式加速度计,1942年德国在V-2导弹上采用的是纵向摆式积分陀螺加速度计,作为射程控制的测量元件获得成功但机械轴承加速度计,由于支承存在机械摩擦,仪表精度受到影响随着精密机械和电子技术的发展,60年代初期,出现液浮、气浮摆式加速度计,其分辨率较高(l(Pg〜]()),浮液还具有一定的阻尼作用,能减小动态误差,提高抗振动和抗冲击的能力,广泛应用于导弹、飞机和舰艇等惯性制导和惯性导航系统中如美国“民兵”III弹道导弹的惯性制导系统中应用了16PIGA-G气浮加速度计,“阿波罗”飞船的捷联式惯性基准装置中应用了16PM-PIP全液浮永磁脉冲积分摆式加速度计从60年代中期以来,开始应用结构简单,成本低,分辨率可达10口的挠性加速度计,如美国宇航飞行器的机动再入回收装置、法国“超军旗”航空母舰的舰载军用飞机的惯性导航系统都应用了挠性加速度计,同时,精度和可靠性亦较高,且适应性好的静电加速度计也得到相应发展,如美国“土星”1B运载火箭就应用了MESA静电加速度计70年代末期以后,主要是对已出现的各类型加速度计进行改进和提高,如改进型的脉冲摆式积分陀螺加速度计,就用在美国“和平卫土洲际弹道导弹的高级惯性参考球平台中发展趋势继续研制激光加速度计、振梁式加速度计和固态加速度计等,并发展新材料和改进支承技术等措施,使加速度计向着高精度、高可靠性、小型化、多功能、低成本方向发展(喻克永)tuoluo wendingpingtai陀螺稳定平台(gyroscope-stabilized platform)利用陀螺仪特性保持平台台体方位稳定的装置简称陀螺平台、惯性平台用来测量运动载体姿态,并为测量载体线加速度建立参考坐标系,或用于稳定载体上的某些设备它是导弹.、航天器、飞机和舰船等的惯性制导系统和惯性导航系统的主要装置分类和组成按结构形式可分为框架陀螺平台和浮球平台两种
①框架陀螺平台按其稳定的轴数,又分为单轴、双轴和三轴陀螺稳定平台(图1)它主要由平台台体、框架系统(即内框架、外框架和基座)、稳定系统(由平台台体上的陀螺仪、伺服放大器和框架轴上的力矩电机等构成,又称稳定回路、伺服回路)和初始对准系统(包括平台台体上的对准敏感元件、变换放大器和稳定系统)等组成陀螺稳定平台使用何种陀螺仪作为稳定敏感元件,就称为何种陀螺平台,如气浮陀螺平台、液浮陀螺平台、挠性陀螺平台和静电陀螺平台等
②浮球平台又称高级惯性参考球平台主要由浮球(即内球)、球壳(即外球)、信号传输系统、姿态读出系统、加矩系统、温控系统、自动校准与对准系统和计算机接口装置等组成(图2)工作原理三轴陀螺稳定平台有3条稳定系统通道,2条初始对准系统水平对准通道和1条方位对准通道其工作状态一是陀螺平台不受载体运动和干扰力矩的影响,能使平台台体相对惯性空间保持方位稳定;二是在指令电流控制作用下,使平台台体按给定规律转动而跟踪某一参考坐标系进行稳定利用外部参考基准或平台台体上的对准敏感元件,可以实现初始对准三轴陀螺稳定平台应用较广泛浮球平台的浮球内装3个陀螺仪、3个加速度计和电子组件,浮球与球壳之间充以低粘性的碳氢液体,通常用电动涡轮液压泵提供连续流动悬浮液,将浮球悬浮在球壳中在球壳上安装有倍增器、倍减器、姿态读出器(激励带式感应传感器)、加速度计读出器、温控器与计算机接口装置等浮球中的陀螺仪、加速度计和姿态传感器信号传输系统,采用混频和多路传输,经电刷送到直流线路并在外电子组件中处理,然后由载波编码,通过接口送到计算机中采用液压反作用式力矩器的加矩系统,使浮球相对一定的参考坐标系实现控制和稳定利用热交换器进行温度控制通过计算机程序对浮球进行自动校准和自动对准浮球平台具有框架陀螺平台的全部功能,而且对载体振动、冲击等有良好的隔离作用,克服了框架陀螺平台因轴承摩擦引起的平台静差角;并能承受导弹机动发射的恶劣环境和再入时的大过载,有效提高了制导精度;能进行全姿态测量;具有高精度的快速自动对准,缩短了发射时间;解决了弹道导弹发射时目标更换问题;具有信息数字化传输和自动化检测功能;隔热和温控效能高,有利于保证惯性器件的测量精度但结构复杂,成本昂贵,维护困难,多用于战略弹道导弹发展概况陀螺稳定平台的发展,随着陀螺仪的演变而变化早在1936年,出现了滚珠轴承式的动力陀螺稳定平台,在军舰上用作测距仪的稳定器1950年美国研制成功三轴陀螺稳定平台XN-1之后,在导弹和运载火箭惯性制导系统中,相继出现了静压气浮陀螺平台、动压气浮自由转子陀螺平台、液浮陀螺平台等,由于陀螺平台采用了这些浮力支承,摩擦力矩减小的陀螺仪,其精度得到提高美国分别应用在“潘兴”I导弹、“土星”运载火箭、“民兵”
1、II导弹以及“北极星”导弹上60年代末,美国研制出结构简单、精度高、成本低的挠性陀螺仪为敏感元件的挠性陀螺平台,它在“三叉戟I潜地导弹.、战斧巡航导弹,以及“潘兴”H导弹上得到应用随着陀螺平台技术的研究和发展,1973年美国研制出没有框架的浮球平台,即高级惯性参考球平台为了进一步提高制导精度和可靠性,对浮球平台的支撑系统和温控系统进行了改进陀螺稳定平台已由框架陀螺平台发展到浮球平台,陀螺平台的质量由几十千克发展到仅
0.8千克,外廓尺寸由
0.5米以上发展到仅为
0.08米的小型陀螺平台陀螺稳定平台将继续向高精度、高可靠性、低成本、小型化,并对陀螺平台误差进行补偿的方向发展(喻克永)突破对方防御,战略巡航导弹可采取横向机动和超低空飞行横向机动是按程序控制导弹的偏航角,实现转弯绕飞,避开对方防空火力区和不利地形超低空飞行采用地形跟踪技术,根据地形起伏控制导弹俯仰,及时爬升和下滑,以预定的安全高度进行超低空飞行战略巡航导弹采用惯性一地形匹配制导具有较高的命中精度和突防能力,但地形匹配不适宜于海上和平原地区为进一步提高命中精度,还可增加末段景象匹配制导或采用惯性一卫星制导等攻击活动目标的战略巡航导弹可采用惯性制导加末段主动寻的制导反弹道导弹导弹制导系统拦截弹道导弹在技术上要求很高,必须组成以反弹道导弹导弹为主的反导防御系统,满足及时发现、正确识别、精密跟踪和快速准确制导的要求,才能实现有效拦截,达到防御的目的已用于反弹道导弹导弹的无线电指令制导系统,是由地面导引雷达、高速数据处理设备和弹上接收机及姿态控制系统组成,其工作过程是地面导引雷达根据预警系统提供的目标信息,及时捕获目标,并进一步识别和跟踪,高速数据处理设备根据雷达测量数据,预测目标弹道,计算射击诸元和分配火力,当目标进入拦截空域时,及时发射反弹道导弹导弹,导引雷达同时跟踪目标和反弹道导弹导弹r并将测量数据传送给高速数据处理设备不断计算目标弹道、拦截点和反弹道导弹导弹弹道,形成导引指令,由导引雷达发送给反弹道导弹导弹;弹上接收机接收指令,并进行变换处理后,通过姿态控制系统控制反弹道导弹导弹飞向拦截点地面导引雷达和高速数据处理设备能同时导引多枚反弹道导弹导弹拦截多个目标,但设备相当复杂反弹道导弹导弹还可采用主动寻的制导系统,如红外寻的或雷达寻的制导等发展概况第二次世界大战后,美国和苏联在德国V—1和V—2导弹制导技术的基础上,大力发展战略导弹制导系统,至50年代末,美、苏两国各自研制出中程和洲际弹道导弹所使用的惯性制导、无线电制导和惯性一无线电混合制导系统等限于当时的技术条件,制导精度低,导弹命中精度(圆概率偏差)为4-8千米这一时期,美国还研制出用于中程和洲际等儿种战略巡航导弹的制导系统,有惯性导航、无线电指令、雷达指令、惯性一天文导航等制导方式°这个时期的战略巡航导弹,由于制导精度低、尺寸大和速度慢等缺点,于50年代末停止发展随着惯性仪表精度的提高和误差分离与补偿技术以及计算机技术的发展,战略弹道导弹普遍采用全惯性制导系统,制导精度不断提高如60年代中期,美国部署的“民兵”B洲际弹道导弹,命中精度达到560米;苏联部署的SS-9洲际弹道导弹,命中精度达到1000米70年代,美、苏两国研制了战略弹道导弹分导式多弹头,采用了多弹头分导的制导系统;潜地战略弹道导弹开始采用惯性—星光制导,进一步提高了导弹的命中精度和突防能力;研制出新一代战略巡航导弹的惯性一地形匹配制导系统,并具有较高的制导精度如美国的陆射巡航导弹BGM-109G,射程2500千米,命中精度达30米;苏联的潜射巡航导弹SS-N-21,射程约3000千米,命中精度约120米80年代,美国的“和平卫士”地地洲际弹道导弹,惯性制导系统应用了高级惯性参考球平台和高速大容量计算机等先进设备,能分导10个子弹头,命中精度达到90米;苏联的SS-24地地洲际弹道导弹,制导系统的性能也大大提高,分导10个子弹头,命中精度达到260米反弹道导弹导弹制导系统是在防空导弹制导技术基础上发展的美、苏两国自50年代中期至60年代初期,都研制出由地面大型雷达导引的反弹道导弹导弹制导系统,以后又经多次改进,但制导精度仍很低,且设备复杂,造价昂贵1976年美国正式关闭“卫兵”发射场,1979年苏联也将部署的69枚高空拦截导弹减少了一半80年代以来,继续研究新的反导技术战略导弹制导系统总的发展趋势是提高制导精度和可靠性,实现多功能和小型化(原清刘进忠)zizhushi zhidoo xitong自主式制导系统(self-contained guidance system)完全依靠飞行器自身设备,能自主地按预定方案完成制导任务的制导系统又称自备式制导系统它不依靠飞行器外部设备和信息进行工作,抗干扰性强其制导方案是预先安排的,故采用这种制导的导弹,只能攻击固定目标或已知轨迹的低速运动目标自主式制导系统有惯性、多普勒、图像匹配、星光等制导系统其中惯性制导系统应用较广泛,其他制导系统因制导环境的特殊要求,一般不单独使用,通常由惯性制导系统为主,结合其他自主式制导系统组成复合制导系统,以提高导弹制导精度自主式制导系统的工作过程是以预先规定的飞行方案或外界固定参考点为基准,用测量装置测量导弹实际飞行状态及相对飞行方案值的偏差,经计算装置以某种制导规律自动形成与偏差大小相对应的控制指令,该指令经过变换和放大之后驱动执行机构运动,改变导弹运动姿态,修正飞行轨迹,减小偏差,保证导弹按预定方案在允许的误差范围内飞向目标自主式制导系统发展趋势是采用新材料、新工艺和新型惯性器件,减小惯性制导系统的工具误差;提高制导计算机的速度和容量;改进制导方法,进一步提高制导精度(邓方林)guanxing zhidao xitong惯性制导系统(inertial guidance system)利用惯性器件测量和确定导弹(或运载火箭)运动参数的自主式制导系统由惯性测量装置(陀螺仅和加速度计)、计算机和姿态控制系统等组成全部装置都装在载体上按惯性测量装置在载体上的安装关系,分为捷联式惯性制导系统和平台式惯性制导系统°惯性制导系统的基本原理,是利用惯性测量装置测量导弹(或运载火箭)运动的视加速度,通过公式=+,在选定的惯性坐标系中,求得导弹运动加速度,对其一次积分得到导弹瞬时t的运动速度(t),二次积分得到位置(t)等运动参数,由计算机形成制导指令,经过姿态控制系统自动控制导弹的运动,并实时发出关闭发动机信号,把导弹导引到目标区是地球重力加速度,是导弹位置的函数,可按预先确定的重力场模型计算惯性制导系统以自主方式工作,不需要任何外界信息,能根据导弹飞行时间、重力场的变化和导弹的初始条件,确定导弹瞬时运动参数它抗干扰性强,设备较简单但惯性器件误差随时间积累,是影响制导精度的重要因素为提高制导精度,通常改进加工工艺,采用新材料.研制新型陀螺仪,减小惯性器件的误差等,并进行惯性器件的误差分离和补偿技术,建立精确的重力场模型,完善制导方案,应用惯性制导与其他制导方式相结合的复合制导等(原清赵传璐)jielianshi guanxingzhidaoxitong捷联式惯性制导系统(str叩down inertialguidancesystem)将加速度计和陀螺仪直接固联在载体上的惯性制导系统加速度计用于直接测量沿载体坐标轴方向的线加速度.陀螺仪用于测量沿载体坐标轴方向的角速度或角位移,形成控制指令,实现制导功能它由加速度计、陀螺仪、计算机和姿态控制系统等组成按使用陀螺仪的不同,分为速率型和位置型捷联式惯性制导系统速率型采用速率陀螺仪,测量载体的角速度;位置型采用位置陀螺仪,测量载体的角位移捷联式惯性制导系统,在弹道导弹中,可采用坐标转换制导方案或补偿制导方案坐标转换制导方案是将加速度计和陀螺仪测得的弹体运动参数,由计算机进行坐标转换后,进行制导方程运算,形成导引信号和关机指令这类运用数学方法,采用计算机技术,完成坐标转换功能的捷联式惯性制导,又称“数学平台”,惯性制导;补偿制导方案是利用惯性测量装置测得的参数,加入具有特殊规律的补偿量,由计算机按制导规律(制导方案)形成制导指令姿态控制系统实时调整导弹姿态角的偏差,并根据计算机发出的导引信号,控制发动机推力矢量,使导弹按预定的弹道稳定飞行,并命中目标捷联式惯性制导系统机械构件少,容易实现余度配置,可靠性高,成本低,维护方便,有利于自动化测试等但惯性测量器件(加速度计和陀螺仪)要直接承受弹体所处恶劣环境的影响,其测量精度受到一定的限制,对计算机的容量、速度也提出了更高的要求捷联式惯性制导和惯性导航系统广泛应用于中等制导精度的航天、航空、航海等领域位置型捷联式惯性制导系统,第二次世界大战末期,在德国V-2弹道导弹上首先采用,战后美国和苏联在战术导弹上得到了广泛应用如美国的“长矛”导弹、苏联的“飞毛腿”导弹70年代以来,速率型捷联式惯性制导系统.在美国「22战术导弹、“捕鲸叉”反舰导弹上得到应用随着电子技术的发展和惯性测量器件性能的提高,其应用领域将进一步扩大(范崇文李全保)pingtaishi guanxingzhidaoxitong平台式惯性制导系统(platfoirn inertialguidance system)陀螺仪和加速度计安放在陀螺平台台体上的惯性制导系统由陀螺平台、计算机和姿态控制系统等组成按工作方式.分为空间稳定的平台式惯性制导系统和当地水平的平台式惯性制导系统
①空间稳定的平台式惯性制导系统是通过陀螺平台上的陀螺仪及相应的伺服回路,将陀螺平台台体稳定在惯性空间,不随载体转动,保持初始状态陀螺平台上的加速度计测量的是载体相对于惯性坐标系3个轴方向的线加速度,输出的加速度信号中包含有重力加速度分量,需要进行计算和补偿这种系统常用于战略弹道导弹的惯性制导系统
②当地水平的平台式惯性制导系统,是通过计算机对陀螺平台台体上的陀螺仪施加控制力矩,使陀螺平台台体始终跟踪并稳定在当地水平面内加速度计测量的是载体相对于地理坐标系3个轴方向的线加速度,输出的加速度信号中含有哥氏加速度分量,需要进行计算和补偿这种系统适用于巡航导弹的惯性制导和航空、航海的惯性导航平台式惯性制导系统的载体姿态信息,从陀螺平台框架轴上的角度传感器中获取,加速度计测量的线加速度信号,经处理后送给计算机计算机将实时输入的信号以及预先装定好的制导参数,进行制导方程运算和补偿量的计算,适时发出各种指令信号,通过姿态控制系统,操纵发动机推力矢量,控制导弹按要求的弹道飞行,并导向目标平台式惯性制导系统的陀螺平台隔离了弹体的振动和角运动,给陀螺仪和加速度计提供了一个良好的动态环境,因此,仪表的测量精度高加速度计测量方向与惯性参考坐标系的角度关系保持不变或按一定规律变化,使计算机的制导方程运算较简单,对容量和速度等方面要求不高,初始对准也较容易实现但陀螺平台系统结构复杂,维护困难,不便于采用冗余技术平台式惯性制导系统,于20世纪60年代后,在火箭、导弹和其他航天器上获得广泛应用随着惯性技术和电子技术的迅速发展,平台式惯性制导系统将向着采用性能更好、精度更高的浮球平台及微型制导计算机的方向发展(李金保)tuxiang pipeizhidooxitong图像匹配制导系统(image matchingguidancesystem)通过敏感地面特征图像与弹上预存图像进行匹配,将导弹导向目标的自主式制导系统通常它与惯性制导系统组成复合制导,多用于巡航导弹的制导,也用于弹道导弹的末段制导,以提高制导精度组成图像匹配制导系统一般由敏感装置、基准图存储装置和相关器组成(见图)敏感装置通常为雷达敏感装置或光学摄像装置,用于取图、成像和处理(或转播)图像常用的基准图存储装置为数字图像存储器或模拟图像存储器,用于储存预先获得并经过处理的基准图集相关器为计算机、光学相关装置、电子图像相关管或数字模拟相关器件等,用于完成实时图与基准图的相关运算原理导弹飞行时,根据地面目标(如城市、机场和港口等)的特征信息,如地形起伏、地磁场强度分布、无线电波反射等地表特征与地理位置之间的对应关系,由图像敏感装置沿飞行轨迹在预定空域内摄取实际地表特征图像(称实时图),在相关器内将实时图与预先储存在弹上存储器内的标准特征图(又称基准图或参考图)进行匹配(配准)关键是辨识两幅由不同敏感装置在不同时间所摄取的同一景物的图像,即应用相关函数值(极大或极小)来度量图像间相似程度并判断二者是否匹配由此确定导弹实际飞行位置与预定位置的偏差,根据这种偏差发出制导指令,进行修正,引导导弹准确命中目标分类按图像空间几何特征和图像信息特征,分为地形匹配、地图(景象)匹配和距离相关三种制导系统
①地形匹配制导系统又称等高线地形匹配制导系统是以地形轮廓线(等高线)为匹配特征,通常用雷达(或激光)高度表作为敏感装置,把沿弹道测取的一条地形等高线剖面图(实时图)与预先存储在弹上的地形基准图在相关器内进行匹配地形匹配制导是一维匹配,亦称线匹配制导精度可达到百米量级
②地图匹配制导系统又称景象匹配制导系统是以区域地貌为特征,采用图像成像装置摄取弹道下或目标区附近的区域地图并与存贮在弹上的基准图匹配地图匹配制导属于二维(面)匹配,可以确定导弹的两个坐标偏差,实现二维控制,制导精度达数十米量级
③距离相关制导系统又称雷达区域相关制导系统它由一部雷达、一台数字处理机和一台参考数据存储器组成该系统是预先将选定的目标特征点(如山、河等)或人工特征点(大型建筑、水库、导弹阵地的防御雷达等)至参考点的地面距离数据存储在参考数据存储器内,当导弹在惯性制导控制下飞到参考点上空时,用雷达测量到预定各特征点的斜距,并将其变为数字式地面距离,然后再把这一数据与预储的距离数据进行比较,从而可得出修正导弹飞行弹道的指令,以达到精确制导的目的距离相关制导属三维匹配,亦称立体匹配以上3种制导方式,也可联合使用,组成各种不同的复合制导系统,如数字式景象匹配一区域相关制导系统等于20世纪70年代开始,美国的空射巡航导弹AGM-86B、“战斧”海射巡航导弹BGM-109C、陆射巡航导弹BGM-109G和“潘兴”11弹道导弹,均采用了惯性一图像匹配制导系统,其命中精度(圆概率偏差)提高到百米以内为了进一步提高导弹命中精度,图像匹配制导系统将向提高敏感装置精度、加快相关处理速度等方向发展同时,将把人工智能和模式识别技术引入制导系统中,以提高制导系统的效能(王毓政)xingguang zhidaoxitong星光制导系统(stellar,guidancesystem)以选定的星体(恒星)为参考点,自动测定载体的方向和位置,将导弹导向目标的自主式制导系统它由星光跟踪器、陀螺平台、计算机(信息处理电子设备)和姿态控制系统(自动驾驶仪)等组成星光跟踪器通常安放在飞行器的陀螺平台上,利用光学或射电原理接收星体的光辐射或无线电辐射,识别和跟踪预先被选定的单个或多个星体,并以这些星体为固定参考点,借助陀螺平台所建立起来的水平基准面或基准垂线,测量这些星体的方位角和高低角,形成电信号,输送给计算机计算机按预先装定(存储)的星历表、标准时间和制导参数等进行实时运算,得到飞行器当时的坐标位置和航向,并与预定值比较,输出修正量,加入到自动驾驶仪中,控制发动机的推力(推力矢量和推力终止),实现按预定轨道飞行并导向目标星光制导系统不受人工或电磁场的干扰,自主性强,稳定性好,定位精度高但受到能见度的限制,一般不单独使用,通常与惯性制导系统组成复合制导系统星光制导系统作为整个制导系统的校正装置,提供精确的定位定向信息来修正惯性器件的积累误差和发射点初始定位、调平和瞄准误差,有效地提高导弹命中精度早在20世纪50年代,美国开始研制惯性一星光制导系统,1965年11月,在“北极星AI运载火箭上试验成功70年代后,在美国的“三叉戟”
1、“三叉戟”II和苏联的SS-N-
8、SS-N-
18.SS-N-23等潜地导弹上得到应用,制导精度获得明显提高°(李金保)xundi zhidao寻的制导(homing guidance)由弹上的导引头(或称目标跟踪器)感受来自目标的辐射或反射能量,自动跟踪目标并形成制导指令,控制导弹飞向目标的技术组成寻的制导系统由导引头、计算装置和执行装置等部分组成寻的制导同其他制导方式(如遥控制导)的主要区别,在于对被攻击目标的跟踪和测量,是由安装在导弹上的导引头来完成导引头不断输出有关导弹和目标的相对运动信息,如视线(目标和导弹的连线)的旋转角速度,视线相对于弹体轴线的夹角等,弹上计算装置依据不同的导引规律,在对有关信息综合处理后,形成控制指令,操纵执行装置改变导弹的飞行弹道,使导弹命中目标其中,导引头是极为关键的部分导弹精确制导之所以能够实现,导引头的发展起着决定性作用无论何种类型的导引头,它不仅要求完成对目标的探测、跟踪,同时要求对目标运动的测量能符合按不同导引规律所形成制导指令的需求有些导弹.,要求具有对所需要的目标图像和景象的生成功能由于导引头是装在导弹上,因此还要求导引头具有对导弹角运动的解耦能力,以避免导弹运动过程中对导引头所探测的一些测量量的扰动影响所以,一个完备的导引头跟踪回路中,一般总包含着消除弹体角运动耦合效应的稳定回路,以确保导弹一目标相对运动参数的精确测量在寻的制导系统中,导引头接收来自目标的辐射或反射能量,可以利用光、电、热和声等多种能量形式因此,导引头的类型也就多种多样,如红外导引头,激光导引头、雷达导引头等分类寻的制导通常按有无照射目标的能源和这种能源所处的地点区分为主动寻的制导、半主动寻的制导和被动寻的制导3种基本类型主动寻的制导照射目标的能源位于导弹上,并由导引头接收来自目标的反射能量(图1)o采用主动寻的制导的导弹,当弹上的主动导引头截获目标并转入正常跟踪后,就可以独立完成工作,而无需导弹以外的任何系统参与如法国的亚音速近程掠海飞行的“飞鱼”(Exocet)反舰导弹,在自主控制段结束后,末段就是采用单脉冲雷达寻的制导它的导引头由天线,发射机,接收机,角跟踪和距离跟踪设备,电源以及天线罩等组成半主动寻的制导照射目标的能源不在导弹上这个照射目标的能源装置可设在导弹发射点或其他地点,包括地面、水面以及空中等例如中国的HQ-61中、低空地空导弹,就是采用半主动雷达寻的制导用于对目标进行照射的能源是一部大功率连续波照射跟踪雷达,它被安放在导弹发射点(图2)被动寻的制导由弹上导引头直接感受目标辐射能量(图3)o导引头依据目标的不同物理特性作为跟踪的信息来源如美国响尾蛇系列(Sidewin-der)空空导弹中,多数采用被动红外寻的制导它的红外导引头由红外位标器、陀螺机构与电子线路3个大部分组成红外位标器接收飞机的热辐射,经处理后形成制导指令,自动跟踪目标,并控制导弹飞向目标美国的“高速反辐射导弹(HARM),则是利用无线电辐射的被动雷达寻的制导寻的制导有较高的制导精度实际上许多精确制导武器系统都采用寻的制导在寻的制导系统中,制导精度除与导引头的测量精度有关外,还同其他许多因素有关,例如导弹特性及机动能力的大小;导引规律的不同选择以及控制回路设计的好坏,等等但是,寻的制导系统的精度一般不随作用距离的增加而降低,这是与遥控制导系统的一个很大的区别同时,像主动寻的制导和被动寻的制导可实现“发射后不管“,以增强载机生存能力和对付多目标能力,提高导弹武器系统的作战效能但为了实现“发射后不管”,会使弹上设备复杂,成本有所增高随着使用方式和使用环境的不同,对寻的制导系统会有不同的要求因此,系统的组成及实现途径也就各不相同由于攻击目标类型的不同,在寻的制导系统中需选择不同的导引规律前置角法、追踪法以及比例导引法是几种基本方法导引方法的选择与导引头测量信息的形成密切相关从发展趋势来看,活动目标的性能愈来愈高特别像飞机,导弹一类目标,飞行速度不断提高,机动能力不断增强因此,导引规律必须作相应改进现代控制理论的进展以及微处理机技术在军事上应用的日益普遍,一些新的最佳导引规律将会得到迅速的发展和应用o简史寻的制导系统的应用,首先是出现在地空和空空导弹上20世纪60年代,美国“霍克”(HAWK)地空导弹采用了连续波雷达全程半主动寻的制导以后,空空导弹大都采用了被动红外寻的制导或半主动雷达寻的制寻到70年代,反舰导弹由于向中远程发展,主动寻的制导系统的性能也不断提高,以适应导弹末段制导的要求80年代,同一种导弹使用不同类型的导引头,以增加对战场环境变化的适应能力美国的“幼畜”(Maverick)导弹从原来采用电视导引头,发展成为图像增强的电视导引头、激光导引头以及红外成像导引头等多种型号,构成了“幼畜”导弹系列,以适应不同的作战环境要求导引头技术的发展也十分迅速毫米波导引头将逐步用碑化钱集成电路取代硅集成电路,并且随着单片集成电路计划的实现和信息处理技术的发展,使研制出直接命中目标脆弱部位的导引头成为可能;激光导引头正致力于短脉冲CO2激光器的研制,以增加抗磨损能力;红外导引头正实现电热点式向热成像式过渡,凝视焦平面阵的阵元个数在逐步增加,以提高它的空间分辨率这些都为寻的制导系统的发展开拓了良好的前景未来的作战环境要求寻的制导系统在作用距离、制导精度、低空性能以及在复杂环境下的自适应能力等方面都应有更大的提高随着微电子技术、光电器件、计算机技术和信息处理技术的迅速发展,各种小型化、智能化、高性能、低成本和“发射后不管”的寻的制导系统将会不断出现它将为各种导弹武器系统的广泛应用提供更好的基础(张福安)yaokong zhidao遥控制导(remote guidance)由设在导弹以外的制导站控制导弹飞向目标的技术制导站可设于地面、海上(舰艇)或空中(载机),其主要功能是跟踪目标和导弹,测量它们的运动参量,形成制导指令或控制导引波束弹上接收设备以收到的制导指令或者根据导引波束形成的偏差信号为依据,在弹上经过信号变换和功率放大等环节处理后,操纵执行机构改变导弹的受力状态,以获得需要的横向加速度,从而改变导弹的飞行弹道,使其逐步逼近目标,直到满足引信与战斗部配合的要求条件,引爆战斗部击毁目标制导指令或导引波束的形成是构成遥控制导的重要环节制导站内的计算装置,根据跟踪测量装置测得的目标和导弹的运动参量,选定的导引规律,对制导过程的动态要求和对制导精度的要求,形成制导指令在形式上制导指令可用连续形式的微分方程组描述和计算,亦可用离散形式的差分方程组描述和计算导引波束是根据制导站测得的目标运动参量形成的,它始终以波束中心指向目标,并形成等强信号线,导弹对目标的偏离就以它对等强信号线的偏离来计量组成遥控制导系统按其装置的功能大致为4个组成部分
①跟踪测量装置,设于制导站内,由雷达或光学,电视等设备或它们的不同组合构成
②制导指令计算装置,设于制导站内,由专用数字计算机或专用模拟计算机构成
③遥控传输装置,由设于制导站内的发送设备和设于弹上的接收设备以及有线传输或无线传输设备构成
④弹上控制执行装置,习惯上称其为自动驾驶仪由数字电路或模拟电路、惯性仪表各种陀螺仪,加速度计等、传动机构机电或液压等类型和执行机构各种控制发动机,舵等构成分类遥控制导有各种不同的分类方法,通常根据所用装置的特点可分为有线指令制导、无线电指令制导和波束制导有线指令制导通过连结制导站和导弹的专用导线传输制导指令的一种遥控制导在导弹飞行过程中,专用导线是悬在空中的,因此受导线强度及其释放速度等因素的约束这种制导方式的导弹射程是有限的,多用于反坦克导弹像苏联的AT-
3、美国的“陶”TOW、法国和德国联合研制的“霍特”HOT等反坦克导弹都采用此类制导方式随着光纤技术的发展,用光纤传输指令的有线指令制导正在研制,例如,美国的“光纤制导反坦克导弹系统”FOGMS已进入研制试验阶段与其他类型的遥控制导相比,有线指令制导的突出优点是不易受干扰无线电指令制导将制导指令经由发射天线以无线电波的形式发送到弹上的一种遥控制导弹上设备接到制导指令后,形成弹上控制信号,控制导弹的飞行雷达是无线电指令制导最早和最广泛使用的跟踪测量装置,早期需使用两部雷达分别跟踪测量目标和导弹的运动,现只需一部雷达则可同时跟踪测量目标和导弹的运动这样不仅设备简单,而且可以提高测量精度就导弹的跟踪测量而言,可采用两种不同的方式,一种是弹上装有应答设备,它能对制导站雷达发出的探测脉冲给出回答信号,因此,测量噪声小,易于跟踪测量;另三种则弹上无应答设备,依赖导弹对探测脉冲的散射信号进行跟踪测量随着光电器件、集成电路、信号处理、计算机等技术的迅速发展,使用红外、激光、电视等设备作为跟踪测量手段日渐增多如英国“海猫”Scacat舰空导弹采用了电视跟踪,法国“响尾蛇”Crotalc地空导弹采用了红外设备作为测量手段波束制导又称驾束制导是由制导站发出无线电或激光波束,作为制导基准,使弹上设备据此形成制导指令,控制导弹飞行的一种遥控制导制导站跟踪测量装置使该波束始终指向目标,并形成等强信号线,弹上装置自动测定其对等强信号线的偏离角度与方向,并据此控制导弹使其处于波束中心处飞行,直至击毁目标在波束制导中,早期使用较多的是雷达波束制导如美国“黄铜骑士TTalos,英国的“海蛇飞Scaslug等舰空导弹、美国的“麻雀”1Sparrow I、英国的“闪光”Fireflash,苏联的K-5等空空导弹是采用雷达波束制导激光波束制导出现于70年代,如瑞典的RBS.70小型防空导弹是采用激光波束制导简史遥控制导是最早使用的制导技术,它可用于地舰空、空空、空地舰、反坦克、反弹道导弹等各类导弹,其中以地空导弹用得最多例如,20世纪90年代德国的“莱茵女儿”Rheintoch-ter,50年代苏联的SA-2和美国的“奈基”II Nike-Hercules ID,70年代德国和法国联合制成的“罗兰特”Roland等地空导弹都采用遥控制导早期的地地导弹也曾使用过这种制导系统与其他类型的制导系统相比,遥控制导系统的主要优点是弹上设备简单、成本低,因为系统的大部分设备都设在制导站其次是在一定的射程范围内可获得较高的制导精度而其主要缺点是射程受限制,因为其制导精度随射程的增加而降低其次,除有线指令制导外,其他类型的遥控制导抗干扰能力较弱此外,它不具备“发射后不管,,的性能,对付多目标的能力也较差因此,遥控制导一般作为复合制导系统的组成部分,以遥控制导为中制导,寻的制导为末制导组成的复合制导系统即是常见的一种复合制导形式像早期60年代苏联的SA-5地空导弹,美国的“波马克”Bomarc地空导弹和80年代苏联的SAJ0地空导弹,美国“标准”2Standard2舰空导弹等都采用了中段无线电指令制导、末段寻的制导的复合制导系统只有在射程较短的战术导弹中才采用全程遥控制导的方式此时,往往还同时采用多种跟踪测量手段,以提高导弹武器系统的作战能力制导精度是导弹武器系统的重要性能指标,在遥控制导中,影响导弹制导精度的因素主要有两方面一是测量误差,二是控制误差在遥控制导系统的设计中,为满足制导精度的要求,可供采取的主要技术途径是
①提高对目标和导弹运动参量的测量精度
②合理地选择和设计导引规律,减小导弹的法向需用过载,从而减小系统的动态误差
③合理地设计控制回路,以减小控制误差因此,研制新型高精度的测量装置,如红外成像装置、激光雷达等,以及应用现代控制理论,优化制导技术和计算机技术等,设计性能更完善的制导系统,以提高遥控制导的制导精度,在遥控制导技术中受到普遍的重视(林维秋)fuhe zhidao复合制导(combined guidance)采用两种或两种以上制导方式组合的制导可以在整个飞行过程中或某一阶段采用几种制导方式,或在不同的阶段采用不同的制导方式其目的是提高导弹制导精度,增大制导距离,增强抗干扰能力常用的复合制导有
①惯性一雷达相关末制导如美国的“潘兴”11弹道导弹是以惯性制导为主,以雷达相关末制导修正末段惯性制导的误差,使弹头准确地攻击目标,命中精度比“潘兴”I提高了10倍
②惯性一星光制导如美国的“三叉戟H潜地弹道导弹的制导,它是利用惯性制导不易受外界干扰的优点,用星光制导修正惯性制导积累误差和发射点定位误差,以提高制导精度
③惯性一地形匹配制导以地形匹配制导辅助惯性导航系统,由惯性导航系统控制导弹按预定弹道飞行,中段用地形匹配制导修正惯性导航的误差,直至接近目标如美国的“战斧”BGM-109c和陆射BGM-109G巡航导弹的制导
④惯性一半主动寻的中制导一主动寻的末制导如美国的“不死鸟”AIM-54c空空导弹,采用惯性—半主动雷达中制导一主动多普勒雷达寻的末制导
⑤遥控一寻的制导如苏联的SA-5地空导弹,采用无线电指令一主动雷达寻的末制导
⑥惯性一遥控一寻的制导如美国研制的“宙斯盾”舰空导弹,采用惯性一无线电指令一半主动雷达寻的末制导°还有其他复合制导等复合制导系统结构比较复杂,弹上设备体积大,成本较高,因元器件多而降低了系统可靠性随着惯性器件、光电器件、微型计算机、信息处理和传输技术的发展,复合制导系统的小型化、低成本、高可靠性问题正逐步得到解决,并将得到愈来愈广泛的应用(乌通森)daodan zitaikongzhi xitong导弹姿态控制系统(missile attitudecontrol system)自动稳定和控制导弹绕质心运动的弹上整套装置其主要功能是在各种干扰情况下,稳定导弹姿态,保证导弹飞行姿态角偏差在允许范围内;根据制导指令,控制导弹姿态角,以调整导弹的飞行方向,修正飞行路线,使导弹准确命中目标组成飞行中弹道导弹绕质心运动通常用3个飞行姿态角(滚动、偏航和俯仰)及其变化率来描述其姿态控制系统一般由3个基本通道组成,分别稳定和控制导弹的滚动、偏航和俯仰姿态各通道组成基本相同,由敏感装置、变换放大装置和执行机构组成
①敏感装置用于测量导弹的姿态变化并输出信号,通常采用位置陀螺仪、惯性平台和速率陀螺仪等惯性器件位置陀螺仪是利用二自由度陀螺仪的稳定性提供导弹姿态角测量基准,通过角度传感器输出与导弹姿态角偏差成比例的电信号惯性平台是为导弹提供测量坐标基准.利用弹体相对于惯性平台框架间的转动来产生姿态角信号速率陀螺仪是利用单自由度陀螺仪的进动性,来测量导弹的姿态角速率,经换算给出导弹姿态角变化信号有些导弹还采用加速度计等作为敏感装置,以实现弹体载荷和质心偏移的最小控制
②变换放大装置用于对各姿态信号和制导指令信号按一定控制规律进行运算、校正和放大并输出控制信号姿态控制系统按传递的信号形式可分为模拟式和数字式在模拟式姿态控制系统中,所传递的信号是连续变化的物理量,主要由校正网络和放大器等组成在数字式姿态控制系统中,所有信号都被转化为数字量,变换放大装置通常由弹上计算机兼顾,其变换放大装置又称为控制计算装置
③执行机构,又称伺服机构有电动、气动和液压等类型用于将电信号转变成机械动作,其工作过程是根据控制信号驱动舵面或摆动发动机,产生使弹体绕质心运动的控制力矩,以稳定或控制导弹的飞行姿态产生控制力矩的方式有舵面气动控制和推力向量控制两类舵面气动控制方式是由伺服机构(或舵机)驱动空气舵产生气动控制力矩,它能有效地稳定和控制导弹在大气层内飞行;推力向量控制方式是由伺服机构改变推力向量产生控制力矩,它有燃气舵、液体(或气体)二次喷射、摆动发动机、摆动喷管或姿态控制发动机等控制方式推力向量控制方式在大气层外也能使用,但必须在发动机工作情况下进行导弹姿态控制系统中的敏感装置、变换放大装置和执行机构等与弹体(控制对象)一起构成导弹姿态控制闭环回路大型导弹(火箭)的姿态控制系统多采用姿态角、姿态角速度和线加速度的多回路闭环控制当制导指令信号为零时,如果导弹在干扰力矩作用下使弹体姿态角发生变动,则敏感装置敏感其信号,经过回路负反馈产生控制力矩与干扰力短相平衡;当干扰力矩消除后,控制力矩自动消失,从而使导弹的姿态角保持稳定当制导指令信号不为零时,信号经过闭环回路产生控制力矩,控制导弹的姿态角,以实现导弹的控制特点由于各类导弹的外形结构和弹道特征不相同,其运动方程和固有特性差异很大,所以各类导弹的姿态控制系统也各有其特点弹道导弹姿态控制系统是3通道姿态控制系统,以稳定和控制导弹的滚动、偏航和俯仰3个姿态角的变化又称姿态稳定系统其特点
①飞行弹道大部分在大气层外,姿态控制系统广泛采用推力向量控制方式产生控制力矩无尾翼的大型导弹,多是静不稳定体,常采用摆动主发动机等方式以产生足够的控制力矩
②大型弹道导弹多为细长体,弹体弹性振动对导弹姿态稳定影响较大弹上敏感装置所测得的弹体姿态角变化中还包含有弹体弹性振动的影响量大型导弹弹体多为薄壳结构,弹体弹性振动频率很低,接近姿态控制系统的固有频率减低或消除弹体弹性振动影响的主要方法,是将速率陀螺仪安装在弹体弹性振动影响不大的位置,或者在系统中采用滤波技术,以消除或抑制弹性振动对导弹姿态稳定的影响
③液体弹道导弹飞行中,因液体推进剂晃动会影响导弹飞行的稳定性其晃动频率接近导弹姿态控制系统固有频率,不能靠姿态控制系统完全消除液体推进剂晃动对导弹飞行稳定性的影响,一般还采取设计特殊形状的推进剂贮箱或加防晃板等措施,以对液体推进剂晃动产生阻尼作用
④大型液体弹道导弹飞行时,其推进剂输送系统与弹体结构会产生频率共振,形成纵向耦合振动,并导致导弹姿态不稳定常在推进剂管路中增设抑制器,对纵向耦合振动产生阻尼作用
⑤由导弹发射井和水下发射的导弹会产生起飞漂移,因此,对它还应解决出井、出水的姿态稳定和控制问题
⑥对于多级弹道导弹级间分离时,有较大分离干扰,要求姿态控制系统能适应这些干扰弹道导弹的飞行环境变化大,弹体参数随飞行时间和飞行状态的变化也大,要求姿态控制系统能适应大范围内参数的变化
⑦在远射程导弹飞行末修段或滑行段,常采用具有继电器特性的喷管姿态控制系统
⑧对于分导式多弹头的分导系统,其姿态控制系统要实施解耦控制,使用弹载计算机承担解耦运算,以实现对母舱俯仰、偏航、滚动姿态角的独立控制巡航导弹姿态控制系统一般是双通道姿态控制系统,以稳定和控制导弹的俯仰和偏航2个姿态角的变化,其通道间耦合影响较大有翼战术导弹具有一定的静稳定性,其姿态控制系统称自动驾驶仪俯仰和偏航姿态由制导指令控制,以完成飞行路线的调整有的战术导弹除要求稳定和控制其俯仰、偏航之外,还要求稳定其滚动姿态俯仰和偏航通道常采用速率陀螺仪作为敏感装置,滚动通道常采用位置陀螺仪作为敏感装置,以对弹体的角振荡产生阻尼作用,用加速度计作为输出反馈装置,以获得良好的动态品质这类导弹姿态控制系统对惯性器件的精度要求不高,但要求测量范围大,能快速启动发展趋势导弹姿态控制系统将向数字化和智能化方向发展,以实现随环境变化自动改变系统结构和参数的自适应控制,使系统按规定的指标达到极小(或极大)的最优控制(钱培贤)danzai jisuanji弹载计算机(missle-borne computer)安装在导弹上的电子计算机早期弹载计算机采用模拟技术20世纪60年代后期以来,微电子技术与数字技术迅速发展,特别是70年代初微处理器问世后,数字计算机在导弹上的应用日益广泛弹载计算机是一种嵌入式计算机,具有体积小、质量轻、功耗低、可靠性高、实时性强和能抗恶劣环境等特点它用于导弹的制导和控制、起飞前的测试和瞄准计算、起飞后的实时测试计算和无线电通信管理等它在导弹控制系统中的一般工作过程从控制系统的测量部分接收信息;按控制功能的要求进行实时处理;向控制系统的执行部分发送处理结果例如用于惯性制导时,弹载计算机接收来自惯性器件的参数值,按。