（1.Graduate Students’ Brigade of Naval Aeronautical Engineering Institute；2.Department of Airborne Vehicle Engineering of Naval Aeronautical Engineering Institute,Yantai,264001）

Abstract: This paper systematically discusses the present status of conventional and unconventional mode of air-defense missile control, it analyzes their traits、the adapted and limited ranges as well as shortcomings, and the preview of their developing foreground are emphatically discussed. It emphatically discusses direct lateral force control technology, and points out that the implement of direct lateral force is the key of precise guidance and control for air-defense missile, the technology will also be applied to other kinds of missiles widely, becoming marked technology to realize zero-miss guidance and control in future.

Key words: air defense missile, control mode, aerodynamic control, thrust vector control, direct lateral force control

引言

随着空袭目标向着小体积、高速度、强机动能力的方向发展，要求防空导弹系统必须提高精度、增大射程和速度。传统的完全基于空气动力控制的防空导弹由于响应速度有限、非最小相位造成的延迟等缺点，很难实现快速、大机动拦截，最终造成较大的脱靶量。解决这一个问题必须采用非常规的控制方法。目前，非常规控制方法有两种：推力矢量控制和直接侧向力控制。推力矢量控制是利用不同手段改变导弹尾部发动机的推力方向，以达到控制飞行器运动的目的。推力矢量控制的导弹主要用于拦截战斗机，对于拦截速度非常高的弹道导弹，还难以胜任。直接侧向力控制是在导弹质心或者质心之前安装喷流发动机，喷流发动机工作时产生直接力，直接改变导弹的轨迹或者姿态。目前具有反导能力的防空导弹，大多采用了直接侧向力控制技术^[1]。

1 防空导弹控制方法的研究现状

在大多数战术导弹仍采用空气动力控制时，随着空袭目标的不断发展，特别是巡航导弹、战术弹道导弹等加入空袭的行列，已对防空导弹构成了严重的威胁。以美、俄为代表的军事强国一方面不断改进传统的防空导弹系统，另一方面加紧研制新型的、具有反导能力的防空导弹系统。相应地，导弹控制方法方面，相对于常规的空气动力控制，出现了非常规的控制方法。

1.1 常规控制方法

目前，除美、等军事强国外，大多数国家的防空导弹仍采用常规的控制方法，即空气动力控制。采用空气动力控制的导弹，可根据舵面在弹体上相对弹体中心的位置分为尾控制面、前控制面、旋转弹翼三种方式^[2]。

（1）尾控制面方式

大多数的战术导弹都安装了压力中心接近导弹重心的主升力面(通常叫做弹翼)和尾部控制面。对于亚声速导弹，采用直接装在弹翼后面的襟翼控制更为有效。因为它控制整个翼面上的环流。对于超声速气流，控制面不能影响它前面的气流，所以为了使导弹具有最大力矩，它装得尽可能靠后，而尾部控制面对其它部件的安排往往带来了方便。

在研究作用在导弹上的侧向力和力矩时，首先认为由于攻角而在弹体、弹翼和控制面上所产生的合成法向力是通过弹体上压力中心(简称压心)这一点的，并且把控制面看作永远是锁定在中心位置。压心在重心前面的导弹称为静不稳定的导弹；压心和重心重合的导弹称为临界稳定的导弹；而压心在重心之后的导弹则称为静稳定的导弹。在不稳定的情况下，任何使弹体离开速度矢量方向的扰动，都会引起绕重心的力矩，而这力矩将使扰动的影响增大。相反，在稳定的情况下，任何弹体方向的扰动所引起的力矩都是趋向于阻止或减小这个扰动。压心与重心之间的距离称为静稳定度。因为侧向力和用空气动力方法形成的侧向机动，是靠作用于弹体上的一个力矩使得导弹产生某个攻角而获得的。如果静稳定度过大，导弹过分稳定，则控制力矩产生相应机动的能力就比较弱。所以必须兼顾导弹的稳定性和机动性。

对于采用尾控制面的导弹来说，在静稳定度上作一小的变化就能有效地影响其机动性。所以为使导弹得到较大的侧向力矩，一般是把控制面放在尽可能远离重心的地方，这样可以得到一个较大的力臂；再就是把导弹设计成具有较小的静稳定度。

（2）前控制面方式

由于控制面配置的主要目的是把它放在离重心尽可能远的地方，因此把它放在远离重心的前面，也是实际中可能出现的一种合乎逻辑的选择。

前控制面通常称为"鸭式"。在这种情况下，导弹作为整体来看，它所产生的侧向力与控制面偏转时所产生的力是相加的，分析可知，在使用侧向控制力时，鸭式控制比尾部控制的效率略有提高。有人认为鸭式控制会使导弹变成不稳定，但应注意到鸭式控制的导弹已将主升力面更靠后移，以使全弹的压心位于重心的后面。对于控制面处于中间位置的情况，这个全弹压心相对于重心的位置正是衡量导弹稳定性的准则。既然鸭式控制比尾部控制好，那么为什么如此多的导弹都还采用尾部控制呢?首先我们将看到，在系统里采用仪表反馈后，在静稳定度可以为零甚至是负值的时候，还能保持全弹的稳定性，所以总法向力的差别通常是微不足道的；其次是包装方便的问题，这点通常对尾部控制是有利的。最后，这也许是主要原因，在很多布局中，由于鸭翼下洗对主升力面的影响，使控制导弹滚动的办法失效。

（3）旋转弹翼方式

旋转弹翼是一种低效率的方法，因它是用小的力臂去产生一个大的法向力。由于翼根的全部弯矩必须由轴来承受，所以在翼弦的中部附近要设计得很厚才行，这就不仅增加了结构重量，而且在超声速飞行时将会增大阻力，因为压差阻力是随相对厚度的平方而变化的。弹身中心部分的横截面最好做成方形，使得在弹翼偏转时能除去翼体之间所产生的大的缝隙，因为这条缝隙将显著减少所产生的法向力。最后，由于力臂很小，重心的位置是很关键的，重心位置的很小变化都会使控制力臂发生明显的变化。

总之，无论采用哪种布局，采用空气动力控制的防空导弹始终具有在低速和高空状态下控制性能低的缺点，不能实现防空导弹的面防御。

1.2 非常规控制

目前，非常规的控制方法有两种：推力矢量控制和直接侧向力控制。

1.2.1 推力矢量控制

推力矢量控制是一种通过控制主推力相对弹轴的偏移产生改变导弹方向所需力矩的控制技术。显然，这种方法不依靠空气动力，即使在低速、高空状态下仍可产生很大的控制力矩。

推力矢量控制具有空气动力控制不具备的优良特性，所以在现代防空导弹设计中得到了广泛的应用^[2]，例如：

1）目标横越速度可能很高，初始弹道需要快速修正的地空导弹，典型型号为俄罗斯的C—300；

2）无需精密发射装置，垂直发射后紧接着就快速转弯的导弹。因为垂直发射的导弹必须在低速下以最短的时间进行方位对准，并在射面里进行转弯控制，此时导弹速度低，操纵效率也低，因此，不能用一般的空气舵进行操纵。为达到快速对准和转弯控制的目的，必须使用推力矢量舵。新一代舰空导弹和一些地空导弹为改善射界、提高快速反应能力都采用了该项技术。典型型号有美国的“标准3”^[3]；

推力矢量控制根据实现方法可以分为三类：1）摆动喷管；2）流体二次喷射；3）喷流偏转。而推力矢量控制系统的性能大体上可分为4个方面：1）喷流偏转角度。也就是喷流可能偏转的角度2）侧向力系数。也就是侧向力与未被扰动时的轴向推力之比；3）轴向推力损失。装置工作时所引起的推力损失；4）驱动力。为达到预期响应须加在这个装置上的总的力。

目前，国内正在发展自己的推力矢量技术，采用传统的轴对称机械液压调节方式，通过改变喷管偏转方向实现推力矢量控制，已使用过液体二次喷射推力矢量控制技术。固体火箭发动机气体二次喷射技术是目前航空航天技术领域极具发展潜力的一种推力矢量技术，也是未来较理想有竞争力的推力矢量控制技术。虽然目前尚未发展到应用阶段，但如果能解决这种技术的难点，必将促进推力矢量技术与应用的飞跃。国内外对该技术开展了大量实验和数值模拟研究，但其控制机理及规律还需进一步研究和确定^[4]。

1.2.2 直接侧向力控制

目前，直接侧向力控制技术主要应用于防空导弹的控制。因为为了成功拦截体积小、速度高、机动能力强的空中来袭导弹，就必须提高防空导弹的控制精度，拦截过程末段必须增加直接侧向力控制系统，以提高导弹的机动能力和制导精度。目前国外已有或在研的具有反导能力的防空导弹，几乎都采用了直接侧向力控制技术。直接侧向力控制具有很大的独特优势，可以大大提高导弹的综合性能，因此世界各国对直接侧向力控制技术进行了大量的研究，在某些发达国家已经将此技术大量应用在先进的导弹上。

（1）轨控直接力方式

这种方式中，燃气动力执行机构安装在拦截弹的质心处，侧向力直接提供横向机动能力。

在导弹质心附近安装的侧向推力系统，可以是多个径向分布的小型固体火箭发动机，也可以是小型的液体火箭发动机。如果是末段的侧向力轨控发动机，一般在与目标遭遇前1秒左右点燃侧喷发动机，这样可以保证减小脱靶量至最小，接近直接碰撞的水平。

为了有效利用轨控发动机，对应于不同控制幅度要求，发动机采用3种脉冲推力工作方式^[5]：

1) 连续脉冲

在末制导初始阶段，控制幅度要求较大，发动机处于连续脉冲工作方式，即发动机连续脉冲工作若干个采样周期直至导引律的输出小于拦截弹的最大过载为止。如图1所示，发动机在某个采样周期内，采用n个梯形脉冲连续工作。根据冲量等效原则，可解得在该方式土作下的最大等效控制力为

（1）

发动机推力的上升时间和下降时间均为，稳态工作时一间为，最大推力为，采样周期为。

图1 连续脉冲工作方式

2) 间隔脉冲

随着所需控制幅度的减小，发动机转入间隔脉冲工作方式，如图2所示，在一个时间长度为的采样周期内，通过控制发动机的梯形脉冲工作次数，可以获得与控制量相同(或接近)的控制效果。该情况下产生的最大等效控制力与(1)式相同。

图2 间隔脉冲工作方式

3) 单脉冲

当所需控制幅度进一步减小，即对弹道作较小量纠偏时，发动机转入单脉冲工作方式，如图3所示。在单脉冲工作方式下，发动机推力上升斜率仍然为，下降斜率仍然为根据冲量等效原则，可解得该方式工作下的等效控制力为

（2）

图3 单脉冲工作方式

俄罗斯S-400防御系统中的II型导弹(9M96E2)采用了直接侧向力微型发动机轨控系统，共有24个均布的微型发动机，部署在导弹质心附近，每个发动机工作25ms，产生控制导弹横向运动的侧向力。其作用是消除在末制导段与目标遭遇前由目标突然机动所产生的制导误差，这时寻的制导指令会点燃相应坐标的4—6个微型发动机，快速产生机动力，保证脱靶量减至很小^[6]。

(2) 姿控直接力方式

这种方式是利用在导弹四周重心前径向安装的几十个小型姿控发动机控制点火，产生脉冲推力，使导弹产生相应的运动，从而进行姿态的调整。姿控火箭空间点火方位以及产生的推力大小将决定导弹系统的控制形式，由于姿控火箭个数有限，并且一经设计定型，其推力大小以及作用时间则被确定，因而是一种非线性控制，它根据一定的控制规律来决定应该启动哪些发动机。姿控发动机也采用固定脉冲工作，具有非线性工作特征，同样有上述3种工作方式，各工作方式下推力的调节规律与轨控发动机相同。

典型的防空导弹如美国的ERINT-1导弹，姿态控制系统由弹体前部安装的180个微小型固体脉冲发动机组成。当导弹在滚转飞行中，这些姿控发动机根据制导指令依次点火工作，修正弹体姿态，确保导弹灵活机动、自主寻的、直接命中摧毁目标^[6]。

(3) 姿控轨控直接力结合方式

这种直接力控制方式下，可以在改变姿态的同时，也产生较为明显的侧向机动加速度。响应快速，并且与飞行环境无关是直接力最为突出的两个优点。然而单纯直接力控制也有局限性。例如由于小火箭的个数有限，特别是固体火箭发动机用过之后便再也不能使用；设计导弹的气动外形时，也必须考虑由喷流引起的干扰影响；以及侧向喷流与来流相互影响产生的干扰力和干扰力矩使得导弹的稳定控制变得困难等等^[1]。

2 防空导弹控制方法的比较

长期以来，防空导弹都采用常规的控制方法。经过几十年的发展，空气动力控制技术已经相当成熟，其控制技术相对简单、具有产生连续变化控制力的能力、弹上控制设备相对简单等特点。但是对于靠空气动力控制的防空导弹来说，气动舵从接收到控制信号到形成要求的舵偏，从而形成需要的控制力，然后导弹在控制力作用下形成要求的攻角，再经空气动力的作用形成升力，由升力作用形成过载。如果导弹飞行在30km高度以下，通过增大翼面和攻角，一般来说能够获得需用的过载。但是，从指令输出到形成需用过载的63%这一过程需要相当长的时间(即过载响应时间)，在低空一般需0.35左右，在高空(高度25km—30km)需0.75—0.85。由于这一时间延迟，再精确的测量设备和再大的可用过载也不能保证获得精确制导控制的结果，更不可能直接命中。

根据目前公认的经验公式，地空导弹要想成功拦截目标，最好具备5倍与目标的过载能力，也就是说，导弹的最大可用横向过载应当达到60g以上，转弯速度达到60度/s。传统气动舵控制的地空导弹，大攻角飞行的同时带来了大阻力，有时还会使导弹不稳定，而且采用气动面控制方式的地空导弹，还会受到飞行速度和飞行环境的影响，导弹的初始段机动性能和高空机动性能不可能很高，因此要使过载达到60g以上，必须采用一些非常规的控制方式和气动布局。推力矢量控制对飞行器飞行的特性的影响主要有两种作用—力效果和力矩效果，采用推力矢量控制能够提高导弹的总体性能，使导弹具有更强的机动性和敏捷性，满足现代高技术战场的要求，推力矢量控制对于导弹发射离轴角较大或目标以大过载机动等对导弹需用过载要求较高的情况下，具有气动控制不可比拟的优点，对于导弹攻击效果有明显的提高。推力矢量控制能够明显地减小导弹的最小攻击距离，能够扩大导弹在大离轴角发射时的攻击范围。但推力矢量控制会使导弹在某些构成迎头攻击态势的情况下的最大攻击距离下降。采用直接侧向力技术，可以有效地提高可用过载，减小过载响应时间，改善防空导弹末端控制性能。采用直接力控制后，防空导弹的过载响应时间比空气舵控制减小很多^[7]。它们的过载响应时间如图4所示

—指令， —舵偏， —舵升力， —攻角， —导弹升力， —导弹过载

图4 防空导弹过载响应时间

通过以上分析可以看出，实施直接力控制是实现精确制导控制的关键，但是可以看到单纯直接力控制也有局限性。例如由于小火箭的个数有限，特别是固体火箭发动机用过之后便再也不能使用；设计导弹的气动外形时，也必须考虑由喷流引起的干扰影响；以及侧向喷流与来流相互影响产生的干扰力和干扰力矩使得导弹的稳定控制变得困难等等。

3 防空导弹控制方法的发展趋势

对于防空导弹来说，从常规的控制方法转向非常规的控制方法是必然的发展趋势，这是由空中来袭目标的不断发展变化所决定的。空气动力控制作为一种传统的成熟的控制方式，有许多优点，它必将作为一种成熟的控制方式而继续被使用。推力矢量控制技术有待进一步的发展完善，尤其是其控制机理及规律还需进一步研究和确定。直接侧向力控制技术以其独特的优点已经成功应用于防空导弹，成为未来高精度制导控制导弹的标志性技术，但仍然有很多技术问题需要进一步解决。由分析可知，每种控制方法都有各自的优缺点和适用范围，很难依靠单一的控制方法来达到精确控制的目的。由于空气动力控制作为一种长期发展的常规控制方法，其优点与推力矢量控制和直接侧向力控制形成互补，我们自然想到把空气动力控制与推力矢量控制结合起来或把直接侧向力控制与空气动力控制结合起来，达到精确控制的目的。目前，国外已经成功地将空气动力与推力矢量复合控制和直接侧向力与气动力复合控制的方式应用于防空导弹的控制中，大大提高的防空导弹的拦截性能。这些技术也必将推广应用于其他类型的导弹中。

结束语

提高制导控制精度一直是导弹研究人员所追求的目标，特别是防空导弹研究人员所追求的目标。从20世纪40年代中期到80年代末期，通过提高探测跟踪设备对目标和导弹相对位置的测量精度，改善导引方法和导引规律，防空导弹的制导精度已大幅度提高，从最大脱靶量几十米，提高到十几米，从而使同样射程的防空导弹发射重量不断降低，杀伤效能不断提高。进入20世纪90年代以后，由于空袭目标实施防区外攻击以及巡航导弹和战术弹道导弹的大量使用，现役防空导弹已明显不适应这样的作战环境，急需进一步提高制导控制精度，客观上要求防空导弹的最大脱靶量降至几米，甚至要求防空导弹与目标直接碰撞。这就需要开辟新的技术途径，于是人们把注意力集中到制导控制的动态品质上，把提高导弹可用过载、降低过载响应时间作为提高制导控制精度的技术途径，也意味着，提高制导控制精度的技术重点已从制导转向控制^[7]。

参考文献

[1] 张斌．末端直接侧向力/气动力复合控制．西北工业大学硕士论文．2004年3月．

[2] 雷虎民．导弹制导与控制原理．国防工业出版社．2006年5月．

[3] 赵红艳．标准导弹的发展．情报指挥控制系统与仿真技术．2003年第1期．

[4] 廖俊，滕鹏．某型推力矢量控制空空导弹攻击区仿真研究．弹箭与制导学报．2006年．

[5] 谷良贤，龚春林，郝波．动能拦截器姿控与轨控方案设计及仿真．西北工业大学学

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[6] 袁华，简金蕾．第四代防空导弹的几个关键技术．《战术导弹控制技术》．2007年No.1．

[7] 郝波．直接侧向力技术的应用研究．西北工业大学硕士论文．2004年．

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