1

航天裝備的精度

航天裝備的精度，即航天裝備的命中精度，在打擊固定目標(biāo)時(shí)，航天裝備命中精度用圓概率偏差(CEP)描述。設(shè)P為落點(diǎn)坐標(biāo)落在以目標(biāo)為原點(diǎn)R為半徑的圓內(nèi)的概率，當(dāng)P=50%時(shí)，R就是圓概率偏差CEP，即航天裝備精度。它是一個(gè)長度的統(tǒng)計(jì)量，即向一個(gè)目標(biāo)發(fā)射多發(fā)航天裝備，要求有半數(shù)的航天裝備落在以目標(biāo)點(diǎn)為圓心，以圓概率偏差為半徑的圓內(nèi)。打擊活動(dòng)目標(biāo)時(shí)，航天裝備的命中精度用脫靶距離表示，即航天裝備相對于目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡至目標(biāo)中心的最短距離。航天裝備命中精度是航天裝備的主要戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能指標(biāo)，是航天裝備制導(dǎo)控制能力的綜合反映, 高精度成為各軍事強(qiáng)國航天裝備發(fā)展長期追求的目標(biāo)。此外，在航天裝備武器系統(tǒng)定型試驗(yàn)中，命中精度是鑒定方需著重考核的指標(biāo)之一。

本文主要對影響以慣性制導(dǎo)為主的航天裝備命中精度的各個(gè)要素開展分析，以下描述中的航天裝備精度均指以慣性制導(dǎo)為主的航天裝備命中精度。

2

影響航天裝備精度的因素

影響航天裝備精度的因素很多，可分為制導(dǎo)誤差和非制導(dǎo)誤差。

2.1

制導(dǎo)誤差

制導(dǎo)誤差是影響航天裝備精度的一個(gè)重要因素，減小制導(dǎo)誤差是提高航天裝備精度的重要手段之一。制導(dǎo)誤差是制導(dǎo)系統(tǒng)在內(nèi)部噪聲和外部因素的干擾下由于測量精度、解算精度、響應(yīng)能力的制約所形成的誤差，分為方法誤差和工具誤差。方法誤差主要指由于采用的制導(dǎo)方案的不完善(如制導(dǎo)方案中的近似或簡化)而引起的誤差，減小方法誤差的途徑主要有完善控制模型和優(yōu)化制導(dǎo)律。工具誤差主要指慣性測量裝置的測量產(chǎn)生的誤差，減小工具誤差的方法主要有提高慣性器件本身的精度、減小慣性器件的安裝誤差、完善誤差補(bǔ)償方法等。

制導(dǎo)誤差中系統(tǒng)性誤差可通過補(bǔ)償和校正消除部分或大部分；不確定性誤差則只能通過改善軟硬件的精度來抑制。

2.2

非制導(dǎo)誤差

制導(dǎo)誤差是影響航天裝備精度的一個(gè)重要因素，減小制導(dǎo)誤差是提高航天裝備精度的重要手段之一。制導(dǎo)誤差是制導(dǎo)系統(tǒng)在內(nèi)部噪聲和外部因素的干擾下由于測量精度、解算精度、響應(yīng)能力的制約所形成的誤差，分為方法誤差和工具誤差。方法誤差主要指由于采用的制導(dǎo)方案的不完善(如制導(dǎo)方案中的近似或簡化)而引起的誤差，減小方法誤差的途徑主要有完善控制模型和優(yōu)化制導(dǎo)律。工具誤差主要指慣性測量裝置的測量產(chǎn)生的誤差，減小工具誤差的方法主要有提高慣性器件本身的精度、減小慣性器件的安裝誤差、完善誤差補(bǔ)償方法等。

制導(dǎo)誤差中系統(tǒng)性誤差可通過補(bǔ)償和校正消除部分或大部分；不確定性誤差則只能通過改善軟硬件的精度來抑制。

3

影響航天裝備命中精度的具體因素

影響航天裝備精度的因素很多，涉及到總體、分系統(tǒng)和單機(jī)三個(gè)層面，與總體相關(guān)的影響要素中包含有彈道、氣動(dòng)、發(fā)動(dòng)機(jī)、結(jié)構(gòu)、安裝等方面，分系統(tǒng)影響要素中又包含制導(dǎo)控制、瞄準(zhǔn)、彈頭等方面，單機(jī)影響要素則主要是慣性器件本身精度、誤差標(biāo)定方法和控制計(jì)算機(jī)的計(jì)算、通訊能力等。

3.1

航天裝備系統(tǒng)總體參數(shù)

以航天裝備動(dòng)力學(xué)模型、彈性模型、氣動(dòng)參數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)等為代表的總體參數(shù)是控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的重要輸入，是控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定控制到高命中精度重要因素，制導(dǎo)控制方案設(shè)計(jì)及參數(shù)選擇都是基于這些模型和參數(shù)開展的，總體模型和參數(shù)的偏差必然引起制導(dǎo)控制誤差，這些是制導(dǎo)方法誤差的主要來源，需要控制系統(tǒng)和總體一同開展優(yōu)化設(shè)計(jì)，減小偏差同時(shí)提升控制系統(tǒng)適應(yīng)能力。

3.2

航天裝備內(nèi)部力學(xué)環(huán)境

航天裝備發(fā)射與飛行過程中，經(jīng)歷了彈體結(jié)構(gòu)的彈性振動(dòng)、航天裝備軸章動(dòng)、航天裝備自轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)、燃?xì)舛?空氣舵繞其鉸鏈軸的擺動(dòng)、噴管動(dòng)作等環(huán)境，慣性測量裝置在此工作環(huán)境中，局部力學(xué)環(huán)境及慣性測量裝置與環(huán)境頻率之間的匹配性將產(chǎn)生極為重要的影響，如果匹配不好，將嚴(yán)重影響慣性測量裝置的動(dòng)態(tài)性能，甚至使其完全喪失工作能力。對航天裝備全彈和各分段進(jìn)行振動(dòng)模態(tài)試驗(yàn)，測量航天裝備固有振動(dòng)頻率、振型、阻尼比等模態(tài)參數(shù)和局部力學(xué)特性，為航天裝備測量及控制裝置的減振設(shè)計(jì)和合理安裝提供指導(dǎo)。從動(dòng)力學(xué)、彈道和振動(dòng)模態(tài)等方面，開展航天裝備總體結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)，為慣性測量裝置提供良好的工作環(huán)境，從而保證和提高慣性測量裝置的使用精度。

3.3

中段誤差

中段誤差主要指，從制導(dǎo)系統(tǒng)工作結(jié)束到彈頭分離前的過程中一系列動(dòng)作和因素對彈頭運(yùn)動(dòng)的影響產(chǎn)生的誤差，主要包括發(fā)動(dòng)機(jī)后效推力、彈頭分離調(diào)姿的非力偶影響、彈頭分離干擾等。其中，發(fā)動(dòng)機(jī)后效推力和非力偶調(diào)姿影響目前在大多數(shù)情況下都按誤差模型進(jìn)行了補(bǔ)償，可消除大部分影響，通過進(jìn)一步完善模型和補(bǔ)償方法減小殘余影響。

3.4

再入誤差

對于無控彈頭來說，彈頭高速再入大氣層雖然飛行時(shí)間短，但加速特性變化劇烈，嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱和惡劣的大氣環(huán)境使再入段干擾引起的落點(diǎn)偏差成為航天裝備總落點(diǎn)偏差不可忽略的部分。通常情況下，通過建立航天裝備再入誤差模型、優(yōu)化再入角度對再入誤差進(jìn)行補(bǔ)償，可以減小航天裝備的再入飛行誤差，這對提高純慣性制導(dǎo)的彈道航天裝備精度非常重要。

而高速飛行的航天裝備，特別是對于無控彈頭的再入飛行段，難以避免的氣動(dòng)燒蝕使航天裝備結(jié)構(gòu)在飛行過程中發(fā)生了較大變化，其氣動(dòng)特性隨之發(fā)生了顯著變化，另外，彈頭自身的因素(質(zhì)量偏心、動(dòng)不平衡等因素等)影響，使再入段飛行彈道的散布較大，導(dǎo)致基于模型的再入誤差補(bǔ)償效果降低，造成較大的命中偏差。

另外，再入飛行段的初始條件，如彈道傾角、攻角、速度大小等，也會(huì)引起再入飛行段的彈道散布和命中偏差。

降低再入誤差，一方面需要通過優(yōu)化航天裝備總體結(jié)構(gòu)參數(shù)、提升抗燒蝕能力，優(yōu)化彈頭自旋條件等，減小再入飛行本身的影響；另一方面，通過優(yōu)化制導(dǎo)控制，提高制導(dǎo)控制精度，減小再入段的初始擾動(dòng)，提高再入飛行精度。

3.5

引力異常

引力計(jì)算的局限性使航天裝備在飛行過程中，實(shí)際速度和位置產(chǎn)生偏差從而引起落點(diǎn)偏差。當(dāng)彈道計(jì)算和控制精度要求較高時(shí)，引力異常對航天裝備精度影響不可忽略，誤差大小與彈道特性及地面引力異常值有關(guān)。通?？捎靡Ξ惓Ｋ惴ǚ治龊教煅b備飛行中引力異常的影響，再用數(shù)值仿真計(jì)算引力異常對航天裝備導(dǎo)航精度的影響，根據(jù)仿真結(jié)果對引力異常造成的誤差進(jìn)行補(bǔ)償，提高航天裝備精度。

3.6

導(dǎo)航初值誤差

慣性導(dǎo)航算法實(shí)質(zhì)是一種積分運(yùn)算，需要確定積分的初值，包括位置、速度和姿態(tài)的初值，導(dǎo)航初值誤差對導(dǎo)航精度影響較大。慣性導(dǎo)航初始化的關(guān)鍵是確定初始姿態(tài)，即初始對準(zhǔn)。初始對準(zhǔn)誤差是指初始調(diào)平與瞄準(zhǔn)定向誤差，由于測量工具的測量誤差和對準(zhǔn)方法誤差的存在，使得航天裝備初始對準(zhǔn)存在一定的誤差，造成射擊偏差。另外，發(fā)射點(diǎn)的位置偏差和垂線偏斜等誤差因素也會(huì)引起初始對準(zhǔn)誤差。初始對準(zhǔn)誤差中的方位誤差可通過采用高精度的瞄準(zhǔn)儀，提高光學(xué)瞄準(zhǔn)精度，采用自瞄準(zhǔn)方案時(shí)，對準(zhǔn)精度則主要受慣性器件的精度影響。對于潛基、空基等動(dòng)基座發(fā)射的航天裝備，初始的速度、位置偏差較大，而動(dòng)基座條件下的姿態(tài)對準(zhǔn)精度也會(huì)下降很多。

對導(dǎo)航初始姿態(tài)基準(zhǔn)的修正可采用天文導(dǎo)航(如星光導(dǎo)航)來實(shí)現(xiàn)，星光導(dǎo)航不受人工或電磁場的干擾，自主性強(qiáng)，穩(wěn)定性好，定位精度高。通過飛行過程中實(shí)時(shí)觀測恒星的位置，結(jié)合慣性導(dǎo)航姿態(tài)信息，可以解算出導(dǎo)航初始姿態(tài)偏差，再利用導(dǎo)航速度、位置誤差與初始姿態(tài)偏差的關(guān)系，可求解出初始姿態(tài)偏差引起的速度和位置偏差加以修正。對機(jī)動(dòng)發(fā)射或水下發(fā)射等初始對準(zhǔn)精度較差的彈道航天裝備來說，星光慣性制導(dǎo)的優(yōu)點(diǎn)更為突出。

3.7

慣性器件精度和誤差補(bǔ)償方法

慣性器件的精度是制約航天裝備命中精度的重要因素之一，但隨著慣性器件的更新?lián)Q代，器件本身的精度水平已有較大提高，從目前可達(dá)的器件精度水平為基礎(chǔ)，再往上提高的難度很大。另外，慣性測量裝置的誤差模型完善和誤差系數(shù)標(biāo)定方法研究也是提升慣性器件精度的重要途徑，通過優(yōu)化慣性器件的誤差模型和誤差系數(shù)標(biāo)定和補(bǔ)償方法，使慣性器件的實(shí)際使用精度得到提升。

從系統(tǒng)使用方面，采用高性能彈載計(jì)算機(jī)，提高運(yùn)算速度和存儲容量，提升以制導(dǎo)控制算法為核心的計(jì)算速度、通信速度，增加慣性器件采樣頻率等，也可提升慣性測量器件的實(shí)際使用精度。

4

總結(jié)

綜上分析，影響慣性制導(dǎo)為主的航天裝備精度的因素涉及到總體、分系統(tǒng)、單機(jī)三個(gè)層面，精度的提升需要總體、分系統(tǒng)和單機(jī)共同努力實(shí)現(xiàn)，總體盡量提供良好的工作條件、精確的模型和參數(shù)等，控制系統(tǒng)在理論方法、模型優(yōu)化、計(jì)算能力、通訊速率等方面開展工作，單機(jī)則努力實(shí)現(xiàn)器件級的高精度和高穩(wěn)定性。

end

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總結(jié)

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