空間紅外預(yù)警系統(tǒng)的發(fā)展與導(dǎo)彈探測能力分析

空間紅外預(yù)警系統(tǒng)的發(fā)展與導(dǎo)彈探測能力分析

1基于fpga-dk的空間預(yù)警系統(tǒng)空間預(yù)警系統(tǒng)是完整的彈頭防御系統(tǒng)中不可或缺的一部分。主要采用星載紅外傳感器，被動接收以獲得彈頭到達角信息，并進行目標(biāo)發(fā)射的監(jiān)測、跟蹤和預(yù)測。受技術(shù)和經(jīng)濟能力的限制,僅有美國和俄羅斯兩國真正擁有實用型的空間預(yù)警系統(tǒng),其中較典型的是美國的國防支援計劃(defensesupportprogram,DSP)預(yù)警系統(tǒng)。本文主要目的是分析典型空間預(yù)警系統(tǒng)的基本構(gòu)成及對彈道導(dǎo)彈的探測能力,圍繞空間預(yù)警系統(tǒng)對彈道導(dǎo)彈的監(jiān)視與跟蹤,著重討論目標(biāo)戰(zhàn)術(shù)參數(shù)的估計問題,通過分析解決問題的基本思路及存在的主要困難,提出可能的解決方法。2基本概念和應(yīng)用DSP是目前使用的典型空間預(yù)警系統(tǒng),并在不斷改進與完善,通過分析DSP可以了解空間預(yù)警系統(tǒng)的主要構(gòu)成及發(fā)展趨勢。DSP預(yù)警衛(wèi)星首次發(fā)射是1970年,截止到1994年底,美國已經(jīng)生產(chǎn)了22顆DSP衛(wèi)星,其主要任務(wù)是為美國及其盟國提供敵對國家彈道導(dǎo)彈攻擊的預(yù)警信息及敵對國家進行導(dǎo)彈試驗的信息。DSP預(yù)警系統(tǒng)由預(yù)警衛(wèi)星及有關(guān)的地面站構(gòu)成,所有DSP預(yù)警衛(wèi)星都位于赤道上空約36000km高的地球同步軌道上。DSP衛(wèi)星的發(fā)展共經(jīng)歷了三代。第一、二代DSP衛(wèi)星包括DSP1至DSP13,DSP14以后為第三代,性能不斷提高。DSP衛(wèi)星由星體和傳感器組成,其主要傳感器是采用Schmidt系統(tǒng)的紅外望遠鏡,整個紅外望遠鏡位于圓柱形的星體上。紅外望遠鏡的瞄準(zhǔn)線與星體的中軸線有一個固定的偏離角為7.5°,這樣,當(dāng)DSP衛(wèi)星的星體繞其中軸線以6轉(zhuǎn)/分(簡氏年鑒數(shù)據(jù)為5.7轉(zhuǎn)/分)的角速度自旋時紅外望遠鏡視場擴大了,產(chǎn)生了恒定的圓錐掃描。DSP衛(wèi)星上使用的是峰值波長為2.7μm的PbS多元探測器,據(jù)報道第二代DSP有6000個像元,其瞬時視場對應(yīng)于地球表面的分辨率約為3.6km2。第二代DSP衛(wèi)星的最后兩顆(DSP12和DSP13)及第三代DSP在PbS探測器的末端還有一組HgCdTe探測器,能探測4.3μm波段的輻射,這兩顆衛(wèi)星曾被用于對海灣地區(qū)“飛毛腿”導(dǎo)彈發(fā)射的預(yù)警。但是,從對“飛毛腿”導(dǎo)彈的攔截效果來看,第二代DSP系統(tǒng)尚有很多不足之處。首先,DSP衛(wèi)星主要是為了探測遠程戰(zhàn)略彈道導(dǎo)彈的發(fā)射而設(shè)計的,還不能非常有效地探測戰(zhàn)區(qū)彈道導(dǎo)彈的發(fā)射,地面站也還沒有把多顆DSP衛(wèi)星的信息融合起來的能力。其次,DSP衛(wèi)星的預(yù)警信息要傳回美國處理,然后再傳回戰(zhàn)區(qū),因而提供的預(yù)警時間非常有限。針對上述問題,美國在戰(zhàn)后采用了第三代DSP系統(tǒng),即DSP-I(改進型),目前在軌道上的DSP14～DSP17均為DSP-I。主要改進包括兩個方面:①對衛(wèi)星本身和對地面站的改進。對衛(wèi)星的改進主要是提高其生存能力和探測能力。DSP-I的紅外焦平面由PbS和HgCdTe構(gòu)成,具有雙色探測能力,而且據(jù)稱能夠防御激光攻擊。②對地面站的改進主要是提高機動能力和數(shù)據(jù)處理能力。ALERT系統(tǒng)是改進的地面站系統(tǒng),能同時接收2～3顆衛(wèi)星的數(shù)據(jù),增強了數(shù)據(jù)融合能力,其前身就是海灣戰(zhàn)爭中采用的地面接收站“TalonShield”系統(tǒng)。此外,美國防部還從1994年開始利用激光信標(biāo)機校準(zhǔn)DSP紅外探測器的視線精度,這項工作于1996年5月完成并使DSP衛(wèi)星的位置誤差減小了2/3。但是,上述改進仍不能改變DSP系統(tǒng)所存在的某些根本問題。例如,受視場限制,DSP衛(wèi)星要每隔一段時間才能掃過特定區(qū)域。又如,DSP不具備中段跟蹤的能力,在36000km的高度它無法探測到彈道導(dǎo)彈關(guān)機后較弱的紅外輻射,而對關(guān)機后的目標(biāo)只有采用低軌衛(wèi)星才能“看”到。因此,美國正在發(fā)展新一代的戰(zhàn)略預(yù)警系統(tǒng)——天基紅外系統(tǒng)(space-basedinfraredsystem,SBIRS)用以代替DSP。SBIRS包括高軌和低軌衛(wèi)星兩部分。高軌衛(wèi)星部分由4顆地球同步軌道衛(wèi)星(部分利用了目前的DSP衛(wèi)星,即GEO)和兩顆在大橢圓軌道(highlyellipticalorbit,HEO)的衛(wèi)星。而低軌道(LEO)部分由幾十顆小衛(wèi)星構(gòu)成,數(shù)目大約在18顆～30顆,也有資料稱24顆,具體多少還有待確定。從對彈道導(dǎo)彈發(fā)射的監(jiān)視與跟蹤角度來看,SBIRS由于星座布局更加合理,探測能力更強,不僅能夠提供粗略的預(yù)警信息,而且可以從主動段、自由飛行段到再入段實現(xiàn)精確跟蹤,在自由飛行段SBIRS甚至可以直接引導(dǎo)攔截彈。3外來熱輻射的對比分析空間預(yù)警系統(tǒng)對彈道導(dǎo)彈目標(biāo)的探測首先是進行搜索,搜索范圍的大小可以從有關(guān)數(shù)據(jù)推斷出來。以DSP系統(tǒng)為例,衛(wèi)星星體自旋軸與紅外望遠鏡瞄準(zhǔn)線有約7.5°的夾角,則望遠鏡總視場至少應(yīng)有2×7.5°,這樣,DSP的掃描范圍至少為360°×15°。從DSP衛(wèi)星到地球表面對應(yīng)的張角約為17.4°,因此,在星體自旋時,DSP衛(wèi)星可以對地球表面進行最大限度的覆蓋,且在南北方向上應(yīng)可以完全覆蓋。衛(wèi)星大約隔10s就可以對目標(biāo)進行一次觀測。如果兩顆衛(wèi)星同時進行觀測,安排得當(dāng)?shù)脑捗?s可以測得一次數(shù)據(jù)。在彈道導(dǎo)彈發(fā)射后,DSP的紅外望遠鏡能從背景中探測到火箭發(fā)動機產(chǎn)生的羽狀尾焰,并于發(fā)射后數(shù)秒鐘完成初始測量(主要是方位信息和強度信息),這對于短程戰(zhàn)術(shù)彈的預(yù)警還是顯得比較緊張。所以,衛(wèi)星上紅外望遠鏡的探測能力應(yīng)當(dāng)非常強,否則將不足以完成預(yù)警任務(wù)。當(dāng)然,未來的SBIRS一旦建立,無論從覆蓋范圍、獲得的數(shù)據(jù)量等方面都不會再有任何問題。在主動段中,彈道導(dǎo)彈第一級火箭發(fā)動機形成的最普通氧化物是水和二氧化碳,水汽在中心為2.7μm和6.3μm的紅外波段上有強烈的輻射,二氧化碳在中心為4.3μm的波段上有強烈的輻射。這樣,根據(jù)可以見到的尾焰的大小及溫度,對彈道導(dǎo)彈紅外輻射可以作一個粗略的估計。在低高度上,可見的洲際彈道導(dǎo)彈(ICBM)尾焰的直徑約為4m,長度約為50m,在噴口處尾焰的溫度約為1800K,可見的尾焰的平均溫度約為1400K。而溫度為1400K黑體的峰值光譜輻射輸出在波長2.1μm處,峰值為7×104Wm-2μm-1。若將尾焰看作為具有600m2表面積的一個黑體,則可得到在1μm的波段上輻射功率的估計值為40MW?？臻g預(yù)警系統(tǒng)搜集到的功率與觀察角有關(guān)。若作粗略估計,設(shè)尾焰輻射為各向同性的,則典型的尾焰譜段上ICBM輻射出的能量約為3MW/Sr,這表明它是很強的紅外目標(biāo)。在較低高度上,導(dǎo)彈尾焰紅外輻射有相當(dāng)大的部分要被大氣吸收。當(dāng)ICBM上升到比最濃水汽及二氧化碳的大氣層還高時,大氣傳輸率有所改善,導(dǎo)彈的視在紅外輻射強度增加?？臻g預(yù)警系統(tǒng)在探測彈道導(dǎo)彈第一級火箭燃燒時,必須考慮背景雜波。此時,由太陽光反射所導(dǎo)致的背景雜波通常是最強烈的,也可以進行粗略估計。主要根據(jù)是2μm～3μm波段內(nèi)地球大氣層以上太陽光光子流量約為50W/m2。在接近2.7μm的導(dǎo)彈探測帶上,大氣將嚴重衰減從地球背景上反射到傳感器上的太陽輻射。設(shè)從原來的50W/m2中只有0.005W/m2的光從背景中反射出去,若傳感器上瞬時視場對應(yīng)于地球表面2km×2km的區(qū)域(即所謂探測器印跡),則該區(qū)域接收到的總的背景信號約為20kW?？紤]背景為漫反射器是較為符合實際的,此時,2km×2km的瞬時視場所得到的背景強度與10kW/Sr的強度相當(dāng)。顯然,根據(jù)前面分析,一枚典型的ICBM第一級火箭發(fā)動機產(chǎn)生的峰值紅外輻射比10kW/Sr要大兩個數(shù)量級。當(dāng)然,二、三級火箭發(fā)動機尾焰產(chǎn)生的紅外輻射比第一級要小許多。因此,從探測角度來看,一方面探測器門限要較小,保證在關(guān)機前總能夠探測到目標(biāo);另一方面探測器瞬時視場要較小,使得背景產(chǎn)生的虛警數(shù)目較小。根據(jù)Bloembergen的結(jié)論,能夠可靠探測300kW/Sr目標(biāo)的探測器瞬時視場(印跡)為2km×2km,這實際上大約等于第一、二代DSP衛(wèi)星上紅外望遠鏡的瞬時視場?？臻g預(yù)警系統(tǒng)上紅外傳感器的探測性能可以用等效噪聲目標(biāo)(NET)來描述,NET定義為在傳感器探測回路的輸出端產(chǎn)生單位信噪比的視在帶內(nèi)目標(biāo)強度。設(shè)從傳感器到目標(biāo)的斜距為R,探測器光路的集光面積為Ac,光路的有效傳輸率為τ0,探測器的等效噪聲功率為NEP,則NET為ΝEΤ=R2ΝEΡAcτ0(1)NET=R2NEPAcτ0(1)利用歸一化探測率D*,(1)式可寫為ΝEΤ=R2(AdΔf)1/2D*Acτ0(2)NET=R2(AdΔf)1/2D?Acτ0(2)式中Ad——探測器面積;Δf——測量電路的帶寬。設(shè)信號處理濾波器是一個匹配濾波器,其矩形信號脈沖持續(xù)時間(探測器的駐留時間)為τd,則Δf為Δf=12τd(3)Δf=12τd(3)另一方面,探測器駐留時間τd又由偵察空間大小、對整個偵察空間掃描的時間長短、探測器視場的尺寸及傳感器焦平面上的數(shù)目所決定,因此τd還可以寫成τd=ηsΤfΝdΩΩs(4)τd=ηsTfNdΩΩs(4)式中Tf——對整個偵察空間作完整掃描所用的時間;Ωs——整個搜索空間對應(yīng)的立體角;Ω——探測器瞬時視場對應(yīng)的立體角;Nd——探測器元數(shù);ηs——掃描效率因子。其中,Ω還可以用到目標(biāo)距離上探測器的印跡來表示,設(shè)探測器為方形,則有Ω=(LfpR)2(5)式中Lfp——探測器印跡的長度。此外,Ω還可以寫成Ω=Adf2(6)式中f——系統(tǒng)的有效焦長。由此可以將NET寫作ΝEΤ=RF2Lfpτ0D*π(8ΩsηsΤfΝdAd)1/2(7)式中集光孔徑的面積是按直徑為D的圓來求的,F為f/D(F數(shù))?？紤]DSP預(yù)警系統(tǒng),R取為40000km,Lfp為2km,偵察空間Ωs取為0.008Sr(即地球同步軌道高度上對地球所張的立體角)。探測元總數(shù)Nd取為6000個,每個探測元尺寸取為0.01cm×0.01cm,D*為5×1011W-1cmHz1/2。光學(xué)系統(tǒng)的F數(shù)取為f/4,有效傳輸率τ0取為0.5。掃描效率ηs取為0.8,而總時間Tf取為10s。將這些值帶入NET表達式得到3.8kW/Sr,即大約為1kW/Sr的量級。從上面的分析可以看出,空間預(yù)警系統(tǒng)探測到彈道導(dǎo)彈發(fā)射沒有問題,關(guān)鍵在于通過探測得到的數(shù)據(jù)有效實現(xiàn)預(yù)警,這就是對戰(zhàn)術(shù)參數(shù)的估計問題。4目標(biāo)彈性模型及密度估計根據(jù)對空間預(yù)警系統(tǒng)基本構(gòu)成的分析,得到其工作程序為:紅外望遠鏡不斷掃描,搜索其視野范圍內(nèi)的目標(biāo);從地球背景中探測到火箭發(fā)動機尾焰,報告彈道導(dǎo)彈的發(fā)射,于發(fā)射后數(shù)秒鐘開始測量(到達角和紅外輻射強度信息);利用傳感器所測的數(shù)據(jù)進行彈道導(dǎo)彈戰(zhàn)術(shù)參數(shù)的估計。戰(zhàn)術(shù)參數(shù)的估計包括:導(dǎo)彈類型的匹配、發(fā)射參數(shù)的估計(包括發(fā)射時間、地點、射向)、特定參考時刻運動狀態(tài)(在ECI參考系中位置、速度等)估計、落點預(yù)報等等。彈道導(dǎo)彈的飛行歷經(jīng)主動段(boostphase)、自由飛行段(freeflightorballisticphase)和再入段(re-entryphase),現(xiàn)有的空間預(yù)警系統(tǒng)只能測量主動段的信息。主動段進一步細分,又包括垂直上升、轉(zhuǎn)彎瞄準(zhǔn)、關(guān)機等過程,如果是多級火箭,還有多次從推進到關(guān)機的過程?，F(xiàn)代彈道導(dǎo)彈(尤其采用固體火箭發(fā)動機的導(dǎo)彈)為了突防需要往往還有一定的機動,如在發(fā)射程序上作一些改變,等等。由于關(guān)機時間和射角(flightpathangle)上的不同,甚至同一種導(dǎo)彈每一次的彈道都可能有所不同。另一方面,從實際情況來看,以DSP為例,傳感器數(shù)據(jù)更新時間較長,獲得的數(shù)據(jù)有限(只有到達角和紅外輻射強度信息),所有這些,為有效預(yù)警帶來了困難?？臻g預(yù)警系統(tǒng)對彈道導(dǎo)彈的戰(zhàn)術(shù)參數(shù)估計主要有兩類方法,各有其不同用處。一類是不利用先驗的彈道輪廓知識(即irofile-freemodel),而采用通用的建模方式對主動段的彈道進行建模,這種方法主要用于對彈道導(dǎo)彈運動狀態(tài)的估計。在這種情況下,可以采用常加速擬合模型(constant-accelerationpolynomialmodel)、重力轉(zhuǎn)彎模型(gravityturnmodel)等等。對主動段目標(biāo)運動采用常加速(CA)模型的好處是顯然的:線性模型。當(dāng)然,實際上,主動段導(dǎo)彈的運動特征是非線性的,在取樣間隔較長的情況下,直接采用CA模型過于粗略了。通常會作一些改進。如采用9個狀態(tài)變量的一階時間相關(guān)模型(singer模型)?！=a˙a=-ηa+w(8)式中x——目標(biāo)位置矢量;a——加速度矢量。顯然,未知的加速度a是所有作用力作用彈體的結(jié)果,包括推力、重力、阻力等。因此,對(8)式中的模型可以作如下改進,將由于重力作用產(chǎn)生的加速度分離出來直接以顯式體現(xiàn)在模型中,即¨x=g(x)+a˙a=-αa+w(9)式中g(shù)(x)——重力加速度,它是x的非線性函數(shù)。必須指出,盡管作了改進,但在整個主動段完全采用簡單CA模型過于粗略。不過,針對彈道部分片斷采用CA模型仍然可取。采用重力轉(zhuǎn)彎模型也是可取的,尤其對于單級火箭發(fā)動機。它的基本假設(shè)在于,導(dǎo)彈在轉(zhuǎn)彎瞄準(zhǔn)(pitch-over)后,其推力方向與速度矢量方向是一致的,即迎角(angleofattack)為零,隨后彈道的彎曲完全是重力作用的結(jié)果。重力轉(zhuǎn)彎模型比較簡單,但又比普通大線性CA模型更準(zhǔn)確地反映了火箭發(fā)動機第一級的運動特征。彈道導(dǎo)彈戰(zhàn)術(shù)參數(shù)估計的另一類重要方法要利用目標(biāo)彈道輪廓的先驗知識,即基于模板(profile-dependent)的方法。它基于如下事實:世界范圍內(nèi)彈道導(dǎo)彈的基本類型是有限的,尤其是在不同的熱點地區(qū)彈道導(dǎo)彈的類型是比較固定的;彈道導(dǎo)彈主動段的彈道近似在一個平面內(nèi)。所以,可以事先將不同類型目標(biāo)彈道及紅外輻射強度存儲在數(shù)據(jù)庫,形成所謂標(biāo)稱彈道輪廓和強度(nominalprofileandintensity)。實際應(yīng)用中,將實測數(shù)據(jù)與數(shù)據(jù)庫進行對照,確定導(dǎo)彈類型(即導(dǎo)彈匹配)并作出估計。標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)庫如表1所示。表中I——紅外輻射強度;hp和dp——導(dǎo)彈高度及到發(fā)射點的水平距離,都是飛行時間t的函數(shù)。數(shù)據(jù)庫中的TBM標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)包括了TBM從發(fā)射點到關(guān)機點的數(shù)據(jù)。在實際應(yīng)用中,往往可以采用兩個4階的多項式來分別表示上述高度和距離。利用先驗彈道和輻射強度信息進行戰(zhàn)術(shù)參數(shù)估計是一種非常實用的方法。尤其在早期空間預(yù)警系統(tǒng)應(yīng)用中,地面站還不具備將多顆衛(wèi)星得到的數(shù)據(jù)融合起來的功能,只能實現(xiàn)“平面”視野,沒有先驗知識無法實現(xiàn)有效的戰(zhàn)術(shù)參數(shù)估計。在實際應(yīng)用中,上述兩類方法是結(jié)合起來的。往往先采用第一類方法進行導(dǎo)彈運動狀態(tài)的粗略估計,再利用先驗知識采用第二類方法確定導(dǎo)彈類型,進行彈道修正,從而確定有關(guān)發(fā)射參數(shù)如發(fā)射點經(jīng)緯度、發(fā)射時間、射向(heading)等,再通過觀測數(shù)據(jù)及先驗知識確定關(guān)機點狀態(tài)、預(yù)報落點并將估計狀態(tài)和誤差傳遞給落點附近的預(yù)警雷達等。對于DSP預(yù)警系統(tǒng)而言,由于距離所限,所有的觀測到關(guān)機點就結(jié)束了。又因為掃描周期及衛(wèi)星個數(shù)所限,對最后關(guān)機點狀態(tài)的確定誤差較大。但是,關(guān)機點狀態(tài)的確定又對最后落點預(yù)報影響非常大。此時,利用低軌衛(wèi)星對關(guān)機后目標(biāo)的觀測顯得非常重要,它可以更加準(zhǔn)確地確定關(guān)機后目標(biāo)的運動狀態(tài)。這也是未來SBIRS發(fā)展的方向。在自由飛行段,彈道導(dǎo)彈完全在地球重力作用下飛行,由于處于大氣層外,空氣阻力為零,此時目標(biāo)運動方程可以用下面的方程完全表示¨x=-μx∥x∥3(10)式中μ——地球重力常數(shù)。一旦確定了某參考時刻(可以選為關(guān)機時刻)目標(biāo)的位置和速度矢量,上述微分方程就完全確定了目標(biāo)彈道。如果考慮攝動力,則有更加準(zhǔn)確的方程。所有的問題歸結(jié)為對參考時刻目標(biāo)狀態(tài)的估計。5主要問題和可能的解決方法上述的基本戰(zhàn)術(shù)參數(shù)估計方法在應(yīng)用中仍存在許多問題,包括以下幾個方面。(1)觀測方式和數(shù)據(jù)更新率低空間預(yù)警系統(tǒng)采用的無源紅外探測器無法獲得距離信息,這給準(zhǔn)確的定位和跟蹤帶來了困難。文獻稱采用多譜測距方法可能實現(xiàn)被動測距,但可行性尚在探討中?？傊?若只利用到達角信息,就必須考慮可觀測性的問題,尤其在單站觀測情況下。因此,理想的方式是采用星座(至少兩顆星)共同觀測。此外,空間預(yù)警系統(tǒng)數(shù)據(jù)更新率不高,且由于軌道高度所限只能觀測主動段的目標(biāo)。對于遠程戰(zhàn)略彈道導(dǎo)彈問題尚不大,但對于中、近程戰(zhàn)術(shù)彈道導(dǎo)彈測量到的數(shù)據(jù)就比較有限了?？紤]大氣透過率的因素,在不利條件下,紅外探測器會丟失導(dǎo)彈主動段前幾十秒的數(shù)據(jù),預(yù)警性能大大降低。解決的辦法仍然是采用星座,并且包括高軌和低軌衛(wèi)星,這樣不僅可以增加主動段的觀測數(shù)據(jù),而且在火箭關(guān)機后仍然可以進行觀測。(2)多模方法的運用首先,對于目標(biāo)飛行各階段進行完全準(zhǔn)確的建模比較困難。在主動段,導(dǎo)彈的運動模型很復(fù)雜,在垂直上升、轉(zhuǎn)彎瞄準(zhǔn)及主動段末