一种弹目交会角控制方法 |
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申请号 | CN202410135843.6 | 申请日 | 2024-01-31 | 公开(公告)号 | CN117991807A | 公开(公告)日 | 2024-05-07 |
申请人 | 西北工业大学; | 发明人 | 孟江浩; 杨军; 袁博; 朱学平; 李玥; 朱苏朋; | ||||
摘要 | 本 发明 公开了一种弹目交会 角 控制方法,涉及导弹制导技术领域,包括以下步骤:获取目标的初始 位置 与导弹的初始位置;根据目标与导弹的初始位置计算弹目初始视线角和弹目初始距离;设定弹目交会角,根据弹目交会角、弹目初始视线角和弹目初始距离设计发射后置角;通过时变比例导引律生成过载指令,对导弹进行制导;对发射以及制导过程进行仿真,根据仿真结果得到弹目交会角,若弹目交会角不满足约束条件,则 迭代 发射后置角和时变比例导引律系数,直至满足约束条件。本发明实现了制导和弹目交会角需求目的,此方法在可以在工程上精确实现。 | ||||||
权利要求 | 1.一种弹目交会角控制方法,其特征在于,包括以下步骤: |
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说明书全文 | 一种弹目交会角控制方法技术领域[0001] 本发明涉及导弹制导技术领域,特别是涉及一种弹目交会角控制方法。 背景技术[0002] 导弹制导一般采取半前置角发射且导引律系数不变,但此种制导方法无法满足有较大弹目交会角的需求的制导方案。 [0003] 随着作战样式的变革,打击任务更加多样,外界干扰更加复杂,为保证制导系统能够满足精度和交会角约束的要求,同时需要具有很强的鲁棒性。智能控制、自适应控制、模糊控制等先进的理论和方法必将融入导引律的设计之中,但是越先进的制导律往往意味着需要越多的弹目信息。因此工程中较为常用的是对弹目信息需求不大的基于交会角约束的偏置比例导引律或者基于交会角约束的最优比例导引律。 [0004] 不论是基于交会角约束的偏置比例导引律还是基于交会角约束的最优比例导引律,二者共同的特点是弹道末端既要产生保证精度的指令又要产生保证交会角的指令。但是对于精确打击的导弹来说,要执行保证交会角指令便需要攻角产生过载,即弹道末端攻角无法收敛。要保证命中精度则需要弹道末端攻角收敛。因此基于交会角约束的偏置比例导引律和基于交会角约束的最优比例导引律,在实现交会角约束的同时,必定会牺牲一定的命中精度。 发明内容[0005] 本发明实施例提供了一种弹目交会角控制方法,解决了现有基于交会角约束的偏置比例导引律和基于交会角约束的最优比例导引律,在实现交会角约束的同时,必定会牺牲一定的命中精度的问题。 [0006] 本发明提供一种弹目交会角控制方法,包括以下步骤: [0007] 获取目标的初始位置与导弹的初始位置; [0008] 根据目标与导弹的初始位置计算弹目初始视线角和弹目初始距离; [0009] 设定弹目交会角的约束条件,根据弹目交会角、弹目初始视线角和弹目初始距离设计发射后置角; [0010] 根据发射后置角将导弹进行发射; [0011] 通过时变比例导引律生成过载指令,对导弹进行制导; [0012] 对发射以及制导过程进行仿真,根据仿真结果得到弹目交会角,若弹目交会角不满足约束条件,则迭代发射后置角和时变比例导引律系数,直至满足约束条件。 [0013] 优选的,通过下式对所述弹目初始视线角进行计算: [0014] [0015] 式中,q0为弹目初始视线角,(xT0,yT0)为目标的初始位置,(xm0,ym0)为导弹的初始位置; [0016] 通过下式对所述弹目初始距离进行计算: [0017] [0018] 式中,R0为弹目初始距离。 [0019] 优选的,所述弹目交会角的约束条件为90°‑Δχ≤χ≤90°+Δχ,式中,χ为弹目交会角,导弹与目标速度垂线的夹角不大于Δχ。 [0020] 优选的,所述发射后置角为η0,η0=η0(q0,R0,χ)。 [0021] 优选的,通过时变比例导引律生成过载指令,对导弹进行制导,包括: [0022] 在中制导阶段,增大导引律系数生成过载指令,对导弹进行制导。 [0023] 优选的,还包括在末制导阶段,通过广义比例导引律生成过载指令,对导弹进行制导,包括以下步骤: [0024] 获取目标的当前位置和速度以及导弹的当前位置和速度; [0025] 根据目标的当前位置和速度以及导弹的当前位置和速度计算弹目当前视线角、弹目视线角速度、弹目相对距离和弹目相对速度; [0026] 通过弹目视线角速度和弹目相对速度实现广义比例导引律,生成过载指令,对导弹进行制导。 [0027] 优选的,通过下式对所述弹目当前视线角进行计算: [0028] [0029] 式中,q为弹目当前视线角,(xT,yT)为目标的当前位置,(xm,ym)为导弹的当前位置; [0030] 通过下式对所述弹目视线角速度进行计算: [0031] [0032] 其中, [0033] Δx=xT‑xm [0034] Δy=yT‑ym [0035] ΔVx=VxT‑Vxm [0036] ΔVy=VyT‑Vym [0037] 式中, 为弹目视线角速度,(VxT,VyT)为目标的速度,(Vxm,Vym)为导弹的速度; [0038] 通过下式对所述弹目相对距离进行计算: [0039] [0040] 式中,R为弹目相对距离; [0041] 通过下式对所述弹目相对速度进行计算: [0042] [0043] 式中, 为弹目相对速度。 [0044] 优选的,所述导弹过载指令如下所示: [0045] [0046] 其中, [0047] θ=arctan(Vym/Vxm) [0048] 式中,nc为过载指令,K(t)为时变比例导引律系数,θ为导弹弹道倾角。 [0049] 与现有技术相比,本发明的有益效果是: [0050] 本发明根据弹目交会角、弹目初始视线角和弹目初始距离设计发射后置角,然后通过时变比例导引律生成过载指令,对导弹进行制导。本发明利用视线角速度以及时变调节比例导引律系数,通过比例导引律实现制导和弹目交会角需求目的。最后对发射以及制导过程进行仿真,根据仿真结果得到弹目交会角,若弹目交会角不满足约束条件,则迭代发射后置角和时变比例导引律系数,直至满足约束条件。本发明不仅实现交会角约束,同时其脱靶量较小,命中精度高。附图说明 [0051] 为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案,下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍,显而易见地,下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例,对于本领域普通技术人员来讲,在不付出创造性劳动的前提下,还可以根据这些附图获得其他的附图。 [0052] 图1为本发明的弹目交会角示意图; [0053] 图2为本发明的弹道对比示意图; [0054] 图3为本发明实施例的导引律系数K取值曲线; [0055] 图4为本发明实施例的不同导引律弹目运动轨迹曲线; [0056] 图5为本发明实施例的不同导引律弹道倾角曲线; [0057] 图6为本发明实施例的不同导引律法向过载曲线; [0058] 图7为本发明的一种弹目交会角控制方法的流程图。 具体实施方式[0059] 下面将结合本发明实施例中的附图,对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述,显然,所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例,而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例,本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例,都属于本发明保护的范围。 [0060] 对于某些对地打击的空中目标,其头部壳体远厚于侧面,导弹对目标的有效打击位置为目标侧面且要求弹目交会角在一定范围内。参照图7,基于以上需侧面打击的目标,本发明公开了一种弹目交会角控制方法,包括以下步骤: [0061] 第一步:获取目标的初始位置与导弹的初始位置。 [0062] 导弹发射前,制导站制导雷达获得目标的位置信息(xT0,yT0),导弹发射初始位置为(xm0,ym0)。 [0063] 第二步:设定弹目交会角,根据弹目交会角、弹目初始视线角和弹目初始距离设计发射后置角。 [0064] 参照图1,弹目交会角定义:目标速度指向与导弹速度指向反方向的夹角,如图1所示,θ为导弹姿态角,θT为目标姿态角,χ角为弹目交会角。χ=0°时,相当于导弹与目标迎面相遇,χ=180°时,相当于导弹对目标尾追攻击。 [0065] 假设弹目交会角要求为导弹与目标速度垂线的夹角不大于Δχ,则对弹目交会角的要求为90°‑Δχ≤χ≤90°+Δχ。若导弹采取半前置角发射且导引律系数不变,则导弹前向攻击目标,无法达到侧面打击目标的目的。本发明针对此类目标,设计针对目标侧面打击弹道,见图2。 [0066] 通过下式对弹目初始视线角进行计算: [0067] [0068] 式中,q0为弹目初始视线角,(xT0,yT0)为目标的初始位置,(xm0,ym0)为导弹的初始位置; [0069] 通过下式对弹目初始距离进行计算: [0070] [0071] 式中,R0为弹目初始距离。 [0072] 利用后置角发射可以使初始弹道向上弯曲,后置角的大小η0=η0(q0,R0,χ),即η0与弹目视线角初值q0、弹目初始距离R0和弹目交会角χ相关。 [0073] 第三步:根据发射后置角将导弹进行发射。 [0074] 第四步:中制导段,通过时变比例导引律生成过载指令,对导弹进行制导。 [0075] 仅利用后置发射无法实现弹道初始阶段的大过载转弯,在仍然利用比例导引律进行制导的条件下,可以通过时变调节比例导引律系数K(t),在弹道初始阶段适当增大的导引律系数K(t)以充分利用中制导段导弹的机动性能,在末制导段适当减小导引律系数K(t)到正常范围以精确命中目标。 [0076] 第五步:末制导阶段,通过广义比例导引律生成过载指令,对导弹进行制导。 [0077] 中末制导段,通过制导站制导雷达获得导弹和目标的位置信息,并将位置信息发送给导弹,导弹根据位置信息计算弹目视线角q、弹目视线角速度 弹目相对距离R和弹目相对速度 [0078] 由制导站制导雷达获得目标位置信息(xT,yT)、导弹位置信息(xm,ym)、目标速度信息(VxT,VyT)、导弹速度信息(Vxm,Vym)。 [0079] 通过下式对弹目当前视线角进行计算: [0080] [0081] 式中,q为弹目当前视线角,(xT,yT)为目标的当前位置,(xm,ym)为导弹的当前位置; [0082] 通过下式对弹目视线角速度进行计算: [0083] [0084] 其中, [0085] Δx=xT‑xm [0086] Δy=yT‑ym [0087] ΔVx=VxT‑Vxm [0088] ΔVy=VyT‑Vym [0089] 式中,为弹目视线角速度,(VxT,VyT)为目标的速度,(Vxm,Vym)为导弹的速度; [0090] 通过下式对弹目相对距离进行计算: [0091] [0092] 式中,R为弹目相对距离; [0093] 通过下式对弹目相对速度进行计算: [0094] [0095] 式中, 为弹目相对速度。 [0096] 导弹过载指令如下所示: [0097] [0098] 其中, [0099] θ=arctan(Vym/Vxm) [0100] 式中,nc为过载指令,K(t)为时变比例导引律系数,θ为导弹弹道倾角。 [0101] 通过仿真得到弹目交会角,若弹目交会角满足要求90°‑Δχ≤χ≤90°+Δχ,则确定发射后置角和时变比例导引律系数; [0102] 若χ不满足要求,则迭代调节发射后置角和时变比例导引律系数,直至χ满足要求。 [0103] 实施例 [0104] 在垂直平面建立弹目运动关系,验证比例导引律、基于交会角约束的最优比例导引律和本发明基于后置发射和时变增益比例导引律的区别。 [0105] (1)建立导弹运动学模型,假设导弹飞行过程中速度不变: [0106] 弹道倾角计算方程为: [0107] [0108] [0109] 式中,g为重力加速度,取9.81m/s2;Vm为导弹速度,取200m/s;n为导弹法向过载;θ0为弹道倾角初值也是导弹发射高低角;Tk为简化一阶控制系统时间常数,取0.1;nc为导引律输出的过载指令。 [0110] 导弹速度信息计算方程为: [0111] [0112] 导弹位置信息计算方程为: [0113] [0114] 式中,导弹初始位置xm0=0m,ym0=0m。 [0115] (2)建立目标运动学模型,假设目标做匀速直线运动: [0116] 目标速度信息计算方程为: [0117] [0118] 式中,VT为目标速度,取150m/s;θT为目标速度方向,取‑100°。 [0119] 导弹目标信息计算方程为: [0120] [0121] 式中,目标初始位置xT0=1000m,yT0=1500m。 [0122] (3)弹目相对运动学模型 [0123] 弹目视线角计算方程: [0124] [0125] 弹目视线角速度计算方程: [0126] [0127] 弹目相对距离计算方程: [0128] [0129] 弹目相对速度计算方程: [0130] [0131] 式中,Δx=xT‑xm,Δy=yT‑ym,ΔVx=VxT‑Vxm,ΔVy=VyT‑Vym。 [0132] 弹目初始视线角、弹目初始距离计算方程分别为: [0133] [0134] [0135] (4)导弹发射高低角计算方程为: [0136] θ0=q0+η0 [0137] 若发射高低角θ0=q0,则表示导弹指向目标发射,此时发射偏置角η0=0°;若发射高低角方向偏向目标运动方向,表示导弹为前置发射,针对本例此时η0<0°;若发射高低角方向偏向目标运动方向的反方向,表示导弹为后置发射,针对本例此时η0>0°。 [0139] a.广义比例的导引律,导弹过载指令nc计算方程为: [0140] [0141] b.基于交会角约束的最优比例导引律,导弹过载指令nc计算方程为: [0142] [0143] 式中,Kθf为末端弹道倾角约束项系数,利用优化理论的方法得Kθf=2;θf为期望末端弹道倾角,取20°;K为导引系数,取4。 [0144] (6)数值仿真 [0145] 三种导引律对比仿真: [0146] a.指向预测命中点的广义比例导引律,前置发射角η0=‑17.47°,导引律系数K(t)=3; [0147] b.基于交会角约束的最优比例导引律,指向目标发射; [0148] c.基于后置发射和时变增益比例导引律,后置发射角η0=25°,导引律系数K(t)取值见图3。 [0149] 仿真结果见表1及图4~图6,假设Δχ要求不大于30°,则弹目交会角χ需满足要求60°≤χ≤120°方能实现对目标的侧向打击需求。 [0150] 从仿真结果可以看出:指向预测命中点的广义比例导引律飞行时间最短,脱靶量最小,但是不满足弹目交会角约束需求;基于交会角约束的最优比例导引律虽然能满足弹目交会角约束需求,但是弹道末段过载较大且变化剧烈,脱靶量明显较大;本发明的基于后置发射和时变增益比例导引律,不仅能满足弹目交会角约束需求,而且充分利用了中制导段导弹机动性能完成转弯,弹道末段收敛,脱靶量较小。 [0151] 表1仿真结果脱靶量及弹目交会角 [0152] [0153] 本发明包括:通过制导站制导雷达获得导弹和目标的位置信息,并将位置信息发送给导弹,导弹根据位置信息计算弹目视线角q和弹目视线角速度 ;通过弹目视线角初值q0和弹目交会角χ需求设计发射后置角η0;利用视线角速度 以及时变调节比例导引律系数K(t),通过比例导引律实现制导和弹目交会角χ需求目的。本发明通过制导站制导雷达获得导弹和目标的位置信息,并根据位置信息及投影参数计算弹目视线角和弹目视线角速度,通过弹目视线角初值和弹目交会角需求设计导弹发射后置角和时变比例导引律导引系数,实现了制导和弹目交会角χ需求目的,此方法在可以在工程上较精确实现。 [0154] 尽管已描述了本发明的优选实施例,但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念,则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以,所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。 [0155] 显然,本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样,倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内,则本发明也意图包含这些改动和变型在内。 |