CN106688324B - 近程空地弹混合程控段末制导段导引方法 - Google Patents
近程空地弹混合程控段末制导段导引方法Info
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Abstract
本发明涉及一种近程空地导弹混合程控段+末制导导引技术，其特征在于：导弹发射后空中弹道分为程控段，过渡段和末制导段三段。在程控段引入控制规律，优化程控段弹道，提高导弹机动能力。在程控段与末制导段之间设置一过渡段，使程控段与末制导段能够顺利交接，导引信号引入时，不会引起过大弹体自激振荡。在末制导段，采用特定导引律，引导导弹接近目标直至击中。在此三段飞行弹道基础上，可设置特定的调节参数，对弹道轨迹实现全程优化，满足攻击要求。
Description
技术领域
本发明涉及一种近程空地导弹混合程控段+末制导导引技术，可解决空中弹道优化问题和满足攻击目标条件要求。
背景技术
本发明是针对一类近程空地导弹，其发射后，推力只维持数秒，弹体在击中目标前的剩余时间段内，依靠某种制导方案实现攻击目标要求，这种导弹的飞行参数变化较大，尤其是速度变化的影响。应保证在有动力前后对系统影响较小，且在击中目标前保证速度有一定余量。
在已有的工程算法中，多采用全程制导或程控+末制导方法。已有的全程制导方案对导引头要求较高，且其导引的弹道较为平滑，对扰动约束较为敏感，很多时候不满足末端攻击目标条件要求，或在空中丢失目标导致系统发散，因此全程制导对这种类型的近程空地导弹要求较为苛刻。已有的程控+末制导方案多属于推力时间长，且对飞行高度或飞行航迹进行控制，保证末制导段在一定高度条件下，接入导引信号，实现标攻击对目。只对姿态控制的弹道资料较少，而对弹道优化实现姿态控制指令解算的资料未发现。
采用本发明后，其特点是弹道可在程控段、过渡段和末制导段基础上对关键参数进行调整，实现全程弹道优化和目标攻击条件。由于程控段只能对姿态控制，故需设定一过渡段，这种过渡段不同与其他类似方法，因为它控制弹体姿态来保证导引头在合理范围内，保证末制导段接入时，导引头不丢失目标或弹体不振荡过大。
发明内容
本发明的技术解决问题：
主要针对近程空地导弹发射后，推力只维持数秒，弹体在击中目标前的剩余时间内依靠全程制导的方案击中目标的缺点，提出一种可靠性高、性能高的混合程控段+末制导段的制导方案。根据近程导弹性能和传感器安装特性，采用特定的控制方案与制导方案解决弹道优化的问题和满足攻击目标条件的要求。
本发明的技术方案：
近程空地导弹发射后，推力只维持数秒，弹体在击中目标前的剩余时间段内，依靠混合程控段+末制导段的制导方案实现攻击目标要求。弹体动力学由于推力的有无，导致速度在飞行区域变化很大，属于典型的非线性系统控制类型，控制律和制导律设计难度较大。
操稳特性分析显示，关闭发动机前后弹体纵向长周期发散，短周期稳定，故与短周期有关的姿态角可控。弹体头部安装导引头，可探测弹目之间的相对视线角和角速率。弹体只安装陀螺用于测量体轴角速率，可通过捷联姿态系统四元数方法解算出姿态角信号，供控制律和制导律使用。由于弹体没有安装捷联惯导系统和加速度，及空速管之类的传感器件，控制导引律能引用的信号只有姿态角和弹体角速率，以及导引头输出导引信号，导弹无法对诸如速度、加速度、推力、飞行航迹等信号进行控制。
假设导引头发射前捕获。为保证导弹攻击目标脱靶量要求和灌顶攻击角要求，同时能对弹道实现优化，发挥弹体的机动能力，对程控段的姿态角指令进行优化。在程控段与末制导段之间设置一过渡段，使得程控段与末制导段能够顺利交接，导引信号引入时，不会引起过大弹体自激振荡，导致系统不稳定。在末制导段，合理利用程控段和过渡段形成的弹目之间的较大空间位置和合适的姿态角，采用特定导引律，引导导弹接近目标直至击中，满足脱靶量和灌顶攻击角的要求。
在此三段飞行弹道基础上，可设置特定的调节参数，对弹道轨迹实现全程优化，满足攻击要求，优化算法可采用常规优化算法，或采用遗传算法或蚁群算法等。
本发明的原理：
采用混合控制导引律比使用单一制导律或控制律能更大的提高系统的鲁棒性，能更合理的优化弹道，有效改善弹目之间的相对空间位置与姿态角，提高导弹攻击目标终值条件的可靠性，提高弹体的机动能力，因此引入混合程控段+末制导导引律能较好的解决全程制导方案中的诸多问题。
由于弹体安装传感器的限制，弹道只能对弹体姿态角和姿态角速率实现控制，以及导引信号实现制导，合理调节关键参数，在程控段、过渡段和末制导段基础上，能优化出理想弹道。
本发明与现有技术相比的优点如下：
(1)全程制导过早接入导引律，在弹目之间距离较远时，由于发射和测量条件影响，特别是在扰动条件下如阵风、推力偏心等，导引头容易产生导引信号误差，导致导引律失效。而本发明延迟引入制导律，会提高末制导信号鲁棒性和可靠性；
(2)全程制导过早接入导引律，会使弹道轨迹较为平滑，若弹体气动外形设计不好，导弹不能保证一定的空间高度和姿态角，会使导弹过早坠地，从而使得脱靶量过大。而本发明在程控段，使导弹处于合理的空间高度和姿态角，可对弹道实现优化，充分发挥弹体的机动性能；
(3)全程制导过早接入导引律，使得导弹攻击目标时，灌顶攻击角可能较小，不能满足战斗部攻击半径的要求，而本发明可在末制导段延迟接入导引信号，有助于提高导弹命中目标时的质量；
(4)全程制导发射初期就引入制导律会限制弹体机动性，易导致制导律执行无效，不能满足弹体攻击要求。因此发射后滞后一定时间再接入制导律能有效克服上述缺点，这就要求设计一程控段通过过渡段后再接入制导律，实现混合程控律导引律方法对弹体调节攻击目标。
(5)弹道可在程控段、过渡段和末制导段基础上对关键参数进行调整，实现全程弹道优化，实现目标攻击条件。
附图说明
图1混合程控段+末制导段三阶段流程图；
图2程控+末制导俯仰角随时间变化曲线；
图3程控+末制导偏航角随时间变化曲线；
图4程控段与过渡段三通道PID解耦控制器；
图5导引段三通道制导律；
图6高度-距离，两种策略比较；
图7侧偏-距离，两种策略比较；
图8姿态角，框架角，视线角-时间，两种策略比较；
图9扰动条件下，全程制导角度变化
具体实施方式
图1为混合程控段+末制导段三阶段流程图，其中(1)为程控段，(2)为过渡段，(3)为末制导段，(4)为初始弹目相对位置参数，(5)为判断攻击目标是否实现，(6)为结束，(7)为调整姿态指令序列，(8)为在线或离线设计俯仰和偏航控制参数，(9)为控制程控端末端姿态，(10)为调整过渡俯仰角和偏航角，(11)为在线或离线设计俯仰和偏航控制参数，(12)控制导引头框角满足|η|＜κ且|λ|＜μ条件，(13)导弹和目标之间的相对信息，(14)在线或离线设计比例导引率，(15)脱靶量及灌顶攻击角满足|Rtf|≤Af，|θtf|≤Bf。
●在0秒时，导弹发射，参数初始化。当导弹载机探测到目标信号后，测定目标相对载机相对斜矩信号，及载机与目标相对高度信号，根据弹体在载机导发架上的安装角度解算出弹体的三轴姿态角度俯仰角，偏航角和滚转角作为初始发射信号γ0，且导弹在发射前已完成导引头框架角对准弹目连线过程，即获取俯仰框架角η0和偏航框架角λ0，且俯仰框架角速率和偏航框架角速率初始为0，即
●在0～tcon秒内，导弹处于程控段，参见图2和图3所示，图中(1)为程控段，(2)为过渡段，(3)为末制导段，图中H为高度，T为目标。设定导弹俯仰控制指令控制弹体姿态角跟随俯仰控制指令直至程控段截止时，到过渡段前弹体姿态角保持为同理用于偏航指令控制直至程控段截止时，弹体偏航角保持为
●程控段反馈回三通道姿态角与姿态角速率信号ωz，ωy，γ，ωx，其分别为俯仰角和俯仰角速率，偏航角和偏航角速率，滚转角和滚转角速率。程控段控制律采用PID控制器或其他控制器可实现三通道解耦控制，PID实现可参见图4所示，只要满足一定的调节指标，采用根轨迹或频域BODE图调节或在线调节均可。
●在tcon～ttrans秒内，导弹处于过渡段，参见图2和图3所示。此时弹体姿态角由于没有对准视线角，需要迅速调整俯仰角和偏航角保持其在合理范围内，使得导引头框架角|η|＜κ且|λ|＜μ，其中κ和μ为某一较小正实数。这种控制策略可保证制导段接入时，导引头框架角和框架角速率在限制范围内振荡，而不会导致由于弹体俯姿态角速率过大的原因，导引头隔离导弹姿态角速率达到其饱和值而丢失目标。
●过渡段反馈回三通道姿态角与姿态角速率信号ωz，ωy，γ，ωx，程控段控制律采用PID控制器或其他控制器可实现三通道解耦控制，PID实现可参见图4所示，图中(16)为升降舵，(17)为副翼，(18)为方向舵，(19)为弹体，(20)为导引头，(21)为高低和偏转视线角，(22)不接入回路。只要满足一定的调节指标，采用根轨迹或频域BODE图调节或在线调节均可，具体调参可参阅相关资料。
●在ttrans～tend秒内，导弹处于末制导段，参见图2和图3所示。由于过渡段导引头框架角已经调整合适，引入制导律后，弹体姿态与姿态角速率以及框架角和框架角速率均不会产生较大振荡角速率，只要合理设置比例导引参数，就能满足脱靶量要求|Rtf|≤Af，以及灌顶攻击角要求|θtf|≤Bf，其中Af为末端脱靶量要求，Bf为末端灌顶攻击角要求。
●此时引入弹体信息与弹目之间相对信息信号η，λ，γ，ωx，ωy，ωz，制导段制导律采用比例导引法PN实现俯仰和偏航方向导引，而滚转方向实现PID控制。PN法实现可参见图5所示，相关编号与图4对应，制导律需要引入导引头俯仰和偏航向制导信号，具体调参可参阅相关资料。
●对上述关键参数采用优化算法，如遗传算法或蚁群算法调节，若最终攻击目标不满足脱靶量要求和灌顶攻击角要求，则重新计算，直至结果满足要求。
应用实例：
设定导弹从距离目标16公里远、10公里高的飞行载机上发射，其侧偏为1.4公里。图6至图8给出了无扰条件下，全程制导策略与程控段+末制导策略弹道比较图，其中图6给出了高度-距离比较图，图7给出了侧偏-距离比较图，图8给出了姿态角，框架角，视线角-时间比较图。
图6中实线为全程制导空中弹道，虚线为程控段+末制导空中弹道。可见由于程控段的作用，在末制导段，弹目之间的视线角变大，有助于提高灌顶攻击角的幅值。图7显示两种策略侧偏距离相差不大，这是由于侧向导引贯彻两种策略始终，没有引入程控段和过渡段。
图8实线显示了程控段+末制导策略的空中角度变化趋势，虚线为全程制导空中较大变化趋势。观察粉色姿态角实曲线，可见在44秒以前，导弹处于程控段，控制其姿态角为-9度，但由于弹体速度变化较大，只能在-9度附近变化。在44秒到59秒之间，弹体姿态角迅速下降到-26度，以满足框架角及其速率在一定范围内的要求，这以后到攻击结束，弹体处于制导段。姿态角继续下降。蓝色框架角实曲线显示，框架角与姿态角满足公式
其中，qB为俯仰视线角，为框架角与姿态角的合成角。框架角隔离姿态角(姿态角取反号)同时，指向视线角，在过渡段结束时，框架角保持在-2度，这可保证导引率接入时，框架角度在较小范围内振荡而不发散或超过限制。图中显示合成角(黑色实线)能准确跟踪视线角(红色实线)，在程控初始段和过渡段开始时，合成角有衰减性振荡，这相当于控制指令给出了一个阶跃信号。
图8中的虚线显示了全程制导空中角度趋势。代表弹体姿态的粉色虚线缓慢下降趋近黑色虚线，而导引头框架角缓慢趋近于0度，保证了弹道指向视线角。
图8显示程控段+末制导策略的末段视线角-29度比全程制导策略-25度小4度，故其灌顶攻击角更大。
图9显示了在扰动条件下如推力偏心10角分，全程制导策略由于发射时就引入了导引信号，其框架角和角速率已经超过范围而导致导弹发散。而相同扰动下，程控段+末制导策略则不会发生这种情况，因为在程控段，导引信号不接入，只要控制策略能对这种扰动鲁棒，弹体将会一直保持可控，直到接入导引律。这证明了程控段+末制导策略的鲁棒性更好
Claims (2)
1.一种近程空地弹混合程控段末制导导引方法，其特征在于：近程空地导弹发射后，推力只维持数秒，导弹发射后空中弹道分为三段，分别为程控段，过渡段和末制导段，程控段引入导弹姿态控制，优化程控段弹道，提高导弹机动能力，改善弹目之间相对空间位置；在程控段与末制导段之间设置一过渡段，在过渡段调整俯仰角和偏航角，使得导引头框架角|η|＜κ且|λ|＜μ，其中κ和μ为较小正实数；在末制导段，合理利用程控段和过渡段形成的弹目之间的空间位置和姿态角，采用比例导引法PN引导导弹接近目标直至击中，满足脱靶量和灌顶攻击角的要求，在此三段飞行弹道基础上，设置特定的调节参数，对弹道轨迹实现全程优化，满足攻击要求。
2.根据权利要求1所述的近程空地弹混合程控段末制导导引方法，其特征在于：程控段和过渡段均采用PID控制器实现三通道解耦控制。
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
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| CN106688324B true CN106688324B (zh) | 2014-02-26 |
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