CN107529366B - 带弹道角约束的制导方法 - Google Patents
带弹道角约束的制导方法Info
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Abstract
一种导弹末制导方法，包括以下步骤：首先建立导弹与目标之间的相对运动方程，在方程中考虑了目标机动加速度的影响；然后综合考虑脱靶量和弹道角的要求，基于滑模控制理论并结合弹-目相对运动方程设计制导律，进一步对制导律中的切换项进行适当修正，以克服目标机动带来的影响。本发明能够更大地提高制导系统对目标机动加速度的适应能力，并能够保证在命中目标时导弹具有期望的弹道角，从而提高对目标的毁伤程度，而且可以在线自主地确定制导参数，简化了设计过程，降低了设计工作量，提高了制导系统的鲁棒性。
Description
技术领域
本发明涉及一种导弹的木制导方法，可以保证在命中目标的同时导弹具有期望的弹道角，从而解决深度毁伤目标的问题。
背景技术
本发明针对导弹深度毁伤目标的要求，依靠制导方法来保证在命中目标时导弹具有期望的弹道角，而且能够提高制导系统对机动目标的打击精度，并可以在线自主地确定制导参数，简化了设计过程，降低了设计工作量，克服被动探测装置仅能测距测速的缺陷，提高了制导系统的鲁棒性核对目标机动加速度的适应能力。
发明内容
本发明的技术解决问题：
主要针对现有制导方法难以深度毁伤目标、无法应对机动目标、制导系统适应能力差、受被动探测装置不可测距测速的制约等缺陷，提出一种带弹道角约束的制导方法，以有效应对机动目标、保证命中目标的同时导弹具有期望的弹道角、提高制导系统的在线适应能力，并克服被动探测装置仅能测距测速的缺陷。
本发明的技术方案：
在极坐标系下建立考虑目标机动的弹-目相对运动方程，以便于研究目标机动运动对弹-目相对运动的影响，并且为带弹道角约束的制导律设计奠定基础；
综合考虑零脱靶量和期望弹道角的要求来选取滑动模态，并选取自适应趋近律以保证滑动模态具有良好的动特性，通过Lyapunov第二法推导满足稳定性条件的带弹道角约束的滑模制导律；
为了克服目标机动加速度的影响，设计切换函数，并对其进行适当修正，其中包括使用高增益连续函数来替换切换函数，和自适应地调整高增益连续项的控制增益；
对滑模制导方法进行分析，给出目标机动加速度、弹-目相对距离和相对速度的估算方法。
本发明与现有技术相比的优点如下：
(1)现有的末制导方法针对机动目标时的脱靶量较大，无法直接命中目标，不能满足精确制导的要求。而本发明将目标的机动加速度视为系统的不确定性干扰，通过滑模制导方法来加以抑制，能够有效地减小脱靶量，提高制导系统的命中精度；
(2)现有的末制导方法在针对非机动目标时即便能够直接命中，但却不能保证导弹具有期望的弹道角，因此不能获得更好的毁伤效果。而本发明综合考虑脱靶量和导弹弹道角两方面的要求，基于滑模控制理论设计制导律，能够保证导弹在命中目标的同时具有希望的弹道角，提高对目标的毁伤程度；
(3)现有的末制导方法的制导参数是基于离线试凑法得到的，这需要依靠丰富的工程经验，并且设计过程复杂、计算量大，由于制导参数是离线确定好的，因此在线适应能力较差，不能有效地抑制扰动。而本发明在线自主地确定制导参数，能够适应系统参数的大范围变化，提高系统的鲁棒性；
(4)现有的末制导方法受到被动探测装置无法测距测速的技术制约，对弹-目相对距离和相对速度未加考虑，因此制导精度较低。而本发明利用被动探测装置仅可测量的角度信息，能够对弹-目相对距离和相对速度进行估算，提高制导系统的精度。
附图说明
图1 带弹道角约束的制导方法流程图
图2 导弹与目标之间的相对运动关系图
图3 带弹道角约束时的导弹飞行轨迹
图4 带弹道角约束时的弹-目视线角变化曲线
图5 带弹道角约束时的弹-目视线角速率变化曲线
图6 带弹道角约束时的导弹攻角变化曲线
具体实施方式
图1是带弹道角约束的制导方法流程图，包括：将目标加速度视为系统的不确定性1，目标运动信息2，弹目相对运动关系3，带弹道角约束的滑模制导律4，修正后的制导律5，滑动模态设计6，自适应趋近律设计7，Lyapunov第二法8，光滑处理9，使用高增益连续函数替换切换函数10，目标机动加速度估算11，为弹-目相对距离和相对速度的估算12，解析重构法13。
图2为导弹与目标之间的相对运动关系图。其中，λ为弹-目视线角，R为弹-目相对距离，aMy为导弹机动加速度在视线坐标系y方向上的分量，aTy为目标机动加速度在视线坐标系y方向上的分量。
本发明的主要步骤介绍如下：
●建立极坐标系下考虑目标机动的弹-目相对运动方程如下；
其中，λ为弹-目视线角，R为弹-目相对距离，aMn、aTn分别为导弹、目标的法向机动加速度分量。
●综合考虑零脱靶量和期望弹道角的要求来选取滑动模态，并选取自适应趋近律以保证滑动模态具有良好的动特性，通过Lyapunov第二法推导满足稳定性条件的带弹道角约束的滑模制导律如下：
其中，K1、K2、K3、ε为制导参数。
●为了克服目标机动加速度的影响设计切换函数，并对其进行适当修正，使
●用高增益连续函数来替换切换函数，而且自适应地调整高增益连续项的控制增益，得到修正后的制导律如下：
其中，δ为制导参数。
●对滑模制导方法进行分析，根据解析重构法给出目标机动加速度的估算方法，并给出弹-目相对距离和相对速度的估算方法如下：
应用实例：
设定导弹位于水平距离目标2km远、垂直距离目标3km高处，其飞行速度为300m/s，攻角为2°，目标在地面作20m/s的等速直线运动。图2给出了空面导弹与面目标之间的相对运动关系。
图3显示了使用带弹道角约束的制导方法时导弹的飞行轨迹，可以看出在命中目标的同时，导弹具有近似与地面垂直的弹道倾角，因此可以保证对目标的深度毁伤。
图4显示了使用带弹道角约束的制导方法时导弹与目标之间的线高低角的变化曲线，可以看出在命中目标的同时，导弹具有近似与地面垂直的弹道倾角，这与由图4得出的结论是一致的。
图5显示了使用带弹道角约束的制导方法时导弹与目标之间视线角速率的变化曲线，可以看出视线角速率在22.5s附近趋于零，因此导弹可以命中目标，具有零脱靶量。
图6显示了使用带弹道角约束的制导方法时导弹攻角的变化曲线，可以看出在命中目标的同时，导弹的攻角近似等于零，导弹的速度方向近似与地面垂直，可以保证垂直打击目标，这与图4和图5得出的结论也是互相吻合的。
上述实例表明本发明所述的带弹道角约束的制导方法能够在保证零脱靶量和命中目标时刻导弹的弹道角，从而保证导弹对目标毁伤效果的最佳化。
Claims (1)
1.一种带弹道角约束的制导方法，其特征在于包括以下步骤：
A.将目标的机动加速度视为系统的不确定性干扰，建立导弹与目标之间的相对运动方程：
其中，λ为弹-目视线角，R为弹-目相对距离，aMn、aTn分别为导弹、目标的法向机动加速度分量；
B.基于滑模控制理论并结合弹-目相对运动方程设计制导律，满足脱靶量和弹道角的要求：
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其中，k1、k2、k3、ε为制导参数；
C.设计切换函数，对制导律中的切换项进行修正，使用高增益连续函数来替换切换函数，而且自适应地调整高增益连续项的控制增益，以克服目标机动加速度的影响，修正后的制导律为：
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D.根据解析重构法给出目标机动加速度的估算方法：
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E.利用弹体携带的被动式导引头传感器探测的导弹和目标之间的视线角和视线角速率信息，估算弹-目相对距离和相对速度，从而实现对机动目标的精确打击。
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109596013A (zh) * | 2018-12-27 | 2019-04-09 | 北京航天飞腾装备技术有限责任公司 | 空对地武器制导控制方法和装置 |
| CN110309576A (zh) * | 2019-06-26 | 2019-10-08 | 西北工业大学 | 基于排队论的视线角速度随机扰动建模方法 |
| CN111649906A (zh) * | 2020-08-06 | 2020-09-11 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种风洞试验的受油机模型支撑装置的滑膜跟随控制方法 |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109596013A (zh) * | 2018-12-27 | 2019-04-09 | 北京航天飞腾装备技术有限责任公司 | 空对地武器制导控制方法和装置 |
| CN109596013B (zh) * | 2018-12-27 | 2021-10-22 | 北京航天飞腾装备技术有限责任公司 | 空对地武器制导控制方法和装置 |
| CN110309576A (zh) * | 2019-06-26 | 2019-10-08 | 西北工业大学 | 基于排队论的视线角速度随机扰动建模方法 |
| CN110309576B (zh) * | 2019-06-26 | 2022-04-29 | 西北工业大学 | 基于排队论的视线角速度随机扰动建模方法 |
| CN111649906A (zh) * | 2020-08-06 | 2020-09-11 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种风洞试验的受油机模型支撑装置的滑膜跟随控制方法 |
| CN111649906B (zh) * | 2020-08-06 | 2021-08-10 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种风洞试验的受油机模型支撑装置的滑膜跟随控制方法 |
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