CN108534614A - 一种三维全向实时预测制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及反导技术领域，公开了一种三维全向实时预测制导方法，包括：建立三维的来袭导弹与防御导弹的等加速度运动学模型，根据运动学模型在每时刻以来袭导弹和防御导弹当前的运动状态为输入计算预测拦截点位置，在每时刻将防御导弹以预测拦截点位置为目标，按照拦截静止目标的方式设计制导律，计算防御导弹的预测制导需求过载。本发明使用预测的思想设计制导律，将原本高速运动的、带有机动的来袭目标转变为低速运动的等效预测拦截目标，相较于传统制导律，在近距离面对大方位角来袭目标时，减小了脱靶量，增加了拦截精度，增强了对目标不确定性机动的鲁棒性，拦截范围更广，拦截时间更短。

Description

一种三维全向实时预测制导方法

技术领域

本发明涉及反导技术领域，特别涉及一种三维全向实时预测制导方法，该方法适用于航空航天器的制导与控制。

背景技术

在导弹防御任务中，制导技术是拦截成功与否的关键一环。当前主流的制导规律研究主要包括以比例导引律为代表的经典制导方法和以现代控制理论为基础的现代制导方法。当前的导弹拦截制导律存在以下问题：

第一，传统制导方法在应对高速和机动目标时产生脱靶量较大，精度较低。

第二，传统制导方法通常要求防御导弹发射时指向目标区域，而如果来袭导弹从侧向或大方位角近距离来袭，且防御导弹不得不沿固定方向发射时，防御导弹的视线角速度较大，需求的拦截过载将超过其本身性能的许用过载，因此难以满足近距离全向防御。

发明内容

针对传统制导方法存在的上述问题，本发明提出了一种三维全向实时预测制导方法，包括如下步骤：

S1：建立三维的来袭导弹与防御导弹的等加速度运动学模型。

来袭导弹与防御导弹的运动学模型为：

其中R_m,k，V_m,k，a_m,k分别为防御导弹在T_k时刻的位置、速度和加速度矢量；R_t,k，V_t,k，a_t,k分别为来袭导弹在T_k时刻的位置、速度和加速度矢量；T为时间步长。

S2：根据所述运动学模型，在每时刻以来袭导弹和防御导弹当前的运动状态为输入，计算预测拦截点位置。

从当前T_k时刻开始，首先计算防御导弹与来袭导弹的相对位置与相对速度，从而得到二者的接近速度与视线角速度，按照比例导引法计算防御导弹的法向过载，在防御导弹的等加速度模型中积分得到下一时刻T_k+1的位置与速度，假设来袭导弹保持T_k时刻飞行状态，重复迭代上述过程直至二者接近速度为负值时结束计算，此时来袭导弹位置R_t,k+n为预测拦截点位置R_Est,k。

S3：在每时刻将防御导弹以所述预测拦截点位置为目标，按照拦截静止目标的方式设计制导律，计算防御导弹的预测制导需求过载。

T_k时刻防御导弹与预测拦截点的相对位置和相对速度：

R_mE＝R_m,k-R_Est,k

V_mE＝V_m,k

防御导弹相对预测拦截点的视线角速度和接近速度：

Ω_mE＝R_mE×V_mE/|R_mE|²

由于常规的弹载设备无法测得Ω在弹道坐标系中x轴上的分量，因此只考虑Ω在y轴和z轴上的分量。导引信号滤波器使用一阶惯性环节，T_k时刻防御导弹的预测制导需求过载为：

其中：Ω_mEy和Ω_mEz为Ω_mE在y轴和z轴上的分量，τ为一阶惯性环节时间常数，g为重力加速度，θ为弹道倾角。

本发明的优点在于：

(1)使用预测的思想设计制导律，将原本高速运动的、带有机动的来袭目标转变为低速运动的等效预测拦截目标，相较于传统制导律减小了脱靶量，增加了拦截精度，增强了对目标不确定性机动的鲁棒性；

(2)使用迭代计算方法预测未来拦截区域，使得防御导弹在近距离面对大方位角来袭目标时，能够以较大过载快速转弯，且控制量随拦截过程平稳收敛，相较于传统制导律，拦截范围更广，拦截时间更短。

附图说明

图1：三维全向实时预测制导方法的流程图；

图2：来袭导弹与防御导弹运动关系示意图；

图3：预测制导方法与纯比例导引法的拦截弹道对比图；

图4：预测制导方法与纯比例导引法的法向过载曲线对比图。

具体实施方式

下文将结合具体附图和实例详细描述本发明具体实施例。

本发明一种三维全向实时预测制导方法，具体步骤如下：

S1：建立三维的来袭导弹与防御导弹的等加速度运动学模型。

来袭导弹与防御导弹的运动学模型为：

其中R_m,k，V_m,k，a_m,k分别为防御导弹在T_k时刻的位置、速度和加速度矢量；R_t,k，V_t,k，a_t,k分别为来袭导弹在T_k时刻的位置、速度和加速度矢量；T为时间步长。

防御导弹与来袭导弹在三维空间中的运动关系如图2所示。

S2：根据所述运动学模型，在每时刻以来袭导弹和防御导弹当前的运动状态为输入，计算预测拦截点位置。

从当前T_k时刻开始，首先计算防御导弹与来袭导弹的相对位置与相对速度：

R_mt,k＝R_t,k-R_m,k

V_mt,k＝V_t,k-V_m,k

从而得到来袭导弹相对防御导弹的视线角速度：

来袭导弹相对防御导弹的接近速度：

按照比例导引法计算防御导弹的法向过载：

在防御导弹的等加速度模型中积分得到下一时刻T_k+1的位置与速度，假设来袭导弹保持T_k时刻飞行状态，重复迭代上述过程直至二者接近速度为负值时结束计算，此时来袭导弹位置R_t,k+n为预测拦截点位置R_Est,k。

计算预测拦截点的伪代码如下：

S3：在每时刻将防御导弹以所述预测拦截点位置为目标，按照拦截静止目标的方式设计制导律，计算防御导弹的预测制导需求过载。

T_k时刻防御导弹与预测拦截点的相对位置和相对速度：

R_mE＝R_m,k-R_Est,k

V_mE＝V_m,k

防御导弹相对预测拦截点的视线角速度和接近速度：

Ω_mE＝R_mE×V_mE/|R_mE|²

由于常规的弹载设备无法测得Ω在弹道坐标系中x轴上的分量，因此只考虑Ω在y轴和z轴上的分量。导引信号滤波器使用一阶惯性环节，T_k时刻防御导弹的预测制导需求过载为：

其中：Ω_mEy和Ω_mEz为Ω_mE在y轴和z轴上的分量，τ为一阶惯性环节时间常数，g为重力加速度，θ为弹道倾角。

实施例：

初始时刻R_t＝(0,0,4000)，V_t＝(300,-138,-783)，R_m＝(0,0,0)，V_m＝(510,0,0)。将防御导弹的制导方法使用本文所设计的三维全向实时预测制导方法的仿真结果与经典的比例导引法(PN)进行了对比。

使用本文制导方法与纯比例导引法的拦截弹道对比图如图3所示，两种方法下的防御导弹的法向过载曲线如图4所示。由于防御导弹的法向机动能力有限，在这种近距大方位角来袭工况下，使用纯比例导引法时无法实现转弯拦截。而采用本文预测制导方法，防御导弹在初始时刻就以最大过载驱动自身指向未来拦截区域，并随着二者的逐渐逼近过载也逐步减小，最终成功拦截来袭导弹。

Claims (3)

1.一种三维全向实时预测制导方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1：建立三维的来袭导弹与防御导弹的等加速度运动学模型；

S2：根据所述运动学模型，在每时刻以来袭导弹和防御导弹当前的运动状态为输入，计算预测拦截点位置；

S3：在每时刻将防御导弹以所述预测拦截点位置为目标，按照拦截静止目标的方式设计制导律，计算防御导弹的预测制导需求过载。

2.如权利要求1所述的一种三维全向实时预测制导方法，其特征在于，所述预测拦截点位置的计算方法为：

在当前时刻计算防御导弹与来袭导弹的相对位置与相对速度，得到二者的接近速度与视线角速度，计算生成防御导弹的法向过载，由等加速度运动学模型得到下一时刻二者的位置与速度，重复迭代上述过程，直到二者的接近速度为负值时结束计算，输出当前来袭导弹位置即为预测拦截点位置。

3.如权利要求1所述的一种三维全向实时预测制导方法，其特征在于，所述防御导弹的预测制导需求过载的计算方法为：

T_k时刻防御导弹与预测拦截点的相对位置和相对速度：

R_mE＝R_m,k-R_Est,k

V_mE＝V_m,k

防御导弹相对预测拦截点的视线角速度和接近速度：

Ω_mE＝R_mE×V_mE/|R_mE|²

T_k时刻防御导弹的预测制导需求过载为：

其中：Ω_mEy和Ω_mEz为Ω_mE在y轴和z轴上的分量，τ为一阶惯性环节时间常数，g为重力加速度，θ为弹道倾角。