CN109780933B - 一种单兵制导火箭动态目标预测导引方法 - Google Patents

一种单兵制导火箭动态目标预测导引方法 Download PDF

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CN109780933B CN201811565360.0A CN201811565360A CN109780933B CN 109780933 B CN109780933 B CN 109780933B CN 201811565360 A CN201811565360 A CN 201811565360A CN 109780933 B CN109780933 B CN 109780933B
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Abstract

本发明公开了一种单兵制导火箭动态目标预测导引方法，可以有效降低火箭飞行过程中的法向过载，并保证较高的命中精度。步骤如下：通过地面火控设备测得地面惯性坐标系下的目标运动状态，变换到箭上惯性坐标系中，并传输给箭上计算机；箭上计算机根据目标运动状态、火箭在箭上惯性坐标系中的初始位置、以及单兵制导火箭的装定速度，估计火箭击中目标所需飞行时间，计算弹目交会点；当前导引周期，控制火箭以弹目交会点为目标点，按照设定的导引律，飞向目标点；当前导引周期结束时，通过箭上计算机解算得到目标在箭上惯性坐标系中的位置信息，解算火箭击中目标的剩余飞行时间，更新弹目交会点；进入下一个导引周期，重复执行直到火箭击中目标。

Description

一种单兵制导火箭动态目标预测导引方法
技术领域
本发明涉及制导武器导引技术领域，具体涉及一种单兵制导火箭动态目标预测导引方法。
背景技术
单兵无控火箭作为一种传统的单兵武器，在攻击装甲车辆、建筑工事以及低空目标时发挥着重要的作用。但是，在攻击移动目标尤其是机动能力较强的移动目标时，传统的无控单兵火箭在精度上有着明显的不足。
首先，单兵无控火箭没有制导控制功能，在攻击移动目标时，需要依靠射手估计目标运动状态，通过预判火箭击中目目标时的交会点，使火箭以一个超前角发射来攻击目标。这种攻击方法对射手的操作要求非常高，过于依赖射手对目标运动状态的估计和发射角度的选择，在射手对目标运动状态估计不足或者发射角有偏差时，往往会造成脱靶。
制导化改造可以显著提高单兵火箭的精度，降低对射手的要求，目前单兵制导火箭通常采用三点法、比例导引等传统导引律或预测交会点导引律来完成导引过程。然而，传统的导引律一般以导弹作为导引对象，需要导弹具有足够大的机动过载能力才能保证导引精度，而单兵火箭由于外形尺寸、飞行速度、制造成本等因素的限制，其可用机动过载通常不可能太大，这就可能导致火箭的可用过载小于导引律所需求的需用过载，这种情况也会造成火箭脱靶，大大降低了对目标的毁伤能力。
预测交会点导引律可大幅度降低对制导火箭过载能力的要求，然而，目前采用的的预测交会点导引律对于目标级火箭弹运动状态都是射前计算的，一旦预测点装定给系统就不能再调整，而火箭在飞行过程中由于风、气温、发动机参数等因素的影响，会存在时间-射程规律的散布，这将大福度降低单兵制导火箭的精度。
因此，要想提高单兵火箭对移动目标的打击能力，需要一种能以较小的需用过载导引火箭攻击移动目标，同时又能够依据火箭弹飞行状态实时预估交会点位置的导引方法。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种单兵制导火箭动态目标预测导引方法，该方法可以有效降低火箭飞行过程中的法向过载，并保证较高的命中精度。
为达到上述目的，本发明的技术方案为：一种单兵制导火箭动态目标预测导引方法，采用本方法对单兵制导火箭打击目标的过程进行导引，该方法包括如下步骤：
步骤一、确定锁定目标时刻，建立由地面惯导形成的地面惯性坐标系，以锁定目标时刻的地面惯性坐标系的状态作为地面惯导的解算零点，通过地面火控设备测得地面惯性坐标系下的目标运动状态，包括目标的加加速度、加速度、速度以及位置。
步骤二、将地面惯性坐标系下的目标运动状态变换到箭上惯导形成的箭上惯性坐标系中，并传输给箭上计算机。
步骤三、箭上计算机根据步骤一测得的目标运动状态、箭上惯导测得火箭在箭上惯性坐标系中的初始位置、以及单兵制导火箭的装定速度，估计火箭在击中目标时所需的飞行时间，并计算弹目交会点在箭上惯性坐标系中的位置。
步骤四、在当前导引周期，控制火箭以弹目交会点为目标点，按照设定的导引律，飞向该目标点。
步骤五：当前导引周期结束时，通过箭上惯导测得火箭在箭上惯性坐标系中的速度和位置，通过箭上计算机解算得到当前时刻目标在箭上惯性坐标系中的位置信息，解算火箭击中目标的剩余飞行时间，并更新弹目交会点。
进入下一个导引周期，返回步骤四，直到火箭击中目标。
进一步地，步骤一中，地面惯性坐标系为O0x0y0z0，其中以锁定目标时刻地面惯导所在位置为原点O0，三个轴O0x0、O0y0以及O0z0分别为锁定目标时刻地面惯导三个陀螺的敏感轴方向，这三个轴正交并构成右手坐标系。
进一步地，步骤二中，箭上惯导形成的箭上惯性坐标系为Oxyz，其中以锁定目标时刻箭上惯导所在位置为原点O，三个轴Ox、Oy以及Oz分别为该锁定目标时刻箭上惯导三个陀螺的敏感轴方向，这三个轴正交并构成右手坐标系；
将地面惯性坐标系下的目标运动状态变换到箭上惯导形成的箭上惯性坐标系中，具体为：
解算箭上惯性坐标系Oxyz与地面惯导坐标系O0x0y0z0的相对关系；
相对关系包括滚转角γ、俯仰角
Figure BDA0001914394580000031
和偏航角ψ。
滚转角γ：将包含Ox轴且垂直于面O0x0z0的平面记为Ox’z’平面，Oy轴与Ox’z’平面的夹角；沿Ox轴顺正方向前视，若Oy轴在Ox’z’平面右侧，则γ为正；反之为负。
俯仰角
Figure BDA0001914394580000032
：Ox轴与O0x0z0平面的夹角；Ox轴指向O0x0z0平面上方，
Figure BDA0001914394580000033
角为正；反之为负。
偏航角ψ：Ox轴在O0x0z0平面内的投影Ox’轴与O0x0轴之间的夹角，迎O0y0轴俯视，若由O0x0轴转至Ox’轴是逆时针旋转，则ψ角为正；反之为负。
地面惯性坐标系O0x0y0z0与箭上惯性坐标系Oxyz中坐标的相对关系为：
Figure BDA0001914394580000041
Figure BDA00019143945800000416
为转换矩阵。
通过转换矩阵
Figure BDA00019143945800000417
将地面惯性坐标系下的目标运动状态变换到箭上惯导形成的箭上惯性坐标系中。
进一步地，步骤三具体为：
步骤一测得的目标运动状态包括加加速度：
Figure BDA0001914394580000042
其中
Figure BDA0001914394580000043
分别为目标的加加速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，加速度：
Figure BDA0001914394580000044
其中
Figure BDA0001914394580000045
分别为目标的加速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，速度：
Figure BDA0001914394580000046
其中
Figure BDA0001914394580000047
分别为目标的速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，位置：
Figure BDA0001914394580000048
为目标位置在地面惯性坐标系中的坐标。
则目标在箭上惯性坐标系中的初始运动状态包括加加速度
Figure BDA0001914394580000049
其中
Figure BDA00019143945800000410
分别为目标的速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，初始加速度
Figure BDA00019143945800000411
其中
Figure BDA00019143945800000412
分别为目标的速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，初始速度
Figure BDA00019143945800000413
其中
Figure BDA00019143945800000414
分别为目标的速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，初始位置
Figure BDA00019143945800000415
Figure BDA0001914394580000051
Figure BDA0001914394580000052
Figure BDA0001914394580000053
Figure BDA0001914394580000054
单兵制导火箭的装定速度为
Figure BDA0001914394580000055
则单兵制导火箭的运动距离与时间t的对应关系为
Figure BDA0001914394580000056
目标在箭上惯性坐标系中的运动状态为：
加速度：
Figure BDA0001914394580000057
速度：
Figure BDA0001914394580000058
位置：
Figure BDA0001914394580000061
箭上惯导测得的火箭在箭上关系坐标系中的初始位置为
Figure BDA0001914394580000062
目标到火箭在箭上惯性坐标系中的初始位置的距离随时间变化关系为：
Figure BDA0001914394580000063
以时间t为未知数，利用二分法求解方程
Figure BDA0001914394580000064
的正根，得到火箭在击中目标时所需的飞行时间
Figure BDA0001914394580000065
将
Figure BDA0001914394580000066
带入式
Figure BDA0001914394580000067
计算
Figure BDA0001914394580000068
时刻目标在箭上惯性坐标系Oxyz中的位置：
Figure BDA0001914394580000069
此位置就是弹目交会点在箭上惯性坐标系中的位置。
进一步地，当前导引周期为第k个导引周期，步骤五中，当前导引周期结束时，通过箭上惯导测得火箭在箭上惯性坐标系中的速度为
Figure BDA00019143945800000610
和位置为
Figure BDA00019143945800000611
通过箭上计算机解算得到当前时刻目标在箭上惯性坐标系中的位置为
Figure BDA00019143945800000612
预设导引周期为ΔT。
当前导引周期结束时，火箭的实际飞行速度为：
Figure BDA00019143945800000613
单兵制导火箭的装定速度初始值为
Figure BDA00019143945800000614
则当前导引周期结束时，单兵制导火箭的装定速度为
Figure BDA00019143945800000615
火箭实际飞行速度和装定速度的比值为：
Figure BDA00019143945800000616
采用比值kV更新单兵制导火箭的装定速度
Figure BDA00019143945800000617
装定速度更新为
Figure BDA0001914394580000071
则对应的第k个导引周期的火箭运动距离与时间的关系为
Figure BDA0001914394580000072
目标到第k个导引周期的火箭位置的距离随时间变化关系为：
Figure BDA0001914394580000073
以时间t为未知数，利用二分法求解方程
Figure BDA0001914394580000074
的正根，得k个导引周期预测的火箭剩余飞行时间
Figure BDA0001914394580000075
计算
Figure BDA0001914394580000076
时刻目标在惯性坐标系Oxyz中的位置：
Figure BDA0001914394580000077
即为更新的弹目交会点。
有益效果：
本发明所提供的单兵制导火箭动态目标预测导引方法，能够解决目前单兵火箭打击移动目标时不能兼顾火箭过载能力和命中精度的问题，该方法采用地面火控设备探测目标运动状态，并通过装定的火箭速度方案预测弹目交会点位置，比射手人工操作设定发射角更精确；采用以预测的弹目交会点为目标导引火箭飞行，本质上是导引火箭飞向一个基本为固定或者移动范围较小的目标，相比于目前攻击移动目标的导引方法，所需法向过载较小，降低了对火箭的设计要求和难度；采用惯导实时解算火箭飞行速度，并以此修正弹目交会点位置，避免了由于火箭飞行状态不同带来的弹目交会点预测误差，提高了火箭命中目标的概率。
附图说明
图1为本发明提供的单兵制导火箭动态目标预测导引方法流程图；
图2为地面惯导形成的地面惯性坐标系O0x0y0z0与弹上惯导形成的弹上惯性坐标系Oxyz之间关系示意图。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种单兵制导火箭动态目标预测导引方法，其流程如图1所示，采用本方法对单兵制导火箭打击目标的过程进行导引，该方法包括如下步骤：
步骤一、确定锁定目标时刻，建立由地面惯导形成的地面惯性坐标系，以锁定目标时刻的地面惯性坐标系的状态作为地面惯导的解算零点，通过地面火控设备测得地面惯性坐标系下的目标运动状态，包括目标的加加速度、加速度、速度以及位置。
本发明实施例中所建立的地面惯性坐标系为O0x0y0z0，其中以锁定目标时刻地面惯导所在位置为原点O0，三个轴O0x0、O0y0以及O0z0分别为锁定目标时刻地面惯导三个陀螺的敏感轴方向，这三个轴正交并构成右手坐标系。
步骤二、将地面惯性坐标系下的目标运动状态变换到箭上惯导形成的箭上惯性坐标系中，并传输给箭上计算机。
箭上惯导形成的箭上惯性坐标系为Oxyz，其中以锁定目标时刻箭上惯导所在位置为原点O，三个轴Ox、Oy以及Oz分别为该锁定目标时刻箭上惯导三个陀螺的敏感轴方向，这三个轴正交并构成右手坐标系。
将地面惯性坐标系下的目标运动状态变换到箭上惯导形成的箭上惯性坐标系中，具体为：
解算箭上惯性坐标系Oxyz与地面惯导坐标系O0x0y0z0的相对关系；
相对关系包括滚转角γ、俯仰角
Figure BDA0001914394580000082
和偏航角ψ，如图2所示，将Oxyz与坐标系O0x0y0z0原点重合，滚转角γ、俯仰角
Figure BDA0001914394580000081
和偏航角ψ分别如图2所示。
滚转角γ：将包含Ox轴且垂直于面O0x0z0的平面记为Ox’z’平面，Oy轴与Ox’z’平面的夹角；沿Ox轴顺正方向前视，若Oy轴在Ox’z’平面右侧，则γ为正；反之为负；
俯仰角
Figure BDA00019143945800000910
：Ox轴与O0x0z0平面的夹角；Ox轴指向O0x0z0平面上方，
Figure BDA00019143945800000911
角为正；反之为负；
偏航角ψ：Ox轴在O0x0z0平面内的投影Ox’轴与O0x0轴之间的夹角，迎O0y0轴俯视，若由O0x0轴转至Ox’轴是逆时针旋转，则ψ角为正；反之为负；
地面惯性坐标系O0x0y0z0与箭上惯性坐标系Oxyz中坐标的相对关系为：
Figure BDA0001914394580000091
Figure BDA00019143945800000912
为转换矩阵；
通过转换矩阵
Figure BDA00019143945800000913
将地面惯性坐标系下的目标运动状态变换到箭上惯导形成的箭上惯性坐标系中。
步骤三、箭上计算机根据步骤一测得的目标运动状态、箭上惯导测得火箭在箭上惯性坐标系中的初始位置、以及单兵制导火箭的装定速度，估计火箭在击中目标时所需的飞行时间，并计算弹目交会点在箭上惯性坐标系中的位置。
本发明实施例中，步骤一测得的目标运动状态包括加加速度：
Figure BDA0001914394580000092
其中
Figure BDA0001914394580000093
分别为目标的加加速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，加速度：
Figure BDA0001914394580000094
其中
Figure BDA0001914394580000095
分别为目标的加速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，速度：
Figure BDA0001914394580000096
其中
Figure BDA0001914394580000097
分别为目标的速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，位置：
Figure BDA0001914394580000098
为目标位置在地面惯性坐标系中的坐标。
则目标在箭上惯性坐标系中的初始运动状态包括加加速度
Figure BDA0001914394580000099
其中
Figure BDA0001914394580000101
分别为目标的速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，初始加速度
Figure BDA0001914394580000102
其中
Figure BDA0001914394580000103
分别为目标的速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，初始速度
Figure BDA0001914394580000104
其中
Figure BDA0001914394580000105
分别为目标的速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，初始位置
Figure BDA0001914394580000106
Figure BDA0001914394580000107
Figure BDA0001914394580000108
Figure BDA0001914394580000109
Figure BDA00019143945800001010
单兵制导火箭的装定速度为
Figure BDA00019143945800001011
则单兵制导火箭的运动距离与时间t的对应关系为
Figure BDA00019143945800001012
目标在箭上惯性坐标系中的运动状态为：
加速度：
Figure BDA0001914394580000111
速度：
Figure BDA0001914394580000112
位置：
Figure BDA0001914394580000113
箭上惯导测得的火箭在箭上关系坐标系中的初始位置为
Figure BDA0001914394580000114
目标到火箭在箭上惯性坐标系中的初始位置的距离随时间变化关系为：
Figure BDA0001914394580000115
以时间t为未知数，利用二分法求解方程
Figure BDA0001914394580000116
的正根，得到火箭在击中目标时所需的飞行时间
Figure BDA0001914394580000117
将
Figure BDA0001914394580000118
带入式
Figure BDA0001914394580000119
计算
Figure BDA00019143945800001110
时刻目标在箭上惯性坐标系Oxyz中的位置：
Figure BDA00019143945800001111
此位置就是弹目交会点在箭上惯性坐标系中的位置。
步骤四、在当前导引周期，控制火箭以弹目交会点为目标点，按照设定的导引律，飞向该目标点；
步骤五：当前导引周期结束时，通过箭上惯导测得火箭在箭上惯性坐标系中的速度和位置，通过箭上计算机解算得到当前时刻目标在箭上惯性坐标系中的位置信息，解算火箭击中目标的剩余飞行时间，并更新弹目交会点；
进入下一个导引周期，返回步骤四，直到火箭击中目标。
当前导引周期为第k个导引周期，本步骤中，当前导引周期结束时，通过箭上惯导测得火箭在箭上惯性坐标系中的速度为
Figure BDA0001914394580000121
和位置为
Figure BDA0001914394580000122
通过箭上计算机解算得到当前时刻目标在箭上惯性坐标系中的位置为
Figure BDA0001914394580000123
预设导引周期为ΔT。
当前导引周期结束时，火箭的实际飞行速度为：
Figure BDA0001914394580000124
单兵制导火箭的装定速度初始值为
Figure BDA0001914394580000125
则当前导引周期结束时，单兵制导火箭的装定速度为
Figure BDA0001914394580000126
火箭实际飞行速度和装定速度的比值为：
Figure BDA0001914394580000127
采用比值kV更新单兵制导火箭的装定速度
Figure BDA0001914394580000128
装定速度更新为
Figure BDA0001914394580000129
则对应的第k个导引周期的火箭运动距离与时间的关系为
Figure BDA00019143945800001210
目标到第k个导引周期的火箭位置的距离随时间变化关系为：
Figure BDA00019143945800001211
以时间t为未知数，利用二分法求解方程
Figure BDA00019143945800001212
的正根，得k个导引周期预测的火箭剩余飞行时间
Figure BDA00019143945800001213
计算
Figure BDA00019143945800001214
时刻目标在惯性坐标系Oxyz中的位置：
Figure BDA00019143945800001215
即为更新的弹目交会点。
综上，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种单兵制导火箭动态目标预测导引方法，其特征在于，采用本方法对单兵制导火箭打击目标的过程进行导引，该方法包括如下步骤：
步骤一、确定锁定目标时刻，建立由地面惯导形成的地面惯性坐标系，以锁定目标时刻的地面惯性坐标系的状态作为地面惯导的解算零点，通过地面火控设备测得所述地面惯性坐标系下的目标运动状态，包括目标的加加速度、加速度、速度以及位置；
步骤二、将所述地面惯性坐标系下的目标运动状态变换到箭上惯导形成的箭上惯性坐标系中，并传输给箭上计算机；
步骤三、所述箭上计算机根据步骤一测得的目标运动状态、箭上惯导测得火箭在箭上惯性坐标系中的初始位置、以及单兵制导火箭的装定速度，估计所述火箭在击中目标时所需的飞行时间，并计算弹目交会点在箭上惯性坐标系中的位置；
步骤四、在当前导引周期，控制火箭以弹目交会点为目标点，按照设定的导引律，飞向该目标点；
步骤五：当前导引周期结束时，通过所述箭上惯导测得火箭在所述箭上惯性坐标系中的速度和位置，通过箭上计算机解算得到当前时刻目标在所述箭上惯性坐标系中的位置信息，解算火箭击中目标的剩余飞行时间，并更新弹目交会点；
进入下一个导引周期，返回步骤四，直到火箭击中目标。
2.如权利要求1所述的单兵制导火箭动态目标预测导引方法，其特征在于，所述步骤一中，所述地面惯性坐标系为O0x0y0z0，其中以锁定目标时刻地面惯导所在位置为原点O0，三个轴O0x0、O0y0以及O0z0分别为锁定目标时刻地面惯导三个陀螺的敏感轴方向，这三个轴正交并构成右手坐标系。
3.如权利要求1所述的单兵制导火箭动态目标预测导引方法，其特征在于，所述步骤二中，所述箭上惯导形成的箭上惯性坐标系为Oxyz，其中以锁定目标时刻箭上惯导所在位置为原点O，三个轴Ox、Oy以及Oz分别为该锁定目标时刻箭上惯导三个陀螺的敏感轴方向，这三个轴正交并构成右手坐标系；
所述将所述地面惯性坐标系下的目标运动状态变换到箭上惯导形成的箭上惯性坐标系中，具体为：
解算箭上惯性坐标系Oxyz与地面惯导坐标系O0x0y0z0的相对关系；
所述相对关系包括滚转角γ、俯仰角θ和偏航角ψ；
滚转角γ：将包含Ox轴且垂直于面O0x0z0的平面记为Ox’z’平面，Oy轴与Ox’z’平面的夹角；沿Ox轴顺正方向前视，若Oy轴在Ox’z’平面右侧，则γ为正；反之为负；
俯仰角θ：Ox轴与O0x0z0平面的夹角；Ox轴指向O0x0z0平面上方，θ角为正；反之为负；
偏航角ψ：Ox轴在O0x0z0平面内的投影Ox’轴与O0x0轴之间的夹角，迎O0y0轴俯视，若由O0x0轴转至Ox’轴是逆时针旋转，则ψ角为正；反之为负；
地面惯性坐标系O0x0y0z0与箭上惯性坐标系Oxyz中坐标的相对关系为：
Figure FDA0002774202360000021
L(γ,θ,ψ)为转换矩阵；
通过所述转换矩阵L(γ,θ,ψ)将所述地面惯性坐标系下的目标运动状态变换到箭上惯导形成的箭上惯性坐标系中。
4.如权利要求3所述的单兵制导火箭动态目标预测导引方法，其特征在于，所述步骤三具体为：
所述步骤一测得的目标运动状态包括加加速度：
Figure FDA0002774202360000031
其中
Figure FDA0002774202360000032
分别为目标的加加速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，加速度：
Figure FDA0002774202360000033
其中
Figure FDA0002774202360000034
分别为目标的加速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，速度：
Figure FDA0002774202360000035
其中
Figure FDA0002774202360000036
分别为目标的速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，位置：
Figure FDA0002774202360000037
为目标位置在地面惯性坐标系中的坐标；
则目标在箭上惯性坐标系中的初始运动状态包括加加速度
Figure FDA0002774202360000038
其中
Figure FDA0002774202360000039
分别为目标的速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，初始加速度
Figure FDA00027742023600000310
其中
Figure FDA00027742023600000311
分别为目标的速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，初始速度
Figure FDA00027742023600000312
其中
Figure FDA00027742023600000313
分别为目标的速度在地面惯性坐标系三个轴O0x0、O0y0以及O0z0上的分量，初始位置
Figure FDA00027742023600000314
Figure FDA00027742023600000315
Figure FDA00027742023600000316
Figure FDA00027742023600000317
Figure FDA0002774202360000041
所述单兵制导火箭的装定速度为
Figure FDA0002774202360000042
则所述单兵制导火箭的运动距离与时间t的对应关系为
Figure FDA0002774202360000043
目标在箭上惯性坐标系中的运动状态为：
加速度：
Figure FDA0002774202360000044
速度：
Figure FDA0002774202360000045
位置：
Figure FDA0002774202360000046
所述箭上惯导测得的火箭在箭上惯性坐标系中的初始位置为
Figure FDA0002774202360000047
目标到火箭在箭上惯性坐标系中的初始位置的距离随时间变化关系为：
Figure FDA0002774202360000048
以时间t为未知数，利用二分法求解方程
Figure FDA0002774202360000049
的正根，得到所述火箭在击中目标时所需的飞行时间
Figure FDA0002774202360000051
将
Figure FDA0002774202360000052
带入式
Figure FDA0002774202360000053
计算
Figure FDA0002774202360000054
时刻目标在箭上惯性坐标系Oxyz中的位置：
Figure FDA0002774202360000055
此位置就是弹目交会点在箭上惯性坐标系中的位置。
5.如权利要求4所述的单兵制导火箭动态目标预测导引方法，其特征在于，
当前导引周期为第k个导引周期，所述步骤五中，当前导引周期结束时，通过所述箭上惯导测得火箭在所述箭上惯性坐标系中的速度为
Figure FDA0002774202360000056
和位置为
Figure FDA0002774202360000057
通过箭上计算机解算得到当前时刻目标在所述箭上惯性坐标系中的位置为
Figure FDA0002774202360000058
预设导引周期为ΔT；
当前导引周期结束时，火箭的实际飞行速度为：
Figure FDA0002774202360000059
单兵制导火箭的装定速度初始值为
Figure FDA00027742023600000510
则当前导引周期结束时，单兵制导火箭的装定速度为
Figure FDA00027742023600000511
火箭实际飞行速度和装定速度的比值为：
Figure FDA00027742023600000512
采用比值kV更新所述单兵制导火箭的装定速度
Figure FDA00027742023600000513
装定速度更新为
Figure FDA00027742023600000514
则对应的第k个导引周期的火箭运动距离与时间的关系为
Figure FDA00027742023600000515
目标到第k个导引周期的火箭位置的距离随时间变化关系为：
Figure FDA00027742023600000516
以时间t为未知数，利用二分法求解方程
Figure FDA00027742023600000517
的正根，得k个导引周期预测的火箭剩余飞行时间
Figure FDA00027742023600000518
计算
Figure FDA00027742023600000519
时刻目标在箭上惯性坐标系Oxyz中的位置：
Figure FDA0002774202360000061
即为更新的弹目交会点。
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