CN110220414B - 一种末端制导炮弹射表编拟中的符合方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于射表编拟技术领域，具体提供一种末端制导炮弹射表编拟中的符合方法，该方法包括：无控段符合：由起点到末端制导炮弹的舵片展开点采用综合符合法对无控段符合参数进行迭代符合计算，直到相邻两次迭代的符合参数之差在允许误差范围内结束；惯导飞行段符合：采用Powell方法对惯导飞行段符合参数进行符合计算。本发明适用于末制导炮弹弹道分段多及气动力复杂多变的情况，在高价值制导弹药射表编拟方法研究中实现了突破，解决了末端制导炮弹射表编拟中的关键难题，为下一步编制高精度的末端制导炮弹射表奠定了坚实的基础。在有控弹道符合方法研究中实现了突破，也对其它无控弹道充分利用弹道测量信息符合校模具有一定参考价值。

Description

一种末端制导炮弹射表编拟中的符合方法

技术领域

本发明属于射表编拟技术领域，具体涉及一种末端制导炮弹射表编拟中的符合方法。

背景技术

符合方法是否合理对于末端制导炮弹射表编拟的优劣起着关键作用，应基于弹道特性分析和灵敏度分析结果，重点符合对射程、横偏以及弹道形状影响较大的弹道模型参数。通过理论分析、仿真计算、试验验证等途径，可以研究确定适用于末端制导炮弹弹道分段多及气动力复杂多变的最佳符合方法。

末端制导炮弹射表试验的主要项目是惯导射程试验。符合计算分为两部分进行，即无控段的符合计算和惯导飞行段的符合计算。对于无控段的符合，可依据丰富的射表编拟经验及弹道仿真来确定其符合方法。惯导飞行段的符合是末端制导炮弹射表编拟工作中的关键技术难题，通常射表编拟的对象都是无控弹，有控弹道符合问题是射表编拟技术领域首次遇到的课题。符合系数和符合对象的选取、符合方法的探索研究都是需要解决的技术问题。

发明内容

本发明提供一种末端制导炮弹射表编拟中的符合方法，旨在解决制导弹药复杂弹道的射表编拟中的符合问题。

为了实现上述目的，本发明的技术方案如下：

本发明实施例提供一种末端制导炮弹射表编拟中的符合方法，所述方法包括：

无控段符合：由起点到末端制导炮弹的舵片展开点采用综合符合法对无控段符合参数进行迭代符合计算，直到相邻两次迭代的符合参数之差在允许误差范围内结束；

惯导飞行段符合：采用Powell方法对惯导飞行段符合参数进行符合计算。

更进一步地，所述无控段符合参数包括：推力系数、零升阻力系数、纵向跳角以及横向跳角。

更进一步地，所述无控段符合的步骤，具体包括：

符合初始段零升阻力系数，使火箭发动机点火点速度计算值与实测值一致；

以发动机工作结束点速度或火箭增速段最大速度点来符合主动段推力曲线；

将舵片展开点的三维坐标实测值与计算值的残差平方和作为目标函数，由起点到舵片展开点采用综合符合法迭代符合无控段符合参数；

判断相邻两次迭代符合计算所得的无控段符合参数之差是否在允许误差范围内，是，则无控段符合结束。

更进一步地，所述惯导飞行段符合参数包括：零升阻力系数、舵片控制力系数、极阻尼力矩系数、压心系数、纵向陀螺漂移系数以及横向陀螺漂移系数。

更进一步地，所述惯导飞行段符合的步骤中，将惯导飞行段全部三维坐标的实测值与计算值的残差平方和为目标函数，采用Powell方法对对惯导飞行段符合参数进行符合计算。

本发明实施例还提供了一种处理装置，所述处理装置包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的末端制导炮弹射表编拟中的符合程序，所述末端制导炮弹射表编拟中的符合程序被处理器执行时实现所述末端制导炮弹射表编拟中的符合方法的步骤。

本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有末端制导炮弹射表编拟中的符合程序，所述末端制导炮弹射表编拟中的符合程序被处理器执行时实现所述末端制导炮弹射表编拟中的符合方法的步骤。

本发明的有益效果：

本发明中无控段以推力系数、零升阻力系数、纵向跳角以及横向跳角为符合系数，以发动机工作结束点速度或火箭增速段最大速度,和舵片展开点的坐标为符合对象，运用综合符合法进行符合计算，直到相邻两次迭代的符合系数之差在允许误差范围内，无控段符合结束。惯导段以零升阻力系数、舵片控制力系数、极阻尼力矩系数、压心系数、纵向陀螺漂移系数以及横向陀螺漂移系数为符合系数，以惯导段飞行三维坐标为符合对象，运用POWELL法进行符合计算。此方法适用于末制导炮弹弹道分段多及气动力复杂多变的情况，在高价值制导弹药射表编拟方法研究中实现了突破，解决了末端制导炮弹射表编拟中的关键难题，为下一步编制高精度的末端制导炮弹射表奠定了坚实的基础。在有控弹道符合方法研究中实现了突破，也对其它无控弹道充分利用弹道测量信息符合校模具有一定参考价值。

附图说明

图1是本发明实施例提供的一种末端制导炮弹射表编拟中的符合方法流程图；

图2是本发明实施例提供的20km射程弹道高度曲线；

图3是本发明实施例提供的20km射程弹道横偏曲线；

图4是本发明实施例提供的20km射程惯导飞行段弹道高度残差曲线；

图5是本发明实施例提供的20km射程惯导飞行段弹道横偏残差曲线；

图6是本发明实施例提供的13km射程弹道高度曲线；

图7是本发明实施例提供的13km射程弹道横偏曲线；

图8是本发明实施例提供的13km射程惯导飞行段弹道高度残差曲线；

图9是本发明实施例提供的13km射程惯导飞行段弹道横偏残差曲线；

图10是本发明实施例提供的10km射程弹道高度曲线；

图11是本发明实施例提供的10km射程弹道横偏曲线；

图12是本发明实施例提供的10km射程惯导飞行段弹道高度残差曲线；

图13是本发明实施例提供的10km射程惯导飞行段弹道横偏残差曲线。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

图1示出了本发明实施例提供的一种末端制导炮弹射表编拟中的符合方法流程图。

本发明实施例提供一种末端制导炮弹射表编拟中的符合方法，包括：

步骤S100、无控段符合：由起点到末端制导炮弹的舵片展开点采用综合符合法对无控段符合参数进行迭代符合计算，直到相邻两次迭代的符合参数之差在允许误差范围内结束；

步骤S200、惯导飞行段符合：采用Powell方法对惯导飞行段符合参数进行符合计算。

具体来说，上述方法中的无控段符合参数包括：推力系数、零升阻力系数、纵向跳角以及横向跳角。

作为本发明的优选实施方式，上述步骤S100，具体包括：

步骤S101、由起点到发动机开始工作开始点符合初始段零升阻力系数，使火箭发动机点火点速度计算值与实测值一致；

步骤S102、以发动机工作结束点速度或火箭增速段最大速度点来符合主动段推力曲线；

步骤S103、将舵片展开点的三维坐标实测值与计算值的残差平方和作为目标函数，由起点到舵片展开点采用综合符合法迭代符合无控段符合参数；

步骤S104、判断相邻两次迭代符合计算所得的无控段符合参数之差是否在允许误差范围内，是，则无控段符合结束，执行步骤S200，否则返回步骤S103继续迭代符合计算。

作为本发明的优选实施方式，上述步骤S200中，具体包括：

步骤S201、将惯导飞行段全部三维坐标的实测值与计算值的残差平方和为目标函数，采用Powell方法对惯导飞行段符合参数进行符合计算。

具体来说，确定上述惯导飞行段符合参数时需考虑以下问题：

1)惯导飞行段符合系数应是相对独立的。

2)惯导飞行段符合系数应该选择对目标函数影响较大的。

3)把惯导飞行段符合系数对目标函数影响的重要程度依次排序，对直接方法寻优过程是十分有利的。

4)惯导飞行段符合系数要进行无量纲化，并尽量将它们约化在同一数量范围内变化，这有利于寻优收敛且使程序有较好通用性。

因此，上述方法中的惯导飞行段符合参数包括对弹道坐标影响较大的几个参数：零升阻力系数、舵片控制力系数、极阻尼力矩系数、压心系数、纵向陀螺漂移系数以及横向陀螺漂移系数。

惯导飞行段符合对象的确定：末端制导炮弹惯导飞行段是有控弹道，与普通弹的无控弹道有质的区别，工作过程复杂，含有控制过程，弹道特性也不同。通过惯导飞行段灵敏度仿真计算，可以看出影响弹道的主要因素较多，惯导飞行段符合系数除了气动力参数外，还有控制参数，比如陀螺漂移参数等。为了校准惯导飞行段弹道模型中的多个关键参数，仅靠落点符合是不够的。基于现有测试能力，可以精确测量惯导飞行段飞行段的三维坐标，而理想的符合效果不仅仅是落点坐标的计算值与实测值一致，更应该是弹道形状很好吻合，这样能符合更多的关键参数，提高符合系数精度，降低系统误差，因此惯导飞行段的符合对象即确定为惯导飞行段三维坐标。

惯导飞行段符合方法的确定：在确定了惯导飞行段符合系数、惯导飞行段符合对象后，需要探索研究符合方法。无控弹箭的综合符合法对应于单点符合，不适合惯导飞行段一系列多点三维坐标符合，且惯导陀螺漂移等制导工具参数的符合系数不含在飞行动力学的微分方程组中，很难由解析法求其导数。其它利用求导数的符合算法因为在符合系数较多时，由于不可避免的误差干扰，在用差商计算导数的过程中，有时会遇到一些数值上的困难，比如矩阵病态等。所以，需要探索新的符合方法。因此，本发明的实施例优选采用优化理论中的直接方法，如单纯形法、Powell法等求解。直接法不需要导数值，也不需要差商近似导数值，只假定指标函数连续，因而应用范围广，可靠性好，对于不可微或者导数不连续的函数常常也相当有效。经过实际应用，单纯形法符合效果不理想，而Powell法符合计算中效果很好，不但使落点坐标计算与实测值一致，而且使惯导飞行段飞行三维坐标计算值与实测值吻合非常好。此方法充分利用惯导飞行段三维坐标测量信息校准弹道模型中较多的关键参数，解决了末端制导炮弹射表编拟中的关键难题，同时实现了有控弹道符合方法的突破。

Powell方法(方向加速法)是由M.J.D.Powell首先提出的一种直接搜索方法。可以证明：在一定条件下，它是一种共轭方向法。Powell方法充分利用了目标函数的性态，利用目标函数值的变化构造共轭方向，沿共轭方向寻优，所以该方法对初始点要求不高，优化效果较为满意，解题效率也较高。Powell方法被认为是直接搜索法中比较有效的一种方法。

(1)Powell方法的基本思想

设要求解的问题为

minf(x)，x＝(x₁，x₂，…，x_n)^T

从选定的初始点x(0)出发，先依次沿每个坐标方向求函数f(x)的极小点x(n)，然后沿方向s＝x(n)-x(0)再求一次极小，得一个新点，仍记为x(0)，考虑到方向s可能比坐标方向更好，为组成下一次迭代要用的n各方向，我们丢掉一个坐标方向s1，加进方向s，然后重复上述过程得点x(n)，又得到一个新方向s＝x(n)-x(0)，再用它代替一个坐标方向s2，…，如此迭代n次，即可得到一组彼此H共轭的方向(H为二次目标函数的海赛阵)。但这样得到的n各方向s1，…，sn，有时是线性相关或近似线性相关的，因此，人们又对它作了一些改进，得到了修正Powell方法。修正Powell方法虽然不再具有二次收敛性，但它的效果还是比较令人满意的。下面来介绍改进后的Powell方法的计算步骤。

(2)Powell方法的计算步骤

①给定初始点x(O)，计算精度ε＞0，n个初始的线性无关的搜索方向(一般取为n个坐标轴方向)e1，e2，…，en。令sj＝ej+1，j＝0，1，…，n-1，k＝0；

②进行一维搜索，决定λk，使得f(x^(k)+λ_ks_k)＝minf(x^(k)+λs_k)

令x^(k+1)＝x^(k)+λ_ks_k，若k＜n，令k＝k+1，转向②；否则转向③；

③若||x⁽ⁿ⁾-x⁽⁰⁾||＜ε，计算结束，取x^*≈xⁿ；否则求整数j(0≤j≥n-1)，使

④令f₁＝f(x⁽⁰⁾)，f₂＝f(x⁽ⁿ⁾)，f₃＝f(2x⁽ⁿ⁾-x⁽⁰⁾)，若2Δ＜f₁-2f₂+f₃，则方向s0，s1，…，sn-1不变，令x⁽⁰⁾＝x⁽ⁿ⁾，k＝0，返回②；否则令

或s_n＝x⁽ⁿ⁾-x⁽⁰⁾

si＝si+1，i＝j，j+1，…，n-1

转向⑤；

⑤求λ_n，使得

f(x⁽ⁿ⁾+λ_ns_n)＝minf(x⁽ⁿ⁾+λs_n)

令x⁽⁰⁾＝x⁽ⁿ⁾+λ_ns_n，k＝0，返回②。

单纯形法：在n维空间中，由n+1个点所构成的体积不为零的形状是个单纯形，这n+1个点是此单纯形的顶点。单纯形法的基本思想是：给定初始点，产生初始单纯形，通过反射、扩张、压缩、收缩一系列动作将单纯形翻滚、变形，从而产生一系列单纯形，逐渐向极小点靠拢。满足某个条件时停止，取当前单纯形的“最好”顶点(目标函数值最小)作为极小点的近似。

采用Powell方法对试验数据进行了处理，符合效果普遍较好，采用单纯形法的符合效果较差。选取表1所示的3发弹的符合计算结果来说明采用Powell方法对惯导飞行段符合参数进行符合计算的符合效果，表1中的目标函数已换算成平均每个点的三维坐标残差绝对值，以便直观理解，各发弹落点残差均小于1m。气动力参数的原始数据为吹风数据，惯导陀螺漂移的原始数据为地面静测值。

表1采用不同方法针对3发弹的惯导飞行段符合结果

将符合结果代入弹道方程计算弹道，并与弹道测量坐标比对，见图2～图13。图2～5分别是20km射程弹道高度曲线、20km射程弹道横偏曲线、20km射程惯导飞行段弹道高度残差曲线、20km射程惯导飞行段弹道横偏残差曲线；图6～9分别是13km射程弹道高度曲线、13km射程弹道横偏曲线、13km射程惯导飞行段弹道高度残差曲线、13km射程惯导飞行段弹道横偏残差曲线；图10～13分别是10km射程弹道高度曲线、10km射程弹道横偏曲线、10km射程惯导飞行段弹道高度残差曲线、10km射程惯导飞行段弹道横偏残差曲线。

由图中曲线对比可见，单纯形法符合效果较差，Powell法效果很好，不但落点坐标计算与实测值一致，而且惯导飞行段飞行三维坐标计算值与实测值吻合非常好。平均弹道坐标残差绝对值基本在6米之内，有的甚至在1米之内，对末端制导炮弹来说，符合精度已很高。上述结果以同样的初值、步长比较了Powell法和单纯形法，发现单纯形法很容易陷于局部极小值，受初值、步长影响较大，计算的弹道曲线与测量值相差甚远。而Powell法效果很好，对初始点要求不高，适用范围更广。这也与目标函数的性能相关。

本发明实施例还提供了一种处理装置，该处理装置包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在该处理器上运行的末端制导炮弹射表编拟中的符合程序，该末端制导炮弹射表编拟中的符合程序被处理器执行时实现上述末端制导炮弹射表编拟中的符合方法的步骤。

本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有末端制导炮弹射表编拟中的符合程序，该末端制导炮弹射表编拟中的符合程序被处理器执行时实现上述末端制导炮弹射表编拟中的符合方法的步骤。

综上所述，本发明提供一种末端制导炮弹射表编拟中的符合方法、处理装置及计算机可读存储介质，无控段以推力系数、零升阻力系数、纵向跳角以及横向跳角为符合系数，以发动机工作结束点速度或火箭增速段最大速度,和舵片展开点的坐标为符合对象，运用综合符合法进行符合计算，直到相邻两次迭代的符合系数之差在允许误差范围内，无控段符合结束。惯导段以零升阻力系数、舵片控制力系数、极阻尼力矩系数、压心系数、纵向陀螺漂移系数以及横向陀螺漂移系数为符合系数，以惯导段飞行三维坐标为符合对象，运用Powell法进行符合计算。此方法适用于末制导炮弹弹道分段多及气动力复杂多变的情况，在高价值制导弹药射表编拟方法研究中实现了突破，解决了末端制导炮弹射表编拟中的关键难题，为下一步编制高精度的末端制导炮弹射表奠定了坚实的基础。在有控弹道符合方法研究中实现了突破，也对其它无控弹道充分利用弹道测量信息符合校模具有一定参考价值。

可以理解的是，对本领域普通技术人员来说，可以根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，而所有这些改变或替换都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。

Claims (5)

1.一种末端制导炮弹射表编拟中的符合方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

无控段符合：由起点到末端制导炮弹的舵片展开点采用综合符合法对无控段符合参数进行迭代符合计算，直到相邻两次迭代的无控段符合参数之差在允许误差范围内结束；

惯导飞行段符合：将惯导飞行段全部三维坐标的实测值与计算值的残差平方和为目标函数，采用Powel l方法对惯导飞行段符合参数进行符合计算；

其中，所述惯导飞行段符合参数包括：零升阻力系数、舵片控制力系数、极阻尼力矩系数、压心系数、纵向陀螺漂移系数以及横向陀螺漂移系数。

2.如权利要求1所述的一种末端制导炮弹射表编拟中的符合方法，其特征在于，所述无控段符合参数包括：推力系数、零升阻力系数、纵向跳角以及横向跳角。

3.如权利要求1所述的一种末端制导炮弹射表编拟中的符合方法，其特征在于，所述无控段符合的步骤，具体包括：

符合初始段零升阻力系数，使火箭发动机点火点速度计算值与实测值一致；

以发动机工作结束点速度或火箭增速段最大速度点来符合主动段推力曲线；

将舵片展开点的三维坐标实测值与计算值的残差平方和作为目标函数，由起点到舵片展开点采用综合符合法迭代符合无控段符合参数；

判断相邻两次迭代符合计算所得的无控段符合参数之差是否在允许误差范围内，是，则无控段符合结束。

4.一种处理装置，其特征在于，所述处理装置包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的末端制导炮弹射表编拟中的符合程序，所述末端制导炮弹射表编拟中的符合程序被处理器执行时实现如权利要求1-3任一项所述末端制导炮弹射表编拟中的符合方法的步骤。

5.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质上存储有末端制导炮弹射表编拟中的符合程序，所述末端制导炮弹射表编拟中的符合程序被处理器执行时实现如权利要求1-3任一项所述末端制导炮弹射表编拟中的符合方法的步骤。

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