CN111306998A - 一种参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法。使用本发明能够有利于降低对于有垂直攻击要求的火箭弹的末制导阶段对过载能力的要求。在火箭弹飞过弹道顶点之后，采用数值积分等方式，计算导弹以标准全效攻角下压飞行到满足垂直弹道条件后，其弹体质心在目标点水平面的投影的位置，计算得到有控脱靶量，在第一阶段利用估计的有控脱靶量进行反馈控制，实时调整舵机指令，实现在距离目标较远时滑翔增程，在接近目标时快速下压形成垂直弹道，同时进一步消除扰动产生的飞行误差。当导弹形成垂直弹道后，转入末制导，按照比例导引攻击目标。

Description

一种参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法

技术领域

本发明涉及弹药制导控制技术领域，具体涉及一种基于参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法以及调整策略，可适用于制导火箭弹、制导炮弹、制导航弹、导弹等制导武器装备。

背景技术

对于大多数种类的战斗部来说，落角是影响战斗部威力发挥的重要因素，以杀伤爆破战斗部为例，由于战斗部的破片飞散方向主要集中在弹轴的法向平面附近，落角较小时战斗部破片大部分飞向近距地面和天空，战斗部威力的发挥受到很大影响。再以侵彻战斗部为例，大的落角有利于战斗部的侵彻作用，小落角情况下，侵彻战斗部很容易在硬点目标表面滑移造成滑脱，以致无法侵入目标体，攻击效能完全丧失。基于此，具有落角约束的导引律一直以来都是弹药制导领域研究的热点问题。

常规的落角约束问题往往简化了弹体的动力学环节，直接从运动学出发来解决落角约束问题。论文《带落角和时间约束的网络化导弹协同制导律》(张春妍,宋建梅,侯博,等.带落角和时间约束的网络化导弹协同制导律[J].兵工学报,2016,v.37；No.228(03):50-57.)对单枚导弹给出了带命中落角约束的偏置比例导引律，并推导出了对应的导弹剩余攻击时间的估算表达式。但是在实际的工程设计中，必须考虑参数摄动情况和外界干扰对制导环节的影响。若制导律不能及时消除上述影响，则会造成最终的脱靶量增大，甚至制导律不收敛的情况。

综上所述，对于垂直攻击任务而言，其制导方案一方面需要在保证能形成垂直落角，保障落点精度的同时，对于弹体自身参数摄动和外界干扰能够自适应地去修正制导偏差，并且考虑到弹载计算机的计算能力的限制，其制导方案不应过于复杂，计算量不宜过大。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种基于参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法，在火箭弹飞过弹道顶点之后，采用数值积分等方式，计算导弹以标准全效攻角下压飞行到满足垂直弹道条件后，其弹体质心在目标点水平面的投影的位置，计算得到有控脱靶量，在第一阶段利用估计的有控脱靶量进行反馈控制，实时调整舵机指令，实现在距离目标较远时滑翔增程，在接近目标时快速下压形成垂直弹道，同时进一步消除扰动产生的飞行误差。当导弹形成垂直弹道后，转入末制导，按照比例导引攻击目标。本发明可用于制导火箭弹的降弧段制导，有利于降低对于有垂直攻击要求的火箭弹的末制导阶段对过载能力的要求。

具体的，

本发明的参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法，将制导火箭的降弧段分为两个阶段，其中，第一个阶段为从弹道顶点到末制导前夕的阶段，第二个阶段为末制导段；

在第一个阶段，实时估算火箭弹以标准全效攻角飞行到满足大落角条件时的弹体质心到目标点的距离，这一距离称为有控脱靶量；以有控脱靶量为反馈量，进行反馈控制；当满足大落角条件，或者是当计算有控脱靶量时出现在触地前无法满足大落角条件时，导弹进入末制导阶段；

其中，大落角条件为：导弹的弹道倾角小于或等于设定的目标弹道倾角；

标准全效攻角为一常值，其值为：舵机以最大能力下压时所能产生的最大负攻角的40％～80％，且不超过负方向上的最大失速攻角的80％。

进一步的，在第一阶段，攻角指令α₁为：α₁＝α′+Δα₁，其中，α′＝k_cα₀，k_c为增益系数，为0.9～1.1，根据导弹的机动性能确定；Δα₁为调整攻角，Δα₁＝KΔR，ΔR为有控脱靶量；K为调整系数，与导弹的机动性能有关。

进一步的，K为1×10^-4～25×10^-4，其中，导弹机动性越高、能承受的过载越大，则K值越大。如果对导弹机动性要求比较高，火箭弹能够承受的过载较大，K取为2.5×10^-4～25×10^-4；如果对机动性要求不高，或者火箭弹能够承受的法向过载较小，K取为1×10^-4～2.5×10^-4。

进一步的，在出现有控脱靶量为负时，将第一阶段攻角指令下边界设置为：以当前时刻舵偏角饱和时所能产生的最小攻角。

进一步的，弹载弹载计算机根据导弹刚体六自由度弹道动力学方程数值积分预测有控落点P的坐标，预测终点为弹道倾角小于给定的目标弹道倾角。

进一步的，在飞行包线范围内离线计算预先生成数据表格，并将其写入弹载计算机，在实时飞行过程中通过插值运算得到预测落点。

进一步的，飞行包线内网格划分密度同时达到：长度网格宽度400m以下，速度网格宽度大小10m/s以下，角度网格宽度1°以下。

进一步的，在飞行包线范围内离线生成先验数据，采用代理模型对离线生成的先验数据进行回归和拟合，生成代数公式，采用代数计算得到预测落点。

进一步的，代理模型为多项式函数或神经元网络。

进一步的，采用经典比例导引或具有落角约束的比例导引制导律进行末制导控制。

有益效果：

本方法在降弧段以有控脱靶量作为输入调整策略的指标参数，由调整方案直接向控制系统给出攻角指令，具有以下有益效果：

1、火箭弹从弹道顶点开始实时根据飞行运动信息计算按照预设攻角下压至垂直弹道的预测脱靶量，根据导弹的机动能力选择合适的标准全效攻角。保证了在转入末制导阶段的时候，已经形成垂直水平面的弹道，有足够的末制导时间，且弹体质心在目标点水平面上的投影与目标点几乎重合，降低了末制导的压力，有利于在实现垂直攻击的同时保证精度。

2、飞行第一阶段采用了调整策略，根据预测脱靶量进行反馈控制，有利于消除外界扰动和自身偏差对制导的不利影响，保证在进入末制导段时的预测脱靶量趋近于零，具有非常强的自适应性和抗干扰性。将第一阶段最大攻角指令限制在最大升阻比攻角下，一定程度上能在保证垂直攻击的前提下，增大火箭弹的射程范围。

3、飞行第一阶段后期预测脱靶量较小时，攻角指令会逐渐收敛到标准全效攻角值上，避免在调整弹道时过载指令出现跳变，能够降低对驾驶仪以及舵机硬件的要求。

4、预测脱靶量计算模型简单，易于实现，积分时间短，对弹载计算机计算能力的要求不高。

附图说明

图1为基于参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法流程图。

图2为有控脱靶量示意图。

图3为预测弹道触地示意图。

图4为一种制导过程中可能出现的情况。

图5为仿真情形①-③弹道倾角图。

图6为仿真情形④-⑥弹道倾角图。

具体实施方式

本发明公开的一种基于参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法。

为了叙述清楚，本发明将火箭弹降弧段的飞行过程分为两个阶段，本发明的制导方法流程图如图1所示。

第一阶段为从火箭弹弹道顶端到形成大落角条件，用数学方法描述为θ≤θ_d。其中θ是火箭弹的当前弹道倾角，θ_d是根据战术使用要求设计的目标弹道倾角，在垂直攻击的条件下，可选θ_d为-87度左右。

第二阶段为末制导阶段，采用经典比例导引或具有落角约束的比例导引制导律进行末制导，在保证垂直攻击的条件下进一步减小制导误差。

第一阶段采用六自由度的火箭弹刚体运动模型实现对制导火箭的有控脱靶量的实时预测估计进行反馈控制。有控脱靶量，即是指制导火箭弹以一常值攻角飞行，直到弹道垂直于水平面时，其弹体质心在目标点水平面内的投影到目标点的脱靶量，如图2中ΔR所示。该常值攻角称为标准全效攻角，它的设计值与制导火箭的舵机的最大下压能力以及最大失速攻角有关，其取值范围为舵机以最大能力下压时所能产生的最大负攻角的40％～80％，同时不超过负方向上的最大失速攻角的80％。

如图2所示，在制导火箭在降弧段(A_i点，i＝0,1……)，根据当前时刻弹体的运动信息，对其有控脱靶量进行实时预测。预测有控落点P的坐标可通过弹载计算机的数值积分得到。其动力学方程为

上式为常规的火箭弹刚体六自由度弹道动力学方程，能够较为精确的描述火箭弹的质心运动和姿态运动。对于中远程的火箭弹来说，一般弹上装有惯导，式(1)中的状态变量初值可以通过惯导输出的当前值得到，对该动力学方程进行数值积分，积分终止条件为θ≤θ_d，即可得到火箭弹的有控预测落点P的x坐标x_P，若在满足θ≤θ_d的条件之前，出现y≤y_T，则考虑提前终止积分计算，将最后一次积分的x值作为x_P来计算有控脱靶量。

对式(1)进行数值积分，得到的预测落点精度能满足制导要求，但是仍然无法完全避免数值积分带来的耗时问题。为此，可以在飞行包线范围内离线计算预先生成数据表格，并将其写入弹载计算机，在实时飞行过程中通过插值运算得到预测落点。试算表明，当飞行包线内网格划分密度同时达到长度网格宽度400m以下，速度网格宽度大小10m/s以下，角度网格宽度1°以下时，足以满足该制导方案的需求。

进一步的，在已有脱靶量估计的网格对应数据的情况下，采用插值法来求取预测脱靶量的速度与存储的网格数据量大小有关。若在飞行包线范围较大，或网格划分较密的情况下，插值计算的速度会非常显著地变慢，甚至慢于直接在线采用刚体运动模型积分预测的速度。为此，可以采用多项式函数或神经元网络等代理模型对离线生成的先验数据进行回归和拟合，生成代数公式，采用代数计算来代替插值计算，从而进一步降低计算量。

如图2所示，目标点T坐标为(x_T,y_T),预测的有控落点P坐标为(x_p,y_P),其中y_P＝y_T。有控脱靶量R＝x_T-x_P，标准全效攻角为α₀，第一阶段输出的攻角指令α₁为给定攻角α′加上调整攻角Δα₁：α₁＝α′+Δα₁。给定攻角α′一般情况下可以直接选取为标准全效攻角α₀，但是考虑到实际工程中可能存在的超前或者滞后的需求，α′也可以取1.1倍的标准全效攻角(指令超前)，或者0.9倍的标准全效攻角(指令滞后)。该倍数定义为标准全效攻角的偏置增益，用k_c表示。

此时输出的第一阶段控制量用攻角表示为

α＝K·(x_T-x_P)+k_c·α₀ (2)

其中K为比例系数，根据具体的火箭弹产品通过数值仿真选取。

第二阶段采用经典比例导引或具有落角约束的比例导引制导律进行末制导控制，在保证垂直攻击的条件下进一步减小制导误差，在此不再详述。

本制导方法需要持续性地在降弧段飞行过程中不断计算预测脱靶量，实时地调整控制指令，这就对弹上计算设备的性能提出了要求。本发明中提出了多种预测脱靶量的计算方法，可根据不同的需要和弹上设备的性能灵活调整。而在到达末制导点时，弹体质心在目标点水平面内的投影与目标点基本重合，制导控制系统将转为采用比例导引法将弹体导引至目标点，在实现垂直攻击的同时保证落点精度。

本发明中所涉及的导航系统，是采用了惯性导航、卫星导航、地面无线电定位导航等手段，或采用其它技术措施获取飞行中的速度、位置等运动状态信息的导航系统。

本发明所涉及到的一种基于脱靶量估计的火箭弹垂直攻击制导方法具体步骤如下：

步骤一、建立描述导弹运动的地面坐标系，其中X轴位于水平面内指向炮目连线的方向，Y轴垂直于水平面向上，X、Y、Z轴构成发射坐标系，建立动力学方程；第一阶段的运动模型已经由式(1)给出，(1)式中v、θ、ψ_V分别为制导火箭的速度、弹道倾角和弹道偏角，m为质量，g为重力加速度，

ψ、γ分别为俯仰角、偏航角、滚转角。α^*、β^*为攻角和侧滑角，

是速度倾斜角。

x、y、z分别为制导火箭位置的X、Y、Z轴坐标，X、Y、Z分别为制导火箭所受到的空气动力按照速度坐标系分解得到的三个方向的力，分别称之为阻力，升力和侧向力。在第一阶段，其表达式可以写为：

其中：

C_d、C_l为标准全效攻角在平衡状态下的阻力系数和升力系数，与火箭弹的马赫数Ma和平衡舵偏角δ_bal相关，C_Z为弹体的侧向力系数，是无量纲比例系数。一般通过风洞测力试验取得，以表格函数的形式给出，针对不同的制导火箭弹弹种有不同结果。

空气动力矩和研究空气动力类似，其表达式为：

式中：

M_x、M_y、M_z分别是弹体所受到的滚转力矩，偏航力矩，和俯仰力矩。m_x、m_y、m_z为弹体的滚动力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数；

q为动压，S_ref为最大截面积。q的计算公式为：

ρ为大气密度，所述的大气密度ρ为飞行高度y的函数。本实例采用国际标准大气条件，并将大气密度拟合为飞行高度y的6次多项式函数，其拟合表达式如下：

ρ＝λ₁y⁶+λ₂y⁵+λ₃y⁴+λ₄y³+λ₅y²+λ₆y+λ₇ (6)

各项拟合系数取值见表1：

表1大气密度拟合系数

其中导弹的马赫数Ma为速度与当地声速v_s的比值，即

本发明中，声速为飞行高度y的函数，根据国际标准大气条件，将声速拟合为飞行高度y的6次多项式函数，其拟合表达式如下：

v_s＝η₁y⁶+η₂y⁵+η₃y⁴+η₄y³+η₅y²+η₆y+η₇ (8)

各项拟合系数取值见表2：

表2声速拟合系数

i	η<sub>i</sub>
		1	-4.95174740448652×10<sup>-29</sup>
2	7.90042420814539×10<sup>-24</sup>
		3	-7.12470058694756×10<sup>-20</sup>
4	-5.52622112438877×10<sup>-14</sup>
		5	4.13184139857712e×10<sup>-9</sup>
6	-0.000117962984679945
		7	1.2277

为了保证火箭弹在下压飞行段具有一定的抵抗扰动的能力，为制导回路的自适应调整留下余量，标准全效攻角α₀的值不取到火箭弹舵机以最大能力下压时的平衡攻角，取其最大能力的40％～80％，同时保证其不超过负方向上的最大失速攻角的80％，具体取值可以根据弹道仿真进行试选，经飞行试验后也可以根据实施效果进行调整。

步骤二、当前时刻t₀接收自导航系统的制导火箭当前位置v₀、θ₀、ψv₀、γv₀、x₀、y₀、z₀、

ψ₀、γ₀值，采用定步长数值积分算法对(1)式进行数值积分求解，取积分初值为导航系统测量的导弹运动信息的当前时刻t₀的运动信息值，即

取积分终止条件为弹道倾角θ≤θ_d；

当积分计算到达终止条件时状态变量x的取值即为预测距离R'如图2所示。

进一步的，如果在积分计算达到终止条件之前，其预测弹道已经触地(y≤y_t)，如图3所示，则表明在目前的飞行状态下，以该火箭弹的机动能力无法在目标点实现垂直攻击。若出现这种情况，可以让制导系统提前进入末制导段，牺牲落角来保证精度。

步骤三、发射点到目标点的水平投影距离R：R＝x_t-x₀。利用公式ΔR＝R-R′得到对目标点的有控脱靶量ΔR。在第一阶段，弹载计算机向舵机输出指令，控制导弹进行调整操纵。其调整策略是对当前飞行状态计算得到的预测脱靶量乘以一个适当调整系数K，得到调整攻角Δα₁＝KΔR。K系数的取值与制导火箭弹的机动性要求有关，一般的，如果对机动性要求比较高，火箭弹能够承受的过载较大，K系数可以取到2.5×10^-4～25×10^-4左右，如果对机动性要求不高，或者火箭弹能够承受的法向过载较小，K系数可以也取到1×10^-4～2.5×10^-4左右，可以根据具体工程要求和仿真实验结果调整。第一阶段攻角指令(弧度制)为：

α＝α'+Δα₁＝k_c·α₀+K·ΔR (10)

当第一阶段前期预测脱靶量较大时，将攻角指令的最大值限幅在其最大升阻比攻角上，对于大射程的情况可以有效地通过滑翔增程来为实现垂直落角创造条件。

当存在一系列外界干扰和自身系统偏差的情况下，在其飞行弹道上可能会出现有控脱靶量为负的情况(如图4所示)，调整策略将给出比标准下压攻角更小的负攻角指令，使其尽快下压到预设的垂直弹道上去。此时，其攻角指令将以当前时刻舵偏角饱和时所能产生的最小攻角为下限值限幅，以避免输入给驾驶仪的过载指令超过可用过载。

步骤四、随着火箭弹持续飞行，预测的有控脱靶量ΔR将逐渐减小。对于严格要求垂直落角的作战任务，则可以将弹道倾角θ≤-87°认为是形成垂直弹道的指标，也可以根据实际的战术指标要求放宽到θ≤-80°等。当达到垂直弹道的指标之后，制导方案转入末制导阶段，火箭弹按照经典比例导引制导规律计算的控制指令飞向目标。由于在下压段火箭弹已经形成垂直弹道，且进入末制导段时的有控脱靶量ΔR已经趋近于零，因此击中目标时能够自然形成垂直落角。

数值仿真

表3为某火箭弹在标准全效攻角α₀＝-10°时，平衡条件下对应的阻力系数和升力系数表格函数，在计算中通过线性插值求解。

表3阻力系数C_d与升力系数C_l表格函数(α₀＝-10°)

Ma	C<sub>d</sub>	C<sub>l</sub>
			0.4	0.437521513432900	-0.525505533682372
0.9	0.508479658156300	-0.545095643944719
			1.15	0.690711427483889	-0.561384696641300
1.5	0.626557234395649	-0.648410860889021
			2	0.559126268445693	-0.738249684050392
3	0.441686529420454	-0.779850499357996
			4	0.370342531046902	-0.748915258834424

在表4所示的不同目标点位置以及扰动情况下进行数值仿真，其中施加的风场扰动大小和方向分别为将对应的风速分别加到发射坐标系的x轴向和z轴向。仿真结果如图5-图6所示：

表4仿真场景及主要指标参数

由上述图表可知，采用本发明所述制导方法，实现了制导火箭对不同射程目标点的垂直攻击；脱靶量在0.3m范围内，保证了较高的精度；且表现出了一定的抗干扰以及抵抗参数摄动的能力。

本发明也可应用于制导炮弹、制导航弹，导弹等信息化弹药的制导控制。

综上所述，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 (10)

1.一种参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法，其特征在于，将制导火箭的降弧段分为两个阶段，其中，第一个阶段为从弹道顶点到末制导前夕的阶段，第二个阶段为末制导段；

在第一个阶段，实时估算火箭弹以标准全效攻角飞行到满足大落角条件时的弹体质心到目标点的距离，这一距离称为有控脱靶量；以有控脱靶量为反馈量，进行反馈控制；当满足大落角条件，或者是当计算有控脱靶量时出现在触地前无法满足大落角条件时，导弹进入末制导阶段；

其中，大落角条件为：导弹的弹道倾角小于或等于设定的目标弹道倾角；

标准全效攻角为一常值，其值为：舵机以最大能力下压时所能产生的最大负攻角的40％～80％，且不超过负方向上的最大失速攻角的80％。

2.如权利要求1所述的参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法，其特征在于，在第一阶段，攻角指令α₁为：α₁＝α′+Δα₁，其中，α′＝k_cα₀，k_c为增益系数，为0.9～1.1，根据导弹的机动性能确定；Δα₁为调整攻角，Δα₁＝KΔR，ΔR为有控脱靶量；K为调整系数，与导弹的机动性能有关。

3.如权利要求2所述的参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法，其特征在于，K为1×10^-4～25×10^-4，其中，导弹机动性越高、能承受的过载越大，则K值越大。

4.如权利要求1所述的参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法，其特征在于，在出现有控脱靶量为负时，将第一阶段攻角指令下边界设置为：以当前时刻舵偏角饱和时所能产生的最小攻角。

5.如权利要求1～4任意一项所述的参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法，其特征在于，弹载弹载计算机根据导弹刚体六自由度弹道动力学方程数值积分预测有控落点P的坐标，预测终点为弹道倾角小于给定的目标弹道倾角。

6.如权利要求5所述的参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法，其特征在于，在飞行包线范围内离线计算预先生成数据表格，并将其写入弹载计算机，在实时飞行过程中通过插值运算得到预测落点。

7.如权利要求6所述的参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法，其特征在于，飞行包线内网格划分密度同时达到：长度网格宽度400m以下，速度网格宽度大小10m/s以下，角度网格宽度1°以下。

8.如权利要求7所述的参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法，其特征在于，在飞行包线范围内离线生成先验数据，采用代理模型对离线生成的先验数据进行回归和拟合，生成代数公式，采用代数计算得到预测落点。

9.如权利要求8所述的参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法，其特征在于，代理模型为多项式函数或神经元网络。

10.如权利要求1所述的参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法，其特征在于，采用经典比例导引或具有落角约束的比例导引制导律进行末制导控制。

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