CN111366044B - 一种平飞过渡段制导控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种平飞过渡段制导控制方法，包括以下步骤：S1:在线规划弹道，在满足进入过渡段条件后，以当前天向加速度aH、天向速度VH与高度H为初始状态，以预定平飞高度HT、过渡段的末端天向速度VH(tend)及加速度aH(tend)为约束，按一定规律规划导弹的变化轨迹；S2：预修正导引，根据巡飞弹当前的天向速度VH、高度H与预定平飞高度HT的差值计算需用过载，控制导弹产生相应过载，确保平稳进入过渡段；S3:过渡段导引，在满足进入过渡段条件后，根据规划弹道生成过渡段的标准高度及天向速度轨迹生成指令，通过高度及速度控制实现轨迹跟踪，直至转至平飞段。本发明的方法通过在线规划高度通道的弹道，并通过实时跟踪弹道，保证巡航弹由过渡段平稳过渡至平飞段。

Description

一种平飞过渡段制导控制方法
技术领域
本发明涉及导弹制导控制领域，具体为一种平飞过渡段制导控制方法。
背景技术
巡飞弹是先进的导弹技术和无人机技术相结合的产物，能够快速抵达目标区域，并执行巡逻飞行、侦察监视、毁伤评估、空中无线中继及攻击目标等单一或多项任务，是一种特征鲜明、可满足未来信息化作战需求的智能弹药。巡飞弹通过火箭助推发射后，需经过一段时间的弹道飞行，然后再转入预定高度进入巡航状态，发动机适时开机并向目标区域飞行。从弹道飞行转入巡航飞行的过程中，由于各项偏差的存在，无法保证切换点导弹的状态与标准弹道一致，从而导致在切换点附近发生不同幅度的干扰,严重时会引起制导指令较大幅度的震荡，对系统稳定性造成影响。
针对过渡段平稳过渡问题，目前主要通过两种方式克服此问题，一种是调整主动段弹道，使得过渡段的参数变化相对较小，靠稳定控制回路自身的抗干扰能力克服干扰影响；另一种是通过导引律调整上升段的弹道形式，减小过渡过程中的干扰。但稳定控制回路本身的抗干扰能力相对有限，而导引律收敛时间相对较长，均较难达到理想效果。
发明内容
本发明旨在提供一种平飞过渡段制导控制方法，通过在线规划高度通道的弹道，并通过实时跟踪弹道实现平飞的平稳过渡。
为解决上述技术问题所采用的具体技术方案如下：
一种平飞过渡段制导控制方法，包括以下步骤：
S1:在线规划弹道，在满足进入过渡段条件后，以当前天向加速度aH、天向速度VH与高度H为初始状态，以预定平飞高度HT、过渡段的末端天向速度VH(tend)及加速度aH(tend)为约束，按规律规划导弹的变化轨迹；
S2：预修正导引，根据巡飞弹当前的天向速度VH、高度H与预定平飞高度HT的差值计算需用过载，控制导弹产生相应过载，确保平稳进入过渡段；
S3:过渡段导引，在满足进入过渡段条件后，根据规划弹道生成过渡段的标准高度及天向速度轨迹生成指令，通过高度及速度控制实现轨迹跟踪，直至转至平飞段。
进一步地，步骤S2中，按规律规划的变化轨迹为多次曲线或三角函数。
进一步地，步骤S2中，按规律规划的变化轨迹为二次曲线。
更进一步地，所述变化轨迹为二次曲线的制导步骤如下，
a.在线规划弹道，
天向加速度aH可以表示为：
aH(t)＝b0+b2t2
其中，b0为常数项，b2为二次项系数，aH(t)为t时刻的天向加速度，t为当前时刻至零点的时间，所述零点为进入过渡段的时刻；
对aH分别进行一次及二次积分，可以得到t时刻的天向速度VH(t)及高度H(t)：
Figure GDA0003589784800000021
Figure GDA0003589784800000022
其中，VH为当前时刻的天向速度，H为当前时刻的高度；
为保证平稳过渡至平飞段，理想状态是要求高度达到预定高度时，天向速度及加速度均为零，可以得到理想弹道的初始条件及终端条件如下：
aH(tend)＝0
VH(tend)＝0
H(tend)＝HT
其中，tend为过渡段结束的时刻，aH(tend)为tend时刻的天向加速度，VH(tend)为tend时刻的天向速度，H(tend)为tend时刻的平飞高度。
根据理想弹道的初始条件及终端条件，可以得到系数b0、b2，具体如下：
Figure GDA0003589784800000031
Figure GDA0003589784800000032
b.预修正导引
预修正导引是为了将当前实际过载控制至理想弹道的初始状态，即令t＝0，即可根据当前状态得到需用天向加速度aHc：
Figure GDA0003589784800000033
根据需用天向加速度，将其转化为法向过载指令
Figure GDA0003589784800000034
Figure GDA0003589784800000035
其中，V为合速度，θ为弹道倾角。
c.过渡段导引
当弹道倾角小于θ0时，进入过渡段导引，记当前时刻天向速度及高度分别为VH0、H0，则可以得到标准天向速度VHC及高度Hc指令：
Figure GDA0003589784800000036
Figure GDA0003589784800000037
Figure GDA0003589784800000038
Figure GDA0003589784800000039
其中，b00为常数项，为进入过渡段导引当前时刻b0的值；b20为二次项系数，为进入过渡段导引当前时刻b2的值。
根据天向速度VHC及高度Hc指令，根据高度控制规律可以得到法向过载指令：
Figure GDA00035897848000000310
其中，
Figure GDA0003589784800000041
为天向速度控制系数，KH为高度控制系数。
当Hc等于预定平飞高度时，转入平飞段，开始巡航飞行。
总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案能够取得下列有益效果：本发明的方法通过在线规划高度通道的弹道，并通过实时跟踪弹道，保证巡航弹由过渡段平稳过渡至平飞段；不会引起制导指令较大幅度的震荡，稳定性好，抗干扰能力强。
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用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
一种平飞过渡段制导控制方法，包括以下步骤：
S1:在线规划弹道，在满足进入过渡段条件后，以当前天向加速度aH、天向速度VH与高度H为初始状态，以预定平飞高度HT、过渡段的末端天向速度VH(tend)及加速度aH(tend)为约束，按规律规划导弹的变化轨迹，过渡段的末端即弹道切换到平分段的切换点；
S2：预修正导引，根据巡飞弹当前的天向速度VH、高度H与预定平飞高度HT的差值计算需用过载，控制导弹产生相应过载，确保平稳进入过渡段；
S3:过渡段导引，在满足进入过渡段条件后，根据规划弹道生成过渡段的标准高度及天向速度轨迹生成指令，通过高度及速度控制实现轨迹跟踪，直至转至平飞段。
步骤S2中，按规律规划的变化轨迹为多次曲线或三角函数。
本实施例以二次曲线进行举例说明：
所述变化轨迹为二次曲线的制导步骤如下，
a.在线规划弹道，
天向加速度aH可以表示为：
aH(t)＝b0+b2t2
其中，b0为常数项，b2为二次项系数，aH(t)为t时刻的天向加速度，t为当前时刻至零点的时间，所述零点为进入过渡段的时刻；
对aH分别进行一次及二次积分，可以得到t时刻的天向速度VH(t)及高度H(t)：
Figure GDA0003589784800000051
Figure GDA0003589784800000052
其中，VH为当前时刻的天向速度，H为当前时刻的高度；
为保证平稳过渡至平飞段，理想状态是要求高度达到预定高度时，天向速度及加速度均为零，可以得到理想弹道的初始条件及终端条件如下：
aH(tend)＝0
VH(tend)＝0
H(tend)＝HT
其中，tend为过渡段结束的时刻，aH(tend)为tend时刻的天向加速度，VH(tend)为tend时刻的天向速度，H(tend)为tend时刻的平飞高度。
根据理想弹道的初始条件及终端条件，可以得到系数b0、b2，具体如下：
Figure GDA0003589784800000053
Figure GDA0003589784800000054
b.预修正导引
预修正导引是为了将当前实际过载控制至理想弹道的初始状态，即令t＝0，即可根据当前状态得到需用天向加速度aHc：
Figure GDA0003589784800000055
根据需用天向加速度，将其转化为法向过载指令
Figure GDA0003589784800000056
Figure GDA0003589784800000061
其中，V为合速度，θ为弹道倾角。
c.过渡段导引
当弹道倾角小于θ0时，进入过渡段导引，记当前时刻天向速度及高度分别为VH0、H0，为了更方便描述，设VH0＝100，H0＝5000，HT＝6000，则可以得到标准天向速度VHC及高度Hc指令：
b00＝-5.625
b20＝0.00791
VHc＝100-5.625t+0.00264t3
Hc＝5000+100·t-2.813·t2+0.000659·t4
其中，b00为常数项，为进入过渡段导引当前时刻b0的值；b20为二次项系数，为进入过渡段导引当前时刻b2的值。
根据天向速度VHC及高度Hc指令，根据高度控制规律可以得到法向过载指令：
Figure GDA0003589784800000062
其中，
Figure GDA0003589784800000063
为天向速度控制系数，KH为高度控制系数。
当Hc等于预定平飞高度时，转入平飞段，开始巡航飞行。

Claims (1)

1.一种平飞过渡段制导控制方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1:在线规划弹道，在满足进入过渡段条件后，以当前天向加速度aH、天向速度VH与高度H为初始状态，以预定平飞高度HT、过渡段的末端天向速度VH(tend)及加速度aH(tend)为约束，按二次曲线规律规划导弹的变化轨迹；
S2：预修正导引，根据巡飞弹当前的高度H与预定平飞高度HT的差值、天向速度VH计算需用过载，控制导弹产生相应过载，确保平稳进入过渡段；
S3:过渡段导引，在满足进入过渡段条件后，根据规划弹道生成过渡段的标准高度及天向速度轨迹生成指令，通过高度及速度控制实现轨迹跟踪，直至转至平飞段；
步骤S2中，按一定规律规划的变化轨迹为二次曲线；
所述变化轨迹为二次曲线的制导步骤如下，
a.在线规划弹道，
天向加速度aH表示为：
aH(t)＝b0+b2t2
其中，b0为常数项，b2为二次项系数，aH(t)为t时刻的天向加速度，t为当前时刻至零点的时间，所述零点为进入过渡段的时刻；
对aH分别进行一次及二次积分，得到t时刻的天向速度VH(t)及高度H(t)：
Figure FDA0003786142200000011
Figure FDA0003786142200000012
其中，VH为当前时刻的天向速度，H为当前时刻的高度；
为保证平稳过渡至平飞段，理想状态是要求高度达到预定高度时，天向速度及加速度均为零，得到理想弹道的初始条件及终端条件如下：
aH(tend)＝0
VH(tend)＝0
H(tend)＝HT
其中，tend为过渡段结束的时刻，aH(tend)为tend时刻的天向加速度，VH(tend)为tend时刻的天向速度，H(tend)为tend时刻的平飞高度；
根据理想弹道的初始条件及终端条件，得到系数b0、b2，具体如下：
Figure FDA0003786142200000021
Figure FDA0003786142200000022
b.预修正导引
预修正导引是为了将当前实际过载控制至理想弹道的初始状态，即令t＝0，即可根据当前状态得到需用天向加速度aHc：
Figure FDA0003786142200000023
根据需用天向加速度，将其转化为法向过载指令
Figure FDA0003786142200000024
Figure FDA0003786142200000025
其中，V为合速度，θ为弹道倾角；
c.过渡段导引
当弹道倾角小于θ0时，进入过渡段导引，记当前时刻天向速度及高度分别为VH0、H0，则得到标准天向速度VHC及高度Hc指令：
Figure FDA0003786142200000026
Figure FDA0003786142200000031
Figure FDA0003786142200000032
Figure FDA0003786142200000033
其中，b00为常数项，为进入过渡段导引当前时刻b0的值；b20为二次项系数，为进入过渡段导引当前时刻b2的值；
根据天向速度VHC及高度Hc指令，根据高度控制规律得到法向过载指令：
Figure FDA0003786142200000034
其中，
Figure FDA0003786142200000035
为天向速度控制系数，KH为高度控制系数；
当Hc等于预定平飞高度时，转入平飞段，开始巡航飞行。
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