CN111373870B - 一种分序抛撒制导方法 - Google Patents

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唐志明
罗珊
李国兰
叶雷
邹勇波
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Abstract

本发明公开了一种分序抛撒制导方法，包括：根据不同的打击目标获得飞行弹道，并根据飞行弹道和打击目标设置与打击目标相应的子弹抛撒点和飞行区间；每一个飞行区间均被分为导引飞行段和过渡飞行段；根据所属飞行区间计算弹目相对运动参数；根据弹目相对运动参数判断母弹当前所在的飞行段是否属于飞行区间的导引飞行段；若是，则根据弹目相对运动参数、抛撒点弹道倾角、角度约束导引参数序列并结合导引方程获得母弹当前时刻的导引信号；若否则根据弹目相对运动参数获得母弹当前时刻的导引信号。本发明在导弹的机动段通过多目标点带末端角约束导引实现多点精确制导和弹道跟踪，通过抛撒点附近平滑过渡实现弹道平滑和多点分序抛撒。

Description

一种分序抛撒制导方法
技术领域
本国防发明专利属于制导技术领域，具体涉及一种分序抛撒制导方法。
背景技术
传统的导弹(炸弹、布撒器)具有精度高、有效载荷质量大、威力大等特点，但是由于其仅能针对单一目标点实施精确制导，且采用单一弹头或子母弹同时抛撒，故一发导弹仅能够打击单一目标或较小区域的多目标，无法对大区域的不同目标实施精确打击。
为适应未来军事变革的需要，实现高效费比，发展一种单一飞行器打击大区域多目标的高精度制导方法。
发明内容
针对现有技术的缺陷和技术需求，本发明的目的在于提供一种分序抛撒制导方法，旨在解决现有的制导方法无法对大区域的不同目标实施精确打击的技术问题。
本发明提供了一种分序抛撒制导方法，包括下述步骤：
(1)根据N个不同的打击目标获得飞行弹道，根据所述飞行弹道和打击目标设置与所述打击目标相应的子弹抛撒点和抛撒点弹道倾角；将上述子弹抛撒点分别定义为第一抛撒点P1，第二抛撒点P2……第j抛撒点Pj；1≤j≤N
(2)根据所述子弹抛撒点将母弹飞行弹道分成N个飞行区间；将母弹机动飞行起始点到第一抛撒点P1之间的弹道定义为第一飞行区间D1，第一抛撒点P1到第二抛撒点P2之间的弹道定义为第二飞行区间D2，依此类推，得到N个飞行区间；每一个飞行区间均被分为导引飞行段和过渡飞行段；
(3)根据上述N个飞行区间分别获得N个角度约束导引参数序列；
(4)根据母弹的位置和速度以及所述N个飞行区间的弹道信息确定母弹当前所在的飞行区间Di；1≤i≤N
(5)根据母弹当前所在的飞行区间Di、母弹的位置和速度以及所述N个飞行区间的弹道信息获得弹目相对运动参数；
(6)根据所述弹目相对运动参数判断母弹当前所在的飞行段是否属于飞行区间Di的导引飞行段；若是，则进入步骤(7)；若否，则进入步骤(8)；
(7)根据所述弹目相对运动参数、所述抛撒点弹道倾角、所述角度约束导引参数序列并结合导引方程获得母弹当前时刻的导引信号；
(8)根据所述弹目相对运动参数获得母弹当前时刻的导引信号。
更进一步地，所述弹目相对运动参数包括弹目视线角、弹目距离、弹目视线角速率和剩余飞行时间。
本发明在导弹的机动段通过多目标点带末端角约束导引实现多点精确制导和弹道跟踪，通过抛撒点附近平滑过渡实现弹道平滑和多点分序抛撒。
附图说明
图1为本发明实施例的飞行示意图；
图2为本发明实施例提供的分序抛撒制导方法实现流程图。
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。
本发明属于单一大气层内飞行器打击多目标实现方法，涉及导弹、火箭弹以及炸弹，具体为一种无人驾驶飞行器，实现多点高精度分序抛撒的导引方法。
本发明的目的是提供一种实现高精度分序抛撒的导引方法，该方法是在导弹的机动段通过多目标点带末端角约束导引实现多点精确制导和弹道跟踪，通过抛撒点附近平滑过渡实现弹道平滑和多点分序抛撒。
实现本发明所采用的具体技术方案如下：
一种分序抛撒制导方法，包括如下步骤：
(1)根据N个不同的打击目标获得飞行弹道，根据所述飞行弹道和打击目标设置与所述打击目标相应的子弹抛撒点和抛撒点弹道倾角；将上述子弹抛撒点分别定义为第一抛撒点P1，第二抛撒点P2……第j抛撒点Pj；j为大于等于1且小于等于N的整数；
(2)根据所述子弹抛撒点将母弹飞行弹道分成N个飞行区间；将母弹机动飞行起始点到第一抛撒点P1之间的弹道定义为第一飞行区间D1，第一抛撒点P1到第二抛撒点P2之间的弹道定义为第二飞行区间D2，依此类推，得到N个飞行区间；每一个飞行区间均被分为导引飞行段和过渡飞行段；
(3)根据上述N个飞行区间分别获得N个角度约束导引参数序列；本领域普通技术人员得知区间后再结合导引方程很容易获得角度约束导引参数序列，在此不再赘述。
(4)根据母弹的位置和速度以及所述N个飞行区间的弹道信息确定母弹当前所在的飞行区间Di；1≤i≤N；
(5)根据母弹当前所在的飞行区间Di、母弹的位置和速度以及所述N个飞行区间的弹道信息获得弹目相对运动参数；所述弹目相对运动参数包括弹目视线角、弹目距离、弹目视线角速率和剩余飞行时间；
(6)根据所述弹目相对运动参数判断母弹当前所在的飞行段是否属于飞行区间Di的导引飞行段；若是，则进入步骤(7)；若否，则进入步骤(8)；
(7)根据所述弹目相对运动参数、所述抛撒点弹道倾角、所述角度约束导引参数序列并结合导引方程获得母弹当前时刻的导引信号；
(8)根据所述弹目相对运动参数获得母弹当前时刻的导引信号。
本发明的制导方法根据目标位置和设计弹道对弹道进行区间划分，采用分段导引设计跟踪弹道，同时对不同区间进行过渡设计，实现对大区域不同目标点的精确打击以及区间的平滑过渡。
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。以下实施例仅是说明性的，并不够成对本发明的限制。
本实施例以纵向为例进行阐述，制导方法的具体步骤如下：
(1)选取不同机动飞行段中导引飞行段的导引方法，本例中采用带落角约束的比例导引，该导引方程如下：
Figure BBM2020051501190000051
Figure BBM2020051501190000052
式中，
Figure BBM2020051501190000053
为导引信号，K1为比例导引参数，一般取2～6，η为高低视线角，
Figure BBM2020051501190000054
高低视线角速率，K2为角度约束导引参数，根据导弹计算，θf为抛撒点角度约束，Tg为估计剩余飞行时间，X，Y为母弹位置坐标、Vx，Vy为母弹速度信息，由惯组给出，
Figure BBM2020051501190000055
为相应抛撒点位置坐标。
(2)根据打击目标和弹道选取抛撒点，并记录导引计算所需抛撒点信息：P1：
Figure BBM2020051501190000056
P2：
Figure BBM2020051501190000057
P3：
Figure BBM2020051501190000058
P4：
Figure BBM2020051501190000059
(3)根据弹道、飞行区间以及相应抛撒点计算(1)中导引参数，其中导引参数K1＝4，导引参数根据下式计算：
Figure BBM20200515011900000510
式中参数根据(1)中相应公式计算。
(4)根据导弹位置X与抛撒点位置
Figure BBM20200515011900000511
判断导弹所属飞行区间，并根据飞行区间选择相应的抛撒点为目标。
(5)根据导弹位置、速度信息和选取飞行区间，计算(1)中导引计算所需信息。
(6)根据导弹位置和选取抛撒点，计算弹目距离，其计算公式如下：
Figure BBM2020051501190000061
(7)根据弹目距离L判断导弹处于导引飞行段或过渡段，判断方式如下：
Figure BBM2020051501190000062
式中，L0为判断阀值，根据导弹当前速度计算，本实施例中L0按下式计算：
L0＝1·V
Figure BBM2020051501190000063
(8)若导弹处于导引飞行段，则根据所选抛撒点按照(1)中所示导引方程计算导引信号，记为
Figure BBM2020051501190000064
下标i表示所属飞行区间，若所属机动飞行一段，则i＝1。
(9)若导弹处于过渡飞行段，导引信号标记为
Figure BBM2020051501190000065
并按照过渡段方程进行计算：
Figure BBM2020051501190000066
采用上述实施例可对下表4个抛撒点实现精确导引，4个抛撒点相对距离分别为：第一抛撒点与第二抛撒点相对距离：56972.5m，第二抛撒点与第三抛撒点相对距离：55501.8m，第三抛撒点与第四抛撒点相对距离：35141.9m。打击区域超过100km范围。
坐标 单位 第一抛撒点 第二抛撒点 第三抛撒点 第四抛撒点
X m 128049.7 181725.9 237153.1 270968.7
Y m 32722.2 13624.1 16501.0 6937.6
本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (2)

1.一种分序抛撒制导方法，其特征在于，包括下述步骤：
(1)根据N个不同的打击目标获得飞行弹道，根据所述飞行弹道和打击目标设置与所述打击目标相应的子弹抛撒点和抛撒点弹道倾角；将上述子弹抛撒点分别定义为第一抛撒点P1，第二抛撒点P2……第j抛撒点Pj；1≤j≤N
(2)根据所述子弹抛撒点将母弹飞行弹道分成N个飞行区间；将母弹机动飞行起始点到第一抛撒点P1之间的弹道定义为第一飞行区间D1，第一抛撒点P1到第二抛撒点P2之间的弹道定义为第二飞行区间D2，依此类推，得到N个飞行区间；每一个飞行区间均被分为导引飞行段和过渡飞行段；
(3)根据上述N个飞行区间分别获得N个角度约束导引参数序列；
(4)根据母弹的位置和速度以及所述N个飞行区间的弹道信息确定母弹当前所在的飞行区间Di；1≤i≤N
(5)根据母弹当前所在的飞行区间Di、母弹的位置和速度以及所述N个飞行区间的弹道信息获得弹目相对运动参数；
(6)根据所述弹目相对运动参数判断母弹当前所在的飞行段是否属于飞行区间Di的导引飞行段；若是，则进入步骤(7)；若否，则进入步骤(8)；
(7)根据所述弹目相对运动参数、所述抛撒点弹道倾角、所述角度约束导引参数序列并结合导引方程获得母弹当前时刻的导引信号；具体地，根据如下公式
Figure FBM2020051501180000021
Figure FBM2020051501180000022
计算导引信号；式中，
Figure FBM2020051501180000023
为导引信号，K1为比例导引参数，一般取2～6，η为高低视线角，
Figure FBM2020051501180000024
高低视线角速率，K2为角度约束导引参数，根据导弹计算，θf为抛撒点角度约束，Tg为估计剩余飞行时间，X，Y为母弹位置坐标、Vx，Vy为母弹速度信息，由惯组给出，
Figure FBM2020051501180000025
为相应抛撒点位置坐标；
(8)根据所述弹目相对运动参数获得母弹当前时刻的导引信号
Figure FBM2020051501180000026
式中，
Figure FBM2020051501180000027
2.如权利要求1所述的分序抛撒制导方法，其特征在于，所述弹目相对运动参数包括弹目视线角、弹目距离、弹目视线角速率和剩余飞行时间。
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