CN111649624A - 一种空间微型精确制导武器控制方法 - Google Patents

Abstract

一种空间微型精确制导武器控制方法，本发明涉及制导武器控制方法。解决了现有技术中针对空间打击拦截的隐蔽性、机动性不高的问题，以及基于天基平台的微型精确制导武器针对空间微型武器制导精确度不高问题。本发明所述的方法包括：列出二体动力学方程；根据得到的导弹和目标的位置信息求解视线角和视线角速率；进一步设计俯仰和偏航通道的变结构制导律；基于给出的控制指令使用欧拉角表示姿态运动学方程，采用变结构控制律设计姿态控制系统，控制律分别对俯仰、偏航和滚转三通道进行控制，根据实际喷气发动机推力大小和时间结合姿态控制精度要求选择合适的控制参数。本发明属于航天领域。

Description

一种空间微型精确制导武器控制方法

技术领域

本发明涉及一种空间微型精确制导武器控制方法。

背景技术

空间威慑逐步成为新的战略威慑力量之一，未来世界将在空间与核双重威慑下互相制约互相协调发展。随着空间与信息技术的不断发展，现代战争对空间军事力量的依赖越来越大，特别是空间信息系统在现代高科技战争中的地位越来越无法替代，并逐步影响着现代作战思维和战争形态的演变。当代武器技术发展速度迅猛，逐渐地将地面战场转向太空，太空已成为新世纪战争的制高点。随着各领域科学技术的快速发展，精确制导武器作为现代化战场的主要攻击性装备也朝着高强度、高速度、远距离、精确作战的方向迅速转变，这使得作战时间更短，作战空间更加立体化。因此，积极研究空间武器的相关技术对我国的国防安全具有非常重要的意义。

空间平台由于其所处的特殊环境，其军事应用潜力一直受到广泛重视。这一空域的飞行器具有重要的战略地位，上可威胁敌对空间武器平台，下可探测、攻击大气层外目标，可发展成为适应新形势作战需求的新概念信息化作战武器装备。利用空间和控制空间更是未来世界强国主要的发展战略。针对敌对目标进行精确、快速的打击，是空间攻防中的重要任务之一。围绕这一任务研制新型空间武器平台，满足现代化战争“提前预警，精确打击”的军事需求，具有重要意义。

针对空间目标的拦截问题，早在上世纪60年代美国和苏联就已展开了大量研究。根据部署方式的不同，可以分为路基拦截，空基拦截和天基拦截。即分别在陆地，空中和空间对空间目标实施打击。

国外以美国和俄罗斯为代表，对空间目标的拦截较早展开研究。美国和俄罗斯是世界上最早发展反卫星武器的国家，已有40年的历史，先后发展了地基直接上升式核反卫星武器，共轭式破片杀伤反卫星武器，直接上升式动能杀伤反卫星武器等。1976年，美空军开始发展空中发射的直接上升式动能反卫星武器系统的武器系统计划，1989年，美国重点发展地基直接上升式动能反卫星武器系统，同时发展地基激光反卫星武器系统，1997年美国利用现有的激光装置,进行了激光反卫星试验。前苏联在20世纪60年代就开始研究反卫星系统，提出了一系列的设想和计划。1968年至1982年6月期间，对采用破片杀伤弹头的地基共轭式反卫星导弹，先后共进行了20次飞行试验。除此之外，和美国相类似，他们还研究和发展了其它类型的反卫星武器技术，包括直接上升式的反卫星武器、激光反卫星武器技术和机载动能反卫星武器技术。

国内对拦截空间目标的起步较晚，据公开资料显示，国内在2007年进行过一次针对空间目标拦截实弹测试并取得成功。不同于陆基平台拦截，天基平台具有隐蔽性强，机动能力强，拦截速度快等特点。随着微电子技术与制导和控制技术的发展，基于天基平台的微型精确制导武器是空间目标拦截的研究趋势。为了彻底摧毁目标，“碰撞-杀伤”方式是一种有效的措施。“碰撞-杀伤”是指利用拦截导弹以较大的速度与目标快速的发生直接碰撞，这样就会产生巨大的动能来对目标实施彻底的毁伤。在“碰撞-杀伤”方式的情况下，留给末制导的时间一般仅有几秒，这就要求拦截武器具有快速响应的机动能力和较高的制导精度。

综上所述，考虑到空间打击拦截的隐蔽性、机动性与精确性，研究使用微型空间武器精确打击拦截空间目标是目前研究趋势。因此，针对微型空间武器的制导与控制方案研究具有重要意义。针对空间微型武器的精确制导问题，本文基于滑模变结构控制方法，结合自适应控制方案，设计鲁棒性强、收敛速度快的制导律和姿态控制律。

发明内容

本发明是为了解决现有技术中针对空间打击拦截的隐蔽性、机动性不高的问题，以及基于天基平台的微型精确制导武器针对空间微型武器制导精确度不高问题，现提出一种空间微型精确制导武器控制方法。

本发明为一种空间微型精确制导武器控制方法，包括以下步骤：

步骤一、设计空间微型武器制导律：

步骤一一、列出二体动力学方程：

其中，

为导弹上的控制力矢量，

表示J2000惯性系下地心到导弹的矢量，μ表示地心引力常数，m表示导弹的质量；上述方程在J2000惯性系下可分解为：

其中，f_x，f_y，f_z分别表示导弹的控制力矢量在J2000坐标系下x、y、z轴的分量；

在f已知的情况下，如有初始条件x₀,y₀,z₀,

和x,

y,

z,

即可求解上述微分方程；

其中，所述初始条件x₀,y₀,z₀,

分别为导弹发射初始时刻的位置初始值和速度初始值，x,y,z,

分别为导弹在J2000坐标系下的位置分量和速度分量；

步骤一二、根据步骤一一中位置矢量在J2000坐标系下分解得到的导弹和目标的位置信息，求解视线角和视线角速率；

步骤一三、基于步骤一二求得的视线角和视线角速率，进一步设计俯仰和偏航通道的变结构制导律；

步骤二、设计空间微型武器姿态控制律：

步骤二一、给出控制指令：

θ_c＝q_ε,ψ_c＝q_β

其中

θ_c，ψ_c分别表示弹体X轴，Y轴和Z轴的姿态角，q_ε，q_β表示导引头测得的视线角；

步骤二二、根据步骤二一给出的控制指令使用欧拉角表示姿态运动学方程；

步骤二三、根据步骤二二中的姿态运动学方程，进一步得到欧拉角表示的姿态运动学方程；

步骤二四、采用变结构控制律设计姿态控制系统，控制律分别对俯仰、偏航和滚转三通道进行控制，根据实际的喷气发动机推力大小和时间，结合姿态控制精度要求选择合适的控制参数。

有益效果

本发明的有益效果是：针对空间微型武器的精确制导问题，本发明基于滑模变结构控制方法，结合自适应控制方案，设计鲁棒性强、收敛速度快的制导律和姿态制导律，能够提高对空间打击拦截的隐蔽性、机动性和拦截速度，同时能够解决针对空间微型武器制导精度不高的问题。

附图说明

图1是姿态旋转示意图；

图2是x方向控制力矩示意图；

图3是y方向控制力矩示意图；

图4是z方向控制力矩示意图；

图5是角度跟踪误差示意图；

图6是导弹目标弹道示意图；

图7是三维空间视图；

图8是俯仰视线角速率变化示意图；

图9是偏航方向视线角速度变化示意图；

图10是俯仰通道控制u示意图；

图11是偏航通道控制u示意图；

图中，r为导弹到目标的相对距离。

具体实施方式

具体实施方式一：如图1所示，本实施方式为一种空间微型精确制导武器控制方法，包括以下步骤：

步骤一、设计空间微型武器制导律：

考虑到空间微型精确制导武器具有微型化、飞行速度快、执行机构受限等多方面的特点，针对目标轨道的不同，空间环境下制导武器的打击方案也不同，不同于大气层内制导方案设计，空间微型精确制导武器无气动力控制，因此，这里采用基于零化视线角速率的平行接近法设计思想，设计切换控制律，为了减少燃料的消耗，将制导过程分为两个阶段，第一阶段各制导部件开机工作，弹丸按预设轨道飞行，此期间轨控发动机不工作；第二阶段开始末制导，轨控发动机调整弹丸轨道的信息；

考虑到制导过程中由于弹体的弹轴并不始终与速度方向重合，发动机推力方向与弹轴垂直，导致发动机产生的推力会同时改变炮弹的速度大小和方向，因此，常速运动的导弹运动动力学方程不在适用，综合考虑姿态和轨道制导的控制律设计如下：

本实施方式一种空间微型精确制导武器控制方法，包括以下步骤：

步骤一、设计空间微型武器制导律：

步骤一一、列出二体动力学方程：

其中，

为导弹上的控制力矢量，

表示J2000惯性系下地心到导弹的矢量，μ表示地心引力常数，m表示导弹的质量；上述方程在J2000惯性系下分解为：

其中，f_x，f_y，f_z分别表示导弹的控制力矢量在J2000坐标系下x、y、z轴的分量；

在f已知的情况下，如有初始条件x₀,y₀,z₀,

和x,

y,

z,

即可求解上述微分方程；

其中，所述初始条件x₀,y₀,z₀,

分别为导弹发射初始时刻的位置初始值和速度初始值，x,y,z,

分别为导弹在J2000坐标系下的位置分量和速度分量；

步骤一二、根据步骤一一中位置矢量在J2000坐标系下分解得到的导弹和目标的位置信息，求解视线角和视线角速率；

步骤一三、基于步骤一二求得的视线角和视线角速率，进一步设计俯仰和偏航通道的变结构制导律；

步骤二、设计空间微型武器姿态控制律：

空间微型精确制导武器姿态控制的目的是为了使得导引头始终指向目标，弹丸的俯仰角和偏航角跟踪导引头测得的视线角(视线倾角和视线偏角)，弹丸的滚转角控制结合选择发动机指令，控制周期之外使滚转角保持稳定；

步骤二一、给出控制指令：

θ_c＝q_ε,ψ_c＝q_β

其中

θ_c，ψ_c分别表示弹体X轴，Y轴和Z轴的姿态角，q_ε，q_β表示导引头测得的视线角；

步骤二二、根据步骤二一给出的控制指令使用欧拉角表示姿态运动学方程；

步骤二三、根据步骤二二中的姿态运动学方程，进一步得到欧拉角表示的姿态运动学方程；

步骤二四、采用变结构控制律设计姿态控制系统，控制律分别对俯仰、偏航和滚转三通道进行控制，根据实际的喷气发动机推力大小和时间，结合姿态控制精度要求选择控制参数。

具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是，所述步骤一二根据步骤一一中位置矢量在J2000坐标系下分解得到的导弹和目标的位置信息，求解视线角和视线角速率；具体过程为：

设x_m、y_m和z_m分别为导弹位置矢量在J2000坐标系下X、Y、Z轴上的分量，x_t、y_t和z_t分别为目标位置矢量在J2000坐标系下X、Y、Z轴上的分量，x_r＝x_t-x_m，y_r＝y_t-y_m，z_r＝z_t-z_m，其中，x_r，y_r，z_r为中间变量，由几何关系得视线角q₁和q₂及视线角速率

和

的表达式分别为：

其他步骤及参数与具体实施方式一相同。

具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一或二不同的是，所述步骤一三基于步骤一二求得的视线角和视线角速率，进一步设计俯仰和偏航通道的变结构制导律；具体过程为：

其中，a_Mε和a_Mβ分别为沿弹体坐标系Y轴和Z轴方向的加速度，M为理想的轨控发动机推力作用在飞行器上产生的加速度，由安装在质心一周的发动机所产生；

和

表示由导引头测得的视线角进而得到的视线角速率，δ_ε和δ_β分别为视线角速度阈值，由制导精度和控制能力所共同决定(制导精度，也就是控制精度，控制视线角速率收敛到0的精度；导弹和目标在外太空沿轨道运行，视线角速率不会一直等于0，所以需要设定一个阈值，这个阈值越小，那么视线角速率越接近0，相应的，控制的频率也就越高，控制能力是指实际控制器的控制频率等，阈值设定的太小，控制器频率跟不上还是没用)。

其他步骤及参数与具体实施方式一或二相同。

具体实施方式四：弹体的姿态运动学方程可以用四元数、欧拉角、旋转矩阵等方式表示，考虑到弹丸打击过程中姿态角变化较小，使用欧拉角不会出现奇异现象，欧拉角表示的姿态运动学方程简单明了，本实施方式与具体实施方式一至三之一不同的是，所述步骤二二根据步骤二一给出的控制指令使用欧拉角表示姿态运动学方程；具体过程为：

弹体的姿态运动学方程可以用四元数、欧拉角、旋转矩阵等方式表示，考虑到弹丸打击过程中姿态角变化较小，使用欧拉角不会出现奇异现象，欧拉角表示的姿态运动学方程简单明了，这里使用欧拉角表示姿态运动学方程，欧拉角按1-2-3即

转序；

设ω为弹丸体坐标系相对于参考坐标系的旋转角速度在体坐标系下的表示，则可得到：

其中，ω_x、ω_y、ω_z分别表示弹丸体坐标系相对于参考坐标系的旋转角速度在体坐标系x，y，z轴上的表示，

表示欧拉角速度，R(z,ψ)表示在坐标系旋转时绕z轴转ψ角度所形成的转换矩阵，R(y,θ)表示在坐标系旋转时绕y轴转θ角度所形成的转换矩阵，

表示在坐标系旋转时绕x轴转

角度所形成的转换矩阵。

其他步骤及参数与具体实施方式一至三之一相同。

具体实施方式五：本实施方式与具体实施方式一至四之一不同的是，所述步骤二三根据步骤二二中的姿态运动学方程，进一步得到欧拉角表示的姿态运动学方程；具体过程为：

姿态运动学方程如下：

姿态动力学方程如下：

其中，J为转动惯量矩阵，u为三个轴的控制力矩，d为外界干扰，ω×表示叉乘运算算子。

其他步骤及参数与具体实施方式一至四之一相同。

具体实施方式六：本实施方式与具体实施方式一至五之一不同的是，所述步骤二四采用变结构控制律设计姿态控制系统，控制律分别对俯仰、偏航和滚转三通道进行控制，根据实际的喷气发动机推力大小和时间，结合姿态控制精度要求选择控制参数；具体过程为：

考虑到燃料有限，执行机构为推力大小固定的喷气发动机，经过综合评估考虑，采用变结构控制律设计姿态控制系统，相关布局和前文相同，控制律分别对俯仰、偏航和滚转三通道进行控制，三通道的开关函数分别为：

其中，s_x，s_y，s_z分别表示三通道的开关函数，

e_y＝(θ-θ_d)，

e_z＝(ψ-ψ_d)，

e_x，e_y，e_z表示姿态角的跟踪误差，

θ_d，ψ_d表示期望跟踪的姿态角，c_x,c_y,c_z为大于零的常数，控制律表示形式如下：

其中u_x，u_y，u_z分别表示x，y，z三个轴的控制力矩，0表示喷气发动机不输出力矩，1表示喷气发动机输出正的力矩，-1表示喷气发动机输出负的力矩，由于喷气发动机的输出推力不可调节，其中δ_x,δ_y,δ_z分别表示三个轴控发动机大于零的常值开关门限，是姿态控制精度的体现，根据实际的喷气发动机推力大小和时间，结合姿态控制精度要求，选择合适的控制参数。

其他步骤及参数与具体实施方式一至五之一相同。

实施例

仿真参数如表1所示：

表1相关控制参数

弹丸尺寸	3*3*10cm
		弹丸质量	400g
转动惯量	J<sub>x</sub>＝J<sub>y</sub>＝4.233*10<sup>-4</sup>,J<sub>z</sub>＝1.8*10<sup>-4</sup>，kg·m<sup>2</sup>
		姿轨推力	2mN
轨控推力	20N
		Lambert预设打击时间	50S
起始控制时刻	10S
		控制周期	50ms
发动机推力时间	10ms
		导引头视场	±2.5°
姿态控制阈值	1°
		轨道控制阈值	随相对距离变化
脱靶量要求	2m
		目标初始坐标	[49.999991211,42163.970353,0]km
基座初始坐标	[0,42164,0]km
		基座发射偏差	±0.2mrad

(a)姿态控制

控制时刻：

控制时刻/s	49.90	49.95	50
				X/Y/Z轴	Y	Y/Z	Y/Z
控制指令	-1	-1/1	1/1

相关仿真图如图2-5所示。

(b)轨道控制

控制时刻：Z表示俯仰，Y表示偏航

控制时刻/s	23.8	35.65	39.25	45	45.8	50	50
								俯仰/偏航	Z	Y	Z	Z	Y	Z	Y
控制指令	1	1	-1	1	-1	-1	1

相关仿真图如图6-11所示。

Claims (6)

1.一种空间微型精确制导武器控制方法，其特征在于，所述一种空间微型精确制导武器控制方法，包括以下步骤：

步骤一、设计空间微型武器制导律：

步骤一一、列出二体动力学方程：

其中，

为导弹上的控制力矢量，

表示J2000惯性系下地心到导弹的矢量，μ表示地心引力常数，m表示导弹的质量；上述方程在J2000惯性系下分解为：

其中，f_x，f_y，f_z分别表示导弹的控制力矢量在J2000坐标系下x、y、z轴的分量；

在f已知的情况下，如有初始条件x₀,y₀,z₀,

和x,

y,

z,

能够求解上述微分方程；

其中，所述初始条件x₀,y₀,z₀,

分别为导弹发射初始时刻的位置初始值和速度初始值，x,y,z,

分别为导弹在J2000坐标系下的位置分量和速度分量；

步骤一二、根据步骤一一中位置矢量在J2000坐标系下分解得到的导弹和目标的位置信息，求解视线角和视线角速率；

步骤一三、基于步骤一二求得的视线角和视线角速率，进一步设计俯仰和偏航通道的变结构制导律；

步骤二、设计空间微型武器姿态控制律：

步骤二一、给出控制指令：

θ_c＝q_ε,ψ_c＝q_β

其中

θ_c，ψ_c分别表示弹体X轴，Y轴和Z轴的姿态角，q_ε，q_β表示导引头测得的视线角；

步骤二二、根据步骤二一给出的控制指令使用欧拉角表示姿态运动学方程；

步骤二三、根据步骤二二中的姿态运动学方程，进一步得到欧拉角表示的姿态运动学方程；

步骤二四、采用变结构控制律设计姿态控制系统，控制律分别对俯仰、偏航和滚转三通道进行控制，根据实际的喷气发动机推力大小和时间，结合姿态控制精度要求选择控制参数。

2.根据权利要求1所述一种空间微型精确制导武器控制方法，其特征在于，所述步骤一二根据步骤一一中位置矢量在J2000坐标系下分解得到的导弹和目标的位置信息，求解视线角和视线角速率；具体过程为：

设x_m、y_m和z_m分别为导弹位置矢量在J2000坐标系下X、Y、Z轴上的分量，x_t、y_t和z_t分别为目标位置矢量在J2000坐标系下X、Y、Z轴上的分量，x_r＝x_t-x_m，y_r＝y_t-y_m，z_r＝z_t-z_m，其中，x_r，y_r，z_r为中间变量，由几何关系得视线角q₁和q₂及视线角速率

和

的表达式分别为：

3.根据权利要求2所述一种空间微型精确制导武器控制方法，其特征在于，所述步骤一三基于步骤一二求得的视线角和视线角速率，进一步设计俯仰和偏航通道的变结构制导律；具体过程为：

其中，a_Mε和a_Mβ分别为沿弹体坐标系Y轴和Z轴方向的加速度；M为理想的轨控发动机推力作用在飞行器上产生的加速度；

和

表示由导引头测得的视线角进而得到的视线角速率；δ_ε和δ_β分别为视线角速度阈值。

4.根据权利要求3所述一种空间微型精确制导武器控制方法，其特征在于，所述步骤二二根据步骤二一给出的控制指令使用欧拉角表示姿态运动学方程；具体过程为：

使用欧拉角表示姿态运动学方程，欧拉角按1-2-3即

转序；

设ω为弹丸体坐标系相对于参考坐标系的旋转角速度在体坐标系下的表示，则得到：

其中，ω_x、ω_y、ω_z分别表示弹丸体坐标系相对于参考坐标系的旋转角速度在体坐标系x，y，z轴上的表示，

表示欧拉角速度，R(z,ψ)表示在坐标系旋转时绕z轴转ψ角度所形成的转换矩阵，R(y,θ)表示在坐标系旋转时绕y轴转θ角度所形成的转换矩阵，

表示在坐标系旋转时绕x轴转

角度所形成的转换矩阵。

5.根据权利要求4所述一种空间微型精确制导武器控制方法，其特征在于，所述步骤二三根据步骤二二中的姿态运动学方程，进一步得到欧拉角表示的姿态运动学方程；具体过程为：

姿态运动学方程如下：

姿态动力学方程如下：

其中，J为转动惯量矩阵，u为三个轴的控制力矩，d为外界干扰，ω×表示叉乘运算算子。

6.根据权利要求5所述一种空间微型精确制导武器控制方法，其特征在于，所述步骤二四采用变结构控制律设计姿态控制系统，控制律分别对俯仰、偏航和滚转三通道进行控制，根据实际的喷气发动机推力大小和时间，结合姿态控制精度要求选择控制参数；具体过程为：

采用变结构控制律设计姿态控制系统，控制律分别对俯仰、偏航和滚转三通道进行控制，三通道的开关函数分别为：

其中，s_x，s_y，s_z分别表示三通道的开关函数，

e_y＝(θ-θ_d)，

e_z＝(ψ-ψ_d)，

e_x，e_y，e_z表示姿态角的跟踪误差，

θ_d，ψ_d表示期望跟踪的姿态角，c_x,c_y,c_z为大于零的常数，控制律表示形式如下：

其中u_x，u_y，u_z分别表示x，y，z三个轴的控制力矩，0表示喷气发动机不输出力矩，1表示喷气发动机输出正的力矩，-1表示喷气发动机输出负的力矩，其中δ_x,δ_y,δ_z分别表示三个轴控发动机大于零的常值开关门限，是姿态控制精度的体现。

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