CN112050692B - 一种多导弹协同制导律设计方法 - Google Patents

一种多导弹协同制导律设计方法 Download PDF

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CN112050692B CN202010824763.3A CN202010824763A CN112050692B CN 112050692 B CN112050692 B CN 112050692B CN 202010824763 A CN202010824763 A CN 202010824763A CN 112050692 B CN112050692 B CN 112050692B
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Abstract

本发明公开了一种多导弹协同制导律设计方法，将各导弹的飞行过程划分为初制导段、中制导段以及末制导段，该方法主要包括，通过判断当前时刻导弹所处在初制导段、中制导段以及末制导段中的哪一个阶段，相应的计算出当前时刻导弹的加速度指令控制各导弹以期望的铅垂面、横侧向平面落角同时命中目标，该方法设计了初制导段、中制导段以及末制导段的制导律，为攻击时间约束、铅垂面与横侧向平面落角约束下的多飞行器多约束复合协同制导问题提供了一种可能的解决方案。

Description

一种多导弹协同制导律设计方法
技术领域
本发明涉及导弹发射领域。更具体地，涉及一种包含初制导、中制导、末制导的复合制导策略，以及铅垂面落角约束、横侧向平面落角约束、攻击时间约束下的多导弹协同制导律设计方法。
背景技术
根据已经公开的资料，在对水面大型舰艇、地面坚固掩体以及高价值装甲车辆等目标的攻击中，为追求最佳毁伤效果，有学者在文献【1】Ratnoo,A.,and Ghose,D.Impactangle constrained guidance against non-stationary non-maneuvering targets[J],Journal of Guidance Control,and Dynamics，2010，33(1):269–275.中提出了铅垂面落角约束下的制导问题，并得到了十分有价值的研究成果，文献【2】熊少锋，魏明英，赵明元，熊华.考虑导弹速度时变的角度约束最优中制导律[J].控制理论与应用，2018，35(2):248-257.使用滑膜控制的思路，对【1】中的方法进行了改进，使得导弹能够以特定落角攻击运动目标。
随着预警探测等技术的发展，世界各国均强化了自身的导弹防御能力。为提高导弹的突防成功率，文献【3】Jeon I S,Lee J I,Tahk M J.Impact-time-control guidancelaw for anti-ship missiles[J].IEEE Transactions on Control SystemsTechnology，2006，14(2):260-266.在传统制导律尽量减小脱靶量的基础上，又对导弹的攻击时间进行了约束，可以引导从不同位置、不同平台发射的导弹按照特定的时间同时命中目标。
文献【4】Harl N,Balakrishnan S N.Impact time and angle guidance withsliding mode control[J].IEEE Transactions on Control Systems Technology，2012，20(6):1436-1449.同时考虑了攻击时间与落角约束下的制导律设计问题。
文献【5】Zhao Q,Dong X,Liang Z,et al.Distributed cooperative guidancefor multiple missiles with fixed and switching communication topologies[J].Chinese Journal of Aeronautics，2017，30(4):1570-1581.提出了基于导弹通信网络的协同制导方法，多导弹的攻击时间并不是预先装订的，而是通过协调算法在线得到。
文献【6】Zhao Q,Dong X,Liang Z,et al.Distributed group cooperativeguidance for multiple missiles with fixed and switching directedcommunication topologies[J],Nonlinear Dynamics，2017，90(4):2507-2523.在文献【5】的基础上，提出了可以协调多个导弹编组的分组协同制导律。
已有方法尽管能够解决攻击时间、铅垂面落角约束下的导弹制导问题，但没有考虑横侧向平面的落角约束，根据现有的公开资料，每部预警雷达的有效探测范围是有限的，如果导弹从预警雷达两侧的探测盲区进入，就可以大幅度提高突防成功率，因此，需要在横侧向平面的落角约束问题，为提升导弹突防能力，多枚导弹需要在横侧向平面以特定落角同时命中目标；此外，为改善导引头探测效果，各枚导弹在铅垂面同样应该保持一定的落角，在不同的制导阶段，攻击时间约束、横侧向平面的落角约束以及铅垂面的落角约束之间是彼此冲突的，需要协调好不同约束条件的权重与矛盾，研究多约束条件下的协同制导律；综上所述，为提升突防能力，且保证足够的毁伤效果，需要研究攻击时间、铅垂面与横侧向平面落角约束下的协同制导问题。
发明内容
为解决背景技术中所提出的技术问题中的至少一个，本发明提供了一种多导弹协同制导律设计方法，将各导弹的飞行过程划分为初制导段、中制导段以及末制导段，该方法包括：
S1、根据目标与各导弹的初始位置建立空间直角坐标系，并得到在所述空间直角坐标系中目标的初值(xT(0),yT(0),zT(0))Τ和各导弹的初值(xi(0),yi(0),zi(0))Τ，其中，下标i表示各导弹序号；
S2、基于所述目标的初值和各导弹的初值计算各导弹的初制导段的期望弹道偏角
Figure BDA0002635745780000021
和期望弹道倾角
Figure BDA0002635745780000022
S3、基于各导弹导引头工作状态判断当前时刻各导弹是否进入末制导段，当各导弹处于末制导段时，基于当前时刻各导弹的弹道偏角ψi和弹道倾角θi计算末制导段下各导弹的加速度指令，当各导弹未处于末制导段时，各导弹处于中制导段或初制导段；
S4、基于当前时刻各导弹的弹道偏角ψi和弹道倾角θi与所述初制导段的期望弹道偏角
Figure BDA0002635745780000023
和期望弹道倾角
Figure BDA0002635745780000024
判断当前时刻各导弹处于初制导段或中制导段，当各导弹处于初制导段时，计算初制导段下各导弹的加速度指令，当各导弹处于中制导段时，计算中制导段下各导弹的加速度指令；
S5、根据当前时刻各导弹的加速度指令控制各导弹同时命中目标。
在一些可能的实现方式中，所述S2中各导弹的初制导段的期望弹道偏角
Figure BDA0002635745780000025
通过下式获得：
Figure BDA0002635745780000026
其中，Δψi为各导弹在初制导段期望弹道偏角的调节因子；
所述S2中各导弹的初制导段的期望弹道倾角
Figure BDA0002635745780000027
通过下式获得：
Figure BDA0002635745780000031
其中，为Δθi各导弹在初制导段期望弹道倾角的调节因子。
在一些可能的实现方式中，所述S3中基于各导弹导引头工作状态判断当前时刻各导弹是否进入末制导段包括：
各导弹导引头反馈预设信号，各导弹进入末制导段。
在一些可能的实现方式中，所述S3和S4中当前时刻各导弹的弹道偏角ψi通过下式获得：
ψi＝atan2(-Vz,i/Vx,i)；
所述S3和S4中当前时刻各导弹的弹道倾角θi通过下式获得：
Figure BDA0002635745780000032
其中，Vx,i,Vy,i,Vz,i分别为导弹在导航基准坐标系下的速度分量。
在一个具体实施例中，所述S3中计算末制导段下各导弹的加速度指令包括：
导弹在横侧向平面的加速度指令为：
Figure BDA0002635745780000033
导弹在铅垂面的加速度指令为：
Figure BDA0002635745780000034
其中，kP∈[3,6]是导航比，
Figure BDA0002635745780000037
是弹目接近速率，qb,i是视线方位角，
Figure BDA0002635745780000038
是视线方位角速率，kAb＞0为横侧向平面落角约束项比例系数，
Figure BDA0002635745780000039
为期望的横侧向平面落角，tgo,i表示第i枚导弹的剩余时间；qe,i是视线高低角，
Figure BDA00026357457800000310
是视线高低角速率，kAe＞0是铅垂面落角约束项比例系数，g为重力常数，
Figure BDA00026357457800000311
是期望的铅垂面落角。
在一些可能的实现方式中，所述S4中基于当前时刻各导弹的弹道偏角ψi和弹道倾角θi与所述初制导段的期望弹道偏角
Figure BDA00026357457800000312
和期望弹道倾角
Figure BDA00026357457800000313
判断当前时刻各导弹处于初制导段或中制导段包括：
当前时刻各导弹的弹道偏角ψi和弹道倾角θi与所述初制导段的期望弹道偏角
Figure BDA00026357457800000314
和期望弹道倾角
Figure BDA00026357457800000315
同时满足下式的要求时，判定当前时刻各导弹处于中制导段，
Figure BDA0002635745780000035
Figure BDA0002635745780000036
其中，δb为弹道偏角允许的误差范围，δe为弹道倾角允许的误差范围；
否则，判定当前时刻各导弹处于初制导段。
在一些可能的实现方式中，所述S4中计算初制导段下各导弹的加速度指令包括：
导弹在横侧向平面的加速度指令为：
Figure BDA0002635745780000043
导弹在铅垂面的加速度指令为：
Figure BDA0002635745780000044
其中，kb＞0为预设常数，ke＞0为预设常数，g为重力常数。
在一些可能的实现方式中，所述S4中计算中制导段下各导弹的加速度指令包括：
导弹在横侧向平面的加速度指令为：
Figure BDA0002635745780000045
导弹在铅垂面的加速度指令为：
Figure BDA0002635745780000046
其中，kC＞0是时间协调项比例系数，ΔRi是弹目距离，Vi是导弹飞行速度大小，
Figure BDA0002635745780000047
为各导弹的剩余飞行时间平均值，
Figure BDA0002635745780000048
是期望的铅垂面落角，
Figure BDA0002635745780000049
为期望的横侧向平面落角。
在一些可能的实现方式中，期望的横侧向平面落角
Figure BDA00026357457800000410
取值范围为：
Figure BDA00026357457800000411
期望的铅垂面落角
Figure BDA00026357457800000412
取值范围为：
Figure BDA00026357457800000413
其中，θmin,θmax分别为导引头的最小探测角和最大探测角。
在一些可能的实现方式中，第i枚导弹的剩余时间tgo,i通过下式获得：
Figure BDA0002635745780000041
各导弹的剩余飞行时间平均值
Figure BDA00026357457800000414
通过下式获得：
Figure BDA0002635745780000042
其中，N为导弹总数。
本发明的有益效果如下：
本发明提供一种多导弹协同制导律设计方法，设计了初制导段、中制导段以及末制导段的制导律，为攻击时间约束、铅垂面与横侧向平面落角约束下的多飞行器多约束复合协同制导问题提供了一种可能的解决方案，该方法考虑到飞行器的实际飞行过程，分别给出了初、中、末制导段铅垂面与横侧向平面的制导指令，可以引导多枚飞行器以期望的铅垂面落角与横侧向平面落角同时命中目标，具备一定的工程应用价值。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示出本发明实施例提出的多导弹协同制导律设计方法流程图。
图2示出本发明实施例提出的各导弹在直角坐标系中的飞行弹道图。
图3示出本发明实施例提出的各导弹攻击时间图。
图4示出本发明实施例提出的各导弹铅垂面落角图。
图5示出本发明实施例提出的各导弹横侧向平面落角。
图6示出本发明实施例提出的各导弹铅垂面加速度指令。
图7示出本发明实施例提出的各导弹横侧向平面加速度指令。
具体实施方式
为使本发明的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施方式作进一步地详细描述。
如图1所示，本发明一个实施例提供一种多导弹协同制导律设计方法，该方法包括：
S1、根据目标与各导弹的初始位置建立空间直角坐标系，并得到在所述空间直角坐标系中目标的初值(xT(0),yT(0),zT(0))Τ和各导弹的初值(xi(0),yi(0),zi(0))Τ，其中，下标i表示各导弹序号；
S2、基于所述目标的初值和各导弹的初值计算各导弹的初制导段的期望弹道偏角
Figure BDA0002635745780000051
和期望弹道倾角
Figure BDA0002635745780000052
在一些实施例中，步骤S2包括以下子步骤
S21、各导弹的初制导段的期望弹道偏角
Figure BDA0002635745780000053
通过下式获得：
Figure BDA0002635745780000054
其中，Δψi为各导弹在初制导段期望弹道偏角的调节因子；
各导弹的初制导段的期望弹道倾角
Figure BDA0002635745780000055
通过下式获得：
Figure BDA0002635745780000061
其中，为Δθi各导弹在初制导段期望弹道倾角的调节因子；
S3、基于各导弹导引头工作状态判断当前时刻各导弹是否进入末制导段，当各导弹处于末制导段时，基于当前时刻各导弹的弹道偏角ψi和弹道倾角θi计算末制导段下各导弹的加速度指令，当各导弹未处于末制导段时，各导弹处于中制导段或初制导段；
在一些实施例中，步骤S3包括以下子步骤：
S31、基于各导弹导引头工作状态判断当前时刻各导弹是否进入末制导段包括：各导弹导引头反馈预设信号，各导弹进入末制导段；例如，导引头连续多次(可以为5次、6次等，本申请对此不做限定)发出稳定跟踪状态字，则飞行器转入末制导段。
需要说明的是，本申请对于导弹是否进入末制导段的确定方式并不仅限于通过导弹导引头反馈信息来实现，还可以通过判断导弹与目标之间的距离进行判断，例如，当导弹与目标的距离小于预设的阈值时，判定导弹进入末制导段。
S32、当前时刻各导弹的弹道偏角ψi和弹道倾角θi可通过以下方式获得：
当前时刻各导弹的弹道偏角ψi：
ψi＝atan2(-Vz,i/Vx,i)；
当前时刻各导弹的弹道倾角θi：
Figure BDA0002635745780000062
其中，Vx,i,Vy,i,Vz,i分别为导弹在导航基准坐标系下的速度分量。
S33、基于当前时刻各导弹的弹道偏角ψi和弹道倾角θi计算末制导段下各导弹的加速度指令包括：
导弹在横侧向平面的加速度指令为：
Figure BDA0002635745780000063
导弹在铅垂面的加速度指令为：
Figure BDA0002635745780000064
其中，kP∈[3,6]是导航比，
Figure BDA0002635745780000065
是弹目接近速率，qb,i是视线方位角，
Figure BDA0002635745780000066
是视线方位角速率，kAb＞0为横侧向平面落角约束项比例系数，
Figure BDA0002635745780000067
为期望的横侧向平面落角，tgo,i表示第i枚导弹的剩余时间；qe,i是视线高低角，
Figure BDA0002635745780000068
是视线高低角速率，kAe＞0是铅垂面落角约束项比例系数，g为重力常数，
Figure BDA0002635745780000069
是期望的铅垂面落角。
其中，期望的横侧向平面落角
Figure BDA00026357457800000610
取值范围为：
Figure BDA00026357457800000611
期望的铅垂面落角
Figure BDA0002635745780000073
取值范围为：
Figure BDA0002635745780000074
其中，θmin,θmax分别为导引头的最小探测角和最大探测角。
在一些实施例中，多枚导弹中的第i枚导弹的剩余时间tgo,i通过下式获得：
Figure BDA0002635745780000071
S4、基于当前时刻各导弹的弹道偏角ψi和弹道倾角θi与所述初制导段的期望弹道偏角
Figure BDA0002635745780000075
和期望弹道倾角
Figure BDA0002635745780000076
判断当前时刻各导弹处于初制导段或中制导段，当各导弹处于初制导段时，计算初制导段下各导弹的加速度指令，当各导弹处于中制导段时，计算中制导段下各导弹的加速度指令；
在一些实施例中，步骤S4包括以下子步骤
S41、当前时刻各导弹的弹道偏角ψi通过下式获得：
ψi＝atan2(-Vz,i/Vx,i)；
当前时刻各导弹的弹道倾角θi通过下式获得：
Figure BDA0002635745780000072
其中，Vx,i,Vy,i,Vz,i分别为导弹在导航基准坐标系下的速度分量；
S42、基于当前时刻各导弹的弹道偏角ψi和弹道倾角θi与所述初制导段的期望弹道偏角
Figure BDA0002635745780000077
和期望弹道倾角
Figure BDA0002635745780000078
判断当前时刻各导弹处于初制导段或中制导段包括：
当前时刻各导弹的弹道偏角ψi和弹道倾角θi与所述初制导段的期望弹道偏角
Figure BDA0002635745780000079
和期望弹道倾角
Figure BDA00026357457800000710
同时满足下式的要求时，判定当前时刻各导弹处于中制导段，
Figure BDA00026357457800000711
Figure BDA00026357457800000712
其中，δb为弹道偏角允许的误差范围，δe为弹道倾角允许的误差范围，δb和δe实际应用中可以取一个较小的正数，例如δb＝0.20，δe＝0.20；
否则，判定当前时刻各导弹处于初制导段。
本领域技术人员应当理解的是，当导弹进入中制导段后，本条件不再生效，即进入中制导段后，导弹只判断自身处于中制导段还是末制导段，不再进入初制导段。
S43、计算初制导段下各导弹的加速度指令包括：
导弹在横侧向平面的加速度指令为：
Figure BDA00026357457800000713
导弹在铅垂面的加速度指令为：
Figure BDA0002635745780000082
其中，kb＞0为预设常数，ke＞0为预设常数，例如kb＝1，ke＝1，g为重力常数(g≈9.807)。
S44、计算中制导段下各导弹的加速度指令包括：
导弹在横侧向平面的加速度指令为：
Figure BDA0002635745780000083
导弹在铅垂面的加速度指令为：
Figure BDA0002635745780000084
其中，kC＞0是时间协调项比例系数，ΔRi是弹目距离，Vi是导弹飞行速度大小，
Figure BDA0002635745780000085
为各导弹的剩余飞行时间平均值，
Figure BDA0002635745780000086
是期望的铅垂面落角，
Figure BDA0002635745780000087
为期望的横侧向平面落角。
各导弹的剩余飞行时间平均值
Figure BDA0002635745780000088
通过下式获得：
Figure BDA0002635745780000089
其中，N为导弹总数。
S5、根据当前时刻各导弹的加速度指令控制各导弹最终命中目标。
实施例
本实施例给出一个具体实例，以验证本申请的效果：
设定有4枚导弹进行目标攻击，设定目标的在空间坐标系中的位置为(20Km，0,0),4枚导弹的初始条件如下表1所示：
表1导弹初始条件
Figure BDA0002635745780000081
制导律参数取值如下：
初制导段：ke＝1，kb＝1，
Figure BDA00026357457800000810
中制导段：N＝4，kP＝4，kC＝0.025，kAb＝kAe＝2，
Figure BDA0002635745780000091
Figure BDA0002635745780000092
末制导段：kP＝4，kAb＝kAe＝2，
Figure BDA0002635745780000093
数值仿真计算结果如图2-7所示，可以看出，本发明可以协调好攻击时间约束、铅垂面内落角与横侧向平面内落角约束之间的关系，引导多枚飞行器以特定铅垂面与横侧向平面落角同时命中目标，所产生的加速度指令变化较为平稳，具备一定的工程可实现性。
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (9)

1.一种多导弹协同制导律设计方法，将各导弹的飞行过程划分为初制导段、中制导段以及末制导段，其特征在于，该方法包括：
S1、根据目标与各导弹的初始位置建立空间直角坐标系，并得到在所述空间直角坐标系中目标的初值(xT(0),yT(0),zT(0))T和各导弹的初值(xi(0),yi(0),zi(0))T，其中，下标i表示各导弹序号；
S2、基于所述目标的初值和各导弹的初值计算各导弹的初制导段的期望弹道偏角
Figure FDA0003604552470000011
和期望弹道倾角
Figure FDA0003604552470000012
其中，各导弹的初制导段的期望弹道偏角
Figure FDA0003604552470000013
通过下式获得：
Figure FDA0003604552470000014
其中，Δψi为各导弹在初制导段期望弹道偏角的调节因子；
各导弹的初制导段的期望弹道倾角
Figure FDA0003604552470000015
通过下式获得：
Figure FDA0003604552470000016
其中，Δθi为各导弹在初制导段期望弹道倾角的调节因子；
S3、基于各导弹导引头工作状态判断当前时刻各导弹是否进入末制导段，当各导弹处于末制导段时，基于当前时刻各导弹的弹道偏角ψi和弹道倾角θi计算末制导段下各导弹的加速度指令，当各导弹未处于末制导段时，各导弹处于中制导段或初制导段；
S4、基于当前时刻各导弹的弹道偏角ψi和弹道倾角θi与所述初制导段的期望弹道偏角
Figure FDA0003604552470000017
和期望弹道倾角
Figure FDA0003604552470000018
判断当前时刻各导弹处于初制导段或中制导段，当各导弹处于初制导段时，计算初制导段下各导弹的加速度指令，当各导弹处于中制导段时，计算中制导段下各导弹的加速度指令；
S5、根据当前时刻各导弹的加速度指令，控制各导弹同时命中目标。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述S3中基于各导弹导引头工作状态判断当前时刻各导弹是否进入末制导段包括：
各导弹导引头反馈预设信号，各导弹进入末制导段。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述S3和S4中当前时刻各导弹的弹道偏角ψi通过下式获得：
ψi＝atan2(-Vz,i/Vx,i)；
所述S3和S4中当前时刻各导弹的弹道倾角θi通过下式获得：
Figure FDA0003604552470000019
其中，Vx,i,Vy,i,Vz,i分别为导弹在所述空间直角坐标系下的速度分量。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述S3中计算末制导段下各导弹的加速度指令包括：
导弹在横侧向平面的加速度指令为：
Figure FDA0003604552470000021
导弹在铅垂面的加速度指令为：
Figure FDA0003604552470000022
其中，kP∈[3,6]是导航比，
Figure FDA0003604552470000023
是弹目接近速率，qb,i是视线方位角，
Figure FDA0003604552470000024
是视线方位角速率，kAb＞0为横侧向平面落角约束项比例系数，
Figure FDA0003604552470000025
为期望的横侧向平面落角，tgo,i表示第i枚导弹的剩余时间；qe,i是视线高低角，
Figure FDA0003604552470000026
是视线高低角速率，kAe＞0是铅垂面落角约束项比例系数，g为重力常数，
Figure FDA0003604552470000027
是期望的铅垂面落角。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述S4中基于当前时刻各导弹的弹道偏角ψi和弹道倾角θi与所述初制导段的期望弹道偏角
Figure FDA0003604552470000028
和期望弹道倾角
Figure FDA0003604552470000029
判断当前时刻各导弹处于初制导段或中制导段包括：
当前时刻各导弹的弹道偏角ψi和弹道倾角θi与所述初制导段的期望弹道偏角
Figure FDA00036045524700000216
和期望弹道倾角
Figure FDA00036045524700000210
同时满足下式的要求时，判定当前时刻各导弹处于中制导段，
Figure FDA00036045524700000211
Figure FDA00036045524700000212
其中，δb为弹道偏角允许的误差范围，δe为弹道倾角允许的误差范围；
否则，判定当前时刻各导弹处于初制导段。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述S4中计算初制导段下各导弹的加速度指令包括：
导弹在横侧向平面的加速度指令为：
Figure FDA00036045524700000213
导弹在铅垂面的加速度指令为：
Figure FDA00036045524700000214
其中，kb＞0为预设常数，ke＞0为预设常数，g为重力常数。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述S4中计算中制导段下各导弹的加速度指令包括：
导弹在横侧向平面的加速度指令为：
Figure FDA00036045524700000215
导弹在铅垂面的加速度指令为：
Figure FDA0003604552470000031
其中，kC＞0是时间协调项比例系数，ΔRi是弹目距离，Vi是导弹飞行速度大小，
Figure FDA0003604552470000032
为各导弹的剩余飞行时间平均值。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，期望的横侧向平面落角
Figure FDA0003604552470000033
取值范围为：
Figure FDA0003604552470000034
期望的铅垂面落角
Figure FDA0003604552470000035
取值范围为：
Figure FDA0003604552470000036
其中，θmin,θmax分别为导引头的最小探测角和最大探测角。
9.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，第i枚导弹的剩余时间tgo,i通过下式获得：
Figure FDA0003604552470000037
各导弹的剩余飞行时间平均值
Figure FDA0003604552470000038
通过下式获得：
Figure FDA0003604552470000039
其中，N为导弹总数。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5435503A (en) * 1993-08-27 1995-07-25 Loral Vought Systems Corp. Real time missile guidance system
GB201300848D0 (en) * 2013-01-15 2013-07-24 Mbda Uk Ltd A missile seeker and guidance method
CN103245256A (zh) * 2013-04-25 2013-08-14 北京理工大学 一种多导弹协同作战制导律设计方法
CN106843265A (zh) * 2016-12-30 2017-06-13 哈尔滨工业大学 有限时间收敛的三维多导弹协同制导方法与系统
CN108168381A (zh) * 2018-01-04 2018-06-15 北京理工大学 一种多枚导弹协同作战的控制方法
CN110017729A (zh) * 2019-04-18 2019-07-16 西安交通大学 一种带碰撞角约束的多导弹时间协同制导方法
CN111306998A (zh) * 2020-03-24 2020-06-19 北京理工大学 一种参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5435503A (en) * 1993-08-27 1995-07-25 Loral Vought Systems Corp. Real time missile guidance system
GB201300848D0 (en) * 2013-01-15 2013-07-24 Mbda Uk Ltd A missile seeker and guidance method
CN103245256A (zh) * 2013-04-25 2013-08-14 北京理工大学 一种多导弹协同作战制导律设计方法
CN106843265A (zh) * 2016-12-30 2017-06-13 哈尔滨工业大学 有限时间收敛的三维多导弹协同制导方法与系统
CN108168381A (zh) * 2018-01-04 2018-06-15 北京理工大学 一种多枚导弹协同作战的控制方法
CN110017729A (zh) * 2019-04-18 2019-07-16 西安交通大学 一种带碰撞角约束的多导弹时间协同制导方法
CN111306998A (zh) * 2020-03-24 2020-06-19 北京理工大学 一种参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法

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