CN112731965A - 一种基于目标机动辨识的制导方法 - Google Patents
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Abstract
Description
技术领域
本发明属于飞行器导航、制导与控制领域;具体涉及一种基于目标机动辨识的制导方法。
背景技术
导弹突防形式多样,例如蛇形机动突防、方波机动突防等,对导弹拦截技术提出重大挑战。对于不同的机动方式,任何单一制导方式都难以完成制导任务,造成制导失效或制导精度下降。
杨涛,基于微分对策理论的大气层外弹道导弹弹头机动突防策略研究,国防科学技术大学硕士学位论文,2015.提出了微分博弈机动方式。
发明内容
本发明提供一种基于目标机动辨识的制导方法,为了解决针对不同机动的制导问题,适用于针对不同机动的制导方法设计。
本发明通过以下技术方案实现:
一种基于目标机动辨识的制导方法,所述制导方法包括以下步骤:
步骤2:根据步骤1的信息判断目标机动,所述目标动机包括蛇形机动、螺旋机动、常值机动、方波机动和微分博弈机动;
步骤3:基于步骤2的目标机动,进行制导方法决策器;
步骤4:根据步骤3的制导方法决策结果,进行对二至三枚拦截弹拦截一枚弹道导弹的协同攻击时间的制导控制或协同攻击时间和角度的制导控制。
进一步的,所述蛇形机动具体为,
进一步的,所述螺旋机动具体为,
进一步的,所述常值机动具体为,
进一步的,所述方波机动具体为,
进一步的,所述微分博弈机动具体为,
式中,aTx、aTy、aTz分别代表弹道导弹机动加速度在地心惯性坐标系x轴、y轴和z轴上的分量,(xr5,yr5,zr5)是在地心惯性坐标系下的弹道导弹相对与拦截弹的位置坐标,tf5是拦截碰撞时刻,tgo5是剩余时间,ai5,bi5(i=1,2,3)分别是弹道导弹与拦截弹的控制消耗能量在三个坐标方向上的权重比。
进一步的,在纵向平面设计机动观测器,
进一步的,所述步骤3具体为,
所述机动为蛇形机动E1时,制导方法H1为协同攻击时间和角度的制导方法;
所述机动为螺旋机动E2时,制导方法H2为协同攻击时间的制导方法;
所述机动为常值机动E3时,制导方法H1为协同攻击时间和角度的制导方法;
所述机动为方波机动E4时,制导方法H2为协同攻击时间的制导方法;
所述机动为微分博弈机动E5时,制导方法H1为协同攻击时间和角度的制导方法。
进一步的,所述步骤4中协同攻击时间的制导控制方法具体为,
式中,ri、分别为拦截弹i相对弹道导弹的距离和速率,为视线倾角速率,是剩余时间,bi>0,0<α<1,p、q是正奇数且1<p/q<2,Mi>2,βi>0,[uri uεi]T为拦截弹i加速度在视线坐标系两个轴上的分量,i=l,2或i=l,2,3。
进一步的,所述协同攻击时间和角度的制导控制方法具体为,
式中,eεi=qεdi-qεi,ri、分别为拦截弹i相对弹道导弹的距离和速率,qεi、分别为视线倾角和视线倾角速率,是剩余时间,bi>0,0<α<1,p、q是正奇数且1<p/q<2,ci>0,hi>0,ki>0,0<λi<1,[uri uεi]T为拦截弹i加速度在视线坐标系两个轴上的分量,i=l,2或i=l,2,3。
本发明的有益效果是:
1、本发明提出的基于目标机动辨识的制导方法,实现了针对不同机动的制导,提高了在不同机动情况下的制导有效性和制导精度。
2、本发明提出的基于目标机动辨识的制导方法,结合了协同攻击时间的制导方法和协同攻击时间和角度的制导方法两种制导方法,控制指令形式简单,计算量小。
附图说明
图1为本发明提出的基于目标机动辨识的制导方法原理图。
图2为实施例1的机动情况图。
图3为实施例2的机动情况图。
图4为实施例1制导效果对比图,其中,(a)未采用本方法的弹道导弹-拦截弹相对距离;(b)采用本方法的弹道导弹-拦截弹相对距离。
图5为实施例2制导效果对比图,其中,(a)未采用本方法的弹道导弹-拦截弹相对距离;(b)采用本方法的弹道导弹-拦截弹相对距离。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述,显然,所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例,而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例,本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例,都属于本发明保护的范围。
实施例1
图1-2所示,二枚拦截弹拦截一枚弹道导弹情况下的基于目标机动辨识的制导方法,所述制导方法包括以下步骤:
步骤2:根据步骤1的信息判断目标机动,所述目标动机包括蛇形机动、螺旋机动、常值机动、方波机动和微分博弈机动;
步骤3:基于步骤2的目标机动,进行制导方法决策器;
步骤4:根据步骤3的制导方法决策结果,进行对二枚拦截弹拦截一枚弹道导弹的协同攻击时间的制导控制或协同攻击时间和角度的制导控制。
进一步的,所述蛇形机动具体为,
进一步的,所述螺旋机动具体为,
进一步的,所述常值机动具体为,
进一步的,所述方波机动具体为,
进一步的,所述微分博弈机动具体为,
式中,aTx、aTy、aTz分别代表弹道导弹机动加速度在地心惯性坐标系x轴、y轴和z轴上的分量,(xr5,yr5,zr5)是在地心惯性坐标系下的弹道导弹相对与拦截弹的位置坐标,tf5是拦截碰撞时刻,tgo5是剩余时间,ai5,bi5(i=1,2,3)分别是弹道导弹与拦截弹的控制消耗能量在三个坐标方向上的权重比。
进一步的,在纵向平面设计机动观测器
进一步的,所述步骤3具体为,
所述机动为蛇形机动E1时,制导方法H1为协同攻击时间和角度的制导方法;
所述机动为螺旋机动E2时,制导方法H2为协同攻击时间的制导方法;
所述机动为常值机动E3时,制导方法H1为协同攻击时间和角度的制导方法;
所述机动为方波机动E4时,制导方法H2为协同攻击时间的制导方法;
所述机动为微分博弈机动E5时,制导方法H1为协同攻击时间和角度的制导方法。依据步骤二的机动判定情况,采用H1制导方法。
进一步的,所述步骤4中协同攻击时间的制导控制器具体为,
式中,ri、分别为拦截弹i相对弹道导弹的距离和速率,为视线倾角速率,是剩余时间,bi>0,0<α<1,p、q是正奇数且1<p/q<2,Mi>2,βi>0,[uri uεi]T为拦截弹i加速度在视线坐标系两个轴上的分量,i=l,2。
进一步的,所述协同攻击时间和角度的制导控制器具体为,
式中,eεi=qεdi-qεi,ri、分别为拦截弹i相对弹道导弹的距离和速率,qεi、分别为视线倾角和视线倾角速率,是剩余时间,bi>0,0<α<1,p、q是正奇数且1<p/q<2,ci>0,hi>0,ki>0,0<λi<1,[uri uεi]T为拦截弹i加速度在视线坐标系两个轴上的分量,i=l,2。
依据步骤3制导方法决策结果,运行协同攻击时间和角度的制导控制器,制导结果如图4所示,未采用本方法的弹道导弹-拦截弹相对距离在20秒时大于0.5米,即脱靶量大于0.5米;而采用本方法的弹道导弹-拦截弹相对距离在20秒时小于0.1米,脱靶量满足拦截要求。
本实例中提出的一种基于目标机动辨识的制导方法,能够适用于二枚拦截弹拦截一枚弹道导弹情况下的制导律设计,能够满足制导精度的需要。
实施例2
图1、3所示,三枚拦截弹拦截一枚弹道导弹情况下的基于目标机动辨识的制导方法,如图1所示,所述制导方法包括以下步骤:
步骤2:根据步骤1的信息判断目标机动,所述目标动机包括蛇形机动、螺旋机动、常值机动、方波机动和微分博弈机动;
步骤3:基于步骤2的目标机动,进行制导方法决策器;
步骤4:根据步骤3的制导方法决策结果,进行对三枚拦截弹拦截一枚弹道导弹的协同攻击时间的制导控制器与协同攻击时间和角度的制导控制。
进一步的,所述蛇形机动具体为,
进一步的,所述螺旋机动具体为,
进一步的,所述常值机动具体为,
进一步的,所述方波机动具体为,
进一步的,所述微分博弈机动具体为,
式中,aTx、aTy、aTz分别代表弹道导弹机动加速度在地心惯性坐标系x轴、y轴和z轴上的分量,(xr5,yr5,zr5)是在地心惯性坐标系下的弹道导弹相对与拦截弹的位置坐标,tf5是拦截碰撞时刻,tgo5是剩余时间,ai5,bi5(i=1,2,3)分别是弹道导弹与拦截弹的控制消耗能量在三个坐标方向上的权重比。
进一步的,在纵向平面设计机动观测器
进一步的,所述步骤3具体为,
所述机动为蛇形机动E1时,制导方法H1为协同攻击时间和角度的制导方法;
所述机动为螺旋机动E2时,制导方法H2为协同攻击时间的制导方法;
所述机动为常值机动E3时,制导方法H1为协同攻击时间和角度的制导方法;
所述机动为方波机动E4时,制导方法H2为协同攻击时间的制导方法;
所述机动为微分博弈机动E5时,制导方法H1为协同攻击时间和角度的制导方法。依据步骤二的机动判定情况,采用H1制导方法。
进一步的,所述步骤4中协同攻击时间的制导控制器具体为,
式中,ri、分别为拦截弹i相对弹道导弹的距离和速率,为视线倾角速率,是剩余时间,bi>0,0<α<1,p、q是正奇数且1<p/q<2,Mi>2,βi>0,[uri uεi]T为拦截弹i加速度在视线坐标系两个轴上的分量,i=l,2,3。
进一步的,所述协同攻击时间和角度的制导控制器具体为,
式中,eεi=qεdi-qεi,ri、分别为拦截弹i相对弹道导弹的距离和速率,qεi、分别为视线倾角和视线倾角速率,是剩余时间,bi>0,0<α<1,p、q是正奇数且1<p/q<2,ci>0,hi>0,ki>0,0<λi<1,[uri uεi]T为拦截弹i加速度在视线坐标系两个轴上的分量,i=l,2,3。
依据步骤3制导方法决策结果,运行协同攻击时间和角度的制导控制器,制导结果如图5所示,未采用本方法的弹道导弹-拦截弹相对距离在20秒时大于0.5米,即脱靶量大于0.5米;而采用本方法的弹道导弹-拦截弹相对距离在20秒时小于0.2米,脱靶量满足拦截要求。
本实例中提出的一种基于目标机动辨识的制导方法,能够适用于三枚拦截弹拦截一枚弹道导弹情况下的制导律设计,能够满足制导精度的需要。
Claims (10)
8.根据权利要求1所述制导方法,其特征在于,所述步骤3具体为,
所述机动为蛇形机动E1时,制导方法H1为协同攻击时间和角度的制导方法;
所述机动为螺旋机动E2时,制导方法H2为协同攻击时间的制导方法;
所述机动为常值机动E3时,制导方法H1为协同攻击时间和角度的制导方法;
所述机动为方波机动E4时,制导方法H2为协同攻击时间的制导方法;
所述机动为微分博弈机动E5时,制导方法H1为协同攻击时间和角度的制导方法。
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Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN113341727A (zh) * | 2021-06-22 | 2021-09-03 | 北京理工大学 | 一种事件触发分布式自学习协同博弈拦截制导方法 |
CN114415723A (zh) * | 2022-01-11 | 2022-04-29 | 北京科技大学 | 一种多飞行器协同捕获空间划分方法和装置、电子设备 |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105446352A (zh) * | 2015-11-23 | 2016-03-30 | 哈尔滨工业大学 | 一种比例导引制导律辨识滤波方法 |
CN107818219A (zh) * | 2017-10-31 | 2018-03-20 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种面向突防的多导弹协同弹道规划方法 |
CN112033234A (zh) * | 2020-08-17 | 2020-12-04 | 北京电子工程总体研究所 | 一种多导弹协同制导律设计方法 |
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2020
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Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105446352A (zh) * | 2015-11-23 | 2016-03-30 | 哈尔滨工业大学 | 一种比例导引制导律辨识滤波方法 |
CN107818219A (zh) * | 2017-10-31 | 2018-03-20 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种面向突防的多导弹协同弹道规划方法 |
CN112033234A (zh) * | 2020-08-17 | 2020-12-04 | 北京电子工程总体研究所 | 一种多导弹协同制导律设计方法 |
Non-Patent Citations (4)
Title |
---|
ZHAO ENJIAO等: "Cooperative Guidance Law with Time Constraint for Multiple Missiles", 《PROCEEDINGS OF THE 34TH CHINESE CONTROL CONFERENCE》 * |
宋俊红等: "一种拦截机动目标的多导弹协同制导律", 《宇航学报》 * |
常立凡等: "一种基于机动辨识预测的空空导弹导引律", 《上海航天》 * |
张春妍等: "带落角和时间约束的网络化导弹协同制导律", 《兵工学报》 * |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN113341727A (zh) * | 2021-06-22 | 2021-09-03 | 北京理工大学 | 一种事件触发分布式自学习协同博弈拦截制导方法 |
CN113341727B (zh) * | 2021-06-22 | 2023-03-03 | 北京理工大学 | 一种事件触发分布式自学习协同博弈拦截制导方法 |
CN114415723A (zh) * | 2022-01-11 | 2022-04-29 | 北京科技大学 | 一种多飞行器协同捕获空间划分方法和装置、电子设备 |
CN114415723B (zh) * | 2022-01-11 | 2023-09-12 | 北京科技大学 | 一种多飞行器协同捕获空间划分方法和装置、电子设备 |
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