CN113050689B - 一种导弹助推段预测-校正制导方法和装置 - Google Patents

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Abstract

本申请涉及一种导弹助推段预测‑校正制导方法和装置。所述方法根据预设的导弹系统特性数据和弹道设计约束数据得到对应的飞行程序数据，使用Broyden‑Newton法根据预设的飞行任务得到初始弹道数据。根据初始弹道数据或上一校正周期结束时弹道数据，在预设的周期内使用数值法得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值，使用Broyden‑Newton法对应校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，使弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差小于预设值。本申请能够有效地减小在线弹载计算机的计算量，使得导弹能够很好地实现助推段飞行的制导任务需求。

Description

一种导弹助推段预测-校正制导方法和装置
技术领域
本申请涉及导弹助推段制导技术领域，特别是涉及一种导弹助推段预测-校正制导方法和装置。
背景技术
导弹武器的飞行过程包括有推力和制导的助推段、无推力只受引力的自由飞行段和受空气动力的再入段，其中助推段的任务是以预定的速度将载荷运送到预定的位置，使其能够完成再入飞行任务。导弹能否在给定的精度范围内达到预定的交班点对整个飞行任务能否完成起决定作用。传统弹道导弹的飞行过程多采用程序导引的方式，弹道易于预测，机动性和自主性较差。
为摆脱传统程序导引的束缚，实现导弹的快速发射及在线实时调整，预测-校正制导通过解析或数值的方法在线预测终端误差，根据误差对制导指令进行校正。这类方法能够根据任务情况调整飞行弹道，对初始状态偏差和飞行过程中的干扰、参数偏差具有较强的鲁棒性和适应性，但是在线计算量较大，目前在助推段的研究和应用均较少。
发明内容
基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够解决常规迭代和校正方法中弹道积分计算量大、耗时长的问题的一种导弹助推段预测-校正制导方法和装置。
一种导弹助推段预测-校正制导方法，所述方法包括：
根据预设的导弹系统特性数据和弹道设计约束数据得到对应的飞行程序数据，使用Broyden-Newton法根据预设的飞行任务数据得到初始弹道数据。
在导弹飞行时，根据初始弹道数据或上一校正周期结束时的弹道数据，在校正周期内根据导弹当前的状态使用数值法得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值，使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，使弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差小于预设值。
其中一个实施例中，使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，使弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差小于预设值的步骤包括：
当弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差大于预设值时，使用Broyden-Newton法迭代校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，直到弹道终端预测值和飞行任务数据之间的误差小于预设值。
其中一个实施例中，在校正周期内根据导弹当前的状态使用数值法得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值的步骤包括：
根据上一校正周期结束时的弹道数据得到当前校正周期的初始二级弹道指令或初始三级导弹指令。
根据初始二级弹道指令或初始三级导弹指令，以及根据当前导弹的状态得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值。
其中一个实施例中，使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，使弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差小于预设值的步骤之后，还包括：
当飞行程序持续时段在当前校正周期之后的长度不足预设的时间时，按照当前校正周期结束时的制导指令对应执行飞行程序，直至飞行程序持续时段结束。
其中一个实施例中，弹道设计约束数据包括飞行约束条件和助推段终端约束条件。
其中一个实施例中，使用Broyden-Newton法得到初始弹道数据的步骤包括：
根据预设的初始解，使用差分法得到初始Jacobi矩阵。
根据初始解和初始Jacobi矩阵，使用Broyden-Newton法得到对应的迭代式，根据迭代式进行求解，使求解得到的弹道终端预测值和终端预期值的差小于预设值。
其中一个实施例中，使用Broyden-Newton法对应校正第二级制导指令或第三级制导指令的步骤包括：
在二级飞行时使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级或第三级制导指令。
在第三级飞行时，在预设时刻前后分别选取不同的飞行参数，使用Broyden-Newton法校正未执行的第三级制导指令。
一种导弹助推段预测-校正制导装置，包括：
初始弹道数据获取模块，用于根据预设的导弹系统特性数据和弹道设计约束数据，使用Broyden-Newton法得到初始弹道数据。
弹道指令校正模块，在导弹飞行时，根据初始弹道数据或上一校正周期结束时的弹道数据，在校正周期内根据导弹当前的状态使用数值法得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值，使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，使弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差小于预设值。
一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：
根据预设的导弹系统特性数据和弹道设计约束数据得到对应的飞行程序数据，使用Broyden-Newton法根据预设的飞行任务数据得到初始弹道数据。
在导弹飞行时，根据初始弹道数据或上一校正周期结束时的弹道数据，在校正周期内根据导弹当前的状态使用数值法得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值，使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，使弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差小于预设值。
一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
根据预设的导弹系统特性数据和弹道设计约束数据得到对应的飞行程序数据，使用Broyden-Newton法根据预设的飞行任务数据得到初始弹道数据。
在导弹飞行时，根据初始弹道数据或上一校正周期结束时的弹道数据，在校正周期内根据导弹当前的状态使用数值法得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值，使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，使弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差小于预设值。
与现有技术相比，上述一种导弹助推段预测-校正制导方法、装置、计算机设备和存储介质，使用Broyden-Newton法得到初始弹道数据，对于第二级飞行程序和第三级飞行程序，分别在预设的校正周期内使用Broyden-Newton法对未执行的飞行程序进行迭代校正，使导弹飞行结束时的弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差小于预设值。本申请基于Broyden-Newton法进行迭代，分别确定导弹的第二、三级飞行程序的预测-校正制导策略，使得导弹能够很好地实现助推段飞行的制导任务需求。
附图说明
图1为一个实施例中一种导弹助推段预测-校正制导方法的步骤图；
图2为一个实施例中一种导弹助推段预测-校正制导方法的流程示意图；
图3为一个实施例中的飞行程序数据示意图；
图4为另一个实施例中预测-校正制导策略示意图；
图5为仿真结果中的导弹高度曲线图；
图6为仿真结果中的导弹速度曲线图；
图7为仿真结果中的导弹当地速度倾角曲线图；
图8为仿真结果中的导弹俯仰角和攻角曲线图；
图9为一个实施例中计算机设备的内部结构图。
具体实施方式
为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
在一个实施例中，如图1所示，提供了一种导弹助推段预测-校正制导方法，以该方法应用于导弹助推段制导系统为例进行说明，包括以下步骤：
步骤102，根据预设的导弹系统特性数据和弹道设计约束数据得到对应的飞行程序数据，使用Broyden-Newton法根据预设的飞行任务数据得到初始弹道数据。
导弹助推段飞行程序数据通常指导弹飞行时俯仰角变化形式。本实施例针对导弹助推段的飞行特点，首先设计满足约束条件的导弹助推段的初始飞行程序，然后选择弹道设计参数将弹道设计问题转化为非线性方程组求解问题，得到满足终端高度、速度、当地速度倾角约束的初始弹道数据。
求解初始弹道数据时使用Broyden-Newton法，具体为采用Broyden法逼近Newton迭代方法中的Jacobi矩阵，以解决常规迭代和校正方法中弹道积分计算量大、耗时长的问题，快速计算初始飞行程序。
步骤104，在导弹飞行时，根据初始弹道数据或上一校正周期结束时的弹道数据，在校正周期内根据导弹当前的状态使用数值法得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值，使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，使弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差小于预设值。
本实施例中共包括三级飞行过程。由于导弹是垂直起飞的，其第一级飞行段的速度较低且有跨声速飞行段，因此导弹的飞行轨迹变化不宜过大。因此本实施例中，导弹的第一级飞行段中按照初始飞行程序数据执行，即按照标称弹道飞行。
对于第二级和第三级飞行均在预设的周期内进行预测-校正。以第二级飞行为例进行说明，根据初始弹道数据可以得到第二级飞行程序开始时弹道状态值和弹道指令值，根据这一值预测在第一个校正周期开始时预测导弹飞行结束时的终端状态，根据这一弹道终端预测值，以及预设的飞行任务数据即需要达到的终端值，可以得到一个误差值。根据这一误差值对剩余的未执行的制导指令进行校正，使误差值尽量小，例如小于预设的一个接近0的值。在第二个周期中，同样可以根据第一个周期结束时的弹道状态值和弹道指令值，采用类似的方法对制导指令进行校正。对于第三级飞行程序的校正方式是相似的，因此不再赘述。
本实施例基于Broyden-Newton法在给定的周期内对二、三级飞行的制导指令进行预测-校正，能够解决常规迭代和校正方法中弹道积分计算量大、耗时长的问题，快速计算初始制导指令，使导弹能够很好地实现助推段飞行的制导任务需求。
其中一个实施例中，如图2所示，提供了一种导弹助推段预测-校正制导方法，包括以下步骤：
步骤202，根据预设的导弹系统特性数据和弹道设计约束数据设计的初始飞行程序。
具体地，本实施例根据预设的导弹系统特性数据和弹道设计约束数据，设计的初始飞行程序如图3所示。其中，t0～t10为垂直上升段；t10～t11为负攻角转弯段；t11～t1f为重力转弯段；t1f～t20和t2f～t30为级间分离定轴飞行段；t20～t2f为二级飞行段，此段按常值俯仰角变化率飞行；t30～t3f为三级飞行段，按两段常值俯仰角变化率飞行。
将图3中俯仰程序角参数化，表示成如下分段函数形式：
Figure BDA0002986036480000061
其中，
Figure BDA0002986036480000062
αm为负攻角转弯攻角绝对值的最大值，k决定攻角到达极值αm的时间，各级发动机工作时间已经确定，则上述飞行程序的设计参数包括t10,t11,αm,k,
Figure BDA0002986036480000063
t31,
Figure BDA0002986036480000064
确定一组参数即确定一条弹道。助推段弹道设计的任务即通过设计俯仰角变化形式使其满足终端高度、速度、当地速度倾角约束。
Figure BDA0002986036480000065
根据助推段终端约束条件，选取αm,
Figure BDA0002986036480000066
为弹道设计参数，固化其他参数，将上述弹道设计问题转换为非线性方程组求解问题：
Figure BDA0002986036480000071
求解上述方程组的解αm,
Figure BDA0002986036480000072
即可求得弹道。
步骤204，使用Broyden-Newton法求解，得到初始弹道数据。
具体地，使用Broyden-Newton法求解上述非线性方程组，其过程为：
首先，给出初始解
Figure BDA0002986036480000073
利用差分法计算初始Jacobi矩阵A0。然后计算
Figure BDA0002986036480000074
得两个初始解x(0),x(1)。按以下方式迭代求解，直至终端状态满足精度要求：
Figure BDA0002986036480000075
Broyden-Newton方法是超线性收敛的，相较于Newton方法收敛性慢，但是对于助推段弹道计算而言，采用Broyden-Newton方法，若一条初始弹道生成需要迭代n次，则整个弹道生成过程只需要进行n次弹道积分，相对于差分法计算Jacobi能够有效减小计算量，节省大量的时间，大幅提高迭代的速度。
步骤206，根据初始飞行程序执行第一级飞行段的飞行。
步骤208，根据初始弹道数据，或者上一周期结束时的弹道数据得到当前校正周期的初始导弹指令；根据初始导弹指令，以及根据当前导弹的状态得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值。
预测-校正流程如图4所示。在导弹第一级程序飞行段结束之前，开始进行预测-校正预解算，将初始弹道数据中第二、第三级飞行弹道指令作为指令校正的初始值，根据当前时刻导弹的状态量和剩余弹道指令对导弹的终端状态进行预测，得到预测终端状态和预设的期望终端状态之间的误差，若误差超过给定的误差限，则开始对剩余飞行弹道指令进行修正。第一级飞行段结束后进入过渡阶段，导弹按照预解算得到的弹道指令飞行，同时对下一周期进行预测-校正解算。此后，导弹在每个预测-校正周期内按照上一个校正周期校正后的弹道指令飞行，并且进行预测-校正解算。本实施例中周期设置为2s，即每隔2秒进行一次预测-校正解算。对于第三级飞行段的预测-校正方式可以参照第二级飞行段。
步骤210，当弹道终端预测值和预设的期望终端状态之间的误差大于预设值时，使用Broyden-Newton法迭代校正第二级制导指令或第三级制导指令，直到弹道终端预测值和预设的期望终端状态之间的误差小于所述预设值。
导弹状态取当前发射系下位置、速度三分量：
x0＝[x,y,z,vx,vy,vz]
采用Adams四阶显式和四阶隐式形成的预估-校正积分方法进行三自由度弹道积分，对终端高度、速度、当地速度倾角进行预测，递推计算公式如下：
Figure BDA0002986036480000081
与给定的终端高度、速度、当地速度倾角期望值做差，得到预测的终端状态误差。为了减小预测时弹道积分所用的时间，取积分步长为0.1s。
进一步地，本实施例中根据误差对制导指令进行校正时的具体方式为：
导弹第二级选取
Figure BDA0002986036480000082
作为弹道参数，采用Broyden-Newton法对剩余弹道指令校正，校正方法如下：
Figure BDA0002986036480000083
在每一个校正周期内采用上一个周期校正后的制导指令作为初值进行计算。为了缩短每次预测-校正需要的时间，每个校正周期内只进行不超过2次的迭代计算，虽然每个校正周期内误差没有完全消除，但是随着预测-校正次数的增加，误差会逐渐减小，直至满足精度要求。
第三级在飞行时间t31之前，选取
Figure BDA0002986036480000084
作为弹道参数并对t31进行微调，采用Broyden-Newton法对剩余弹道指令校正，校正方法如下：
Figure BDA0002986036480000091
第三级剩余时间相较于第二级缩短，弹道积分所需时间大大缩短，故每个周期内进行不超过5次的迭代计算，由于第三级没有气动力影响，通常仅需迭代一致两次即可校正完成。
在飞行时间t31之后，仅对高度进行微调修正，选取第三级末段俯仰斜率
Figure BDA0002986036480000093
作为待校正的弹道参数。校正方法如下：
Figure BDA0002986036480000092
步骤212，当飞行程序持续时段在当前周期之后的长度不足预设的时间时，按照当前周期校正后制导指令对应执行剩余的飞行程序，直至飞行程序持续时段结束。
具体地，为了保证末端制导指令不发散，在飞行结束之前停止预测-校正解算，按最后一次校正后的弹道指令飞行直至结束。偏航通道则始终令偏航指令为0。
应该理解的是，虽然图1的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，图1中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。
为了验证本发明所提供的基于Broyden-Newton迭代法的导弹助推段预测-校正制导方法有效性，对该方法进行数值仿真。本发明的仿真对象为具有三级助推的垂直起飞的固体导弹，设置发射点经纬度λ0＝φ0＝0°，导弹初始高度为15m，速度v0＝0m/s，初始当地速度倾角为90°。设置终端约束
Figure BDA0002986036480000101
设置终端高度、速度、当地速度倾角误差限为
εh＝10m,εv＝10m/s,εθ＝0.1°°
分别采用传统的Newton法和Broyden-Newton法计算弹道，其中Broyden-Newton迭代法得到的弹道参数为αm＝5.1134°，
Figure BDA0002986036480000102
终端高度误差为-2.22m、速度误差为-5.21m/s、终端当地速度倾角误差为0.0029°，终端状态误差很小，均满足误差限要求。从表1中两种方法的计算耗时可知，Broyden-Newton法总时间和单次耗时都明显小于传统的Newton法，Broyden-Newton法的求解效率相较于Newton法要高很多，优势明显。
表1两种迭代方法计算初始弹道耗时对比
Newton法 Broyden-Newton法
总时间(s) 7.72 4.07
单次迭代耗时(s) 1.93 0.814
将基于Broyden-Newton迭代法的导弹助推段预测-校正制导方法及系统进行六自由度仿真。仿真结果如图5至图8所示，其中图5为导弹的高度曲线图，图6为速度曲线图，图7为当地速度倾角曲线图，图8为俯仰角和攻角曲线图。最终导弹终端高度误差为-5.07m，速度误差为0.44m/s，当地速度倾角误差为0.012°，误差均很小，满足误差限要求，终端精度很高。飞行过程的攻角绝对值最大不超过20°，均满足过程约束，俯仰角曲线和攻角曲线变化平缓。
由上述仿真的分析可知，采用Broyden-Newton迭代法进行飞行程序计算和制导指令校正能够有效地减小在线弹载计算机的计算量，提高计算效率。本发明所提出的预测-校正方法及系统能够很好地完成导弹助推段的制导任务需求，且制导指令的全程变化较为平滑，制导精度较高，验证了方法在助推段的有效性，提高了导弹的制导系统的能力。
在一个实施例中，提供了一种导弹助推段预测-校正制导装置，包括：
初始弹道数据获取模块，用于根据预设的导弹系统特性数据和弹道设计约束数据，使用Broyden-Newton法得到初始弹道数据。
弹道指令校正模块，在导弹飞行时，根据初始弹道数据或上一校正周期结束时的弹道数据，在校正周期内根据导弹当前的状态使用数值法得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值，使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，使弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差小于预设值。
其中一个实施例中，弹道指令校正模块用于当弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差大于预设值时，使用Broyden-Newton法迭代校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，直到弹道终端预测值和飞行任务数据之间的误差小于预设值。
其中一个实施例中，弹道指令校正模块用于根据上一校正周期结束时的弹道数据得到当前校正周期的初始二级弹道指令或初始三级导弹指令。根据初始二级弹道指令或初始三级导弹指令，以及根据当前导弹的状态得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值。
其中一个实施例中还包括预测-校正过程终止模块，用于当飞行程序持续时段在当前校正周期之后的长度不足预设的时间时，按照当前校正周期结束时的制导指令对应执行飞行程序，直至飞行程序持续时段结束。
其中一个实施例中，初始弹道数据获取模块用于根据预设的初始解，使用差分法得到初始Jacobi矩阵。根据初始解和初始Jacobi矩阵，使用Broyden-Newton法得到对应的迭代式，根据迭代式进行求解，使求解得到的弹道终端预测值和终端预期值的差小于预设值。
其中一个实施例中，弹道指令校正模块用于在二级飞行时使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级或第三级制导指令。在第三级飞行时，在预设时刻前后分别选取不同的飞行参数，使用Broyden-Newton法校正未执行的第三级制导指令。
关于一种导弹助推段预测-校正制导装置的具体限定可以参见上文中对于一种导弹助推段预测-校正制导方法的限定，在此不再赘述。上述一种导弹助推段预测-校正制导装置中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，该计算机设备可以是服务器，其内部结构图可以如图9所示。该计算机设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器、网络接口和数据库。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统、计算机程序和数据库。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该计算机设备的数据库用于存储导弹系统特性数据和弹道设计约束数据。该计算机设备的网络接口用于与外部的终端通过网络连接通信。该计算机程序被处理器执行时以实现一种导弹助推段预测-校正制导方法。
本领域技术人员可以理解，图9中示出的结构，仅仅是与本申请方案相关的部分结构的框图，并不构成对本申请方案所应用于其上的计算机设备的限定，具体的计算机设备可以包括比图中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，该存储器存储有计算机程序，该处理器执行计算机程序时实现以下步骤：
根据预设的导弹系统特性数据和弹道设计约束数据得到对应的飞行程序数据，使用Broyden-Newton法根据预设的飞行任务数据得到初始弹道数据。
在导弹飞行时，根据初始弹道数据或上一校正周期结束时的弹道数据，在校正周期内根据导弹当前的状态使用数值法得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值，使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，使弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差小于预设值。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：当弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差大于预设值时，使用Broyden-Newton法迭代校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，直到弹道终端预测值和飞行任务数据之间的误差小于预设值。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：根据上一校正周期结束时的弹道数据得到当前校正周期的初始二级弹道指令或初始三级导弹指令。根据初始二级弹道指令或初始三级导弹指令，以及根据当前导弹的状态得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：当飞行程序持续时段在当前校正周期之后的长度不足预设的时间时，按照当前校正周期结束时的制导指令对应执行飞行程序，直至飞行程序持续时段结束。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：根据预设的初始解，使用差分法得到初始Jacobi矩阵。根据初始解和初始Jacobi矩阵，使用Broyden-Newton法得到对应的迭代式，根据迭代式进行求解，使求解得到的弹道终端预测值和终端预期值的差小于预设值。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：在二级飞行时使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级或第三级制导指令。在第三级飞行时，在预设时刻前后分别选取不同的飞行参数，使用Broyden-Newton法校正未执行的第三级制导指令。
在一个实施例中，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
根据预设的导弹系统特性数据和弹道设计约束数据得到对应的飞行程序数据，使用Broyden-Newton法根据预设的飞行任务数据得到初始弹道数据。
在导弹飞行时，根据初始弹道数据或上一校正周期结束时的弹道数据，在校正周期内根据导弹当前的状态使用数值法得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值，使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，使弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差小于预设值。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤当弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差大于预设值时，使用Broyden-Newton法迭代校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，直到弹道终端预测值和飞行任务数据之间的误差小于预设值。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：根据上一校正周期结束时的弹道数据得到当前校正周期的初始二级弹道指令或初始三级导弹指令。根据初始二级弹道指令或初始三级导弹指令，以及根据当前导弹的状态得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：当飞行程序持续时段在当前校正周期之后的长度不足预设的时间时，按照当前校正周期结束时的制导指令对应执行飞行程序，直至飞行程序持续时段结束。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：根据预设的初始解，使用差分法得到初始Jacobi矩阵。根据初始解和初始Jacobi矩阵，使用Broyden-Newton法得到对应的迭代式，根据迭代式进行求解，使求解得到的弹道终端预测值和终端预期值的差小于预设值。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：在二级飞行时使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级或第三级制导指令。在第三级飞行时，在预设时刻前后分别选取不同的飞行参数，使用Broyden-Newton法校正未执行的第三级制导指令。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器(ROM)、可编程ROM(PROM)、电可编程ROM(EPROM)、电可擦除可编程ROM(EEPROM)或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器(RAM)或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，RAM以多种形式可得，诸如静态RAM(SRAM)、动态RAM(DRAM)、同步DRAM(SDRAM)、双数据率SDRAM(DDRSDRAM)、增强型SDRAM(ESDRAM)、同步链路(Synchlink)DRAM(SLDRAM)、存储器总线(Rambus)直接RAM(RDRAM)、直接存储器总线动态RAM(DRDRAM)、以及存储器总线动态RAM(RDRAM)等。
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (9)

1.一种导弹助推段预测-校正制导方法，其特征在于，所述方法包括：
根据预设的导弹系统特性数据和弹道设计约束数据得到对应的飞行程序数据，使用Broyden-Newton法根据预设的飞行任务数据得到初始弹道数据，包括：
根据预设的初始解，使用差分法得到初始Jacobi矩阵，根据所述初始解和所述初始Jacobi矩阵，使用Broyden-Newton法得到对应的迭代式，根据所述迭代式进行求解，使求解得到的弹道终端预测值和终端预期值的差小于预设值：
Figure FDA0003887273200000011
其中，Ai为第i个Jacobi矩阵，Ai-1为第i-1个Jacobi矩阵，x(i)为第i个弹道迭代计算的解，x(i+1)为第i-1个弹道迭代计算的解，δi为前后两次迭代解的差值，Δi为前后两次迭代解的预测弹道终端值的差值，F(·)为预测弹道终端值的函数；
在导弹飞行时，根据所述初始弹道数据或上一校正周期结束时的弹道数据，在校正周期内根据导弹当前的状态使用数值法得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值，使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，使所述弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差小于预设值；
其中，使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令，包括：
第二级选取
Figure FDA0003887273200000012
作为弹道参数，采用Broyden-Newton法对剩余弹道指令校正：
Figure FDA0003887273200000013
其中，
Figure FDA0003887273200000014
为弹道第二级、第三级三段俯仰角的变化率；
使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令，包括：
第三级在飞行时间t31之前，选取
Figure FDA0003887273200000015
作为弹道参数并对t31进行微调，采用Broyden-Newton法对剩余弹道指令校正：
Figure FDA0003887273200000021
飞行时间t31之后，仅对高度进行微调修正，选取第三级末段俯仰斜率
Figure FDA0003887273200000022
作为待校正的弹道参数，校正方法如下：
Figure FDA0003887273200000023
其中，t31为三级飞行段两段不同斜率俯仰程序角的交接时间，
Figure FDA0003887273200000024
为第三级末段俯仰斜率，Fh(·)为预测弹道终端值的函数。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，使所述弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差小于预设值的步骤包括：
当所述弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差大于预设值时，使用Broyden-Newton法迭代校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，直到所述弹道终端预测值和所述飞行任务数据之间的误差小于所述预设值。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在校正周期内根据导弹当前的状态使用数值法得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值的步骤包括：
根据上一校正周期结束时的弹道数据得到当前校正周期的初始二级弹道指令或初始三级导弹指令；
根据所述初始二级弹道指令或所述初始三级导弹指令，以及根据当前导弹的状态得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，使所述弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差小于预设值的步骤之后，还包括：
当飞行程序持续时段在当前校正周期之后的长度不足预设的时间时，按照当前校正周期结束时的制导指令对应执行所述飞行程序，直至所述飞行程序持续时段结束。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述弹道设计约束数据包括飞行约束条件和助推段终端约束条件。
6.根据权利要求1至5中任意一项所述的方法，其特征在于，所述使用Broyden-Newton法对应校正第二级制导指令或第三级制导指令的步骤包括：
在二级飞行时使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级或第三级制导指令；
在第三级飞行时，在预设时刻前后分别选取不同的飞行参数，使用Broyden-Newton法校正未执行的第三级制导指令。
7.一种导弹助推段预测-校正制导装置，其特征在于，所述装置包括：
初始弹道数据获取模块，用于根据预设的导弹系统特性数据和弹道设计约束数据，使用Broyden-Newton法得到初始弹道数据，包括：
根据预设的初始解，使用差分法得到初始Jacobi矩阵，根据所述初始解和所述初始Jacobi矩阵，使用Broyden-Newton法得到对应的迭代式，根据所述迭代式进行求解，使求解得到的弹道终端预测值和终端预期值的差小于预设值：
Figure FDA0003887273200000031
其中，Ai为第i个Jacobi矩阵，Ai-1为第i-1个Jacobi矩阵，x(i)为第i个弹道迭代计算的解，x(i+1)为第i-1个弹道迭代计算的解，δi为前后两次迭代解的差值，Δi为前后两次迭代解的预测弹道终端值的差值，F(·)为预测弹道终端值的函数；
弹道指令校正模块，在导弹飞行时，根据所述初始弹道数据或上一校正周期结束时的弹道数据，在校正周期内根据导弹当前的状态使用数值法得到导弹飞行结束时的弹道终端预测值，使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令或第三级制导指令，使所述弹道终端预测值和预设的飞行任务数据之间的误差小于预设值；
其中，使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令，包括：
第二级选取
Figure FDA0003887273200000041
作为弹道参数，采用Broyden-Newton法对剩余弹道指令校正：
Figure FDA0003887273200000042
其中，
Figure FDA0003887273200000043
为弹道第二级、第三级三段俯仰角的变化率；
使用Broyden-Newton法校正未执行的第二级制导指令，包括：
第三级在飞行时间t31之前，选取
Figure FDA0003887273200000044
作为弹道参数并对t31进行微调，采用Broyden-Newton法对剩余弹道指令校正：
Figure FDA0003887273200000045
飞行时间t31之后，仅对高度进行微调修正，选取第三级末段俯仰斜率
Figure FDA0003887273200000046
作为待校正的弹道参数，校正方法如下：
Figure FDA0003887273200000047
其中，t31为三级飞行段两段不同斜率俯仰程序角的交接时间，
Figure FDA0003887273200000048
为第三级末段俯仰斜率，Fh(·)为预测弹道终端值的函数。
8.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至6中任一项所述方法的步骤。
9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至6中任一项所述方法的步骤。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113834386B (zh) * 2021-10-29 2023-02-28 湖北航天技术研究院总体设计所 一种固体运载火箭大气层外制导控制方法

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105549387A (zh) * 2015-12-07 2016-05-04 北京航空航天大学 一种助推段广义标控脱靶量解析制导方法
CN106406344A (zh) * 2016-09-28 2017-02-15 北京理工大学 一种旋转制导飞行器的增程系统及方法
CN107063003A (zh) * 2017-01-10 2017-08-18 丁乃祥 多级非规则飞行防拦截导弹及其工作方法
CN110989669A (zh) * 2019-12-11 2020-04-10 西安智翔防务技术有限公司 一种多级助推滑翔飞行器主动段在线自适应制导算法
CN111290299A (zh) * 2020-03-20 2020-06-16 湖南云顶智能科技有限公司 一种高超声速试飞器助推段控制系统仿真平台
CN111506113A (zh) * 2020-05-15 2020-08-07 中国人民解放军国防科技大学 飞行器制导指令计算方法、侧滑角计算方法及制导方法
CN111580555A (zh) * 2020-05-13 2020-08-25 北京控制工程研究所 一种高超声速飞行器上升段分段自适应预测校正制导方法
CN111859526A (zh) * 2020-06-04 2020-10-30 中国人民解放军国防科技大学 助推滑翔导弹总体参数的快速确定方法
CN112197654A (zh) * 2020-07-13 2021-01-08 南昌英伦智能科技有限公司 基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105549387A (zh) * 2015-12-07 2016-05-04 北京航空航天大学 一种助推段广义标控脱靶量解析制导方法
CN106406344A (zh) * 2016-09-28 2017-02-15 北京理工大学 一种旋转制导飞行器的增程系统及方法
CN107063003A (zh) * 2017-01-10 2017-08-18 丁乃祥 多级非规则飞行防拦截导弹及其工作方法
CN110989669A (zh) * 2019-12-11 2020-04-10 西安智翔防务技术有限公司 一种多级助推滑翔飞行器主动段在线自适应制导算法
CN111290299A (zh) * 2020-03-20 2020-06-16 湖南云顶智能科技有限公司 一种高超声速试飞器助推段控制系统仿真平台
CN111580555A (zh) * 2020-05-13 2020-08-25 北京控制工程研究所 一种高超声速飞行器上升段分段自适应预测校正制导方法
CN111506113A (zh) * 2020-05-15 2020-08-07 中国人民解放军国防科技大学 飞行器制导指令计算方法、侧滑角计算方法及制导方法
CN111859526A (zh) * 2020-06-04 2020-10-30 中国人民解放军国防科技大学 助推滑翔导弹总体参数的快速确定方法
CN112197654A (zh) * 2020-07-13 2021-01-08 南昌英伦智能科技有限公司 基于可独立制导及多弹头拦截的中段反导导弹

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