CN113051706B - 一种采用虚拟点预测的三体对抗防御制导方法 - Google Patents

一种采用虚拟点预测的三体对抗防御制导方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113051706B
CN113051706B CN202110055519.XA CN202110055519A CN113051706B CN 113051706 B CN113051706 B CN 113051706B CN 202110055519 A CN202110055519 A CN 202110055519A CN 113051706 B CN113051706 B CN 113051706B
Authority
CN
China
Prior art keywords
point
tracking
defense
guidance method
confrontation
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202110055519.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN113051706A (zh
Inventor
侯利兵
朱纪洪
史恒
匡敏驰
袁夏明
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Tsinghua University
Original Assignee
Tsinghua University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Tsinghua University filed Critical Tsinghua University
Priority to CN202110055519.XA priority Critical patent/CN113051706B/zh
Publication of CN113051706A publication Critical patent/CN113051706A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113051706B publication Critical patent/CN113051706B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41H—ARMOUR; ARMOURED TURRETS; ARMOURED OR ARMED VEHICLES; MEANS OF ATTACK OR DEFENCE, e.g. CAMOUFLAGE, IN GENERAL
    • F41H11/00—Defence installations; Defence devices
    • F41H11/02—Anti-aircraft or anti-guided missile or anti-torpedo defence installations or systems
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/04—Constraint-based CAD
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (AREA)

Abstract

本发明涉及航空航天技术领域，公开了一种采用虚拟点预测的三体对抗防御制导方法，包括：建立逃逸体、追踪体、防御体三体对抗非线性运动学模型，选取参考点，在参考点与追踪体的连线上选取偏置修正量从而确定预测追踪点，以预测追踪点为目标采用线性制导方法设计追踪机动指令。本方法基于预测思想，将防御高速运动的追踪体问题转变为追随低速运动的预测追踪点问题，将复杂的耦合非线性问题简化为单点轨迹规划问题。本发明所提出的制导方法对比以往制导方法不仅具有优秀的拦截能力，而且能够有效降低对防御体的性能需求，峰值加速度也有明显下降，即使是低速低性能的防御体也可以完成对高性能追踪体的拦截，本方法适用于二维和三维空间。

Description

一种采用虚拟点预测的三体对抗防御制导方法
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，公开了一种采用虚拟点预测的三体对抗防御制导方法，可用于空中反导。
背景技术
三体对抗问题是一种包含追踪体、逃逸体、防御体三方运动体的耦合追逃问题。传统的一对一追逃问题只包含追踪体和逃逸体两个对象，追踪体进攻逃逸体，逃逸体需采取规避等方式进行逃离，目前关于一对一追逃问题中的最优规避或最优追踪方法在学术领域已有较为充分的理论研究，例如Dubins最优轨迹等。在此基础上衍生出了三体对抗问题，逃逸体可以选择施放一个防御体来对追踪体进行阻挡拦截。
三体对抗问题由于具有复杂的协同耦合关系，目前国内外关于此类问题的研究还相对较少，该问题主要包含以下主要难点：
(1)相对速度快，精度要求高。由于防御任务的特殊性，防御体需准确命中追踪体的来袭才能保证逃逸体的安全，因而对脱靶量提出了较高的设计要求；且防御体和追踪体往往形成迎头对抗态势，相对速度的增大也加大了拦截难度。
(2)最优拦截轨迹的解析解难以获得。传统一对一追逃问题通常采用线性化的方法推导求解，而三体对抗模型包含追踪体-逃逸体、防御体-追踪体两组追逃关系，且相互耦合，逃逸体在对追踪体的规避过程中也带来了追踪体的机动，从而增大了防御体的拦截难度，也难以线性化，因而无法推导三体对抗防御的解析解。
(3)劣势体追踪优势体。传统的一对一拦截制导律通常假设防御方的性能优于来袭方。但在三体对抗问题的实际应用中，防御体的运动性能通常劣于追踪体，需要通过与逃逸体的协同来完成防御任务，因而需要更加有效的方法来设计协同制导律。
针对以上问题，本发明采用了预测的思想，将防御高速运动的追踪体问题转变为追随低速运动的预测追踪点问题，将复杂的耦合非线性问题简化为单点轨迹规划问题。本发明所提出的制导方法对比以往制导方法不仅具有优秀的拦截能力，而且能够有效降低对防御体的性能需求，峰值加速度也有明显下降，即使是低速低性能的防御体也可以完成对高性能追踪体的拦截，本方法适用于二维和三维空间。
发明内容
针对空中主动防御技术面临的难题，本发明基于执果索因的预测思想提出一种三体对抗虚拟预测点制导方法，在提升拦截精度的同时，降低对拦截导弹的性能需求。本发明包括如下步骤：
S1：建立追踪体(P)、逃逸体(E)、防御体(D)三体对抗非线性运动学模型：
设每个运动体的位置矢量、速度、加速度矢量分别为ri、vi、ai，其中角标i＝{E,P,D}分别代表逃逸体、追踪体、防御体，且
ri＝[xi yi zi]T
vi＝[vix viy viz]T
ai＝[aix aiy aiz]T
非线性运动方程为：
Figure GDA0003612983100000021
其中
Figure GDA0003612983100000022
表示速度大小，θi表示速度倾角，Ψi表示速度偏角；aP和aE由追踪体与逃逸体的运动策略决定，aD由本发明的后续方法得到。例如，追踪体采用比例制导法追踪逃逸体，其制导机动如下：
rPE＝rE-rP
vPE＝vE-vP
Figure GDA0003612983100000031
Figure GDA0003612983100000032
Figure GDA0003612983100000033
其中，kP是P的比例制导系数，
Figure GDA0003612983100000034
为P与E的接近速度，λPE为线段PE的角速度，vP是P的速度。
S2：在逃逸体与追踪体的连线EP上选取参考点C，满足逃逸体和参考点的距离|EC|与防御体与参考点的距离|DC|相等；
由于P追踪E，线段EP随着追踪过程不断缩短，换言之从E的视角来看，P会经过这条线段上的每一个点，因而可以在这条线段上选取一个合适的点作为拦截点：在线段EP上取一点C，使得|EC|＝|ED|，以此作为预测拦截点的主要约束，如果D一直追踪这个动态的C*点，则将在未来的某一时刻与P相遇在此点；
S3：以参考点C为基准，在参考点与追踪体的连线上选取偏置修正量，从而确定预测追踪点C*。
设计主要约束后，还需要对此约束加一个随时间收敛的偏置项，原因如下：
D由E发出，因此D的初始位置与E重合，此时的C点与二者皆重合，尤其是D与C重合，很难进行制导任务；点C的运动与EPD三者都相关，在碰撞三角形已经成型的情况下，点C的运动速度较低，D很可能提前追上预测点，不利于制导任务；
基于以上分析，可以在EC的延长线上取一点C*，使得|CC*|＝·|DP|，其中ξ∈(0,1)为偏置系数，根据对轨迹特性的设计需求确定。这样将偏置项与DP的线段长度关联，只有拦截任务成功时D才会追上C*点；调节ξ值，可以做到既保证拦截成功，又能减少制导损耗；
S4：以C*点为预测追踪点，防御体采用线性制导方法直接追踪C*。
防御体可采用比例制导方法或纯追踪法两种线性制导方式对预测追踪点C*
实施追踪：
1)防御体采用比例制导方法追踪C*，其机动指令为：
Figure GDA0003612983100000041
其中，kD,PN为比例制导系数，
Figure GDA0003612983100000042
为D与P*的接近速度，
Figure GDA0003612983100000044
为线段DP*的角速度；
2)防御体采用纯追踪法追踪C*，其机动指令为：
Figure GDA0003612983100000043
本发明的优点在于：
(1)传统制导方法通常需要完美信息假设，即对抗三体的位置、速度甚至加速度信息完全可知，而本发明中方法仅需测量三体位置信息和防御体速度信息，解算简单，应用性强；
(2)本发明提出的制导方法具有强鲁棒性，在高过载极端情况下依然适用；
(3)本发明提出的制导方法极大降低了对防御体的过载性能需求，可令低速低机动性的防御体完成对高性能追踪体的拦截。
附图说明
图1：三体对抗制导场景；
图2：采用本方法的三体对抗运动轨迹图；
图3：采用A-CLOS制导法的三体对抗运动轨迹图；
图4：本方法与A-CLOS制导方法的加速度对比图；
图5：本方法与A-CLOS制导方法的能量损失对比图；
具体实施方式
为验证上述方法的有效性，本部分进行实例仿真计算。作为对比，采用了目前三体对抗防御问题研究中较为先进的(Yamasaki,Takeshi,Balakrishnan,SN,Takano,Hiroyuki,“Modified command to line-of-sight intercept guidance for aircraftdefense”,Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2013)一文中提出的基于视线坐标系拦截制导方法(A-CLOS)作为对照参考。
选取防御态势较为困难的追踪体侧向来袭场景进行仿真，场景如下：
EPD三体性能：vE＝200m/s，vP＝900m/s，vD＝250m/s，max{aE}＝50m/s2，max{aP}＝400m/s2，max{aD}＝200m/s2，E和P的初始位置和速度分别：rE＝(0,10000)E，rP＝(0,0)E，vE＝(-300,0)E，rE＝(0,900)E，aE＝0；ξ＝0.01；P与D均具有一阶动态特性，惯性常数为0.5秒，仿真步长为0.0005秒，脱靶量分辨率为0.575米；能量损失计算方法：∫a2dE，a为加速度；
仿真结果如附图所示：
由图2和图3可以看出，本方法和A-CLOS都能很好地拦截追踪体，仿真结果显示本方法脱靶量是0.009米，对比方法脱靶量是0.3261米，都小于脱靶量分辨率，可以认为相差不大，均可认为拦截成功；
由图4可以看出，A-CLOS方法的过载指令出现较大振荡，原因是面对性能优势的追踪体，防御体需要不断较大幅度地调整航向，而本方法并不是直接跟踪追踪体，而是等效转化为追踪一个低速的预测追踪点，因此所需制导过载较小且稳定收敛；
由图5可以看出本发明所提方法能够极大降低所需的能量损失，当然原因也是所需加速度普遍较低且数值较稳定，所需能量较少；
综上所述，本发明所提方法优于对比方法。

Claims (5)

1.一种采用虚拟点预测的三体对抗防御制导方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1：建立追踪体(P)、逃逸体(E)、防御体(D)三体对抗非线性运动学模型；
S2：在逃逸体与追踪体的连线EP上选取参考点C，满足逃逸体和参考点的距离|EC|与防御体与参考点的距离|DC|相等；
S3：以参考点C为基准，在参考点与追踪体的连线上选取偏置修正量，从而确定预测追踪点C*；
S4：以C*点为预测追踪点，防御体采用线性制导方法直接追踪C*。
2.如权利要求1所述的一种采用虚拟点预测的三体对抗防御制导方法，其特征在于，S1中所述三体对抗非线性运动学模型为：
设每个运动体的位置矢量、速度、加速度矢量分别为ri、vi、ai，其中角标i＝{E，P，D}分别代表逃逸体、追踪体、防御体，且
ri＝[xi yi zi]T
vi＝[vix viy viz]T
ai＝[aix aiy aiz]T
非线性运动方程为：
Figure FDA0003612983090000011
其中
Figure FDA0003612983090000021
表示速度大小，θi表示速度倾角，Ψi表示速度偏角；aP和aE由追踪体与逃逸体的运动策略决定，aD由本发明的后续方法得到。
3.如权利要求1所述的一种采用虚拟点预测的三体对抗防御制导方法，其特征在于，S2中所述参考点的选取方法为：
在逃逸体与追踪体的连线上选取一个合适的点作为参考点：在线段EP上取一点C，满足|EC|＝|ED|，防御体D持续追踪此动态参考点，从而确保在未来某时刻与P相遇。
4.如权利要求1所述的一种采用虚拟点预测的三体对抗防御制导方法，其特征在于，S3所述预测追踪点C*的选取方式为：
在EC的延长线上取点C*，使得|CC*|＝ξ·|DP|，其中ξ∈(0，1)为偏置系数，根据对轨迹特性的设计需求确定。
5.如权利要求1所述的一种采用虚拟点预测的三体对抗防御制导方法，其特征在于，S4所述防御体采用线性制导方法直接追踪C*，具体内容为：
防御体可采用比例制导方法或纯追踪法两种线性制导方式对预测追踪点C*
实施追踪：
1)防御体采用比例制导方法追踪C*，其机动指令为：
Figure FDA0003612983090000022
其中，kD，PN为比例制导系数，
Figure FDA0003612983090000023
为D与P*的接近速度，
Figure FDA0003612983090000025
为线段DP*的角速度；
2)防御体采用纯追踪法追踪C*，其机动指令为：
Figure FDA0003612983090000024
CN202110055519.XA 2021-01-15 2021-01-15 一种采用虚拟点预测的三体对抗防御制导方法 Active CN113051706B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110055519.XA CN113051706B (zh) 2021-01-15 2021-01-15 一种采用虚拟点预测的三体对抗防御制导方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110055519.XA CN113051706B (zh) 2021-01-15 2021-01-15 一种采用虚拟点预测的三体对抗防御制导方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113051706A CN113051706A (zh) 2021-06-29
CN113051706B true CN113051706B (zh) 2022-05-31

Family

ID=76508489

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110055519.XA Active CN113051706B (zh) 2021-01-15 2021-01-15 一种采用虚拟点预测的三体对抗防御制导方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113051706B (zh)

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111897223A (zh) * 2020-08-11 2020-11-06 哈尔滨工业大学 一种考虑自动驾驶仪动态特性的速度追踪制导方法

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102496187B (zh) * 2011-10-21 2014-08-20 克拉玛依红有软件有限责任公司 一种基于三角形网格的追踪等值线至边界及断层的方法
CN106950830A (zh) * 2017-03-01 2017-07-14 清华大学 一种辨识含饱和非线性系统的方法
CN109240322B (zh) * 2018-09-30 2020-11-24 南京航空航天大学 一种面向对地超幅宽成像的卫星编队实现方法
US11009316B2 (en) * 2018-11-02 2021-05-18 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. Multi-mode adaptive nonlinear trajectory shaping (NTS) guidance law

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111897223A (zh) * 2020-08-11 2020-11-06 哈尔滨工业大学 一种考虑自动驾驶仪动态特性的速度追踪制导方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113051706A (zh) 2021-06-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108534614B (zh) 一种三维全向实时预测制导方法
CN112256055B (zh) 一种采用不动点优化的三体对抗防御预测制导方法
CN112648886B (zh) 一种组合制导目标拦截方法及系统
CN110764523B (zh) 基于抗饱和平滑变换的比例积分前置导引攻击目标的方法
CN115406312B (zh) 考虑视场角和舵机延时约束的导弹制导控制一体化方法
Zhao et al. Multiple missiles cooperative guidance based on leader-follower strategy
CN114035616A (zh) 一种飞行器对移动目标打击控制方法及系统
CN114489101A (zh) 一种无人机的末端制导控制方法及系统
CN112033235B (zh) 一种采用黄金分割搜索的空战三体对抗最优预测制导方法
CN113051706B (zh) 一种采用虚拟点预测的三体对抗防御制导方法
Yuru et al. Impact time control guidance against maneuvering targets based on a nonlinear virtual relative model
Shi et al. Cooperative prediction guidance law in target-attacker-defender scenario
CN116859991A (zh) 一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法
CN116225048A (zh) 基于落角和时间约束的巡飞弹末端协同打击方法
CN115857340A (zh) 基于递进打靶法的双航天器博弈路径规划方法
CN116227343A (zh) 拦截机动目标满足视场角约束的末角攻击制导律设计方法
Chen et al. On-line trajectory generation of midcourse cooperative guidance for multiple interceptors
CN112379599A (zh) 一种针对空中机动目标的三维协同中制导方法
CN114578851A (zh) 一种基于差分加速度的无人机集群快速转向方法
CN114153143A (zh) 一种导弹非奇异固定时间滑模制导律的设计方法
Fu et al. Research progress on design methods for missile integrated guidance and control
Tang et al. Research on Target State Estimation and Terminal Guidance Algorithm in the Process of Multi-UAV Cooperative Attack
Xianghua et al. Integrated missile guidance and control using adaptive sliding mode approach
CN116483109B (zh) 一种基于滑模控制的飞行器制导控制一体化方法及系统
Yang et al. Analysis and modeling of terminal guidance system for a flight vehicle with side-window detection

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant