CN116592708A - 适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法 - Google Patents
适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN116592708A CN116592708A CN202310421982.0A CN202310421982A CN116592708A CN 116592708 A CN116592708 A CN 116592708A CN 202310421982 A CN202310421982 A CN 202310421982A CN 116592708 A CN116592708 A CN 116592708A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- constraint
- aircraft
- trajectory
- guidance
- angle
- 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.)
- Pending
Links
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 title claims abstract description 47
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 44
- 230000008878 coupling Effects 0.000 title claims abstract description 28
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 title claims abstract description 28
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 title claims abstract description 28
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract description 27
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 10
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 abstract description 6
- 230000008569 process Effects 0.000 abstract description 4
- 230000008859 change Effects 0.000 description 6
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 description 3
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 239000004973 liquid crystal related substance Substances 0.000 description 2
- 238000011160 research Methods 0.000 description 2
- 206010063385 Intellectualisation Diseases 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000012938 design process Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
- G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
- G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
- G05B13/04—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators
- G05B13/042—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G3/00—Aiming or laying means
- F41G3/22—Aiming or laying means for vehicle-borne armament, e.g. on aircraft
-
- 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)
- Software Systems (AREA)
- Artificial Intelligence (AREA)
- Computer Vision & Pattern Recognition (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- Medical Informatics (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
本发明公开的适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法，属于飞行器制导与控制领域。本发明实现方法为：采用多项式弹道拟合的方式，设置视线角对于弹目距离的多项式函数，建立多约束条件的代数方程，极大简化多约束弹道的参数求解，将多约束弹道计算问题转变为单变量非线性方程求解问题，解析求解联立的n+1个约束条件，显著降低多约束弹道计算问题求解难度，提高求解效率。根据得到参数确定后的弹道成型函数，采用前置角状态跟踪方法对参考弹道进行跟踪，在确保目标脱靶量最小的情况下实现时空约束制导，且能够提高飞行器对参考弹道的跟踪精度和效率。本发明能够用于解决飞行器制导过程中的攻击角度、时间、末端速度和加速度约束耦合问题。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器精确末制导方法，尤其是涉及一种适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法，属于飞行器制导与控制领域。
背景技术
随着现代战场形势的发展以及制导问题研究的深入，飞行器制导技术逐渐朝着协同化、多约束耦合化、智能化等方向发展。为实现武器平台性能限制下的复杂制导任务，需要设计能够满足多约束耦合条件的制导律。
虽然目前已有大量关于攻击角度、攻击时间以及多约束耦合条件下飞行器制导问题的研究，但对于攻击时间约束的制导方法大多采用速度定常假设；此外，飞行器还可需要一步考虑速度和加速度约束。
因此，有必要针对多约束耦合下的飞行器制导问题设计一种较为通用、可考虑多种约束、设计过程直观的多约束耦合制导方法。
发明内容
针对上述现有技术中存在的问题，本发明主要目的是提供一种适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法，通过设置视线角对于弹目距离的多项式函数，多约束条件的代数方程，极大简化多约束弹道的参数求解，将多约束弹道计算问题转变为单变量非线性方程求解问题，求解难度，提高求解效率；进一步，采用有限时间制导弹道跟踪指令，通过多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导，实现在确保目标脱靶量最小的情况下时空约束制导。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
本发明公开的一种适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法，实现方法为：采用多项式弹道拟合的方式，设置视线角对于弹目距离的多项式函数，建立多约束条件的代数方程，极大简化多约束弹道的参数求解，将多约束弹道计算问题转变为单变量非线性方程求解问题，显著降低多约束弹道计算问题求解难度，提高求解效率。通过设计有限时间制导弹道跟踪算法，在确保目标脱靶量最小的情况下实现时空约束制导。本发明能够用于解决飞行器制导过程中的攻击角度、时间、末端速度和加速度约束耦合问题。
本发明公开的适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法，包括如下步骤：
步骤一、通过设置视线角对于弹目距离的多项式函数，构建飞行器弹道成型拟合函数，所述飞行器弹道成型拟合函数为n次多项式，包含n+1个待定参数，通过n+1个待定参数表征制导弹道中的n+1个约束条件。
通过设置视线角对于弹目距离的多项式函数，弹道成型函数设计为如公式(1)所示视线方位角对于弹目距离的n阶多项式函数
其中q为视线角、为弹目相对距离与初始弹目相对距离的比值，k0～kn为待定系数。所述飞行器弹道成型拟合函数为n次多项式，包含n+1个待定参数，通过n+1个待定参数表征制导弹道中的n+1个约束条件。
步骤二、确定实际的多约束耦合飞行器制导问题约束条件，根据步骤一构建的飞行器弹道成型拟合函数，将多约束弹道规划问题转变为单变量非线性方程求解问题，对多约束弹道的参数求解问题进行简化，显著降低多约束弹道规划问题求解难度，提高多约束弹道规划问题求解效率，进而得到参数确定后的弹道成型函数。
所述多约束条件包括飞行器初始位置约束、初始前置角约束、攻击角度约束、攻击时间约束、末端速度约束、末端加速度约束。一般问题均包括初始位置约束、初始前置角约束；根据实际任务需求可考虑攻击角度约束、攻击时间约束；此外，进一步考虑末端速度约束和末端加速度约束，提升所考虑的多种时空约束耦合制导问题的复杂程度，拓展应用范围。
步骤2.1：确定实际的多约束耦合飞行器制导问题约束条件。
约束条件①为飞行器初始位置对于式(1)的约束方程为
q(r0)＝k0+k1+k2+…+kn＝q0 (2)
其中r0为初始弹目距离，q0为初始视线方位角。
约束条件②为飞行器初始前置角对于式(1)的约束方程为
其中σ0为初始前置角。
约束条件③：攻击角度约束对于式(1)的约束方程为
q(0)＝θM,f (4)
其中θM,f为末端攻击角度。
约束条件④为攻击时间约束对于式(1)的约束方程为
其中r0为初始弹目距离，rf为终端弹目距离，vm为飞行器速率，σm为飞行器前置角。tf为终端时刻，t0为初始时刻。
如公式(5)所示的攻击时间约束在速度定常情况下令t0＝0，公式(5)转化为如公式(6)所示的弹道长度约束，进一步降低对攻击时间约束的求解难度。
约束条件⑤为末端速度约束，即飞行器速度控制情况下当q→0时飞行器的期望控制，为
vM(tf)＝vM,f (7)
约束条件⑥为末端加速度约束，即飞行器加速度控制情况下当q→0时飞行器的期望控制，为
步骤2.2：根据如公式(1)所示视线方位角对于弹目距离的n阶多项式函数，结合步骤2.1确定实际的多约束耦合飞行器制导问题约束条件，联立如(2)～(3)所示的初始位置约束、初始前置角约束方程，以及式(4)～(8)中根据实际多约束所需考虑的攻击角度约束、攻击时间约束、末端速度约束和末端加速度约束方程，建立用于多约束耦合飞行器制导的n+1个等式约束方程，将多约束弹道规划问题转变为单变量非线性方程求解问题，对多约束弹道的参数求解问题进行简化，显著降低多约束弹道规划问题求解难度，提高多约束弹道规划问题求解效率。
步骤2.3：对于考虑攻击时间约束且飞行器速度定常情况，通过联立如(2)～(3)所示的初始位置约束、初始前置角约束方程，以及式(4)～(8)中根据实际多约束所需考虑的攻击角度约束、攻击时间约束、末端速度约束和末端加速度约束方程，可解析求解步骤2.2的n+1个等式约束方程，获得多约束条件下视线角对于弹目距离的多项式函数的确定系数，即获得参数确定后的弹道成型函数。
对于其余情况，联立如(2)～(3)所示的初始位置约束、初始前置角约束方程，以及式(4)～(8)中根据实际多约束所需考虑的攻击角度约束、攻击时间约束、末端速度约束和末端加速度约束方程，可解析+数值求解步骤2.2的n+1个等式约束方程，获得多约束条件下视线角对于弹目距离的多项式函数的确定系数，即获得参数确定后的弹道成型函数。
步骤三、根据步骤二得到参数确定后的弹道成型函数，采用前置角状态跟踪方法对参考弹道进行跟踪，在确保目标脱靶量最小的情况下实现时空约束制导，且能够提高飞行器对参考弹道的跟踪精度和效率。
采用前置角状态跟踪方法，参考前置角设计为
前置角速率为
设计制导指令为
其中kt＞0为反馈误差增益。
通过对制导指令进行转化得
根据如公式(12)所述制导指令对参考弹道进行跟踪，提高飞行器对对参考弹道的跟踪精度和效率。
有益效果：
1、本发明公开的适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法，通过设置视线角对于弹目距离的多项式函数，构建n次多项飞行器弹道成型拟合函数，通过n+1个待定参数表征制导弹道中的n+1个约束条件；确定实际的多约束耦合飞行器制导问题约束条件，根据构建的飞行器弹道成型拟合函数，将多约束弹道规划问题转变为单变量非线性方程求解问题，对多约束弹道的参数求解问题进行简化，显著降低多约束弹道规划问题求解难度，提高多约束弹道规划问题求解效率。
2、本发明公开的适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法，所述多约束条件包括飞行器初始位置约束、初始前置角约束、攻击角度约束、攻击时间约束、末端速度约束、末端加速度约束。一般问题均包括初始位置约束、初始前置角约束；根据实际任务需求可考虑攻击角度约束、攻击时间约束；此外，进一步考虑末端速度约束和末端加速度约束，能够解决飞行器制导过程中的攻击角度、时间、末端速度和加速度约束耦合问题，拓宽应用范围。
3、本发明公开的适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法，对于考虑攻击时间约束且飞行器速度定常情况，通过将攻击时间约束转化为距离约束，解析求解联立的n+1个约束条件，获得确定的弹道成型函数；对于其余情况，采用解析+数值方法求解联立的n+1个约束条件，显著降低多约束弹道规划问题求解难度，提高多约束弹道规划问题求解效率。
4、本发明公开的适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法，根据参数确定后的弹道成型函数，采用前置角状态跟踪方法对参考弹道进行跟踪，提高飞行器对对参考弹道的跟踪精度和效率。
附图说明
图1是本发明的适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法流程图；
图2是本发明的实施例一的制导问题几何关系示意图；
图3是本发明的实施例一的飞行器飞行弹道图；
图4是本发明的实施例一的飞行器弹目相对距离变化图；
图5是本发明的实施例一的飞行器飞行速度变化图；
图6是本发明的实施例二的制导问题几何关系示意图；
图7是本发明的实施例二的飞行器飞行弹道图；
图8是本发明的实施例二的飞行器弹目相对距离变化图；
图9是本发明的实施例二的飞行器前置角变化图；
图10是本发明的实施例二的飞行器弹道倾角变化图；
图11是本发明的实施例二的飞行器加速度变化图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的较佳实施例进行详细阐述，以使本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解，从而对本发明的保护范围做出更为清楚明确的界定。
如图1所示，本发明的实现方法为：设置视线角对于弹目距离的多项式函数，建立多约束条件的代数方程，将多约束弹道计算问题转变为单变量非线性方程求解问题，具体的实现步骤示例如下：
实施例一、考虑无动力飞行器的攻击角度、末端速度和加速度约束下的飞行器弹道成型制导律设计：
本具体实施例模型如图2所示；所考虑的末端攻击角度、速度和加速度约束制导问题中，包含飞行器初始位置、前置角、末端攻击角度、速度和加速度五个约束条件。
为验证本实施例所涉及情况算法设计的可行性，以无人飞行器(UAV)自主降落场景中对算法进行验证。考虑3个飞行器以相同的初始状态降落至期望地点(0,0)m。飞行器动力学系数为m＝30kg,Sref＝0.5m2,K＝1。UAV1采用系数为3的比例导引，UAV2采用最优攻击角度约束制导律，UAV3采用本具体实施例设计的方法。飞行初始状态为：初始距离10km，速度150m/s，视线角-45°，弹道倾角0°。制导约束条件以及弹道参数如表1所示。最终，仿真结果及降落状态如表2和图3～图5所示。
步骤一、通过设置视线角对于弹目距离的多项式函数，构建飞行器弹道成型拟合函数。
将视线方位角设计为弹目距离的4阶多项式函数对弹道进行拟合，如
可以发现式(13)中包含五个待定参数，可结合五个约束条件联立方程对参数进行求解。
步骤二、确定实际的多约束耦合飞行器制导问题约束条件。
步骤2.1：对边界条件进行分析可知，约束条件①飞行器初始位置对于式(13)的约束方程为
k0+k1+k2+k3+k4＝q0 (14)
其中r0为初始弹目距离，q0为初始视线方位角。
此外，弹道还需满足约束条件②初始前置角约束。飞行器初始前置角对于式(13)的约束方程为
k1+2k2+3k3+4k4＝tanσ0 (15)
其中σ0为初始前置角。
另一方面，约束条件③弹道末端攻击角度约束要求。攻击角度对于式(13)的约束方程为
k0＝θM,f (16)
其中θM,f为末端攻击角度。
当弹目距离趋于0时，飞行器速度也需要达到期望值，即约束条件⑤。飞行器速度对于式(13)的约束方程为
vM(tf)＝vM,f (17)
末速无法通过解析表达式进行简单的表达，但是末速是一个关于制导初始状态，弹体模型以及制导律的函数，为
vm(tf)＝F(K) (18)
其中函数F(·)由制导初始状态和弹体模型决定，自变量K＝[k0,k1,k2,k3,k4]T。
约束条件⑥末端加速度约束，即飞行器加速度控制情况下当q→0时飞行器的期望控制，为
由弹道拟合函数可知
进一步可得
当飞行器在末段时，有r→0,σm→0，最终得
升力系数可以表示为
其中α为攻角，为零攻角升力系数，/>为诱导升力系数。此外还有
其中为俯仰姿态角。在末端速度和弹道倾角受控的情况下有
步骤2.2：根据如公式(1)所示视线方位角对于弹目距离的阶多项式函数，结合步骤2.1确定实际的多约束耦合飞行器制导问题约束条件，由上述式子可知
根据弹体动力学模型可得
有弹道成型函数进一步得
考虑弹体特性，阻力为
其中加速度可以由弹道成型拟合函数获得
可以通过对式(27)中的在(r0,0)上的积分来获得末速，也可以看出该积分即为F(k4)，则末速约束可以表现为非线性方程
F(k4)＝vm,f (31)
步骤2.3：采用数值解法可以获得该变量的解。最终，获得弹道参数k0～k4。
步骤三、根据步骤二得到参数确定后的弹道成型函数，采用前置角状态跟踪方法，参考前置角设计为
前置角速率为
设计制导指令为
其中kt＞0为反馈误差增益。
通过对制导指令进行转化可得
表1制导约束及弹道参数
表2降落状态
从图3～图5和表2可以看出，在自主降落场景中具有相同初始状态以及弹体动力学的无人飞行器在不同的制导律作用下，其降落状态具有明显差别。比例导引仅能保证飞行器到达降落位置，而不能保证降落时的速度大小和方向，极易造成飞行器损坏；攻击角度约束制导律能够保证飞行器降落时速度方向，却无法保证降落时的速度和姿态角，这样也容易造成落地冲击力大以及机头冲地等危险情况；而综合约束制导攻击角度、末速和加速度的制导律则可保证降落过程中的多个约束条件，保证安全自主降落。
实施例二、考虑攻击角度和时间约束下的飞行器弹道成型制导律设计：
为验证本实施例所涉及情况算法设计的可行性，考虑飞行器速度变化情况下提出的攻击角度和时间控制制导律仿真验证。考虑同一类弹体动力学的飞行器以不同情况下攻击目标，目标位置设置为(0,0)m。飞行器动力学系数为m＝200kg，CD0＝0.1，Sref＝0.2m2，K＝0.3，ρ＝1.2kg/m3，初始状态如表3所示，约束条件如表4所示。
本具体实施例所考虑的时空约束耦合制导问题模型如图6所示，所涵盖的约束包括飞行器初始位置、初始弹道倾角、末端弹道倾角和攻击时间4个约束条件。
步骤一、通过设置视线角对于弹目距离的多项式函数，构建飞行器弹道成型拟合函数。
弹道成型函数设计为视线方位角对于弹目距离的3阶多项式函数，如
其中q为视线角、为弹目相对距离与初始弹目相对距离的比值，k0～k3为待定系数。
步骤二、确定实际的多约束耦合飞行器制导问题约束条件。
步骤2.1：约束条件①飞行器初始位置对于式(36)的约束方程为
q(r0)＝k0+k1+k2+k3＝q0 (37)
其中r0为初始弹目距离，q0为初始视线方位角。
约束条件②飞行器初始前置角对于式(36)的约束方程为
k1+2k2+3k3＝tanσ0 (38)
其中σ0为初始前置角。
约束条件③攻击角度约束对于式(36)的约束方程为
k0＝θM,f (39)
其中θM,f为末端攻击角度。
约束条件④攻击时间约束对于式(36)的约束方程为
其中r0为初始弹目距离，rf为终端弹目距离，vm为飞行器速率，σm为飞行器前置角。tf为终端时刻，t0为初始时刻。
在速度定常假设下可转化成距离约束。令t0＝0，则式(40)可转化为
步骤2.2：根据如公式(37)所示视线方位角对于弹目距离的3阶多项式函数，结合步骤2.1确定确定实际的多约束耦合飞行器制导问题约束条件，联立(37)～(41)，获得关于多项式系数的约束方程组。
步骤2.3：对于考虑速度约束且飞行器速度定常情况，解析获得该变量的解。最终，解得
其中，
此外，当飞行器速率不可控时，可直接通过式(40)求解弹道参数。最终，获得弹道参数k0～k3。
步骤三、根据步骤二得到参数确定后的弹道成型函数，采用前置角状态跟踪方法，参考前置角设计为
前置角速率为
设计制导指令为
其中kt＞0为反馈误差增益。
通过对制导指令进行转化可得
表3初始状态
表4约束条件
解得弹道参数如表5所示。
表5初始状态
设置弹道跟踪参数均为kt＝5。仿真结果如表6和图7～图11所示。
表6制导末端状态
由图7看出飞行器在四种情况下均成功命中目标，且由表6可进一步验证飞行器以设定的攻击时间打击到目标。由图8可以看到四种情况下飞行器的弹目距离均最终收敛到0。由图9可以看到随着弹目距离收敛到0，前置角也收敛到0。由图10和表6可以看到四种初始条件下的飞行器成功以指定的角度和时间命中目标。图11位飞行器加速度变化图。
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围。
Claims (4)
1.适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法，其特征在于：包括如下步骤，
步骤一、通过设置视线角对于弹目距离的多项式函数，构建飞行器弹道成型拟合函数，所述飞行器弹道成型拟合函数为n次多项式，包含n+1个待定参数，通过n+1个待定参数表征制导弹道中的n+1个约束条件；
步骤二、确定实际的多约束耦合飞行器制导问题约束条件，根据步骤一构建的飞行器弹道成型拟合函数，将多约束弹道规划问题转变为单变量非线性方程求解问题，对多约束弹道的参数求解问题进行简化，显著降低多约束弹道规划问题求解难度，提高多约束弹道规划问题求解效率，进而得到参数确定后的弹道成型函数；
步骤三、根据步骤二得到参数确定后的弹道成型函数，采用前置角状态跟踪方法对参考弹道进行跟踪，在确保目标脱靶量最小的情况下实现时空约束制导，且能够提高飞行器对参考弹道的跟踪精度和效率。
2.如权利要求1所述的适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法，其特征在于：步骤一实现方法为，
通过设置视线角对于弹目距离的多项式函数，弹道成型函数设计为如公式(1)所示视线方位角对于弹目距离的n阶多项式函数
其中q为视线角、为弹目相对距离与初始弹目相对距离的比值，k0～kn为待定系数；所述飞行器弹道成型拟合函数为n次多项式，包含n+1个待定参数，通过n+1个待定参数表征制导弹道中的n+1个约束条件。
3.如权利要求2所述的适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法，其特征在于：步骤二实现方法为，
步骤2.1：确定实际的多约束耦合飞行器制导问题约束条件；
约束条件①为飞行器初始位置对于式(1)的约束方程为
q(r0)＝k0+k1+k2+…+kn＝q0 (2)
其中r0为初始弹目距离，q0为初始视线方位角；
约束条件②为飞行器初始前置角对于式(1)的约束方程为
其中σ0为初始前置角；
约束条件③：攻击角度约束对于式(1)的约束方程为
q(0)＝θM,f (4)
其中θM,f为末端攻击角度；
约束条件④为攻击时间约束对于式(1)的约束方程为
其中r0为初始弹目距离，rf为终端弹目距离，vm为飞行器速率，σm为飞行器前置角；tf为终端时刻，t0为初始时刻；
如公式(5)所示的攻击时间约束在速度定常情况下令t0＝0，公式(5)转化为如公式(6)所示的弹道长度约束，进一步降低对攻击时间约束的求解难度；
约束条件⑤为末端速度约束，即飞行器速度控制情况下当q→0时飞行器的期望控制，为
vM(tf)＝vM,f (7)
约束条件⑥为末端加速度约束，即飞行器加速度控制情况下当q→0时飞行器的期望控制，为
步骤2.2：根据如公式(1)所示视线方位角对于弹目距离的n阶多项式函数，结合步骤2.1确定实际的多约束耦合飞行器制导问题约束条件，联立如(2)～(3)所示的初始位置约束、初始前置角约束方程，以及式(4)～(8)中根据实际多约束所需考虑的攻击角度约束、攻击时间约束、末端速度约束和末端加速度约束方程，建立用于多约束耦合飞行器制导的n+1个等式约束方程，将多约束弹道规划问题转变为单变量非线性方程求解问题，对多约束弹道的参数求解问题进行简化，显著降低多约束弹道规划问题求解难度，提高多约束弹道规划问题求解效率；
步骤2.3：对于考虑攻击时间约束且飞行器速度定常情况，通过联立如(2)～(3)所示的初始位置约束、初始前置角约束方程，以及式(4)～(8)中根据实际多约束所需考虑的攻击角度约束、攻击时间约束、末端速度约束和末端加速度约束方程，可解析求解步骤2.2的n+1个等式约束方程，获得多约束条件下视线角对于弹目距离的多项式函数的确定系数，即获得参数确定后的弹道成型函数；
对于其余情况，联立如(2)～(3)所示的初始位置约束、初始前置角约束方程，以及式(4)～(8)中根据实际多约束所需考虑的攻击角度约束、攻击时间约束、末端速度约束和末端加速度约束方程，可解析+数值求解步骤2.2的n+1个等式约束方程，获得多约束条件下视线角对于弹目距离的多项式函数的确定系数，即获得参数确定后的弹道成型函数。
4.如权利要求3所述的适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法，其特征在于：步骤三实现方法为，
采用前置角状态跟踪方法，参考前置角设计为
前置角速率为
设计制导指令为
其中kt＞0为反馈误差增益；
通过对制导指令进行转化得
根据如公式(12)所述制导指令对参考弹道进行跟踪，提高飞行器对对参考弹道的跟踪精度和效率。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310421982.0A CN116592708A (zh) | 2023-04-19 | 2023-04-19 | 适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310421982.0A CN116592708A (zh) | 2023-04-19 | 2023-04-19 | 适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN116592708A true CN116592708A (zh) | 2023-08-15 |
Family
ID=87598169
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202310421982.0A Pending CN116592708A (zh) | 2023-04-19 | 2023-04-19 | 适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN116592708A (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117073473A (zh) * | 2023-10-17 | 2023-11-17 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种基于时间约束的导弹视角规划制导方法及系统 |
| CN117973099A (zh) * | 2024-04-02 | 2024-05-03 | 北京航空航天大学 | 一种制导稳定性分析方法、系统及电子设备 |
-
2023
- 2023-04-19 CN CN202310421982.0A patent/CN116592708A/zh active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117073473A (zh) * | 2023-10-17 | 2023-11-17 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种基于时间约束的导弹视角规划制导方法及系统 |
| CN117073473B (zh) * | 2023-10-17 | 2024-01-02 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种基于时间约束的导弹视角规划制导方法及系统 |
| CN117973099A (zh) * | 2024-04-02 | 2024-05-03 | 北京航空航天大学 | 一种制导稳定性分析方法、系统及电子设备 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN116592708A (zh) | 适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法 | |
| CN103090728B (zh) | 一种基于滑模控制的带末角约束制导方法 | |
| CN105043171B (zh) | 一种带倾角约束的火箭弹纵向导引方法 | |
| CN104266546B (zh) | 一种基于视线的有限时间收敛主动防御制导控制方法 | |
| CN109737812B (zh) | 空对地制导武器侧向攻击方法和装置 | |
| CN112069605B (zh) | 一种带有攻击时间约束的比例导引律设计方法 | |
| CN108534614B (zh) | 一种三维全向实时预测制导方法 | |
| CN112033234B (zh) | 一种多导弹协同制导律设计方法 | |
| CN110686564B (zh) | 一种红外半捷联导引头制导方法及系统 | |
| CN112648886B (zh) | 一种组合制导目标拦截方法及系统 | |
| CN111336871A (zh) | 一种基于迂回式飞行的垂直攻击制导方法 | |
| EP3669248B1 (en) | Gbias for rate based autopilot | |
| CN114035616B (zh) | 一种飞行器对移动目标打击控制方法及系统 | |
| CN115574666B (zh) | 一种掠地巡航靶标定高方法 | |
| CN116576736A (zh) | 一种飞行器速度限制条件下时间和角度约束三维制导方法 | |
| CN116679743A (zh) | 拦截机动目标的非线性最优飞行时间控制制导方法 | |
| CN106292700B (zh) | 一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法 | |
| Wan et al. | Suboptimal Midcourse Guidance with Terminal‐Angle Constraint for Hypersonic Target Interception | |
| CN113639586B (zh) | 一种抗雷达关机的制导方法、系统及介质 | |
| Kim et al. | Guidance and control system design for impact angle control of guided bombs | |
| CN112346474B (zh) | 一种有限时间收敛的微分对策制导律的设计方法 | |
| CN116839429B (zh) | 一种考虑导引头视场角度约束的制导控制一体化方法 | |
| Gao et al. | Algorithm and Simulation of Airborne Fire Control Aiming Angle Correction | |
| Marković et al. | Engagement areas of missiles in the proportional navigated flight powered by air breathing engines | |
| Hanghang et al. | A method to solve the unreachable zone of mid-range air-to-air missile |
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 |