CN116858037A - 基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正方法 - Google Patents

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Abstract

基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正方法，解决了现有中制导技术无法拦截机动进攻弹的问题，属于精确制导与控制领域。本发明包括：搜索预测命中点发射拦截弹；如果进攻弹机动导致拦截弹零控脱靶量大于阈值，则更新预测命中点；基于摄动制导理论将拦截弹t2时刻的空间位置在t1时刻的弹道参数附近进行泰勒级数展开，转化成只需要迭代发射系三轴速度增量的摄动表达式，根据预测命中点确定用于弹道修正的速度增量Δvxk,Δvyk,Δvzk，在t1时刻对拦截弹施加Δvxk,Δvyk,Δvzk使得拦截弹t2时刻的空间位置和预测命中点的偏差在设定范围内。在t1时刻对拦截弹第k次迭代的初始速度上施加Δvxk,Δvyk,Δvzk，使拦截弹持续飞向进攻弹完成弹道修正。

Description

基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正方法
技术领域
本发明涉及一种基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正方法，属于精确制导与控制领域。
背景技术
基于预测命中点的反导拦截弹中制导弹道修正方法是反导拦截与指挥控制领域的关键技术。为实现碰撞杀伤，当前的主要解决思路是：根据预测的进攻弹道和拦截阵地位置搜索预测命中点，确定拦截弹的发射诸元使得拦截弹与进攻弹在相同的时刻到达相同的空间位置。上述方法有以下不足之处：基于预测命中点装订的中制导诸元仅仅适用于拦截非机动弹道目标，拦截机动目标时会产生的较大中制导误差造成拦截失败。
发明内容
针对现有中制导技术无法拦截机动进攻弹的问题，本发明提供一种基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正方法。
本发明的一种基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正方法，所述方法包括：
S1、搜索预测命中点发射拦截弹；
S2、如果进攻弹机动导致拦截弹零控脱靶量大于阈值，则更新预测命中点；
S3、根据预测命中点确定用于弹道修正的速度增量Δvxk,Δvyk,Δvzk，包括：
S31、确定弹道修正时刻t1和拦截弹飞行至更新后的预测命中点的时刻t2；
S32、将拦截弹在t2时刻的空间位置表示成关于t1时刻速度增量的泰勒级数展开形式，在t1时刻分别施加三轴摄动增量Δv′xk、Δv′yk、Δv′zk求取泰勒级数展开形式中速度增量的灵敏度系数矩阵，在迭代过程中，所述三轴摄动增量根据t2时刻的空间位置与预测命中点距离偏差的大小进行增大或减小；
S33、下标k表示迭代次数，初始值为1，根据灵敏度系数矩阵求取t1时刻的速度增量Δvxk,Δvyk,Δvzk，然后在t1时刻对当前迭代中拦截弹的初始速度施加速度增量Δvxk,Δvyk,Δvzk飞行至t2时刻，如果t2时刻的空间位置与预测命中点距离偏差小于给定阈值，转入S4，否则，更新t1时刻下一次迭代中拦截弹的初始速度为施加速度增量Δvxk,Δvyk,Δvzk后的速度，k＝k+1，转入S32；
S4、在t1时刻对拦截弹的第k次迭代的初始速度上施加速度增量Δvxk,Δvyk,Δvzk，使拦截弹持续飞向进攻弹完成弹道修正。
作为优选，S32中，将拦截弹在t2时刻的空间位置表示成关于t1时刻速度增量的泰勒级数展开形式为：
其中，xm2,ym2,zm2表示拦截弹t2时刻的空间位置，xm20,ym20,zm20表示拦截弹t1时刻不进行弹道修正时t2时刻的空间位置，x,y,z表示空间位置的三轴方向，Δxmk,Δymk,Δzmk表示第k次迭代t1时刻拦截弹的空间位置相对标称位置的偏差，vx,vy,vz表示速度的三轴方向，表示灵敏度系数矩阵。
作为优选，在t1时刻分别施加三轴摄动增量求取泰勒级数展开形式中速度增量的灵敏度系数矩阵的方法包括：
t1时刻施加三轴摄动增量Δv′xk、Δv′yk、Δv′zk，求取t2时刻的空间位置(x0k,y0k,z0k)；
t1时刻只施加x轴摄动增量Δv′xk，求取t2时刻的空间位置(x1k,y1k,z1k)；
灵敏度系数矩阵中相应系数为：
t1时刻只施加y轴摄动增量Δv′yk，求取t2时刻的空间位置(x2k,y2k,z2k)；
灵敏度系数矩阵中相应系数为：
t1时刻只施加z轴摄动增量Δv′zk，求取t2时刻的空间位置(x3k,y3k,z3k)；
灵敏度系数矩阵中相应系数为：
作为优选，S32中，三轴摄动增量为：x轴摄动增量y轴摄动增量z轴摄动增量/>
预测命中点的坐标Pa＝(xa,ya,za)，xm2,ym2,zm2表示S33中t2时刻的空间位置。
作为优选，S1包括：
建立不同一级最大负攻角下的拦截弹弹道族，并存储每条拦截弹道的时间和拦截斜距数据；
将进攻弹道与拦截弹道族进行比对，当某时刻进攻弹的空间位置和拦截弹道的空间位置偏差ΔR小于设定的阈值的同时拦截弹的发射时刻晚于当前时刻，所述拦截弹道的空间位置确定为预测命中点，所述拦截弹道对应的一级最大负攻角就装订为待发射拦截弹的一级最大负攻角。
作为优选，根据预测命中点和拦截阵地在地球固连坐标系中的矢量坐标确定拦截弹的发射方位角A0：
其中，OEON表示地心指向北极的矢量，OEF表示地心指向发射点的矢量，OET表示地心指向目标点的矢量。
本发明的有益效果，本发明提出一种基于预测命中和剩余飞行时间的大气层外拦截中制导脉冲弹道修正方法。同时迭代发射系三轴脉冲速度增量，提高计算速度的同时减低拦截弹能量消耗，减小脱靶量实现对进攻弹的碰撞杀伤。
附图说明
图1为本实施方式中拦截弹中制导弹道修正方法流程图；
图2为本实施方式中进攻弹和拦截弹弹道；
图3为本实施方式中拦截弹和进攻弹X轴位置偏差；
图4为本实施方式中拦截弹和进攻弹Y轴位置偏差；
图5为本实施方式中拦截弹和进攻弹Z轴位置偏差。
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作出创造性劳动的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。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为本发明的限定。
本实施方式的基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正方法，所述方法包括：
步骤1、搜索预测命中点，装订好拦截弹发射诸元后，到达搜索预测命中点确定的发射时刻即发射拦截弹；
步骤2、以零控脱靶量(ZEM-zero effort miss)作为指标进行预测，如果进攻弹机动导致拦截弹零控脱靶量大于阈值，则更新预测命中点；如果进攻弹在拦截弹发射后进行弹道机动，则需要根据机动后弹道参数预报新的弹道，重新搜索得到新的预测命中点Pa＝(xa,ya,za)和进攻弹到达该点的时间t2。
步骤3、根据预测命中点确定用于弹道修正的速度增量Δvxk,Δvyk,Δvzk，包括：
步骤31、确定弹道修正时刻t1和拦截弹飞行至更新后的预测命中点的时刻t2；
步骤31中进攻弹完成机动时刻为t1，拦截弹飞行至更新后的预测命中点Pa＝(xa,ya,za)时间为t2，则拦截弹的剩余飞行时间tgo＝t2-t1。中制导弹道修正的目标就是在t1时刻对拦截弹施加速度增量(Δvxk,Δvyk,Δvzk)使得拦截弹t2时刻的空间位置Pm2＝(xm2,ym2,zm2)和更新后的预测命中点Pa＝(xa,ya,za)重合。
步骤32、拦截弹t2时刻的空间位置Pm2＝(xm2,ym2,zm2)可以写成t1时刻的弹道参数的泛函，将拦截弹在t2时刻的空间位置表示成关于t1时刻速度增量的泰勒级数展开形式，再简化成面向摄动制导迭代的形式，方便迭代；
在t1时刻分别施加三轴摄动增量Δvx′k、Δv′yk、Δvz′k求取泰勒级数展开形式中速度增量的灵敏度系数矩阵，在迭代过程中，所述三轴摄动增量根据t2时刻的空间位置与预测命中点距离偏差的大小进行增大或减小；若上一次迭代中偏差较大，则增大三轴摄动增量，若上一次迭代中偏差较小，则增大三轴摄动增量，对速度增量的灵敏度系数进行更新。
步骤33、下标k表示迭代次数，初始值为1，根据灵敏度系数矩阵求取t1时刻的速度增量Δvxk,Δvyk,Δvzk，然后在t1时刻对当前迭代中拦截弹的初始速度施加速度增量Δvxk,Δvyk,Δvzk飞行至t2时刻，如果t2时刻的空间位置与预测命中点距离偏差小于给定阈值，转入步骤4，否则，更新t1时刻下一次迭代中拦截弹的初始速度为施加速度增量Δvxk,Δvyk,Δvzk后的速度，k＝k+1，转入步骤32；
第1次迭代时，在没有修正过的初始速度上施加速度增量Δvx1,Δvy1,Δvz1，得到的速度为第2次迭代的初始速度，即经第1次迭代修正后的速度；没有修正过的初始速度由发射参数决定；第2次迭代时，在初始速度的基础上施加速度增量Δvx2,Δvy2,Δvz2，得到的速度为第3次迭代的初始速度，即经第2次迭代修正后的速度……，直至t2时刻的空间位置与预测命中点距离偏差小于给定阈值，收敛后，停止迭代。
步骤4、在t1时刻对拦截弹的第k次迭代的初始速度上施加速度增量Δvxk,Δvyk,Δvzk，使拦截弹持续飞向进攻弹完成弹道修正。
本实施方式拦截进行中制导弹道修正后拦截弹持续飞向进攻弹，如果进攻弹进行机动使得拦截弹零控脱靶量大于给定阈值则进入弹道修正。直至拦截弹以较好的中末交班条件进入末制导后中制导结束。本实施方式基于摄动制导理论将拦截弹t2时刻的空间位置Pm2＝(xm2,ym2,zm2)在t1时刻的弹道参数附近进行泰勒级数展开，转化成只需要迭代发射系三轴速度增量的摄动表达式，迭代收敛速度快，迭代结果精度高。
优选实施例中，本实施方式的步骤32：
拦截弹t2时刻的空间位置Pm2＝(xm2,ym2,zm2)可以写成t1时刻的弹道参数(t1,vmx1,vmy1,vmz1,xm1,ym1,zm1)的泛函：
拦截弹t2时刻的空间位置Pm2＝(xm2,ym2,zm2)在t1时刻的弹道参数(t1,vmx1,vmy1,vmz1,xm1,ym1,zm1)附近进行泰勒级数展开，得到(xm2,ym2,zm2)关于拦截弹在t1时刻施加的用于修正弹道的速度增量的一阶线性表达式：
其中，x,y,z表示空间位置的三轴方向，vx,vy,vz表示速度的三轴方向，(xm20,ym20,zm20)表示拦截弹t1时刻不进行弹道修正时t2时刻的空间位置。以第k次迭代t1时刻空间位置相对标称位置的偏差(Δxmk,Δymk,Δzmk)作为扰动项，以速度增量(Δvx,Δvy,Δvz)作为弹道修正控制量；将公式(2)简化为面向摄动制导迭代的形式：
其中，表示灵敏度系数矩阵。
对矩阵方程求逆，得到拦截弹的一次迭代求得的弹道修正速度增量
步骤33中再将弹道修正速度增量(Δvxk,Δvyk,Δvzk)施加在t1时刻拦截弹的初始速度中继续进行迭代计算，直至t2时刻的空间位置与更新后的预测命中点(xm2,ym2,zm2)误差满足精度要求，否则继续迭代(Δvxk,Δvyk,Δvzk)。
本实施方式采用发射系下的高精度动力学模型，基于摄动制导理论将拦截弹t2时刻的空间位置Pm2＝(xm2,ym2,zm2)在t1时刻的弹道参数(t1,vmx1,vmy1,vmz1,xm1,ym1,zm1)附近进行泰勒级数展开，转化成只需要迭代发射系三轴速度增量(Δvx,Δvy,Δvz)的摄动表达式。且没有引入二体假设，拦截弹速度增量的求取直接依赖于高精度的发射系弹道动力学模型，因此求得的弹道修正速度增量具有较高的精度。
优选实施例中，步骤32中，在t1时刻分别施加三轴摄动增量求取泰勒级数展开形式中速度增量的灵敏度系数矩阵的方法包括：
t1时刻施加三轴摄动增量Δv′xk、Δv′yk、Δv′zk，求取t2时刻的空间位置(x0k,y0k,z0k)；
t1时刻只施加x轴摄动增量Δv′xk，求取t2时刻的空间位置(x1k,y1k,z1k)；
灵敏度系数矩阵中相应系数为：
t1时刻只施加y轴摄动增量Δv′yk，求取t2时刻的空间位置(x2k,y2k,z2k)；
灵敏度系数矩阵中相应系数为：
t1时刻只施加z轴摄动增量Δv′zk，求取t2时刻的空间位置(x3k,y3k,z3k)；
灵敏度系数矩阵中相应系数为：
优选实施例中，根据飞行时间和偏差调整三轴摄动增量：
三轴摄动增量大小选取：
x轴摄动增量大小＝(预测命中点x坐标-拦截弹t2时刻的x坐标)/(t2-t1),即
y轴摄动增量大小＝(预测命中点y坐标-拦截弹t2时刻的y坐标)/(t2-t1),即
z轴摄动增量大小＝(预测命中点z坐标-拦截弹t2时刻的z坐标)/(t2-t1),即
拦截弹t1时刻的速度不断迭代更新，因此拦截弹t2的位置也随着迭代更新。
确定三轴摄动增量时的xm2,ym2,zm2是迭代过程中步骤33中获得的t2时刻的空间位置。
优选实施例中，步骤1包括：
建立不同一级最大负攻角下的拦截弹弹道族，并存储每条拦截弹道的时间和拦截斜距数据；
将进攻弹道与拦截弹道族进行比对，当某时刻进攻弹的空间位置和拦截弹道的空间位置偏差ΔR小于设定的阈值的同时拦截弹的发射时刻晚于当前时刻，所述拦截弹道的空间位置确定为预测命中点，所述拦截弹道对应的一级最大负攻角就装订为待发射拦截弹的一级最大负攻角。
根据预测命中点和拦截阵地在地球固连坐标系中的矢量坐标确定拦截弹的发射方位角A0：
其中，OEON表示地心指向北极的矢量，OEF表示地心指向发射点的矢量，OET表示地心指向目标点的矢量。
实施例：以本实施方式的方法，进行弹道修正，迭代过程数据如表1所示，图2为进攻弹和拦截弹弹道，图3为拦截弹和进攻弹X轴位置偏差；图4为拦截弹和进攻弹Y轴位置偏差；图5为拦截弹和进攻弹Z轴位置偏差。结果表明：本申请方法弹道修正速度增量具有较高的精度。
表1：迭代过程数据
无迭代 迭代1次 迭代2次
X轴速度增量(m/s) 0 -41.4086 -41.4989
Y轴速度增量(m/s) 0 283.529 283.052
Z轴速度增量(m/s) 0 -360.519 -359.945
X轴位置偏差(m) 220468 -302.146 -0.0532228
Y轴位置偏差(m) -22549.7 43.0134 0.0692375
Z轴位置偏差(m) -166163 349.753 -0.248788
虽然在本文中参照了特定的实施方式来描述本发明，但是应该理解的是，这些实施例仅仅是本发明的原理和应用的示例。因此应该理解的是，可以对示例性的实施例进行许多修改，并且可以设计出其他的布置，只要不偏离所附权利要求所限定的本发明的精神和范围。应该理解的是，可以通过不同于原始权利要求所描述的方式来结合不同的从属权利要求和本文中所述的特征。还可以理解的是，结合单独实施例所描述的特征可以使用在其他所述实施例中。

Claims (8)

1.基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正方法，其特征在于，所述方法包括：
S1、搜索预测命中点发射拦截弹；
S2、如果进攻弹机动导致拦截弹零控脱靶量大于阈值，则更新预测命中点；
S3、根据预测命中点确定用于弹道修正的速度增量Δvxk,Δvyk,Δvzk，包括：
S31、确定弹道修正时刻t1和拦截弹飞行至更新后的预测命中点的时刻t2；
S32、将拦截弹在t2时刻的空间位置表示成关于t1时刻速度增量的泰勒级数展开形式，在t1时刻分别施加三轴摄动增量Δv′xk、Δv′yk、Δvz′k求取泰勒级数展开形式中速度增量的灵敏度系数矩阵，在迭代过程中，所述三轴摄动增量根据t2时刻的空间位置与预测命中点距离偏差的大小进行增大或减小；
S33、下标k表示迭代次数，初始值为1，根据灵敏度系数矩阵求取t1时刻的速度增量Δvxk,Δvyk,Δvzk，然后在t1时刻对当前迭代中拦截弹的初始速度施加速度增量Δvxk,Δvyk,Δvzk飞行至t2时刻，如果t2时刻的空间位置与预测命中点距离偏差小于给定阈值，转入S4，否则，更新t1时刻下一次迭代中拦截弹的初始速度为施加速度增量Δvxk,Δvyk,Δvzk后的速度，k＝k+1，转入S32；
S4、在t1时刻对拦截弹的第k次迭代的初始速度上施加速度增量Δvxk,Δvyk,Δvzk，使拦截弹持续飞向进攻弹完成弹道修正。
2.根据权利要求1所述的基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正方法，其特征在于，S32中，将拦截弹在t2时刻的空间位置表示成关于t1时刻速度增量的泰勒级数展开形式为：
其中，xm2,ym2,zm2表示拦截弹t2时刻的空间位置，xm20,ym20,zm20表示拦截弹t1时刻不进行弹道修正时t2时刻的空间位置，x,y,z表示空间位置的三轴方向，Δxmk,Δymk,Δzmk表示第k次迭代t1时刻拦截弹的空间位置相对标称位置的偏差，vx,vy,vz表示速度的三轴方向，表示灵敏度系数矩阵。
3.根据权利要求1所述的基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正方法，其特征在于，在t1时刻分别施加三轴摄动增量求取泰勒级数展开形式中速度增量的灵敏度系数矩阵的方法包括：
t1时刻施加三轴摄动增量Δv′xk、Δv′yk、Δvz′k，求取t2时刻的空间位置(x0k,y0k,z0k)；
t1时刻只施加x轴摄动增量Δv′xk，求取t2时刻的空间位置(x1k,y1k,z1k)；
灵敏度系数矩阵中相应系数为：
t1时刻只施加y轴摄动增量Δv′yk，求取t2时刻的空间位置(x2k,y2k,z2k)；
灵敏度系数矩阵中相应系数为：
t1时刻只施加z轴摄动增量Δv′zk，求取t2时刻的空间位置(x3k,y3k,z3k)；
灵敏度系数矩阵中相应系数为：
4.根据权利要求1所述的基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正方法，其特征在于，S32中，三轴摄动增量为：x轴摄动增量y轴摄动增量/>z轴摄动增量/>
预测命中点的坐标Pa＝(xa,ya,za)，xm2,ym2,zm2表示S33中t2时刻的空间位置。
5.根据权利要求1所述的基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正方法，其特征在于，S1包括：
建立不同一级最大负攻角下的拦截弹弹道族，并存储每条拦截弹道的时间和拦截斜距数据；
将进攻弹道与拦截弹道族进行比对，当某时刻进攻弹的空间位置和拦截弹道的空间位置偏差ΔR小于设定的阈值的同时拦截弹的发射时刻晚于当前时刻，所述拦截弹道的空间位置确定为预测命中点，所述拦截弹道对应的一级最大负攻角就装订为待发射拦截弹的一级最大负攻角。
6.根据权利要求5所述的基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正方法，其特征在于，根据预测命中点和拦截阵地在地球固连坐标系中的矢量坐标确定拦截弹的发射方位角A0：
其中，OEON表示地心指向北极的矢量，OEF表示地心指向发射点的矢量，OET表示地心指向目标点的矢量。
7.一种计算机可读的存储设备，所述存储设备存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被执行时实现如权利要求1至6任一所述基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正方法。
8.一种基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正装置，包括存储设备、处理器以及存储在所述存储设备中并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序实现如权利要求1至6任一所述基于摄动制导的大气层外拦截中制导弹道修正方法。
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