CN117073473B

CN117073473B - 一种基于时间约束的导弹视角规划制导方法及系统

Info

Publication number: CN117073473B
Application number: CN202311337467.0A
Authority: CN
Inventors: 欧朝
Original assignee: Institute of Aerospace Technology of China Aerodynamics Research and Development Center
Current assignee: Institute of Aerospace Technology of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority date: 2023-10-17
Filing date: 2023-10-17
Publication date: 2024-01-02
Anticipated expiration: 2043-10-17
Also published as: CN117073473A

Abstract

本发明公开了一种基于时间约束的导弹视角规划制导方法及系统，涉及导弹飞行制导控制领域，该方法包括：获取目标打击位置、导弹当前位置和当前飞行速度，并基于预置的导弹飞行时间，得到与初始模型对应的制导律数学模型；将目标打击位置、导弹当前位置和当前飞行速度输入至制导律数学模型中进行处理，得到弹目视线角和导弹加速度；根据导弹加速度将当前飞行速度调整为在目标视线角下的目标角速度，基于目标角速度和目标视线角，实现导弹在导弹飞行时间内精准命中目标，一方面可以通过控制冲击角度来避免定向防御机制或减少附带伤害，另一方面，冲击时间控制可以用于多弹同时攻击，从而提供对抗近距离武器系统的生存能力。

Description

一种基于时间约束的导弹视角规划制导方法及系统

技术领域

本发明涉及导弹飞行制导控制领域，更具体地说，它涉及一种基于时间约束的导弹视角规划制导方法及系统。

背景技术

导弹制导律是指导弹飞行过程中，根据打击目标与导弹飞行状态信息，实时解算出导弹控制量的规律，通过输出导弹控制量指令驱动导弹运动控制机构，使得导弹飞向目标，实现导弹对目标的精确打击；传统制导律主要采用经验公式和试验数据，缺乏理论分析和优化计算，这种方法在实践中存在精度低、稳定性差等问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于时间约束的导弹视角规划制导方法及系统，可以规划约定命中时间和命中角度，以及两者的结合，同时可对飞行过程中弹目视角进行规划，优点是可以通过控制冲击角度来避免定向防御机制或减少附带伤害，另一方面，冲击时间控制可以用于多弹同时攻击，从而提供对抗近距离武器系统的生存能力。

本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：

第一方面，本申请实施例提供了一种基于时间约束的导弹视角规划制导方法，包括以下步骤：

获取目标打击位置、导弹当前位置和当前飞行速度，并基于预置的导弹飞行时间，将预置的初始模型进行线性化转化，得到与初始模型对应的制导律数学模型；

将目标打击位置、导弹当前位置和当前飞行速度输入至制导律数学模型中进行处理，得到弹目视线角，以及在弹目视线角下的导弹加速度；

将弹目视线角确定为目标视线角，根据导弹加速度将当前飞行速度调整为在目标视线角下的目标角速度，基于目标角速度和目标视线角，实现导弹在导弹飞行时间内精准命中目标。

本发明的有益效果是：根据打击目标的位置和导弹的实时位置，实时调控导弹在发射后的飞行速度和飞行角度，使导弹在规定的时间内实现精准的命中目标的目的；并且在规划约定命中时间和命中角度，以及两者的结合，实现对飞行过程中弹目视角和角度进行规划，一方面可以通过控制冲击角度来避免定向防御机制或减少附带伤害，另一方面，冲击时间控制可以用于多弹同时攻击，从而提供对抗近距离武器系统的生存能力。

在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进。

进一步，上述弹目视线角通过第一公式表示，第一公式为：

式中，ε_i表示初始弹目视线角，k_q表示规划参数，t表示导弹当前已飞行的时间，t_f表示导弹飞行总时间，ε_q表示弹目视线角。

进一步，上述导弹加速度通过第二公式表示，第二公式为：

式中，表示导弹加速度，V表示当前飞行速度，ε_i表示初始弹目视线角，k_q表示规划参数，t表示导弹当前已飞行的时间，t_f表示导弹飞行总时间。

进一步，上述目标角速度通过第三公式表示，第三公式为：

式中，表示目标角速度，λ表示弹目视线与水平面的夹角，ε表示目标视线角，k_q表示规划参数，t表示导弹当前已飞行的时间，t_f表示导弹飞行总时间。

进一步，上述弹目视线角还能够通过第四公式表示，第四公式为：

式中，ε_i表示初始弹目视线角，k_c表示规划参数，t表示导弹当前已飞行的时间，t_f表示导弹飞行总时间，ε_c表示弹目视线角。

进一步，上述导弹加速度还能够通过第五公式表示，第五公式为：

式中，表示导弹加速度，V表示当前飞行速度，ε_i表示初始弹目视线角，k_c表示规划参数，t表示导弹当前已飞行的时间，t_f表示导弹飞行总时间。

进一步，上述目标角速度还能够通过第六公式表示，第六公式为：

式中，表示目标角速度，λ表示弹目视线与水平面的夹角，ε表示目标视线角，k_c表示规划参数，t表示导弹当前已飞行的时间，t_f表示导弹飞行总时间。

进一步，上述规划参数通过第七公式获得，第七公式为：

式中，r_i表示导弹与目标打击位置之间的初始目标距离，V表示当前飞行速度，ε表示目标视线角，k表示规划参数，d_t表示积分参数，t表示导弹当前已飞行的时间，t_f表示导弹飞行总时间。

第二方面，本申请实施例提供了一种基于时间约束的导弹视角规划制导系统，应用于第一方面中任一项基于时间约束的导弹视角规划制导方法，包括：

模型转换模块，用于获取目标打击位置、导弹当前位置和当前飞行速度，并基于预置的导弹飞行时间，将预置的初始模型进行线性化转化，得到与初始模型对应的制导律数学模型；

飞行规划模块，用于将目标打击位置、导弹当前位置和当前飞行速度输入至制导律数学模型中进行处理，得到弹目视线角，以及在弹目视线角下的导弹加速度；

飞行调整模块，用于将弹目视线角确定为目标视线角，根据导弹加速度将当前飞行速度调整为在目标视线角下的目标角速度，基于目标角速度和目标视线角，实现导弹在导弹飞行时间内精准命中目标。

第三方面，本申请实施例提供了一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现第一方面中任一项的方法。

第四方面，本申请实施例提供了一种非暂态计算机可读存储介质，非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，计算机指令使计算机执行第一方面中任一项的方法。

与现有技术相比，本发明至少具有以下的有益效果：

本方案中根据打击目标的位置和导弹的实时位置，实时调控导弹在发射后的飞行速度和飞行角度，使导弹在规定的时间内实现精准的命中目标；并且在规划约定命中时间和命中角度，以及两者的结合，实现对飞行过程中弹目视角和角度进行规划，一方面可以通过控制冲击角度来避免定向防御机制或减少附带伤害，另一方面，冲击时间控制可以用于多弹同时攻击，从而提供对抗近距离武器系统的生存能力。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。在附图中：

图1为本发明实施例中导弹与打击目标之间的几何关系示意图；

图2为本发明实施例中制导方法的方法流程图；

图3为本发明实施例中制导系统的连接示意图；

图4为本发明实施例中电子设备的连接示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。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。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明实施例的描述中，“多个”代表至少2个。

实施例1

本申请实施例提供了一种基于时间约束的导弹视角规划制导方法，如图2所示，包括以下步骤：

S1，获取目标打击位置、导弹当前位置和当前飞行速度，并基于预置的导弹飞行时间，将预置的初始模型进行线性化转化，得到与初始模型对应的制导律数学模型。

其中，目标打击位置和导弹当前位置以及当前飞行速度都可以通过监测和计算来得到，并且导弹飞行时间在规划发射导弹时均会涉及到；具体地，由于初始模型中各个变量之间的计算公式中存在非线性的参数和关系，为了提高计算精度，可以对初始模型进行线性转化。

具体地，在初始模型中，导弹与目标打击位置之间的关系可以通过图1来表示，参见图1，其中，M表示为导弹的当前位置点，T表示为打击目标位置点，导弹在跟踪目标时速度为V，加速度为a，导弹到目标的相对距离为r，r在竖直方向的分量为y，导弹与目标的视线(弹目视线)与水平面的夹角为λ，导弹的速度与水平面的夹角为γ，导弹速度与目标的视线夹角(弹目视线角)为ε，根据导弹运动动力学的规律，在初始模型中可以得到各个参数之间的关系：γ＝ε+λ、/>等。

具体地，在导弹迎头或尾追的飞行过程中，由于λ的值较小，对于固定时间打击的导弹，飞行的终端时间是确定和已知的，设定为t_f，导弹在飞行的当前时刻为t，预测的相对距离即为V*(tf-t)，因此，可以将导弹与目标之间关系进行线性化，线性化后的初始模型中各个对应关系如：λ＝-y/[V(t_f-t)]，其中，V_ε表示为弹幕视线角为ε时导弹的飞行速度，/>表示已飞行t时刻的弹幕视线角为ε时的加速度；由此得到了与初始模型对应并完成线性化转化的制导律数学模型。

S2，将目标打击位置、导弹当前位置和当前飞行速度输入至制导律数学模型中进行处理，得到弹目视线角，以及在弹目视线角下的导弹加速度。

其中，在制导律数学模型中，可以采用两种方式对各个参数进行处理和计算，最终获得弹目视线角和导弹加速度；具体地，第一种方式可以是二次多项式函数，第二种方式可以是三次多项式函数，以上的两种方法均可以同时保证满足t＝0时刻的初值条件，以及t＝tf时刻弹目视角为零，即终端时刻正对目标的打击的终端制导条件。

具体地，在采用二次多项式函数进行相关计算时，相关的计算公式如下：

可选的，上述弹目视线角可以通过第一公式表示，第一公式为：

可选的，上述导弹加速度可以通过第二公式表示，第二公式为：

可选的，上述目标角速度可以通过第三公式表示，第三公式为：

其中，上述的第一公式、第二公式和第三公式是采用二次多项式函数来计算得到弹目视线角、导弹加速度和目标角速度，最终的到目标视线角和目标角速度，再通过控制导弹的控制终端，以控制导弹朝目标视线角的方向、并在目标视线角中以目标角速度继续飞行，最终实现精准打击目标的目的。

具体地，上述的第三公式是通过以下公式进行简化而来的：

式中，表示目标角速度，λ表示弹目视线与水平面的夹角，ε表示目标视线角，k_q表示规划参数，t表示导弹当前已飞行的时间，t_f表示导弹飞行总时间；具体地，导弹在飞行过程中随着时间的增加，实时解算的弹目视角为ε，t＝0时视角为初始弹目视角ε_i，当飞行时间为t时，实时剩余飞行时间为tf-t，因此可将上式中的tf替换为tf-t，从而得到上述的第三公式。

具体地，在采用三次多项式函数进行相关计算时，相关的计算公式如下：

可选的，上述弹目视线角还可以通过第四公式表示，第四公式为：

可选的，上述导弹加速度还可以通过第五公式表示，第五公式为：

可选的，上述目标角速度还可以通过第六公式表示，第六公式为：

具体地，上述的第六公式是通过以下公式简化而来的：

式中，表示目标角速度，λ表示弹目视线与水平面的夹角，ε表示目标视线角，k_c表示规划参数，t表示导弹当前已飞行的时间，t_f表示导弹飞行总时间；其中，与上述第三公式的简化一致，由于导弹在飞行过程中随着时间的增加，实时解算的弹目视角为ε，t＝0时视角为初始弹目视角ε_i，当飞行时间为t时，实时剩余飞行时间为tf-t，因此可将上式中的tf替换为tf-t，从而得到上述的第六公式。

其中，上述的第四公式、第五公式和第六公式分别是采用三次多项式函数进行计算和规划的，进而分别得到弹目视线角、导弹加速度和目标角速度；同样的，最终的到目标视线角和目标角速度，再通过控制导弹的控制终端，以控制导弹朝目标视线角的方向、并在目标视线角中以目标角速度继续飞行，最终实现精准打击目标的目的。

可选的，上述规划参数通过第七公式获得，第七公式为：

其中，在采用二次多项式函数和采用三次多项式函数中，都存在一个规划参数的变量，此变量是在导弹击中目标之前时刻变化的，因此对于在导弹发射后的不同时刻，都需要将该变量进行计算。

具体地，r_i表示导弹与目标打击位置之间的初始目标距离，该参数为已知参数，由导弹导航系统给出，通过对第七公式进行求解积分方程可得到规划参数K(规划参数k_q或规划参数k_c)。

S3，将弹目视线角确定为目标视线角，根据导弹加速度将当前飞行速度调整为在目标视线角下的目标角速度，基于目标角速度和目标视线角，实现导弹在导弹飞行时间内精准命中目标。

其中，根据弹目视线角和导弹加速度，从而确定出导弹此刻的飞行角度(目标视线角)以及该飞行角度下的飞行速度，最终实现精准的命中目标的目的；具体地，在导弹发射后，通过此方法实时的对导弹的飞行角度和速度进行不断的调整和校正，最终实现目的。

实施例2

本申请实施例提供了一种基于时间约束的导弹视角规划制导系统，应用于实施例1中任一项基于时间约束的导弹视角规划制导方法，如图3所示，包括：

实施例3

本申请实施例提供了一种电子设备，如图4所示，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现实施例1中任一项的方法。

实施例4

本申请实施例提供了一种非暂态计算机可读存储介质，非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，计算机指令使计算机执行实施例1中任一项的方法。

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种基于时间约束的导弹视角规划制导方法，其特征在于，包括以下步骤：

获取目标打击位置、导弹当前位置和当前飞行速度，并基于预置的导弹飞行时间，将预置的初始模型进行线性化转化，得到与所述初始模型对应的制导律数学模型；

将所述目标打击位置、所述导弹当前位置和所述当前飞行速度输入至所述制导律数学模型中进行处理，得到弹目视线角，以及在所述弹目视线角下的导弹加速度；

将所述弹目视线角确定为目标视线角，根据所述导弹加速度将所述当前飞行速度调整为在所述目标视线角下的目标角速度，基于所述目标角速度和所述目标视线角，实现导弹在所述导弹飞行时间内精准命中目标；

所述弹目视线角通过第一公式表示，所述第一公式为：

式中，ε_i表示初始弹目视线角，k_q表示规划参数，t表示导弹当前已飞行的时间，t_f表示导弹飞行总时间，ε_q表示弹目视线角；

所述导弹加速度通过第二公式表示，所述第二公式为：

式中，表示导弹加速度，V表示当前飞行速度，ε_i表示初始弹目视线角，k_q表示规划参数，t表示导弹当前已飞行的时间，t_f表示导弹飞行总时间；

所述目标角速度通过第三公式表示，所述第三公式为：

式中，表示目标角速度，λ表示弹目视线与水平面的夹角，v表示目标视线角，k_q表示规划参数，t表示导弹当前已飞行的时间，t_f表示导弹飞行总时间；

所述规划参数通过第七公式获得，所述第七公式为：

2.根据权利要求1所述的一种基于时间约束的导弹视角规划制导方法，其特征在于，所述弹目视线角还能够通过第四公式表示，所述第四公式为：

式中，ε_i表示初始弹目视线角，k_c表示规划参数，t表示导弹当前已飞行的时间，t_f表示导弹飞行总时间，v_c表示弹目视线角；

所述导弹加速度还能够通过第五公式表示，所述第五公式为：

式中，表示导弹加速度，V表示当前飞行速度，ε_i表示初始弹目视线角，k_c表示规划参数，t表示导弹当前已飞行的时间，t_f表示导弹飞行总时间；

所述目标角速度还能够通过第六公式表示，所述第六公式为：

3.一种基于时间约束的导弹视角规划制导系统，应用于权利要求1-2中任一项所述的一种基于时间约束的导弹视角规划制导方法，其特征在于，包括：

模型转换模块，用于获取目标打击位置、导弹当前位置和当前飞行速度，并基于预置的导弹飞行时间，将预置的初始模型进行线性化转化，得到与所述初始模型对应的制导律数学模型；

飞行规划模块，用于将所述目标打击位置、所述导弹当前位置和所述当前飞行速度输入至所述制导律数学模型中进行处理，得到弹目视线角，以及在所述弹目视线角下的导弹加速度；

飞行调整模块，用于将所述弹目视线角确定为目标视线角，根据所述导弹加速度将所述当前飞行速度调整为在所述目标视线角下的目标角速度，基于所述目标角速度和所述目标视线角，实现导弹在所述导弹飞行时间内精准命中目标。

4.一种电子设备，其特征在于，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现权利要求1-2中任一项所述的一种基于时间约束的导弹视角规划制导方法。