一种基于轨迹规划的攻击角度与攻击时间控制方法技术

本发明专利技术公开了一种基于轨迹规划的攻击角度与攻击时间控制方法，首先假定所规划的导弹飞行轨迹由圆弧段SA和直线段AT构成，圆弧段SA的半径为R；直线段AT经过目标点T(xT,yT)且满足导弹末端攻击角度为θf的要求；圆弧段SA起始于导弹初始位置S(x0,y0)且与直线段AT相切于待定的点A(xa,ya)，点A(xa,ya)由指定的导弹攻击时间tf通过迭代算法得到。在轨迹规划的基础上，提出一种基于虚拟目标的轨迹跟踪控制方法：在圆弧段提出一种前馈加反馈的复合控制方案，在直线段提出一种视线角PD控制方案，该方法计算量小，易于工程实施。

【技术实现步骤摘要】
一种基于轨迹规划的攻击角度与攻击时间控制方法
本专利技术属于反舰导弹攻击角度与攻击时间控制
，涉及一种基于轨迹规划的攻击角度与攻击时间控制方法。
技术介绍
为了解决大前置角情况下带角度控制比例导引律的剩余时间估算问题，张友安等人在文献ZhangYouan,MaGuoxin,WuHuali.ABiasedProportionalNavigationGuidanceLawwithLargeImpactAngleConstraintandTheTime-To-GoEstimation.ProceedingsoftheInstitutionofMechanicalEngineers,PartG-JournalofAerospaceEngineering,2014，228(10):1725-1734中通过引入一个自收敛的角α，构造了一类带攻击角度(ImpactAngle)约束的、便于求出剩余时间估计的偏置比例导引律，首先，在小前置角假设下，通过将该偏置比例导引律作用下的系统非齐次微分方程处理为齐次微分方程，求出了适用于前置角较小/攻击角度较小情况下的剩余时间估计公式；对于大前置角的情况，采用将剩余时间区间适当分段的思路，首先将剩余时间解算中的相关变量均表示为角α的函数，然后以角α的变化量作为迭代步长，采用几何方法保守地确定出该迭代步长的取值，以保证每段区间内前置角的增量为小角度，最后通过分段迭代求解，得到了一种适用于大前置角/任意撞击角度约束的剩余时间估计算法。但这种方法的计算过程比较复杂。文献ZhaoYao,ShengYongzhi,LiuXiangdong.Trajectoryreshapingbasedguidancewithimpacttimeandangleconstraints.ChineseJournalofAeronautics,2016,29(4):984-994中，通过轨迹成型的方法来实现同时对攻击时间和攻击角度的控制，但该方法仍然不可避免地需要通过复杂的计算过程实时地计算出待飞轨迹的长度，而且该计算方法默认地假设了弹道倾角为小角度，但实际的弹道倾角可能为大角度，这时采用这种方法的估计误差将会比较大。文献RonnyTsalik,andTalShima.InscribedAngleGuidance.Journalofguidance,control,anddynamics,2015,38(1):30-40.中，根据“当导弹从初始点沿着圆弧轨迹向固定目标点运动时，导弹的当前位置与导弹初始点和固定目标点所形成的圆周角(inscribedangle)为常值”的原理，提出了一种新的三点轨迹成型制导概念。这种方法可以产生任意方向的攻击角度。该轨迹成型制导概念可以看成是对经典的三点视线(line-of-sight)制导概念的推广。但是该方法没有考虑对攻击时间的控制。为了克服现有方法的缺点与不足，本方法将RonnyTsalik等人提出的圆周角制导方法推广到可以同时对攻击角度和攻击时间进行控制。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种基于轨迹规划的攻击角度与攻击时间控制方法，解决了目前大前置角情况下基于比例导引律/带角度控制比例导引律等导引律的剩余时间估计计算过程复杂的问题。本专利技术方法如下：第一步，对于轨迹规划问题，考虑如图1所示的水平攻击平面。XIOIYI表示地面惯性系；导弹起点为S(x0,y0)；目标点为T(xT,yT)；η为目标方位角；VM为导弹飞行速度(假定为恒值)；aM为导弹侧向机动加速度；若导弹从起点S(x0,y0)出发，且初始速度方向与圆弧上S(x0,y0)点的切线方向一致，则迫使导弹严格沿着圆弧轨迹飞行的标称侧向机动加速度为规定指向圆弧的圆心为其正方向；tf为指定的导弹攻击时间；θM为导弹飞行航迹角；θf为指定的导弹末端攻击角度。(图1中的θf＜0)；ξ是导弹起点速度方向与直线SA之间的夹角。根据图1,可行的tf的取值范围是：tf,min≤tf≤tf,max，其中tf,min＝(dST/VM)×(∠ATS/sin∠ATS)，tf,max＝(dST/VM)×(sin∠ATS×(π/2)+cos∠ATS)根据图1，可得到ξ＝∠AST+∠ATS，∠ATS＝η-θf，η＝arctan[(y0-yT)/(x0-xT)](1)由于θf为指定的(已知的),另外，导弹起点S(x0,y0)和目标点T(xT,yT)是已知的，η可由计算得到,因此，∠ATS＝η-θf是已知的。根据式(1)，要计算出ξ，只需计算出∠AST，因此，关键是确定待定的点A(xa,ya)。根据图1，可求出圆弧SA的半径R为R＝dSA/(2sinξ)，其中，dSA表示点S(x0,y0)到点A(xa,ya)之间的直线距离。根据图1，可求出导弹沿圆弧段SA飞行的标称时间T1为T1＝(2R/VM)ξ＝(dSA/VM)×(ξ/sinξ)(2)导弹沿直线段AT飞行的标称时间T2为T2＝dAT/VM，其中，dAT表示直线段AT的长度。导弹沿整条规划轨迹飞行的时间tf满足tf＝T1+T2。通过对上式反解，求出待定的点A(xa,ya)。首先求出其一定精度的逼近解求解的基本思路是：首先，将圆弧段SA近似用直线段SA代替，即由tf≈(dSA+dAT)/VM，反求出A(xa,ya)的一个近似解然后，以上面得到的近似解作为初始值，通过迭代的方法，进一步逼近其准确解A(xa,ya)，最终得到满足一定精度要求的逼近解由tf≈(dSA+dAT)/VM，先反求出A(xa,ya)的一个初始的近似解式中，另外，直线AT的方程为y＝yT+kL(x-xT)，其中，kL表示直线段AT的斜率，它是已知的，由指定的导弹末端攻击角度θf确定，即kL＝tanθf，因此，有ya＝yT+kL(xa-xT)，(3)假设xT＞xa，表示待定的点A(xa,ya)处于目标点T(xT,yT)的左侧，由tf≈(dSA+dAT)/VM并结合式(3)，可以近似求出xa≈-c/b，(4)其中将该近似解记为结合式(3)，可得与对应的为于是，我们近似求出了一个近似解它可以作为下面迭代算法的初始值。在初始近似解的基础上，根据tf＝T1+T2，采用迭代的方法，进一步可求出更精确的逼近解当准确的点A(xa,ya)用近似的点代替时，对应的准确的tf变为有误差的因此，定义与tf之间的误差为通过近似推导，可总结得到逼近A(xa,ya)的迭代算法如下：1).给定导弹起点S(x0,y0)、目标点T(xT,yT)、导弹飞行速度VM；指定导弹攻击时间tf(指定的tf要满足tf,min≤tf≤tf,max，其中，tf,min＝(dST/VM)×(∠ATS/sin∠ATS)，tf,max＝(dST/VM)×(sin∠ATS×(π/2)+cos∠ATS))和导弹末端攻击角度θf；给定攻击时间估计的精度ε。2).计算kL＝tanθf，η＝arctan[(y0-yT)/(x0-xT)]，3).计算:∠ATS＝η-θf，Δya＝kLΔxa，4).按步骤3)的公式再算一遍，类似算得5).计算均值6).如果则转步骤3)，否则，转步骤7)，7).迭代结束。通过迭代，最终可得到满足一定精确要求的逼近解第二步，对于轨迹跟踪控制问题，假想虚拟目标与导本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于轨迹规划的攻击角度与攻击时间控制方法，其特征在于按照以下步骤进行：步骤1：假定所规划的导弹飞行轨迹由圆弧段SA和直线段AT构成，根据指定的导弹末端攻击角度θf和指定的导弹攻击时间tf，通过迭代方法解算得到分界点A(xa,ya),圆弧段SA的半径R，以及圆弧段SA的飞行时间；步骤2：用前馈加反馈的复合控制方案，实现基于虚拟目标的圆弧段轨迹跟踪控制；步骤3：用弹目视线角PD控制方案,实现直线段轨迹跟踪控制，使导弹按照要求的攻击角度命中目标。

【技术特征摘要】
1.一种基于轨迹规划的攻击角度与攻击时间控制方法，其特征在于按照以下步骤进行：步骤1：假定所规划的导弹飞行轨迹由圆弧段SA和直线段AT构成，根据指定的导弹末端攻击角度θf和指定的导弹攻击时间tf，通过迭代方法解算得到分界点A(xa,ya),圆弧段SA的半径R，以及圆弧段SA的飞行时间；步骤2：用前馈加反馈的复合控制方案，实现基于虚拟目标的圆弧段轨迹跟踪控制；步骤3：用弹目视线角PD控制方案,实现直线段轨迹跟踪控制，使导弹按照要求的攻击角度命中目标。2.按照权利要求1所述一种基于轨迹规划的攻击角度与攻击时间控制方法，其特征在于：所述步骤1中，设导弹起点为S(x0,y0)，目标点为T(xT,yT)，η为目标方位角，VM为导弹飞行速度(假定为恒值)，aM为导弹侧向机动加速度，若导弹从起点S(x0,y0)出发，且初始速度方向与圆弧上S(x0,y0)点的切线方向一致，则迫使导弹严格沿着圆弧轨迹飞行的标称侧向机动加速度为规定指向圆弧的圆心为其正方向，tf为指定的导弹攻击时间，θM为导弹飞行航迹角，θf为指定的导弹末端攻击角度，ξ是导弹起点速度方向与直线SA之间的夹角；ξ＝∠AST+∠ATS，∠ATS＝η-θf，η＝arctan[(y0-yT)/(x0-xT)](1)圆弧SA的半径R为R＝dSA/(2sinξ)，其中，dSA表示点S(x0,y0)到点A(xa,ya)之间的直线距离；导弹沿圆弧段SA飞行的标称时间T1为T1＝(2R/VM)ξ＝(dSA/VM)×(ξ/sinξ)(2)导弹沿直线段AT飞行的标称时间T2为T2＝dAT/VM，其中，dAT表示直线段AT的长度，导弹沿整条规划轨迹飞行的时间tf满足tf＝T1+T2；通过对上式反解，求出待定的点A(xa,ya)，首先求出其一定精度的逼近解首先将圆弧段SA近似用直线段SA代替，即由tf≈(dSA+dAT)/VM，反求出A(xa,ya)的一个近似解然后，以上面得到的近似解作为初始值，通过迭代的方法，进一步逼近其准确解A(xa,ya)，最终得到满足一定精度要求的逼近解3.按照权利要求1所述一种基于轨迹规划的攻击角度与攻击时间控制方法，其特征在于：所述步骤2中，前馈加反馈的复合控制方案如下：虚拟目标的运动方程虚拟目标的初始条件为：初始位置为：(xt(0),yt(0))＝(x0,y0)；根据迭代得到的逼近解计算∠AST、∠ATS、ξ(0)如下：因此，虚拟目标的初始飞行航迹角为θt(0)＝ξ(0)+∠AST+η(10)而T1＝(2R/VM)ξ(0)(11)导弹的运动方程：导弹运动的初始条件为：(xM(0),yM(0))＝(x0,y0)，θM(0)＝θt(0)+ΔθM(0)，其中，ΔθM(0)为假设的导弹的初始飞行航迹角误差，转弯段制导律为aM＝at+kp(θM-θt)。(13)4.按照权利要求1所述一种基于轨迹规划的攻击角度与攻击时间控制方法，其特征在于：所述步骤3中直线段的制导律为5.按照权利要求2所述一种基于轨迹规划的攻击角...

【专利技术属性】
技术研发人员：张友安，梁勇，鲍虎，孙玉梅，张彦飞，吴华丽，
申请(专利权)人：烟台南山学院，中国人民解放军海军航空工程学院，
类型：发明
国别省市：山东,37