一种基于多项式拟合法的拦截弹预测制导方法技术

本发明专利技术涉及一种基于多项式拟合法的拦截弹预测制导方法，具体步骤如下：1、对拦截弹建模，列出拦截弹运动方程；2、计算拦截弹标准弹道，并列出拦截弹位移‑时间表；3、利用位移‑时间表对预测命中点进行粗算；4、改变初始弹道倾角，得到标准弹道族，不断迭代修正初始弹道倾角，修正预测命中点；5、根据预测命中点的位置，提出预测命中点制导方法，并在拦截弹飞行过程中继续修正预测命中点，降低脱靶量，若脱靶量不符合要求，继续使用下一步方法；6、采用多项式拟合法预报弹道的方法，并利用此方法，对预测命中点进一步修正，再次降低脱靶量，提高制导精度。本发明专利技术提高了制导精度，适应拦截弹在助推段过程中，周边环境不断剧烈变化的情况。

An interceptor prediction guidance method based on polynomial fitting

The invention relates to a polynomial prediction method guided Interceptor Based on method, the specific steps are as follows: 1, the missile model, lists the interceptor motion equation; 2, calculating the interceptor standard trajectory, and lists the interceptor displacement schedule; 3, the displacement schedule of iPP was 4; change the initial trajectory angle, standard trajectory group, iterative correction of initial trajectory angle correction, predictive impact point; 5, according to the predicted hit point is proposed to predict the impact point guidance method, and continue to modify the prediction point of impact during the flight missile interception, reduce the miss distance, if miss distance does not meet the requirements, continue to use the next step method; 6, the fitting method of polynomial trajectory prediction, and using this method, further modification of the predicted impact point, again reducing miss distance To improve the precision of guidance. The invention improves the guidance precision and adapt to the circumstance that the surrounding environment changes violently in the process of the interceptor in the booster section.

【技术实现步骤摘要】
一种基于多项式拟合法的拦截弹预测制导方法
本专利技术涉及一种基于多项式拟合法的拦截弹预测制导方法，属于导弹制导领域，尤其涉及针对拦截弹预测命中点的解算、修正及拦截弹飞往预测命中点的制导方法。
技术介绍
从1967年，时任美国总统的约翰逊下令部署“哨兵”系统，美国开始了导弹防御系统的研发。到1983年3月，里根政府提出发展导弹防御武器系统的“战略防御倡议”(SDI)，该计划后来被称作“星球大战计划”。今天，美国已经形成了包括陆基中段防御系统(GBI)、海基中段防御系统(SM-3)、末段高层防御系统(THAAD)和近程防御系统(PAC-3)在内的全空域导弹防御系统。这些防御系统均采用动能杀伤战斗部(KV)，要求制导系统具有非常高的精度。其中，GBI、SM-3和THAAD均为中远程地空导弹。在进入末制导之前，导弹需要飞行相当长的时间。传统的比例导引法在这个阶段将不再适用，需要采用基于预测命中点的制导方法。C.Grubin在1964年提出了用于火箭跟踪实现设计好的弹道的算法，里面涉及了预测制导的基本思想。M.Salama在1987提出了预测制导的概念，主要针对目标运动的预测，并且比较了预测制导与纯追踪法的拦截弹道和需要过载。对目标弹道的预测是预测制导方法的一个重要组成部分。X.Zhang总结了前期弹道导弹弹道预报的方法。随着临近空间飞行器概念的发展，新的目标特性引起研究的兴趣。L.Qin研究了临近空间飞行器HTV-2的弹道预报方法。另一方面，拦截弹自身弹道的预报也是研究的一个重要方向。如G.CHatterji研究了短期弹道的预报方法。LHainz研究了拦截弹在线弹道预报的方法，随后提出了改进的线性化方法用于快速弹道预报。随着制导律的研究进展,一些高级的制导律需要用到从当前时刻到拦截时刻之间所谓“剩余飞行时间”。关于“剩余飞行时间”出现了很多研究成果。C.Tournes将预测制导方法与二阶滑模控制算法结合起来。拦截弹弹道预报方面的最新进展是BTBurchett使用高斯伪谱法进行快速弹道预报。
技术实现思路
本专利技术的目的是针对传统的比例导引法或者增强比例导引法容易产生过大的法向过载，影响最终的拦截效果，提出一种基于多项式拟合法的拦截弹预测制导方法。本专利技术为一种基于多项式拟合法的拦截弹预测制导方法，具体步骤如下：1、对拦截弹建模，列出拦截弹运动方程；2、计算拦截弹标准弹道，并列出拦截弹位移-时间表；3、利用位移-时间表对预测命中点进行粗算；4、改变初始弹道倾角，得到标准弹道族，不断迭代修正初始弹道倾角，修正预测命中点；5、根据预测命中点的位置，提出预测命中点制导方法，并在拦截弹飞行过程中继续修正预测命中点，降低脱靶量，若脱靶量不符合要求，继续使用下一步方法；6、采用多项式拟合法预报弹道的方法，并利用此方法，对预测命中点进一步修正，再次降低脱靶量，提高制导精度。本专利技术与现有技术相比，具有的有益效果是：提高了制导精度，适应拦截弹在助推段过程中，周边环境不断剧烈变化的情况。附图说明图1是本专利技术运行流程图。图2是零攻角飞行的标准弹道。图3是大气层内交战场景。图4是标准弹道族，从左至右初始弹道倾角为80°至30°(每隔10°绘制一条弹道)。图5是拦截弹初始弹道倾角选择。图6是单次预测命中点计算的弹道倾角。图7是单次预测命中点计算的拦截弹道。图8是单次预测命中点计算的弹道倾角。图9是单次预测命中点计算的拦截弹道。图10是偏差弹道。图11是标准弹道上的弹道倾角。图12是标准弹道上的速度。图13是速度拟合结果。图14是弹道倾角拟合结果。图15是纵程拟合结果。图16是高度拟合结果。图17是标准弹道与偏差弹道。具体实施方式下面结合附图和实例，对本专利技术的技术方案做进一步的说明。本专利技术是一种基于多项式拟合法的拦截弹预测制导方法，如图1所示，具体包括如下步骤：1、对拦截弹建模，列出拦截弹运动方程二维平面中，拦截弹零攻角飞行的动力学方程如下：其中，v为拦截弹飞行速度，g为重力加速度，γ为俯仰角，t为飞行时间，ρ1为空气密度，CD为阻力系数，S为拦截弹参考面积，m为拦截弹质量，x为水平方向飞行距离，y为竖直方向飞行高度。2、计算拦截弹标准弹道，并列出拦截弹位移-时间表在没有外界干扰因素的情况下，若拦截弹严格按照零攻角飞行，则拦截弹的飞行状态与初始状态以及飞行时间t是一一对应的关系。每一个初始状态对应一条不同的弹道。本专利技术中，将每一个初始状态对应的零攻角弹道定义为标准弹道。另外，将每个时刻t拦截弹的位置与拦截弹的初始位置之间的距离定义为位移，用R(t)表示。图2给出了一条零攻角飞行的标准弹道。该标准弹道初始条件为：高度(15KM)、速度(2000m/s)、弹道倾角(45deg)。表1给出了该标准弹道上不同飞行时刻对应的位移。3、利用位移-时间表对预测命中点进行粗算考虑如图3所示交战场景：首先给定一个飞行时间tn，目标从B点飞行到达P点。为了击中目标，拦截弹需要经过时间tn从A点飞行到达P点。令P点到A点的距离为r，拦截弹经过时间tn能够飞行的位移为R(tn)。其中，R(tn)可以通过表1初始弹道倾角45°的位移-时间表插值得到。若R(tn)＜r，说明拦截弹无法经过时间tn到达P点，需要增加飞行时间tn；反之，则需要减少飞行时间tn。若R(tn)＝r，则P点即为预测命中点。表1下面计算一个算例：令拦截弹初始位置为(0，15km)，初始速度为2000m/s。目标初始位置为(120km，60km)，初始速度为2000m/s，水平向左做匀速直线运动。通过迭代，可以得到预测命中点P的位置为(37.42km，60km)。令预测命中点P到拦截弹初始位置A点的连线与水平面的夹角为预测命中点的高低角θP，如图3中所示，θP与初始弹道倾角不同。我们可以根据新的θP计算新的位移-时间表，通过新的位移-时间表，可以插值得到R50.2(41.2891)＝59.079km，与前面用45°初始弹道倾角标准弹道的位移-时间表插值得到的R45(41.2891)＝58.523km之间有较大的误差，从而使得预测命中点计算产生较大的误差。为了解决这个问题，在预测命中点计算中，不能使用单一的位移-时间表。4、利用标准弹道族，修正预测命中点不同的初始弹道倾角对应的标准弹道上，相同的飞行时间对应位移有较大的差别。为了满足不同高低角的预测命中点的计算需求，需要在数据库中存储多条不同初始弹道倾角的标准弹道。本专利技术将这样的一组标准弹道定义为“标准弹道族”。图4给出了一组不同初始弹道倾角的标准弹道。图中标准弹道的初始弹道倾角间隔为10°。在实际计算中，存储在数据库的标准弹道的初始弹道倾角间隔为0.1°。使用初始弹道倾角45°的位移-时间表计算得到的预测命中点为P1(37.42km，60km)，该预测命中点的高低角为了提高预测命中点的计算精度，使用初始弹道倾角50.2°的位移-时间表重新计算预测命中点。可以得到预测命中点P2的位置为(37.852km，60km)，飞行时间tgo＝41.07s。通过计算，可以得到预测命中点P2的高低角为同样地，再次使用初始弹道倾角49.9°的位移-时间表重新计算预测命中点，可以得到预测命中点P3的位置为(37.832km，60km)，飞行时间tgo＝41.08s。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于多项式拟合法的拦截弹预测制导方法，其特征在于：该方法具体步骤如下：步骤一、对拦截弹建模，列出拦截弹运动方程；步骤二、计算拦截弹标准弹道，并列出拦截弹位移‑时间表；步骤三、利用位移‑时间表对预测命中点进行粗算；步骤四、改变初始弹道倾角，得到标准弹道族，不断迭代修正初始弹道倾角，修正预测命中点；步骤五、根据预测命中点的位置，提出预测命中点制导方法，并在拦截弹飞行过程中继续修正预测命中点，降低脱靶量，若脱靶量不符合要求，继续使用下一步方法；步骤六、采用多项式拟合法预报弹道的方法，并利用此方法，对预测命中点进一步修正，再次降低脱靶量，提高制导精度。

【技术特征摘要】
1.一种基于多项式拟合法的拦截弹预测制导方法，其特征在于：该方法具体步骤如下：步骤一、对拦截弹建模，列出拦截弹运动方程；步骤二、计算拦截弹标准弹道，并列出拦截弹位移-时间表；步骤三、利用位移-时间表对预测命中点进行粗算；步骤四、改变初始弹道倾角，得到标准弹道族，不断迭代修正初始...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈万春，张荣升，尤刘球，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11