基于修正量与控制时间关系的抗卫星失效弹道控制方法技术

本发明专利技术公开了一种基于修正量与控制时间关系的抗卫星失效弹道控制方法。本发明专利技术引入修正量与控制力持续时间关系系数，通过两次预测将弹丸落地前的剩余飞行时间分为指令执行时间和自由反旋时间，在卫星定位失效时，无法更新实时测量的弹丸飞行状态，则继续保持上一时刻生成的舵控指令及执行时间，直至卫星定位正常，避免了传统算法误修问题，能够提高卫星信号短暂失效时的弹道修正控制精度。号短暂失效时的弹道修正控制精度。号短暂失效时的弹道修正控制精度。

【技术实现步骤摘要】
基于修正量与控制时间关系的抗卫星失效弹道控制方法


[0001]本专利技术涉及常规弹药简易制导/弹道修正控制
，具体涉及一种基于修正量与控制时间关系的抗卫星失效弹道控制方法。

技术介绍

[0002]传统基于落点预测的弹道修正控制算法，在卫星定位失效时，无法获取弹丸的位置及速度信息，导致无法确定修正控制指令，只能维持上一时刻的指令或者进行自由反旋。维持上一修正指令容易导致弹丸过度修正、或误修正，而保持自由反旋则会减弱弹丸的修正能力，因此两种方式都会导致弹道修正控制精度降低。

技术实现思路

[0003]有鉴于此，本专利技术提供了一种基于修正量与控制时间关系的抗卫星失效弹道控制方法，能够在复杂电磁环境所导致的卫星定位短暂失效情况下，实现对高旋弹的修正控制，能够弥补传统落点预测算法在卫星定位失效时易出现的修正能力减弱、误修等问题，具有较高的精度。
[0004]本专利技术的基于修正量与控制时间关系的抗卫星失效弹道控制方法，包括：
[0005]步骤1，获取弹丸起控时刻t0的弹道测量参数，利用弹道模型预测落点P1；
[0006]步骤2，根据预测落点P1和目标点T的位置偏差，生成滚转角修正指令γ
c
；
[0007]步骤3，弹丸执行滚转角修正指令γ
c
并飞行t
min
时间；所述t
min
为设定的弹丸最小修正执行时间间隔；
[0008]步骤4，获取t1＝t0+t
min
时刻的弹道测量参数，利用弹道模型预测落点P2；
[0009]步骤5，根据弹丸修正执行时间与修正量呈正比关系，利用预测落点P1与目标点T位置偏差，以及两次预测落点P1与P2的偏差，求解弹丸剩余修正执行时间t；
[0010]步骤6，弹丸执行滚转角修正指令γ
c
并继续飞行t时间，之后采用自由反旋。
[0011]较优的，所述弹道测量参数由卫星定位获得。
[0012]较优的，所述t
min
由仿真调试获得。
[0013]较优的，弹丸剩余修正执行时间t为：
[0014][0015]其中，ξ为持续时间关系系数。
[0016]较优的，还包括步骤7和步骤8：
[0017]步骤7，若在继续飞行的过程中，能获取两次间隔t
min
时间的弹道测量参数，记测量时间为t
i
和t
i+1
，则以t
i
为新的起控时刻，按照步骤1～2的方式生成新的滚转角修正指令γ
c
′
；然后弹丸执行新的滚转角修正指令γ
c
′
飞行t
min
时间，按照步骤4～5的方式再次求解弹丸剩余修正执行时间t
′
；
[0018]步骤8，重复步骤7，更新滚转角修正指令和弹丸剩余修正执行时间，直至弹丸落
地。
[0019]较优的，所述步骤6或步骤7中，若在继续飞行的过程中，无法获取弹道测量参数，则弹丸按上一次滚转角修正指令和剩余修正执行时间执行。
[0020]有益效果：
[0021]本专利技术引入修正量与控制力持续时间关系系数，通过两次预测将弹丸落地前的剩余飞行时间分为指令执行时间和自由反旋时间，在卫星定位失效时，无法更新实时测量的弹丸飞行状态，则继续保持上一时刻生成的舵控指令及执行时间，直至卫星定位正常，避免了传统算法误修问题，能够提高卫星信号短暂失效时的弹道修正控制精度。
附图说明
[0022]图1为本专利技术的基于修正量与控制力持续时间关系的抗卫星定位失效二维弹道修正控制算法流程图。
[0023]图2为目标点与两次预测落点位置示意图。
具体实施方式
[0024]下面结合附图并举实施例，对本专利技术进行详细描述。
[0025]本专利技术提供了一种基于修正量与控制时间关系的抗卫星失效弹道控制方法，流程如图1所示，具体包括如下步骤：
[0026]步骤1：首先确定最小执行时间间隔t
min
，所述最小执行时间间隔可通过仿真调试获得。假设弹丸起控时间为t0，卫星定位正常时，弹载卫星定位接收机获取t0时刻弹道测量参数，包括射程、高度及横偏三个方向的位置(x0，y0，z0)、速度(v
x0
，v
y0
，v
z0
)及弹丸转速以(x0，y0，z0，v
x0
，v
y0
，v
z0
，)作为简化刚体弹道的初始输入诸元，并进行第一次落点预测，得到位置为(x1，y1，z1)的预测落点P1。
[0027]步骤2：比较预测落点P1(x1，y1，z1)与目标点T(x
T
，y
T
，z
T
)的位置偏差，所求位置偏差量为(Δx，Δy，Δz)；根据偏差量生成滚转角指令γ
c
。
[0028]步骤3：弹丸舵执行机构执行滚转角指令γ
c
，并保持滚转角γ1飞行t
min
，到达t1时刻，t1＝t0+t
min
，此时弹丸剩余飞行时间为t
go
。
[0029]步骤4：卫星定位正常时，弹载卫星定位接收机获取t1时刻弹道测量参数(x1，y1，z1，v
x1
，v
y1
，v
z1
，)。以t1时刻弹道测量数据作为简化刚体弹道的输入，进行第二次落点预测得到位置为(x2，y2，z2)的预测落点P2。
[0030]步骤5：由于高旋弹落点射程和横偏方向修正量与控制力执行时间之间呈近似线性关系，控制力执行时间即维持某一舵滚转角指令的时间。因此通过比较预测落点P1与目标点T位置偏差，以及两次预测落点P1与P2的偏差，可求解修正量与控制力持续时间关系系数ξ。ξ可由式(1)计算获得。
[0031][0032]因弹丸不同预测落点与目标点高度均一致，y
T
＝y2＝y1＝0，可将公式(1)进行简
化，得到公式(2)。
[0033][0034]通过持续时间关系系数ξ可以计算剩余所需修正时间t。
[0035][0036]步骤6：继续以滚转角γ
c
为输入量，控制弹丸飞行t，到达t2时刻，且t2＝t1+t。通过两次预测将弹丸落地前的剩余飞行时间t
go
分为指令执行时间t和自由反旋时间t
go
‑
t2，进行了剩余飞行弹道修正指令规划。在卫星定位正常时，能够实时获取弹道测量参数，因此为提高修正精度，对自由反旋时间t
go
‑
t2进行重新弹道规划，进入下一个闭环修正起始时间t2，其中t2＝t1+t。
[0037]步骤7：令t0＝t2。重复步骤1～步骤6，直至弹丸落地。
[0038]步骤8：在卫星定位失效时本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于修正量与控制时间关系的抗卫星失效弹道控制方法，其特征在于，包括：步骤1，获取弹丸起控时刻t0的弹道测量参数，利用弹道模型预测落点P1；步骤2，根据预测落点P1和目标点T的位置偏差，生成滚转角修正指令γ
c
；步骤3，弹丸执行滚转角修正指令γ
c
并飞行t
min
时间；所述t
min
为设定的弹丸最小修正执行时间间隔；步骤4，获取t1＝t0+t
min
时刻的弹道测量参数，利用弹道模型预测落点P2；步骤5，根据弹丸修正执行时间与修正量呈正比关系，利用预测落点P1与目标点T位置偏差，以及两次预测落点P1与P2的偏差，求解弹丸剩余修正执行时间t；步骤6，弹丸执行滚转角修正指令γ
c
并继续飞行t时间，之后采用自由反旋。2.如权利要求1所述的基于修正量与控制时间关系的抗卫星失效弹道控制方法，其特征在于，所述弹道测量参数由卫星定位获得。3.如权利要求1或2所述的基于修正量与控制时间关系的抗卫星失效弹道控制方法，其特征在于，所述t
min
由仿真调试获得。4.如权利要求1所...

【专利技术属性】
技术研发人员：申强，李红云，梁晨，邓子龙，李东光，宋荣昌，毛瑞芝，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：