拦截机动目标的非线性最优飞行时间控制制导方法技术

本发明专利技术公开了一种拦截机动目标的非线性最优飞行时间控制制导方法，该方法包括：在惯性系内建立非线性制导模型并转换至相对虚拟坐标系；构建制导律基本形式为零控脱靶量控制项与相对飞行路程误差控制项之和；基于最优控制原理推导满足给定性能指标的零控脱靶量控制项，基于弧长域内最优相对飞行路程误差动力学方程，确定相对飞行路程误差控制项，从而得到非线性最优相对飞行路程控制制导律；设计未来平均速度预测算法，建立相对飞行路程与飞行时间的联系，以实现飞行时间控制。本发明专利技术应用于飞行器动力学与制导、控制领域，可直接针对机动目标进行制导律的设计且制导过程满足一定的最优性能指标，具有形式简单、鲁棒性强、可行性高等优点。行性高等优点。行性高等优点。

【技术实现步骤摘要】
拦截机动目标的非线性最优飞行时间控制制导方法


[0001]本专利技术属于飞行器动力学与制导、控制
，涉及一种拦截机动目标的非线性最优飞行时间控制制导方法，具体是一种可在拦截机动目标场景下满足碰撞时间约束，同时制导过程中保证设计性能指标最优的飞行时间控制制导方法。

技术介绍

[0002]复杂多变的现代战争对导弹打击提出了更高的要求。为提高杀伤力和拦截概率，对导弹施加终端时间约束以实现同时攻击是一种有效方法，基于该约束下的导弹制导律称为飞行时间控制制导律。
[0003]目前飞行时间控制制导律多针对固定或慢速移动目标，而拦截机动目标的飞行时间控制研究较少，经调研其主要存在两种方法：
[0004]一是基于固定目标进行制导律的设计，而后采用预测拦截点方法，实现对机动目标的飞行时间控制，该方法下制导律性能依赖于拦截点和剩余飞行时间的预测精度；
[0005]二是将拦截机动目标飞行时间控制问题转化为有限时间跟踪问题，如对整型状态量的跟踪、期望剩余飞行时间的跟踪等。
[0006]但第一种方法下制导律性能严重依赖于拦截点和剩余飞行时间的预测精度；第二种方法中前者对制导参数优化属于离线优化，难以应对复杂多变的实际场景，后者对基本制导律要求严格，需已知剩余飞行时间的解析表达式。此外，两种方法均未考虑制导过程中的最优性问题。因此，提出一种新的拦截机动目标的非线性最优飞行时间控制方法是十分必要的。

技术实现思路

[0007]本专利技术针对拦截机动目标的飞行时间控制问题，应用相对虚拟坐标框架与古典微分几何曲线原理，提出了一种结合相对飞行路程控制与未来相对速度预测的制导方法，该制导方法可直接针对机动目标进行制导律的设计且制导过程满足一定的最优性能指标，在实现拦截机动目标的飞行时间控制的同时，还具有形式简单、鲁棒性强、可行性高等优点。
[0008]本专利技术的技术构思为：首先，在相对虚拟坐标框架内建立相对运动模型，将拦截机动目标问题转化为打击虚拟固定目标问题；其次，应用微分几何原理将相对运动模型转换至弧长域，消除相对速度变化的影响；而后，设计“零控脱靶量控制项+相对飞行路程控制项”形式的制导律；然后，基于最优控制推导满足特定性能指标的零控脱靶量项为理想比例导引；接着充分利用理想比例导引性质，推导相对虚拟坐标系内理想比例导引制导下剩余相对飞行路程解析解；进而，推导相对飞行路程误差动力学方程，结合弧长域内最优误差动力学得到非线性最优相对飞行路程控制制导律；最后，充分利用所设计制导律不断趋近理想比例导引的性质，设计未来平均速度预测算法建立期望剩余相对飞行路程与期望剩余飞行时间之间联系，以实现打击时间控制。
[0009]为实现上述目的，本专利技术提供一种拦截机动目标的非线性最优飞行时间控制制导
方法，包括如下步骤1至步骤6：
[0010]步骤1，在惯性系内建立非线性制导模型，并将所述非线性制导模型转换至相对虚拟坐标系，将时域转换至弧长域。
[0011]在其中一个实施例，步骤1的过程为：
[0012]在惯性系内建立非线性制导模型，为：
[0013][0014]其中，r表示弹目相对距离，λ表示弹目视线角；下标M、T分别表示导弹和目标，V
M
、V
T
分别表示导弹和目标的速度，a
M
、a
T
分别表示导弹和目标的加速度，且加速度作用于垂直速度方向；γ
M
、γ
T
分别表示导弹和目标的飞行路径角，η
M
、η
T
分别表示导弹和目标的速度前置角。
[0015]相对虚拟坐标框架内，原点位于目标质心，并考虑弧长域内自变量为弹目相对弧长，则将非线性制导模型转换至相对虚拟坐标系为：
[0016][0017]其中，“x
R”表示变量x为虚拟相对坐标系下的物理量，“x'”表示变量x对相对弧长s的导数，由于在虚拟坐标系下目标是固定目标，因此上式(2)中的r
′
、λ
′
分别表示弹目相对距离、弹目视线角对相对弧长s的导数，V
R
、a
R
、γ
R
、η
R
分别表示导弹在虚拟相对坐标系下的速度、加速度、飞行路径角、速度前置角，γ
′
R
表示导弹在虚拟相对坐标系下的飞行路径角对相对弧长s的导数，κ
R
为垂直于速度方向的制导曲率；
[0018]此外，将时域转换至弧长域，相对弧长与时间存在以下关系：
[0019][0020]其中，t表示时间；
[0021]相对虚拟系与惯性系内状态量的关系表示为：
[0022][0023]其中，k＝V
T
/V
M
表示速度比；
[0024]在上述式(2)、式(3)的非线性制导模型下，通过设计制导曲率κ
R
实现对相对飞行路程控制制导律的设计。
[0025]步骤2，构建相对飞行路程控制制导律的基本形式，包括零控脱靶量控制项与相对飞行路程误差控制项。
[0026]在其中一个实施例，所构建的相对飞行路程控制制导律的基本形式具体为：
[0027]κ
R
＝κ
ZEM
+κ
RFR
(5)
[0028]其中，κ
ZEM
表示零控脱靶量控制项，用于控制零控脱靶量；κ
RFR
表示相对飞行路程误差控制项，用于实现对相对飞行路程误差的控制。
[0029]步骤3，基于最优控制理论，推导满足给定性能指标的零控脱靶量控制项解析式。
[0030]在其中一个实施例，步骤3的过程为：
[0031]在相对虚拟坐标系内，确定零控脱靶量ZEM为：
[0032]ZEM＝
‑
rsinη
R
(6)
[0033]建立最优控制问题如下：
[0034][0035]其中，J1表示最优控制的性能指标，r0表示弹目初始相对距离，r
f
表示终端弹目相对距离，N≥3表示比例导引系数，ZEM(r
f
)表示终端零控脱靶量；
[0036]求解上述式(7)的最优控制问题，即能得到满足性能指标的消除零控脱靶量的控制项，为
[0037]κ
ZEM
＝Nλ
′
(8)
[0038]可以发现上述式(8)所对应制导律相当于理想比例导引。
[0039]步骤4，预测导弹的剩余相对飞行路程，推导相对飞行路程误差动力学方程。
[0040]在其中一个实施例，预测导弹的剩余相对飞行路程的过程具体为：
[0041]当导弹相对前置角小于90
°
时，推导比例导引下导弹剩余相对飞行路程级数解为：
[0042][0043]其中，s
go
表示导弹的剩余相对飞本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种拦截机动目标的非线性最优飞行时间控制制导方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1，在惯性系内建立非线性制导模型，并将所述非线性制导模型转换至相对虚拟坐标系，将时域转换至弧长域；步骤2，构建相对飞行路程控制制导律的基本形式，包括零控脱靶量控制项与相对飞行路程误差控制项；步骤3，基于最优控制理论，推导满足给定性能指标的零控脱靶量控制项解析式；步骤4，预测导弹的剩余相对飞行路程，推导相对飞行路程误差动力学方程；步骤5，基于弧长域内最优相对飞行路程误差动力学方程，确定相对飞行路程误差控制项，并得到非线性最优相对飞行路程控制制导律；步骤6，基于理想比例导引设计未来平均速度预测算法，建立相对飞行路程与飞行时间的联系，以实现飞行时间控制。2.根据权利要求1所述的拦截机动目标的非线性最优飞行时间控制制导方法，其特征在于，步骤1的过程为：在惯性系内建立非线性制导模型，为：其中，r表示弹目相对距离，λ表示弹目视线角，下标M、T分别表示导弹和目标，V
M
、V
T
分别表示导弹和目标的速度，a
M
、a
T
分别表示导弹和目标的加速度，γ
M
、γ
T
分别表示导弹和目标的飞行路径角，η
M
、η
T
分别表示导弹和目标的速度前置角；将非线性制导模型转换至相对虚拟坐标系，并将时域转换至弧长域，表示为：其中，r
′
、λ
′
分别表示弹目相对距离、弹目视线角对相对弧长s的导数，V
R
、a
R
、γ
R
、η
R
分别表示导弹在虚拟相对坐标系下的速度、加速度、飞行路径角、速度前置角，γ
′
R
表示导弹在虚拟相对坐标系下的飞行路径角对相对弧长s的导数，κ
R
为垂直于速度方向的制导曲率；相对弧长与相对速度关系表示为：
其中，t表示时间；此外，相对虚拟系与惯性系内状态量的关系表示为：其中，k＝V
T
/V
M
表示速度比；在上述非线性制导模型下，通过设计制导曲率κ
R
实现对相对飞行路程控制制导律的设计。3.根据权利要求1所述的拦截机动目标的非线性最优飞行时间控制制导方法，步骤2中，所述构建相对飞行路程控制制导律的基本形式，具体为：κ
R
＝κ
ZEM
+κ
RFR
其中，κ
ZEM
表示零控脱靶量控制项，κ
RFR
表示相对飞行路程误差控制项。4.根据权利要求2或3所述的拦截机动目标的非线性最优飞行时间控制制导方法，其特征在于，步骤3的过程为：在相对虚拟坐标系内，确定零控脱靶量ZEM为：ZEM＝
‑
rsinη
R
建立最优控制问题如下：建立最优控制问题如下：ZEM(r
f
)＝0其中，J1表示最优控制的性能指标，r0表示弹目初始相对距离，r
f
表示终端弹目相对距离，N表示比例导引系数，ZEM(r
f
)表示终端零...

【专利技术属性】
技术研发人员：黎克波，李昊键，刘远贺，梁彦刚，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：