一种再入飞行器末制导交班条件确定方法

摘要

一种再入飞行器末制导交班条件确定方法，（1）生成预置交班点信息；（2）对步骤（1）中生成的预置交班点信息进行修正，并生成预置交班点误差球；（3）设计随时间变化的制导增益；（4）确定按照时间排序的指令平滑时间系数序列；（5）确定交班逻辑；当完全满足交班逻辑时，导引头末制导启动；（6）再入飞行器中制导飞行过程中，采用步骤（3）确定的随时间变化的制导增益进行中制导，并实时判断是否同时满足步骤（5）中确定的交班逻辑，当满足交班逻辑时，启动导引头末制导，并按顺序从步骤（4）中确定的指令平滑时间系数序列中取值，利用该系数对中制导指令和末制导指令进行平滑处理，并利用平滑处理后的指令进行制导，达到预设的时间后转入单纯的导引头末制导。

说明书

技术领域

本发明属于武器系统设计技术领域，涉及一种再入飞行器末制导交班条件 确定方法。本发明主要应用于再入精确打击飞行器的中末制导交班条件设计和 实现，以确保有效载荷打击精度。

背景技术

针对再入飞行器具有高动态、多约束等特点，这些特性对于具有末制导能 力的飞行器尤为重要。具有末制导能力的再入飞行器需要经历较大范围的速度 变化和高度变化，对制导控制系统的性能要求较为苛刻，一般情况，中制导与 末制导采用不同的制导体制。在中末制导交班后，由导引头信息测量飞行器位 置，所以要保证末制导精度条件以及速度、角度约束，就必须采用高可靠度的 末制导交班体制。因此，它是一种高可靠性、高精度的飞行制导控制模式，给 控制系统带来了许多全新的挑战和困难。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种再入飞行器末 制导交班条件确定方法。

本发明的技术解决方案是：一种再入飞行器末制导交班条件确定方法，步 骤如下：

（1）根据给定的初始再入点及打击目标信息，规划再入轨迹，生成预置交 班点信息，所述的交班点信息包括交班时刻的位置、速度大小、弹道倾角、弹 道偏角、视线旋转角速率；

（2）根据再入飞行器导引头末制导工作条件，对步骤（1）中生成的预置 交班点信息进行修正，并根据导航定位精度及末制导命中精度要求，生成预置 交班点误差球；

（3）交班前再入飞行器制导控制系统采用变增益跟踪制导律，以步骤（2） 中修正后的预置交班点信息为终端约束，设计随时间变化的制导增益；

（4）根据步骤（3）变增益跟踪中制导指令以及导引头自寻的制导控制指 令，对两组指令求差并分析控制系统响应，确定按照时间排序的指令平滑时间 系数序列；

（5）根据交班点位置速度及误差球、交班点视线转率及速度方向确定交班 逻辑；当完全满足交班逻辑时，导引头末制导启动；

（6）再入飞行器中制导飞行过程中，采用步骤（3）确定的随时间变化的 制导增益进行中制导，并实时判断是否同时满足步骤（5）中确定的交班逻辑， 当满足交班逻辑时，启动导引头末制导，并按顺序从步骤（4）中确定的指令平 滑时间系数序列中取值，利用该系数对中制导指令和末制导指令进行平滑处理， 并利用平滑处理后的指令进行制导，达到预设的时间后转入单纯的导引头末制 导。

所述的交班逻辑包括交班点位置速度及误差球组合条件和交班点视线转率 及速度方向组合条件；其中交班点位置速度及误差球组合条件为：

||r^*-r_c||<K_r·||δr_c||+K_v·δv_c

其中，r^*为实际飞行器位置，r_c为步骤（2）修正后的预置交班点位置，δr_c为预置交班点误差球中的位置误差，δv_c为预置交班点误差球中的速度误差， K_r、K_v误差系数；|| ||代表矢量求模；

交班点视线转率及速度方向组合条件为：

cos^-1(cosθ^*cosψ^*)<K_θ·cos^-1(cosθ_ccosψ_c)+K_ω(ω_LOS-ω_LOSC)

其中，θ^*、ψ^*为实际弹道倾角和弹道偏角，θ_c、ψ_c为预置弹道倾角和弹道 偏角，K_θ、K_ω为误差系数。

本发明与现有技术相比有益效果为：

（1）本发明解决了复杂条件下的末制导交班问题，增强了制导系统的容错 能力。首先通过初始信息、目标信息计算预置交班点信息，并利用导引头末制 导工作条件对其进行修正。进而通过可变增益、指令平滑系数以及多重条件判 断逻辑，防止交班状态指令阶跃、突变，提高了武器系统交班的可靠性，可减 少武器系统的指令硬件限位等不必要环节。

（2）本发明方法可以解决末制导再入飞行器交班条件复杂多变问题，增强 了方案的健壮性、提升了制导系统的容错能力。

（3）本发明设计含误差的交班逻辑，确保交班时刻飞行器状态满足导引头 捕获条件，为武器系统末制导提供了有利条件。

（4）本发明中末制导交班设计指令平滑系数序列，防止交班状态指令阶跃、 突变，提高了武器系统交班的可靠性，可减少武器系统的指令硬件限位等不必 要环节。

附图说明

图1为本发明方法流程图；

图2为本发明预置交班点信息生成及修正过程图；

图3为本发明交班点要求与设计指标关系图；

图4为本发明末制导指令平滑工作过程图。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本发明做进一步说明。

如图1所示，本发明涉及一种再入飞行器末制导交班条件确定方法，具体 步骤如下：

1、生成预置交班点；

如图2所示，通过给定的再入点信息（包括位置、速度大小、速度倾角以 及姿态）及打击目标信息（目标的位置、速度），设置再入约束边界（热流、过 载、动压等），通过仿真规划，生成再入飞行器纵向剖面，从中初步得到满足飞 行要求的预置交班点信息。

再入轨迹的规划可以采用目前常用的基于Gauss伪谱法的再入轨迹优化算 法或者序列二次规划算法等，利用上述算法计算得到的交班时刻的位置速 度大小弹道倾角弹道偏角视线旋转角速率

2、修正预置交班点及生成预置交班点误差球；

在初步得到预置交班点信息后，考虑导引头捕获条件约束，主要是视场角 范围与视线角转率约束，从而对预置交班点信息进行修正，同时考虑捕获边界 条件给出预置交班点误差球。

采用步骤（1）生成的预置交班点信息没有考虑图3所示的约束影响，着重 考虑导引头捕获条件对弹道倾角、弹道偏角和视线旋转角速率造成的约束进行 修正。选取导引头捕获条件中视场角、视线角转率为目标函数，选取弹道倾角、 弹道偏角和视线旋转角速率为设计变量，采用拟牛顿迭代法，以步骤（1）生成 的预置交班点为迭代初值，满足导引头捕获条件中视场角和视线角转率范围中 值为迭代停止条件，完成预置交班点信息修正。取满足迭代停止条件时飞行器 位置r_c、速度大小v_c、弹道倾角θ_c、弹道偏角ψ_c、视线旋转角速率ω_LOSC为修正 后的预置交班点信息。

以修正后交班点信息为迭代初值，上述方法其他条件不变，将迭代停止条 件设为满足视场角和视线角转率上下边界，计算得到的交班点位置速度与修正 后的预置交班点位置r_c速度v_c求差，即得到预置位置误差δr_c、预置速度误差δv_c， 称为误差球。

3、设计变增益中制导；

设计变增益中制导指令，制导指令可以采取下式的形式：

δ_a=K·K_L·[Δr,Δv]^T

其中Δr、Δv分别为飞行器当前位置、速度与参考轨迹位置、速度之差， K_L为LQR方法得到的制导增益，K为可变增益。

设计可变增益K（亦称时间变化的制导增益）

$K=e^{\alpha },\alpha =-\frac{\left|\right|r^{*}-r_c\left|\right|}{\left|\right|r^{*}\left|\right|}-\frac{|v^{*}-v_c|}{\left|v^{*}\right|}$

对中制导指令作增益处理使得飞行过程中，既不影响中制导全程的飞行性 能，能够到达预置交班点，又可以兼顾接近交班点时的中制导指令平稳需求。

v^*代表实际飞行速度大小，r^*代表飞行器实际位置矢量，|| ||代表矢量求模， ||代表求绝对值。

4、确定指令平滑系数序列；

如图4所示，按照标准工况交班，针对步骤（3）中变增益跟踪中制导指令 δ_a以及导引头自寻的制导控制指令δ_b，设计按照时间排序的指令平滑系数序列 β函数

$\beta =1-\frac{{\delta }_a\left(t_0\right)}{{\delta }_b\left(t_0\right)}{e}^{t-t_0}$

其中t₀为满足交班逻辑导引头开机时刻，δ_a(t₀)是该时刻中制导指令，δ_b(t₀) 是该时刻末制导指令。

5、设计交班逻辑；

交班逻辑包括两个条件：

第一是交班点位置速度及误差球组合条件

||r^*-r_c||<K_r·||δr_c||+K_v·δv_c

其中，r^*为实际飞行器位置，r_c为修正后的预置交班点位置，δr_c为预置位 置误差，δv_c为预置速度误差，K_r、K_v为误差系数，根据经验取值，例如针对 交班点速度小于3马赫的飞行器，K_r通常取值0.1～3，K_v一般为K_r的5～10倍， 根据δv_c对其进行调整。

第二是交班点视线转率及速度方向组合条件

cos^-1(cosθ^*cosψ^*)<K_θ·cos^-1(cosθ_ccosψ_c)+K_ω(ω_LOS-ω_LOSC)

其中，θ^*、ψ^*为实际弹道倾角和弹道偏角，θ_c、ψ_c为修正后的弹道倾角和 弹道偏角，K_θ、K_ω为误差系数，根据经验取值，例如针对交班点视线旋转角速 率小于5°/s的情况，K_r通常取值0.05～1，K_v一般为K_r的3～5倍。

当同时满足两个条件时，导引头末制导启动。

6、实际制导

再入飞行器中制导飞行过程中，采用步骤（3）确定的随时间变化的制导增 益进行中制导，并实时判断是否同时满足步骤（5）中确定的交班逻辑，当满足 交班逻辑时，启动导引头末制导，并按顺序从步骤（4）中确定的指令平滑时间 系数序列中取值，利用该系数对实际飞行生成的中制导指令δ^*_a和末制导指令 δ^*_b进行平滑处理，并利用平滑处理后的指令δ_c进行制导，达到预设的时间后转 入单纯的导引头末制导。

δ_c=β·δ^*_a+(1-β)·δ^*_b

其中，预设的时间可以根据经验值设为5ms～20s。也可以在设计时，直接 根据指令平滑时间系数序列控制时间，当依顺序取值到序列中的最后一个系数 后转入单纯的导引头末制导。

在XX的中/末制导交班条件设计中，采用本发明描述的再入飞行器末制导 交班条件确定方法，实现了某武器的中/末制导交班条件的快速设计，通过六自 由度仿真验证，得出采用该方法确定的交班流程及交班条件可以满足导引头捕 获条件。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。