基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法

基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法，通過導(dǎo)彈飛行速度大小為已知常值，利用分段迭代法，根據(jù)導(dǎo)彈與目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)的初始條件，從分割的第一分段的起點(diǎn)開始，起點(diǎn)對(duì)應(yīng)導(dǎo)彈與目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)的初始條件，求出每一分割段末端處的對(duì)應(yīng)狀態(tài)變量。本發(fā)明可以有效的解決實(shí)際導(dǎo)彈由于速度大小并不進(jìn)行控制，導(dǎo)致導(dǎo)彈的飛行速度大小是時(shí)變的，進(jìn)一步導(dǎo)致剩余時(shí)間難以精確估計(jì)的問題；與現(xiàn)有的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法相比，剩余時(shí)間估計(jì)精度有了明顯的提高；提高了估計(jì)精度，較好的解決了目前的大前置角情況下基于比例導(dǎo)引律/帶角度控制比例導(dǎo)引律的剩余時(shí)間估計(jì)方法只適用于導(dǎo)彈飛行速度大小為已知常值這種比較理想情況的問題。
【專利說明】基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于反艦導(dǎo)彈剩余飛行時(shí)間計(jì)算【技術(shù)領(lǐng)域】，尤其涉及一種基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法。

【背景技術(shù)】
[0002]無論是為了實(shí)現(xiàn)反艦導(dǎo)彈的同時(shí)到達(dá)導(dǎo)弓丨，還是為了實(shí)施最優(yōu)導(dǎo)引律，精確估計(jì)剩余飛行時(shí)間都是至關(guān)重要的，剩余飛行時(shí)間簡(jiǎn)稱為剩余時(shí)間，即Time-to-go，為了實(shí)現(xiàn)反艦導(dǎo)彈的同時(shí)到達(dá)導(dǎo)引，首先需要精確估算出導(dǎo)彈的剩余時(shí)間，在此基礎(chǔ)上才能進(jìn)行有效的剩余時(shí)間調(diào)節(jié)與控制，剩余時(shí)間最常用的估計(jì)方法是由彈目直線距離除以接近速度，若采用比例導(dǎo)引律，且導(dǎo)引航跡接近于直線，則這種剩余時(shí)間估計(jì)方法是比較好的，但是，在研究角度控制導(dǎo)引律時(shí)，這種方法是不夠精確的，因?yàn)槭褂脦в薪嵌瓤刂频膶?dǎo)引律時(shí)，其導(dǎo)引軌跡通常是彎曲的，為了實(shí)施最優(yōu)導(dǎo)引律，也需要精確估計(jì)剩余時(shí)間，因?yàn)樵谧顑?yōu)導(dǎo)引律設(shè)計(jì)中通常假定剩余時(shí)間是給定的，不精確的剩余時(shí)間估計(jì)不僅極大降低導(dǎo)引性能，包括脫靶量、捕獲區(qū)域，而且使整個(gè)導(dǎo)引軌跡偏離最優(yōu)軌跡；
[0003]關(guān)于剩余時(shí)間估計(jì)方法，已經(jīng)有一些學(xué)者提出了一些可以借鑒的方法；
[0004]Tahk et al提出一種遞推的剩余時(shí)間預(yù)測(cè)方法,首先計(jì)算理想的(最小的)剩余時(shí)間，再對(duì)由于航路彎曲所產(chǎn)生的剩余時(shí)間誤差進(jìn)行補(bǔ)償，該方法雖然是針對(duì)速度變化規(guī)律為已知的變速導(dǎo)彈的最優(yōu)導(dǎo)引律設(shè)計(jì)的，但對(duì)于不同類型的脫靶量最小的其它導(dǎo)引律也適用，但如果將該方法用于帶撞擊角度控制的導(dǎo)引律，則剩余時(shí)間估計(jì)誤差較大；
[0005]Chang-Kyung Ryoo et al針對(duì)0GL/IAC-0導(dǎo)引律,提出一種剩余時(shí)間估計(jì)方法,該方法在初始時(shí)刻前置角較大時(shí)會(huì)產(chǎn)生較大的剩余時(shí)間估算誤差；
[0006]Ick-Ho Whang et al針對(duì)掠海飛行的反艦導(dǎo)彈使用傳統(tǒng)比例導(dǎo)引律的情況,基于Kalman濾波理論，提出了一種剩余時(shí)間估計(jì)濾波器，與傳統(tǒng)方法相比，這種方法不僅考慮了航路彎曲對(duì)剩余時(shí)間估計(jì)誤差的影響，而且試圖盡量減輕導(dǎo)引頭測(cè)量噪聲的影響，同時(shí)也考慮了目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)對(duì)末段導(dǎo)引航跡的影響；在ck-Ho Whang, Won-Sang Ra.Time-to-goEstimator for Missiles Guided by BPNG[C].Internat1nal Conference onControl, Automat1n and Systems, 2008, Oct.14-17，2008in C0EX, Seoul, Korea,463-467.文獻(xiàn)中，針對(duì)掠海飛行的反艦導(dǎo)彈水平通道使用偏置比例導(dǎo)引BPNG的情況，將BPNG問題用線性化的末段導(dǎo)引幾何表示，引入導(dǎo)引軌跡的解，基于該解近似得到其航程，應(yīng)用Kalman濾波理論，推導(dǎo)了一種剩余時(shí)間估計(jì)濾波器，該方法假定視線角為小角度，對(duì)非線性導(dǎo)引問題進(jìn)行了線性化近似處理，不適合于初始時(shí)刻前置角較大的情況；
[0007]Hyo-Sang Shin et al 應(yīng)用導(dǎo)引指令歷史(Guidance Command History),提出了一種剩余時(shí)間估計(jì)方法，對(duì)剩余時(shí)間估計(jì)中所涉及到的三角被積函數(shù)，通過Talyor級(jí)數(shù)展開成為關(guān)于飛行時(shí)間的多項(xiàng)式函數(shù)，以便簡(jiǎn)化計(jì)算，但這種方法主要基于數(shù)值計(jì)算，沒有得到封閉形式的解析解，計(jì)算負(fù)擔(dān)比較大；
[0008]Hangju Cho al針對(duì)速度變化規(guī)律已知但具有不確定性(導(dǎo)彈發(fā)射之前，一般只能知道速度變化規(guī)律的標(biāo)稱表達(dá)式，其與實(shí)際的速度曲線之間必然存在誤差)的導(dǎo)彈，推導(dǎo)了一類加權(quán)能量最優(yōu)導(dǎo)引律，由于該導(dǎo)引律需要用到導(dǎo)彈未來的速度曲線，該文獻(xiàn)在假設(shè)導(dǎo)彈當(dāng)前時(shí)刻的速度可測(cè)的條件下，給出了兩種利用當(dāng)前時(shí)刻可測(cè)的速度，對(duì)速度變化規(guī)律的標(biāo)稱表達(dá)式進(jìn)行簡(jiǎn)單有效在線更新的策略，從而得到比較準(zhǔn)確的可用來預(yù)測(cè)導(dǎo)彈未來速度曲線(未來速度變化規(guī)律)的表達(dá)式，另外，該文獻(xiàn)假設(shè)導(dǎo)彈在每一時(shí)刻都能夠瞬時(shí)零化航向誤差、并回到碰撞航路上，基于此假設(shè)推導(dǎo)出了剩余時(shí)間應(yīng)滿足的方程，該方程需要迭代求解，由于這種方法的假設(shè)比較理想化，這樣求出的剩余時(shí)間，對(duì)于同時(shí)到達(dá)導(dǎo)引問題，其估計(jì)精度顯然是難以滿足要求的；
[0009]針對(duì)現(xiàn)有剩余時(shí)間估計(jì)方法在導(dǎo)彈前置角較大時(shí)估計(jì)精度不高的問題，張友安等人在文獻(xiàn)張友安，馬國欣.大前置角下比例導(dǎo)引律的剩余時(shí)間估計(jì)算法.哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào)，2013，34(11)，1409-1414中提出了采用分段求解的比例導(dǎo)引剩余時(shí)間估計(jì)算法，該算法首先對(duì)比例導(dǎo)引的閉環(huán)運(yùn)動(dòng)方程進(jìn)行變形，得到彈目距離和飛行時(shí)間關(guān)于前置角的一階非線性微分方程，然后對(duì)前置角的變化區(qū)間適當(dāng)分段，在每段區(qū)間內(nèi)保證前置角的增量為小角度，從而利用一階泰勒展開求解每段區(qū)間內(nèi)的微分方程，最后通過分段迭代求解，得到大前置角下的剩余時(shí)間估計(jì)方法。進(jìn)一步，為了解決大前置角情況下帶角度控制比例導(dǎo)引律的剩余時(shí)間估算問題，張友安等人在文獻(xiàn)Zhang Youan, Ma Guoxin, Wu Hual1.ABiased Proport1nal Navigat1n Guidance Law with Large Impact Angle Constraintand The Time-To-Go Estimat1n.Proceedings of the Institut1n of MechanicalEngineers, PartG: Journal of Aerospace Engineering.Published Online Before Print, November27, 2013，do1:10.1177/0954410013513754 中，通過引入一個(gè)自收斂的角 α，構(gòu)造了一類帶撞擊角度(Impact Angle)約束的、便于求出剩余時(shí)間估計(jì)的偏置比例導(dǎo)引律，首先，在小前置角假設(shè)下，通過將該偏置比例導(dǎo)引律作用下的系統(tǒng)非齊次微分方程處理為齊次微分方程，求出了適用于前置角較小/撞擊角度較小情況下的剩余時(shí)間估計(jì)公式；對(duì)于大前置角的情況，仍然采用將剩余時(shí)間區(qū)間適當(dāng)分段的思路，首先將剩余時(shí)間解算中的相關(guān)變量均表示為角的函數(shù)，然后以角的變化量作為迭代步長，采用幾何方法保守地確定出該迭代步長的取值，以保證每段區(qū)間內(nèi)前置角的增量為小角度，最后通過分段迭代求解，得到了一種適用于大前置角/任意撞擊角度約束的剩余時(shí)間估計(jì)算法。張友安等人的方法雖然適合于解決大前置角情況下的剩余時(shí)間估計(jì)問題，但其方法假設(shè)導(dǎo)彈飛行速度大小為已知常值，而這與實(shí)際情況并不相符合，因?yàn)閷?shí)際導(dǎo)彈的飛行速度根本就不進(jìn)行控制，不僅飛行速度的大小是變化的，而且其變化規(guī)律也是未知的，即導(dǎo)彈的飛行速度具有一定的不確定性，在這種實(shí)際情況下，如何解決大前置角情況下的剩余時(shí)間估計(jì)問題目前還沒有解決。
[0010]目前的大前置角情況下基于比例導(dǎo)引律/帶角度控制比例導(dǎo)引律的剩余時(shí)間估計(jì)方法只適用于導(dǎo)彈飛行速度大小為已知常值這種比較理想情況。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0011]本發(fā)明實(shí)施例的目的在于提供一種基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法，旨在解決目前的大前置角情況下基于比例導(dǎo)引律/帶角度控制比例導(dǎo)引律的剩余時(shí)間估計(jì)方法只適用于導(dǎo)彈飛行速度大小為已知常值這種比較理想情況的問題，得到了一種能夠應(yīng)用于實(shí)際情況下反艦導(dǎo)彈在大前置角條件下的剩余時(shí)間估計(jì)方法，可用于反艦導(dǎo)彈的同時(shí)到達(dá)導(dǎo)引或者最優(yōu)導(dǎo)引律的實(shí)施。
[0012]本發(fā)明實(shí)施例是這樣實(shí)現(xiàn)的，一種基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法，該基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法，設(shè)定導(dǎo)彈飛行速度大小為已知常值，利用分段迭代法，根據(jù)導(dǎo)彈與目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)的初始條件，從分割的第一分段的起點(diǎn)開始，起點(diǎn)對(duì)應(yīng)導(dǎo)彈與目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)的初始條件，求出每一分割段末端處的對(duì)應(yīng)狀態(tài)變量。
[0013]進(jìn)一步，該基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法中，對(duì)于比例導(dǎo)引律的情況，導(dǎo)彈速度大小恒為V，M表示導(dǎo)彈，T表示目標(biāo)，R、q、Θ與f分別表示彈目距離、目標(biāo)視線角、導(dǎo)彈的航向角與前置角，彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程為:
[0014]

【權(quán)利要求】
1.一種基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法，其特征在于，該基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法，設(shè)定導(dǎo)彈飛行速度大小為已知常值；利用分段迭代法，根據(jù)導(dǎo)彈與目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)的初始條件，從分割的第一分段的起點(diǎn)開始，起點(diǎn)對(duì)應(yīng)導(dǎo)彈與目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)的初始條件；求出每一分割段末端處的對(duì)應(yīng)狀態(tài)變量。
2.如權(quán)利要求1所述的基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法，其特征在于，該基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法中，對(duì)于比例導(dǎo)引，導(dǎo)彈恒速運(yùn)動(dòng)，速度大小為V，M表示導(dǎo)彈，T表示目標(biāo)，R、q、Θ與f分別表示彈目距離、目標(biāo)視線角、導(dǎo)彈的航向角與前置角，彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程為:
式中，an為導(dǎo)彈的法向加速度，導(dǎo)引運(yùn)動(dòng)起始于h時(shí)刻，終止于tf時(shí)刻，初始條件描述為 R(t0) = R0, φ(--) =φ?，q(t0) = q0, Θ (t0) = Θ 0 ;終端條件描述為 R(tf) = 0, φ(?,.)=?;傳統(tǒng)比例導(dǎo)引為 oB = NVq(2) 式中的N為比例導(dǎo)引系數(shù)； 綜合式(I)、式(2)可得:
初始前置角φ0 e (-90°，90。)的情況,若卜Ω，其中Ω為給定的小角度取Ω = 10°，則按照小角度方法求解剩余時(shí)間估計(jì)ζ:
若Iftl >Ω，則采用分段解算的方法求解剩余時(shí)間估計(jì)，由式(3)有:
對(duì)上式在[t。，t]區(qū)間內(nèi)進(jìn)行積分得:
上式的積分結(jié)果經(jīng)過簡(jiǎn)化可得:
將式(5)代入式(3)，整理得:
當(dāng)爐(?)為大角度時(shí)，將fW表示為:
式中Δφ(?)代表辦/)相對(duì)于初始值的增量，t e [t0, t0+At]時(shí)Δ<ρ--)為小角度，注意到Δ%=Δφ(?β) = 0，應(yīng)用一階泰勒展開有:
將式⑶代入到式(6)中，卻/# =禮安/冶，整理得:
對(duì)上式在區(qū)間內(nèi)進(jìn)行積分:
式中Afl = Af(ie +Ar)?上式積分后經(jīng)過簡(jiǎn)化可得:
由式⑶可知，在導(dǎo)引過程中f(i),是單調(diào)衰減的，因此?Δρ^Ω即保證|Δ-(?)卜Ω,t e [tQ，V At]，確定Δ稱的取值后，由式(9)確定At，由式(6)解算對(duì)應(yīng)于tQ+At時(shí)刻-的值，再由式(5)確定tf At時(shí)刻R的值，然后將解算的At作為新的h時(shí)刻，將At時(shí)刻對(duì)應(yīng)的各變量值作為新的初始條件，重復(fù)上面的計(jì)算過程，直到A更新為小角度，將時(shí)間區(qū)間[V tf]適當(dāng)分段，從而保證在每一段區(qū)間內(nèi)的Δρ(￡)均為小角度，如果將當(dāng)前時(shí)刻t看作h時(shí)刻，將當(dāng)前時(shí)刻測(cè)得的變量信息看作剩余時(shí)間解算的初始條件，采用上面的迭代計(jì)算過程，即得到當(dāng)前時(shí)刻的剩余時(shí)間估計(jì)。
3.如權(quán)利要求2所述的基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法，其特征在于，當(dāng)考慮實(shí)際導(dǎo)彈飛行速度大小的時(shí)變特性時(shí)，大前置角下比例導(dǎo)引律的剩余時(shí)間估計(jì)算法為: 第一步，將當(dāng)前時(shí)刻測(cè)得的R、q、9作為估計(jì)算法的初始條件，注意到f = S ,令剩余時(shí)間估計(jì)I = 0，定義|? = //00;4^|/0)，floor意為向下取整，即舍去任何小數(shù)部分取整； 第二步，當(dāng)Ifii^ 口時(shí)，則轉(zhuǎn)第三步；否則,轉(zhuǎn)第六步；
第三步，當(dāng) |%I > /,Ω 時(shí)，若φη > pil ? 則取Δρ, = -(|ft,\-ρ--)，否則取 Δ<ρ, = \φ{(diào))|-/;Ω，當(dāng) |ft| = ρΩ 時(shí)，若ft = pQ，則取Afl = —Ω ,否則取Af1 = Ω, P 一 P_1 ; 第四步，以當(dāng)前被處理的分割段的起點(diǎn)處導(dǎo)彈的飛行速度作為該分割段的飛行速度，即認(rèn)為分割段飛行速度的大小為已知常值，求出分割段末端處的對(duì)應(yīng)狀態(tài)變量，即由式(9)解算At，由式(7)解算φ^+Δ?》》由式(5)解算RUfAt)，轉(zhuǎn)在轉(zhuǎn)彎平飛階段，對(duì)導(dǎo)彈未來速度的大小進(jìn)行預(yù)測(cè)及對(duì)時(shí)間進(jìn)行修正的計(jì)算步驟；
第五步，
,轉(zhuǎn)第二步； 第六步，轉(zhuǎn)在近似直線飛行段，對(duì)導(dǎo)彈未來速度的大小進(jìn)行預(yù)測(cè)及對(duì)時(shí)間進(jìn)行修正的計(jì)算步驟； 第七步，ig0 — igo + At,算法結(jié)束。
4.如權(quán)利要求1所述的基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法，其特征在于，實(shí)際導(dǎo)彈由于速度大小并不進(jìn)行控制，導(dǎo)致導(dǎo)彈的飛行速度是時(shí)變的，為了估計(jì)剩余時(shí)間，通過分段迭代算法對(duì)導(dǎo)彈未來速度的大小進(jìn)行預(yù)測(cè)； 由分段迭代算法，已經(jīng)得到當(dāng)前被處理的分割段[VtfAt]的起點(diǎn)處的fft)、R(t0)和分割段末端處的-(?ο+Δ/)、R(t0+At)以及導(dǎo)彈飛過該分割段所需時(shí)間At;由比例導(dǎo)弓丨有
，若考慮側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制方式，根據(jù)氣動(dòng)力與側(cè)滑角β的關(guān)系，又有
，其中，Jpv2為動(dòng)壓，P為海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣密度，S為參考面積，t—‘r為側(cè)力系數(shù)對(duì)側(cè)滑角β的偏導(dǎo)數(shù)，md(t)為導(dǎo)彈質(zhì)量，其變化規(guī)律為叫⑴=Mc1-Ut,其中，M0為導(dǎo)彈的初始質(zhì)量，μ為燃料的消耗率，因此有
根據(jù)這一關(guān)系，得到與當(dāng)前被處理的分割段的起點(diǎn)處的辦^)、R (t0)和分割段末端處的+Δ0、R (t0+At)對(duì)應(yīng)的β的預(yù)測(cè)值為:
上式中β的預(yù)測(cè)值加下標(biāo)cmd，表示β的指令的預(yù)測(cè)值； 反艦導(dǎo)彈的速度方程描述為:
其中，aattadi為攻角，β為側(cè)滑角，Θ為彈道傾角，V(t)為飛行速度，P (t)為推力，Cx為阻力系數(shù)，Cx ^Cx^c: H+ cf \β\, g為重力加速度； 水平飛行是反艦導(dǎo)彈的典型飛行狀態(tài)，這里令Θ =0，在反艦導(dǎo)彈水平飛行時(shí)，由氣動(dòng)升力等于重力，求出反艦導(dǎo)彈的平飛攻角aattadi,phS:
式中，< 為升力系數(shù)對(duì)攻角a attack的偏導(dǎo)數(shù)； 因此，反艦導(dǎo)彈在預(yù)測(cè)導(dǎo)引指令作用下的速度方程簡(jiǎn)化為:
5.如權(quán)利要求2或4所述的基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法，其特征在于，在轉(zhuǎn)彎平飛階段，對(duì)導(dǎo)彈未來速度的大小進(jìn)行預(yù)測(cè)及對(duì)時(shí)間進(jìn)行修正的計(jì)算步驟如下:步驟一，在當(dāng)前被處理的分割段時(shí)間區(qū)間內(nèi)，反艦導(dǎo)彈的速度是勻加速或者勻減速變化的，由V (O和戍?#,)，根據(jù)式(11)計(jì)算暫時(shí)認(rèn)為時(shí)間區(qū)間Ltci, t0+ Δ t]內(nèi)反艦導(dǎo)彈的加速度恒為fft)，計(jì)算出h+At時(shí)刻反艦導(dǎo)彈速度的一個(gè)初始預(yù)測(cè)值 +，下標(biāo) P 表示預(yù)測(cè)；由 Vp (t0+ Δ t)和+Δ?>，根據(jù)式(11)計(jì)算出對(duì)應(yīng)的Ι^(Ιβ+Δ?);取^ = 0.5,(?+.(10 +作為[tQ，t0+At]內(nèi)的平均加速度，計(jì)算出t0+ Δ t時(shí)刻反艦導(dǎo)彈速度的一個(gè)校正預(yù)測(cè)值F(i? +Δ/) = V1U1,) + !1 At ；步驟二，計(jì)算分割段時(shí)間區(qū)間[t0) V At]內(nèi)的平均速度P = 0.5[F隊(duì)H Vit0 + At)}，根據(jù)平均速度F和步驟一中的式(9)對(duì)At進(jìn)行更新，然后根據(jù)更新后的At，按照步驟一的計(jì)算過程計(jì)算出V (t0+ Δ t)；步驟三，V(t0) 一 V(t0+ Δ t)，迭代次數(shù)即分段數(shù)，更新Ckt — ckt+l，tg0 <-tg0 + M，ft +Δ/)，R0 — Rac^A t)，轉(zhuǎn)彎平飛階段對(duì)導(dǎo)彈未來速度的大小進(jìn)行預(yù)測(cè)及對(duì)時(shí)間進(jìn)行修正的算法結(jié)束。
6.如權(quán)利要求3或4所述的基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法，其特征在于，在第六步中的在近似直線飛行段，對(duì)導(dǎo)彈未來速度的大小進(jìn)行預(yù)測(cè)及對(duì)時(shí)間進(jìn)行修正的計(jì)算步驟如下: 步驟一，當(dāng)分段迭代算法中的|λ|<ω時(shí)，即在導(dǎo)引轉(zhuǎn)彎段基本結(jié)束、開始轉(zhuǎn)入近似直線飛行的時(shí)刻，通過前面導(dǎo)引轉(zhuǎn)彎段的計(jì)算，已經(jīng)得到了這時(shí)的Watl)、<p(u和Ratl)，進(jìn)一步算出#-?),以此為初始條件，考慮彎曲航程的影響，估算出近似直線飛行段的剩余飛行航程[(4)=用/?)[1 +攤?)2/(4i￥-2)]，L —L(t0)； 步驟二，根據(jù)選定的用于分段的一個(gè)固定的航程長度AL對(duì)Latl)進(jìn)行分割，計(jì)算η =floor (L(t0)/ AL)； 步驟三，如果η = 1，轉(zhuǎn)步驟四，否則，計(jì)算
在當(dāng)前被處理的剩余飛行航程分割段區(qū)間[L，L-AL]內(nèi)，與對(duì)應(yīng)的時(shí)間區(qū)間仍然用表示，反艦導(dǎo)彈的速度是勻加速或者勻減速變化的，由Wtci)和歲，根據(jù)式(11)計(jì)算AU，初步預(yù)測(cè)導(dǎo)彈飛過分割段區(qū)間[L，L_AL]所需要的時(shí)間Atp= AL/Vaj，下標(biāo)P表示預(yù)測(cè)，暫時(shí)認(rèn)為時(shí)間區(qū)間[^tJAtp]內(nèi)反艦導(dǎo)彈的加速度恒為印?)，計(jì)算出‘+△%時(shí)刻反艦導(dǎo)彈速度的一個(gè)初始預(yù)測(cè)值Ffti+%) = F(lD) + ,(le)A‘；由VUd+Atp)和處，根據(jù)式(11)計(jì)算出對(duì)應(yīng)的取嚴(yán)=ο.5--υ+?~+?乍為[tQ，tQ+Atp]內(nèi)的平均加速度，計(jì)算出tQ+ Λ tp時(shí)刻反艦導(dǎo)彈速度的一個(gè)校正預(yù)測(cè)值F(i? +Al,) = F(i(1) + ^M1,，將Λ tp更新為Λ t= AL/ (0.5 (V (t0) +V (t0+ Δ tp))),計(jì)算出VHAt時(shí)刻反艦導(dǎo)彈速度的一個(gè)校正預(yù)測(cè)值
步驟四，*-1m+At，V (t0) — V (?0+Δ t)，迭代次數(shù)，即分段數(shù)，Ckt — ckt+l, η — η_1,L — L-AL，轉(zhuǎn)步驟三； 步驟五，對(duì)應(yīng)于近似直線飛行段的最后一個(gè)分割段區(qū)間[L, O]，計(jì)算
由V(to)和處?根據(jù)式(11)計(jì)算(U，初步預(yù)測(cè)導(dǎo)彈飛過分割段區(qū)間[L，0]所需要的時(shí)間Atp = IVvatl),下標(biāo)P表示預(yù)測(cè)，暫時(shí)認(rèn)為時(shí)間區(qū)間[^tfAtp]內(nèi)反艦導(dǎo)彈的加速度恒為fft?)，計(jì)算出VA tp時(shí)刻反艦導(dǎo)彈速度的一個(gè)初始預(yù)測(cè)值印9+%) = +；由V(VAtp)和先，根據(jù)式(11)計(jì)算出對(duì)應(yīng)的丨:.(Α, +Δ--);取P = 0.5[^0) + ^0+^)] 作為Etci, t# Λ tp]內(nèi)的平均加速度，計(jì)算出tfAtp時(shí)刻反艦導(dǎo)彈速度的一個(gè)校正預(yù)測(cè)值m, +%) = FO0)+ Faip，將 Λ tp 更新為 Λ t = L/ (0.5 (V (t0) +V (t0+ Atp))),計(jì)算出 t。+ Δ t時(shí)刻反艦導(dǎo)彈速度的一個(gè)校正預(yù)測(cè)值Fft+AOFdJ + fAl，迭代次數(shù)，即分段數(shù)，更新Ckt — ckt+l, Ln ^tgn+At，近似直線飛行段對(duì)導(dǎo)彈未來速度的大小進(jìn)行預(yù)測(cè)及對(duì)時(shí)間進(jìn)行修正的算法結(jié)束。
7.如權(quán)利要求1、2或3所述的基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法，其特征在于，對(duì)大前置角情況下基于帶角度控制比例導(dǎo)引律的剩余時(shí)間估計(jì)實(shí)現(xiàn)步驟如下: 導(dǎo)彈飛行速度大小為已知常值，利用大前置角情況下基于帶角度控制比例導(dǎo)引律的剩余時(shí)間估計(jì)方法——分段迭代法，根據(jù)導(dǎo)彈與目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)的初始條件，從分割的第一分段的起點(diǎn)開始，對(duì)應(yīng)導(dǎo)彈與目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)的初始條件，求出每一分割段末端處的對(duì)應(yīng)狀態(tài)變量； 目標(biāo)靜止，導(dǎo)彈恒速運(yùn)動(dòng)，速度大小恒為V，彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程仍為式(I)，終端條件變?yōu)镽(tf) = 0，fi/,) = 0，θ (tf) = Θ d，這里Θ d為指定的攻擊角度； 定義a = Θ -Nq+(N-1) Qd，將導(dǎo)彈的飛行攻角用aattaek表示，注意％ = a (t0)=θ O-Nq0+ (N-1) Θ d ； 帶攻擊角度約束項(xiàng)并考慮前置角約束的偏置比例導(dǎo)引律:
式中，導(dǎo)引參數(shù)N≥3，K≥I ;
定義α = α /aa j 注意 % =?(%) = I > a(tf) = a{tf)Ia(i =0； 將9(t)表示為φ(?=Ψο七_(dá)、，式中代表爐(O相對(duì)于初始值的增量，t ∈ [t0,t0+ Δ t]時(shí)，Δφ(t)為小角度，注意Δφ0 =Δφ(t0)=0 定義a1=a(t0+Δt)，在帶攻擊角度約束項(xiàng)并考慮前置角約束的偏置比例導(dǎo)引律作用下，式(1)的解可表示為:
a1的取值要保證|Δφ(a)|<Ω ,a∈[1,a1]其中Ω為給定的小角度步長，例如可取Ω= 10°，采用幾何構(gòu)圖的方法保守地確定Si的取值:
α=0代表導(dǎo)引的終端時(shí)亥丨J，在終端時(shí)刻有φ = φ0 + Δφ = 05故取Αφ(α)|a=0 = -φ0 ；δ*表示Αφ(?)的極值點(diǎn)處自變量?的取值，0<ff?<U為
在導(dǎo)彈的飛行速度是時(shí)變的情況下，總結(jié)出大前置角情況下采用偏置比例導(dǎo)引律(12)的剩余時(shí)間估計(jì)算法: a)令I(lǐng)=0，將測(cè)得的R、q、Θ作為/g?估計(jì)算法的初始值，注意= Θ 0-Nq0+ (N-1)Θ d, tPd b)若α。古O,轉(zhuǎn)c);否則,算法結(jié)束； c)由式(16)確定％的取值，再由式(15)確定At； d)由式(13)、式(14)分別計(jì)算Af(a)|ff=g;、Λ(α)|_=；?ι，由再^仏+~}= α,(%+Δ?)α0確定 a (t0+At)； e)若焉#0，轉(zhuǎn)在轉(zhuǎn)彎平飛階段，對(duì)導(dǎo)彈未來速度的大小進(jìn)行預(yù)測(cè)及對(duì)時(shí)間進(jìn)行修正的計(jì)算步驟；否則，轉(zhuǎn)在近似直線飛行段，對(duì)導(dǎo)彈未來速度的大小進(jìn)行預(yù)測(cè)及對(duì)時(shí)間進(jìn)行修正計(jì)算；
f)igo ^ tge + M j V (t0) — V (t0+ Δ t), α ο — α (t0+ Δ t), φ0<^ φ0 +，鳥Rm\B=Si ’迭代次數(shù)(即分段數(shù))更新ckt 一 Ckt+i ;轉(zhuǎn)b)；
g)V <- V + Δ? ? V (t0) 一 V (t0+ Δ t)，α 0 — α (t0+ Δ t)，迭代次數(shù)更新 Ckt 一 ckt+l ;轉(zhuǎn)b)。
8.如權(quán)利要求7所述的基于速度預(yù)測(cè)的分段迭代剩余時(shí)間估計(jì)方法，其特征在于，實(shí)際導(dǎo)彈由于速度大小并不進(jìn)行控制，導(dǎo)致導(dǎo)彈的飛行速度是時(shí)變的，為了精確估計(jì)剩余時(shí)間，必須在對(duì)導(dǎo)彈未來速度的大小進(jìn)行預(yù)測(cè)； 由分段迭代算法，已經(jīng)得到當(dāng)前被處理的分割段的起點(diǎn)處的爐仏)、R(t0)和a (t0)以及分割段末端處的-(%+Δ?)、R(t0+At)以及a (tQ+Λ t)，還有導(dǎo)彈飛過該分割段所需時(shí)間△〖，由偏置比例導(dǎo)引律(12)，考慮側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制方式，根據(jù)氣動(dòng)力與側(cè)滑角β的關(guān)系，可得
,根據(jù)這一關(guān)系，得到與當(dāng)前被處理的分割段的起點(diǎn)處的-(?)、R(t0)和a (t0)以及分割段末端處的f ft+Δ?)、R (t0+At)和a (t0+ Δ t)對(duì)應(yīng)的β的預(yù)測(cè)值為:
(1)在轉(zhuǎn)彎平飛階段(?ρο)?對(duì)導(dǎo)彈未來速度的大小進(jìn)行預(yù)測(cè)及對(duì)時(shí)間進(jìn)行修正的計(jì)算步驟如下: a)與比例導(dǎo)引情況下通過分段迭代算法對(duì)導(dǎo)彈未來速度的大小進(jìn)行預(yù)測(cè)的計(jì)算步驟基本相同，不同之處在于計(jì)算?時(shí)要用式(17)； b)計(jì)算分割段時(shí)間區(qū)間[t0,t0+At]內(nèi)的平均速度F = 0.51 K(/0) + V(h + mi ；由于在確定At的式(15)中只有馬= /?()/[Mcos%]與速度有關(guān)，因此，時(shí)間更新At為Δ?^_|_Δι ;然后根據(jù)更新后的At，按照a)的計(jì)算過程計(jì)算出να^ΛΟ,Ι^? + Δ?，V (t0) 一 V (t0+ At), α0 - a (t。+ Λ t)，鉤卜#% + Δ<ρ(α)|β=β1 ’ 鳥—Λ(?)|0^ * 迭代次數(shù)(即分段數(shù))更新Ckt — ckt+l，轉(zhuǎn)彎平飛階段對(duì)導(dǎo)彈未來速度的大小進(jìn)行預(yù)測(cè)及對(duì)時(shí)間進(jìn)行修正的算法結(jié)束； (2)在近似直線飛行段，對(duì)導(dǎo)彈未來速度的大小進(jìn)行預(yù)測(cè)及對(duì)時(shí)間進(jìn)行修正的計(jì)算步驟如下: a)當(dāng)分段迭代算法中的^=O時(shí)，導(dǎo)引轉(zhuǎn)彎段基本結(jié)束、開始轉(zhuǎn)入近似直線飛行，通過導(dǎo)引轉(zhuǎn)彎段的計(jì)算，已經(jīng)得到了這時(shí)的^(0、辦0 1?(0和a (tQ)，進(jìn)一步由式(17)可算出武jg，以此為初始條件，推導(dǎo)出在偏置比例導(dǎo)引律(12)作用下近似直線飛行段的剩余飛行航程的估計(jì)l^) = _ + C；f2 + C>a +C3Ci2)，式中ci =Ijfcf，
,在近似直線飛行段，考慮到導(dǎo)彈飛行速度的大小是時(shí)變的，因此，該段的剩余時(shí)間估計(jì)也要分段處理； b)根據(jù)選定的用于分段的一個(gè)固定的航程長度AL對(duì)Latl)進(jìn)行分割，計(jì)算η=floor (L(t0)/ AL)； c)如果η = I,轉(zhuǎn)e),否則，計(jì)算
，在當(dāng)前被處理的剩余飛行航程分 割段區(qū)間[L，L-AL]內(nèi)，對(duì)應(yīng)的時(shí)間區(qū)間仍然用表示，反艦導(dǎo)彈的速度是勻加速或者勻減速變化的，由Vatl)和處，根據(jù)式(11)計(jì)算內(nèi)W，初步預(yù)測(cè)導(dǎo)彈飛過分割段區(qū)間[L，L_AL]所需要的時(shí)間Atp= AIVvatl),下標(biāo)P表示預(yù)測(cè)，暫時(shí)認(rèn)為時(shí)間區(qū)間[^tfAtp]內(nèi)反艦導(dǎo)彈的加速度恒為&(%)，計(jì)算出tfAtp時(shí)刻反艦導(dǎo)彈速度的一個(gè)初始預(yù)測(cè)值印《+鴝卜F(y + ~()^p;由V(tQ+Atp)和氣^根據(jù)式(11)計(jì)算出對(duì)應(yīng)的噸》+^);乍為[tQ，t0+Atp]內(nèi)的平均加速度，計(jì)算出t0+ Δ tp時(shí)刻反艦導(dǎo)彈速度的一個(gè)校正預(yù)測(cè)值，將Atp更新為At= AL/ (0.5 (V (t0) +V (t0+ Δ tp))),計(jì)算出VHAt時(shí)刻反艦導(dǎo)彈速度的一個(gè)校正預(yù)測(cè)值V(t0+Ai) = F(I1)+ VAl ；d)?, im + Δ? , V(t0) — V(t。+ Δ t)，迭代次數(shù)(即分段數(shù))ckt — Ckt+l，η — η_1，L — L- Δ L，轉(zhuǎn) c)； e)這一步對(duì)應(yīng)于近似直線飛行段的最后一個(gè)分割段區(qū)間[L，O]，計(jì)算
由v(t0)和見》?，根據(jù)式(11)計(jì)算?υ，初步預(yù)測(cè)導(dǎo)彈飛過分割段區(qū)間[L，0]所需要的時(shí)間Δ?ρ = L/V (t0),下標(biāo)P表示預(yù)測(cè)，暫時(shí)認(rèn)為該時(shí)間區(qū)間[tQ, t0+ Δ tp]內(nèi)反艦導(dǎo)彈的加速度恒為^(1。)，計(jì)算出tfAtp時(shí)刻反艦導(dǎo)彈速度的一個(gè)初始預(yù)測(cè)值F(t0+Aip) = nftl) + F(itl)&ip；由 V(t(i+Atp)，并令終點(diǎn)的 #Εβ1=0，根據(jù)式(11)計(jì)算出對(duì)應(yīng)的V(t0 +&tp);??？ = 0.5肉ιβ) + V(l0 + Δ/?)]作為[t0, t0+ Atp]內(nèi)的平均加速度，計(jì)算出V Atp時(shí)刻反艦導(dǎo)彈速度的一個(gè)校正預(yù)測(cè)值K (-- + Δ?ρ) = V(t0) + FAtp，將Atp更新為At=L/ (0.5 (V (t0) +V (t0+ Δ tp))),計(jì)算出tf Δ t時(shí)刻反艦導(dǎo)彈速度的一個(gè)校正預(yù)測(cè)值1%,奪 At) - V(Iu) + ?Α?，tgo 4-1gn + At, V (t0) — V (t0+ At), α。一 a (t0+ Δ t)，迭代次數(shù)(即分段數(shù))更新Ckt — ckt+l，近似直線飛行段對(duì)導(dǎo)彈未來速度的大小進(jìn)行預(yù)測(cè)及對(duì)時(shí)間進(jìn)行修正的算法結(jié)束。
【文檔編號(hào)】G06F19/00GK104077469SQ201410231116
【公開日】2014年10月1日 申請(qǐng)日期:2014年5月28日 優(yōu)先權(quán)日:2014年5月28日
【發(fā)明者】張友安, 粱勇, 胡云安, 吳華麗, 王士星 申請(qǐng)人:中國人民解放軍海軍航空工程學(xué)院