專利名稱:基于虛擬目標點的帶有終端約束的導引方法
技術領域：
本發明屬于飛行器制導與控制系統設計領域，涉及配有爆炸成型毀傷元的飛行器的制導律設計問題，特別涉及到如何在飛行導引過程中采用虛擬目標點的方式實現飛行器掠飛擊頂，并且在毀傷元起爆時刻使飛行器保持特定姿態角。
背景技術：
爆炸成型毀傷元是指戰斗部起爆后在聚能炸藥的作用下，金屬藥型罩被鍛造成一個類似于彈丸的侵徹體，該侵徹體具有穩定的飛行特性，以高速的動能侵徹入目標中，實現精準高效的攻擊任務。配備有爆炸成型毀傷元的飛行器的制導律設計面臨著新的問題由于爆炸成型毀傷元出射的單向窄束性，加之掠飛擊頂的攻擊方式，使得起爆時刻爆炸成型毀傷元與飛行器姿態與飛行器位置密切相關；特別是針對不同的攻擊目標，為了獲得最佳的毀傷效果，要求有不同的起爆模式以形成期望的毀傷元形式(如長桿射流或者爆炸成形彈丸)，而不同的起爆模式對戰斗部起爆時刻的高度具有嚴格要求。因此，為了保證單束聚能毀傷元能夠準確命中目標的要害部位，要求飛行器在戰斗部起爆時刻具有有利于毀傷元命中目標的姿態角度與飛行高度。
為了實現帶有爆炸成型毀傷元的飛行器實現最大毀傷效果，需要飛行器的末端導引階段滿足以下兩點
(1)戰斗部起爆時刻飛行器瞬時姿態為可控，即起爆時刻姿態為所要求姿態；
(2)戰斗部起爆時刻飛行器的高度為可控，即達到起爆時刻的高度要求。
傳統飛行器導引方法有比例導引律及其改進形式、最優制導律、微分對策制導律， 目前技術較為成熟的是比例導引律或其改進形式。傳統的導引律并沒有加入終端約束角和起爆時刻的高度限制。對于本文研究的帶有爆炸成型毀傷元的飛行器來說，為了實現最佳的毀傷效果，就必須考慮到在導引律設計中加入能實現滿足毀傷元起爆時刻對飛行器的姿態和飛行高度要求的部分。
發明內容
為滿足帶有爆炸成型毀傷元的飛行器在制導過程中實現精確打擊的要求，本發明的目的是提供一種基于虛擬目標點的帶有終端約束的導引方法。
本發明利用虛擬目標的方法實現飛行器在最佳高度掠飛攻擊目標，即在真實的目標上空有一個假想目標，假想目標在空域的高度為毀傷元所要求的起爆高度，預設導引律使飛行器在飛抵假想目標時戰斗部起爆，此時將原有采用掠飛攻擊真實目標的方式變為飛抵虛擬目標并按所要求姿態角度起爆的導引方式，實現飛行器在末端時刻發現目標時，飛行器自主跟蹤目標并降低飛行高度，在按照期望毀傷元形成所要求的高度與飛行器姿態時引爆戰斗部，從而完成精準打擊目標的目的。
本發明涉及的飛行器飛行過程中飛行器攻角忽略，近似為飛行彈道傾角為飛行器姿態角。[0010]本發明將末端飛行彈道分為兩個階段，采用變比例系數的方法設計導引律。
本發明采用最優控制的方法將飛行彈道方程變換寫成狀態方程，并由最優控制方法實現對飛行彈道落角的約束。
所述的最優控制方法實現對制導律終端落角的優化具體過程如下
第一步確定可行起爆時刻點位置；
第二步建立飛行器和目標相對運動關系的數學建模；
飛行器初始位置為M點，目標位于T點，飛行器與目標的距離為r，θ為飛行彈道傾角；
r sin θ = y(1)
對(1)式進行二次求導，得
^inθ + 2*^cosθ-r^smθ + r<^osθ = amy(2)
采用泰勒級數將⑵式展開，進行線性化處理，將式O)中承、sin θ、C0s θ分別在#、θ ^處進行一階泰勒級數展開，得
sin θ = sin θ 0+cos θ 0X ( θcos θ = cos θ 0-sin θ 0X ( θ麥=痄+ 2疼x(農(5)
則原方程⑵變為
阪(sin θ0 + cos θ0χ(θ- θ0)) + 2*#< (cos θ0r χ +φ) χ (sinθ0 + cosθ0χ(θ-θ0))(6)
+r^k (cos θ0- ηθ0χ(θ- θ0)) = amy
式(6)經過化簡變為
權利要求
1.基于虛擬目標點的帶有終端約束的導引方法，其特征在于利用虛擬目標的方法實現飛行器在最佳高度掠飛攻擊目標，即在真實的目標上空有一個假想目標，假想目標在空域的高度為毀傷元所要求的起爆高度，預設導引律使飛行器在飛抵假想目標時戰斗部起爆，此時將原有采用掠飛攻擊真實目標的方式變為飛抵虛擬目標并按所要求姿態角度起爆的導引方式，實現飛行器在末端時刻發現目標時，飛行器自主跟蹤目標并降低飛行高度，在按照期望毀傷元形成所要求的高度與飛行器姿態時引爆戰斗部，從而完成精準打擊目標的目的。
2.如權利要求
1所述的基于虛擬目標點的帶有終端約束的導引方法，其特征在于上述飛行器飛行過程中飛行器攻角忽略，近似為飛行彈道傾角為飛行器姿態角。
3.如權利要求
1所述的基于虛擬目標點的帶有終端約束的導引方法，其特征在于將末端飛行彈道分為兩個階段，采用變比例系數的方法設計導引律。
4.如權利要求
1或2或3所述的基于虛擬目標點的帶有終端約束的導引方法，其特征在于采用最優控制的方法將飛行彈道方程變換寫成狀態方程，并由最優控制方法實現對飛行彈道落角的約束。
5.如權利要求
4所述的基于虛擬目標點的帶有終端約束的導引方法，其特征在于所述的最優控制方法實現對制導律終端落角的優化具體過程如下第一步確定可行起爆時刻點位置；第二步建立飛行器和目標相對運動關系的數學建模；飛行器初始位置為M點，目標位于T點，飛行器與目標的距離為r，θ為飛行彈道傾角； r sin θ = y (1) 對(1)式進行二次求導，得^inθ + 2*^cosθ-r^smθ + r<^osθ = amy(2)采用泰勒級數將(2)式展開，進行線性化處理，將式O)中承、sine、cose分別在#、θ ^處進行一階泰勒級數展開，得sin θ = sin θ 0+cos θ 0X ( θ專利摘要
本發明為一種基于虛擬目標點的帶有終端約束的導引方法，屬于飛行器制導與控制系統設計領域發明。包括利用虛擬目標的方法實現飛行器在最佳高度掠飛攻擊目標，虛擬目標位于真實目標上空，高度為毀傷元所要求的起爆高度；設計導引律使飛行器在飛抵假想目標時戰斗部起爆，將原來的采用掠飛攻擊真實目標的方式變為飛抵虛擬目標并按所要求姿態角度起爆的導引方式。采用本發明所述導引律可以解決帶爆炸成型毀傷元的飛行器在期望高度實現掠飛攻擊的問題，滿足了毀傷元的最佳起爆高度要求；可以解決帶爆炸成型毀傷元的飛行器末端攻擊時刻姿態角的問題，滿足了毀傷元起爆時刻對飛行器姿態角的要求。
文檔編號F41G3/00GKCN102353301SQ201110274349
公開日2012年2月15日 申請日期2011年9月15日
發明者吳炎烜, 楊喆, 王正杰, 范寧軍, 郭延磊 申請人:北京理工大學導出引文BiBTeX, EndNote, RefMan