考虑末速约束的制导火箭滑翔机动弹道自适应规划方法与流程

本发明属于火箭，具体涉及一种考虑末速约束的制导火箭滑翔机动弹道自适应规划方法。

背景技术：

1、制导火箭弹道规划过程中必须满足稳定控制与结构过载等过程约束以及落点、落角和末速等终端约束。在弹道设计时以攻角作为控制量，采用高斯伪谱/凸优化等数值优化算法输出的滑翔段攻角指令序列节点比较稠密，为实现弹载计算机内存受限条件下全包线节点攻角指令存储，一般需对其进行稀疏化插值处理。然而，制导火箭动力学特性随高度、速度变化呈现出强烈的非线性、快时变、强耦合的特点，攻角序列经稀疏化插值后将引发末速偏差问题，进一步影响全包线节点弹道设计精度与效率。

技术实现思路

1、为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种考虑末速约束的制导火箭滑翔机动弹道自适应规划方法，主要解决面向有限攻角序列维数下考虑末速约束的制导火箭弹道生成问题：第一步，构建攻角调整剖面形式并对其进行初始化，并经数值优化与稀疏化基准攻角插值序列生成滑翔段攻角指令；第二步，将滑翔段与末制导段产生的需用过载转化为攻角指令，并考虑过程中的过载与攻角限幅约束进行质点弹道数值积分，进而预测末速；第三步，进行约束判定，根据末速偏差采用牛顿迭代算法更新攻角调整剖面参数并；第四步，当末速偏差小于设定阈值即完成弹道规划，即可输出规划弹道。通过数字仿真验证，本发明方法效果良好。

2、本发明解决其技术问题所采用的技术方案如下：

3、步骤1：攻角调整剖面设计；

4、考虑攻角指令变化平滑性，采用sigmoid函数以实时弹目相对距离为横轴构建攻角调整剖面，通过调整攻角调整剖面幅值控制末速；

5、攻角调整剖面数学计算公式为：

6、；

7、其中为中末一体制导律接入时刻弹目相对距离，为弹体下压时刻弹目相对距离，表示攻角剖面修正量；表示攻角剖面修正量的变化区间；

8、步骤2：制导律设计与飞行状态预测；

9、步骤2-1：滑翔段攻角指令；

10、滑翔段攻角指令设计为基准攻角指令与攻角自适应调整量的叠加，即：

11、；

12、对滑翔段攻角指令进行限幅：

13、；

14、其中，为制导火箭质量，为最大过载，为当前动压，为参考面积，为最大过载对应的法向力系数，为最大过载对应的攻角，为考虑控制稳定性的最大可用攻角限幅值，为滑翔段攻角限幅值，表示马赫数；

15、步骤2-2：末制导攻角指令；

16、当具有落角约束的比例导引律输出的过载指令为负时，弹体进入下压段；忽略弹体在侧向平面内运动，在视线坐标系下具有落角约束的比例导引律输出的过载指令为：

17、；

18、式中，和分别为视线坐标系下的x向与y向弹目相对速度；为落角修正系数，是关于的一维线性插值函数；为比例导引系数，为视线角，为期望当地弹道倾角；

19、将视线坐标系的过载指令转至弹体坐标系，得：

20、；

21、式中，为弹体俯仰角，表示末制导法向过载指令；

22、末制导攻角指令计算公式为:

23、；

24、式中，为弹道倾角；

25、步骤2-3：制导指令综合输出；

26、制导火箭制导方案采用中末一体制导律，当末制导攻角指令超过滑翔段攻角指令时，采用滑翔段攻角指令作为制导输出量；反之则采用末制导攻角指令作为制导输出量，则制导指令综合输出计算公式为：

27、；

28、步骤2-4：飞行状态预测；

29、在弹道设计时，选择接入滑翔段制导律时刻作为初始时刻，并确定对应的飞行初始状态，控制量即为制导指令综合输出，并采用自适应龙格库塔算法进行弹道积分；选择实时弹目相对距离作为积分算法截止条件，进一步确定末速；分别表示初始规划时刻火箭弹速度、弹道倾角以及发射坐标系下x和y的位置；

30、当飞行初始状态确定后，根据期望末速计算的末速偏差是关于滑翔段攻角指令的函数，即等效为攻角调整剖面幅值的函数：

31、

32、步骤3：攻角调整剖面自适应校正；

33、采用单参数牛顿迭代算法，调整攻角调整剖面幅值使期望末速偏差；考虑求解末速偏差对的梯度，令，采用弹道数值积分方法对末速偏差进行预测；

34、攻角调整剖面采用单参数牛顿迭代算法，计算公式如下所示：

35、

36、式中，、、分别表示攻角调整剖面幅值第、及次迭代值；表示末速偏差函数，表示末速偏差函数的梯度，、分别表示末速偏差的第及次迭代值。

37、优选地，所述攻角剖面修正量的变化区间。

38、本发明的有益效果如下：

39、本发明利用数值计算制导技术自适应调节滑翔段攻角，从而实现稳定控制与结构过载等过程约束以及落点、落角和末速等终端约束下的弹道规划。本发明方法效果良好。

技术特征：

1.一种考虑末速约束的制导火箭滑翔机动弹道自适应规划方法，其特征在于，包括如下步骤：

2.根据权利要求1所述的一种考虑末速约束的制导火箭滑翔机动弹道自适应规划方法，其特征在于，所述攻角剖面修正量的变化区间。

技术总结本发明公开了一种考虑末速约束的制导火箭滑翔机动弹道自适应规划方法，主要解决面向有限攻角序列维数下考虑末速约束的制导火箭弹道生成问题：第一步，构建攻角调整剖面形式并对其进行初始化，并经数值优化与稀疏化基准攻角插值序列生成滑翔段攻角指令；第二步，将滑翔段与末制导段产生的需用过载转化为攻角指令，并考虑过程中的过载与攻角限幅约束进行质点弹道数值积分，进而预测末速；第三步，进行约束判定，根据末速偏差采用牛顿迭代算法更新攻角调整剖面参数并；第四步，当末速偏差小于设定阈值即完成弹道规划，即可输出规划弹道。通过数字仿真验证，本发明方法效果良好。技术研发人员：苗昊春,李昊远,常江,刘明喜,牛智奇,栗金平,程冬,李雅君,卢莺,刘梦焱,王磊,王兴平,牛冰受保护的技术使用者：西安现代控制技术研究所技术研发日：技术公布日：2024/7/15