一种具有时空约束的巡飞弹中制导方法

本发明涉及一种具有时空约束的中制导方法，尤其涉及一种适用于巡飞弹的带入射角约束和到达时间约束的制导方法，属于制导控制领域。

背景技术：

1、现代战场环境日益复杂，敌方高价值目标通常具备多层次防御系统，给制导武器的突防带来极大挑战。依靠单个高性能武器可以有效突防，但研发和使用成本较高。如何以较低的成本提高制导武器的突防能力，已成为制导武器领域的研究热点。

2、巡飞弹是一种能够在指定任务区域进行巡飞，执行滞空侦察、目标打击和效果评估等作战任务的新型智能化弹药。与高超声速导弹等相比，巡飞弹成本较低，使用高效灵活。通过巡飞弹集群协同作战的方式，可以在不大幅增加制导武器成本的情况下提高突防能力，具有十分重要的意义。

3、现有协同制导的理论研究和方法主要集中在末制导阶段。巡飞弹具有较长的航程，为实现多个巡飞弹对同一目标的协同打击任务，需要经过协同中制导后进行协同末制导。在中制阶段，飞行器在期望时间内到达指定空域并满足一定入射角约束可以为末制导提供有利的初始条件。现有实现中制导的方法主要有伪谱法等数值优化法，在实际应用时存在搜索空间大，求解速度慢等问题。由于弹载计算机计算能力的限制，难以保证中制导的实时性。

4、考虑以上因素，针对巡飞弹，提出一种可以满足入射角度和到达时间约束的中制导方法是非常必要的。

技术实现思路

1、针对现有巡飞弹中制导方法的不足，本发明的主要目的是提供一种具有时空约束的中制导方法，以巡飞弹控制能量最优为优化目标，以基于巡飞弹在定高定速巡航段的禁飞区绕飞需求约束、最小转弯半径约束、入射角和到达时间约束为约束条件，构建中制导问题，在发射前利用发射平台的计算资源根据中制导问题规划巡飞弹巡航段的中制导期望航迹点；采用道格拉斯-普克算法对发射平台规划好的航迹点进行抽稀，并将提取的包含位置、期望入射角和到达时间信息的航迹点装订至巡飞弹的制导控制模块；将入射角约束制导律作为基准制导律，对采用基准制导律的巡飞弹的剩余飞行时间进行估计；利用剩余飞行时间估计值设计到控制到达时间的偏置项，利用基准制导律和偏置项构建入射角和到达时间约束制导律；根据入射角和到达时间约束制导律，巡飞弹依次经过装订的中制导期望航迹点，实现对禁飞区规避并以期望时间和入射角到达中末制导交接班位置，实现巡飞弹的巡航段中制导。由于巡飞弹根据入射角和到达时间约束制导律跟踪的中制导期望航迹点利用利用发射平台的计算资源求取，降低巡飞弹弹载计算机算力要求。本发明具有同时兼顾到达时间、入射角度约束和禁飞区绕飞需求，对巡飞弹弹载计算机算力要求低、中制导实时性高的优点。所述期望航迹点包括位置、期望入射角和到达时间信息。

2、本发明公开的一种具有时空约束的巡飞弹中制导方法，包括如下步骤：

3、步骤一、以巡飞弹控制能量最优为优化目标，以基于巡飞弹在定高定速巡航段的禁飞区绕飞需求约束、最小转弯半径约束、入射角和到达时间约束为约束条件，构建中制导问题。利用发射平台的计算资源采用数值方法对中制导问题进行求解，获得满足约束的中制导期望航迹点。

4、以巡飞弹控制能量最优为优化目标，以基于巡飞弹在定高定速巡航段的禁飞区绕飞需求约束、最小转弯半径约束、入射角和到达时间约束为约束条件，构建中制导问题如式(1)所示

5、

6、其中，j表示目标函数，u表示虚拟控制量且满足|u|≤1，tf表示到达目标点的期望时间，xm表示巡飞弹在惯性系x轴的坐标，ym表示巡飞弹在惯性系y轴的坐标，vm表示巡飞器飞行速度大小，γm表示巡飞弹的弹道偏角，rmin表示巡飞器的最小转弯半径，xo,i表示第i个禁飞区中心在惯性系x轴的坐标，yo,i表示第i个禁飞区中心在惯性系y轴的坐标，ri表示距离第i个禁飞区中心的距离，xd和yd表示目标点位置，γd表示到达目标点的期望入射角，x0和y0表示巡飞弹初始位置，γ0巡飞弹初始弹道偏角。

7、根据数值方法求解如式(1)所示中制导问题，得到满足禁飞区绕飞需求、最小转弯半径约束、入射角和到达时间约束的中制导期望航迹点。所述期望航迹点包含位置、期望入射角和到达时间信息。

8、步骤二、采用道格拉斯-普克算法对步骤一规划出的中制导期望航迹点进行抽稀，并将提取的包括期望位置、入射角度和到达时间信息的航迹点注入巡飞弹的制导控制模块，通过对中制导期望航迹点进行抽稀减少需要跟踪的期望航迹点的数量。将入射角约束制导律作为基准制导律，根据基准制导律推导得到解析的剩余飞行时间预测公式。以巡飞弹和当前航迹点的位置、巡飞弹的速度大小和弹道偏角等条件为输入，根据剩余飞行时间预测公式确定剩余飞行时间tgo,j。

9、步骤2.1：采用道格拉斯-普克算法对发射平台规划的期望航迹的进行抽稀，共获得m个航迹点。每个航迹点信息包括期望位置、入射角度和到达时间。

10、步骤2.2：建立巡飞弹与第j个(j＝2,3,...m)航迹点间的相对运动方程，设计具有入射角控制能力的基准制导律，对巡飞器在基准制导律作用下到达第j个航迹点的剩余飞行时间进行预测。

11、巡飞弹与第j个航迹点的相对运动方程表示为

12、

13、

14、

15、

16、其中，rj表示巡飞弹与第j个航迹点间的相对距离，σj表示巡飞器的前置角，λj表示视线角，am表示飞行器的法向加速度指令。

17、基准制导律的法向加速度指令为

18、

19、其中，n表示正的导航比，γd,j表示巡飞弹到达第j个航迹点的期望入射角，表示巡飞弹到达第j个航迹点的入射角的预测值且满足

20、

21、在基准制导律作用下，巡飞弹到达第j个航迹点的剩余飞行时间为

22、

23、根据式(8)对在基准制导律作用下巡飞弹到达第j个航迹点的剩余飞行时间进行预测。

24、步骤三、将到达第j个航迹点的期望时间tj和步骤二中得到的剩余飞行时间tgo,j和当前时间的差值δj定义为到达时间控制误差。基于达时间控制误差的初值和期望收敛时间设计期望变化率构建偏置项使巡飞弹的到达时间控制误差δj遵循所设计的期望变化率利用基准制导律和偏置项构建入射角和到达时间约束制导律。根据入射角和到达时间约束制导律确保到达时间控制误差δj在巡飞弹到达第j个航迹点前实现收敛，使巡飞弹以期望入射角和期望时间到达第j个航迹点，即实现对巡飞器的带入射角和到达时间约束的制导。

25、步骤3.1：确定到达时间控制误差δj的期望变化率

26、到达时间控制误差δj表示期望到达时间tj和剩余时间预测值tgo,j以及当前时间的差值。当控制δj收敛到零时，进而可实现巡飞弹在期望时间到达第j个航迹点。由到达时间控制误差δj的定义得

27、

28、由于从第j1个航迹点到达第j个航迹点的飞行时间是有限的，因此确保到达时间控制误差δj在巡飞弹到达第j个航迹点之前收敛到零非常重要。同时，需要使巡飞弹在制导过程中保证与第j个航迹点之间的距离单调减小，保证前置角σj小于90°。为了确保到达时间控制误差δj在巡飞弹到达第j个航迹点之前收敛到零，构建到达时间控制误差δj的期望变化率如下式所示：

29、

30、其中，sigp(·)＝sign(·)|·|p，sign()表示符号函数，0＜p＜1，δj,0表示δj的初始值，ts为一个常值。

31、步骤3.2：确定制导方法偏置项以使到达时间控制误差δj遵循式(10)中的期望变化率，实现对巡飞器的带入射角和到达时间约束的制导。

32、设计如下的带入射角和到达时间约束制导律

33、am＝ab+at    (11)

34、其中，ab表示基准制导律，用于保证零脱靶量和期望入射角；at表示偏置项，用于保证达时间控制误差δj满足式(10)中的期望变化率，进而满足到达时间约束。

35、由式(4)(8)和(9)得

36、

37、其中，

38、

39、根据式(10)和(12)得偏置项为

40、

41、结合式(6)(11)和(14)即得到带入射角和到达时间约束的法向加速度指令，使巡飞弹的到达时间控制误差满足式(10)中的期望变化率，确保到达时间控制误差δj在巡飞弹到达第j个航迹点前实现收敛，使巡飞弹以期望入射角和期望时间到达第j个航迹点。

42、步骤四、步骤一利用发射平台的计算资源采用数值方法对中制导问题进行求解，获得满足约束的中制导期望航迹点，步骤二通过对步骤一获得的中制导期望航迹点进行抽稀减少需要跟踪的期望航迹点的数量，并将抽稀后获得的包括期望位置、入射角度和到达时间信息的航迹点注入巡飞弹的制导控制模块。巡飞弹根据所装订的航迹点信息和当前飞行状态信息，根据步骤三构建的带入射角和到达时间约束制导律推求法向加速度指令，直至巡飞弹以期望入射角和到达时间飞抵目标区域，完成满足时空约束的中制导。

43、步骤4.1：步骤一利用发射平台的计算资源采用数值方法对中制导问题进行求解，获得满足约束的中制导期望航迹点，步骤二通过对步骤一获得的中制导期望航迹点进行抽稀减少需要跟踪的期望航迹点的数量。将抽稀后得到的m个航迹点装订到巡飞器的制导控制模块。取一定值rm，预设初值j＝2，并将第j个航迹点作为当前目标航迹点。

44、步骤4.2：巡飞弹根据当前目标航迹点信息和飞行状态信息，根据步骤三构建的制导律推求法向加速度指令，对期望航迹进行实时反馈跟踪。

45、步骤4.3：计算巡飞弹当前位置与当前目标航迹点间的距离rj。若rj＞rm，重复步骤4.2；若rj≤rm且j＜m，令j＝j+1，并将第j航迹点作为当前目标航迹点；若rj≤rm且j＝m，巡飞弹到达指定位置，完成满足时空约束的中制导。

46、有益效果：

47、1、本发明公开的一种具有时空约束的中制导方法，在发射前利用发射平台的计算资源根据中制导问题规划巡飞弹巡航段的中制导期望航迹点，通过对中制导期望航迹点进行抽稀减少需要跟踪的期望航迹点的数量；在此基础上，将入射角约束制导律作为基准制导律，对采用基准制导律的巡飞弹的剩余飞行时间进行估计并利用剩余飞行时间估计值设计到控制到达时间的偏置项，利用基准制导律和偏置项构建入射角和到达时间约束制导律，对中制导期望航迹点进行跟踪，将复杂非线性的巡飞弹中制导问题转化为有限个航迹点间的带入射角和到达时间约束的制导问题，降低巡飞弹中制导问题的复杂度和对巡飞弹弹载计算机的算力需求，提高中制导的实时性。

48、2、本发明公开的一种具有时空约束的中制导方法，针对单一的角度和时间约束制导方法无法兼顾禁飞区绕飞需求的问题，利用发射平台的计算资源根据中制导问题规划巡飞弹考虑禁飞区需求的中制导期望航迹点，通过对中制导期望航迹点进行抽稀减得到有限个期望航迹点，利用入射角和到达时间约束制导律对期望航迹点进行跟踪，将满足禁飞区绕飞需求的期望航迹引入角度和时间约束制导中，在满足到达时间和入射角约束的同时满足禁飞区绕飞需求。

49、3、本发明公开的一种具有时空约束的中制导方法，针对到达时间控制误差需要在有限时间内实现收敛的问题，采用指定时间控制理论设计误差反馈项修正到达时间，能够保证到达时间控制误差在指定时间内收敛到零，提高到达时间控制性能。