一種基於預置命中點的大氣層內反導攔截器中制導方法與流程
2023-07-18 19:05:16
本發明涉及一種基於預置命中點的大氣層內反導攔截器中制導方法，屬於精確制導與控制領域。
背景技術：
基於預置命中點的反導攔截器中制導算法是反導攔截制導與指控領域的熱點，為提高命中精度，當前的主要解決思路是：在中段制導的過程中確定來襲目標經過的路徑點之一，引導攔截器在與目標相同的時間到達路徑點，通過將跟蹤動目標轉換為跟蹤靜目標，可減少攔截器能量消耗與過載需求。
上述方法計算量較低，但仍有以下不足之處：
1、僅適用於大氣層外對慣性彈道進行攔截的中段反導系統，如「標準」-3型反導攔截器，不適用於大氣層內反導攔截器中制導。
2、使用黃金比例分割法進行迭代收斂，雖然計算量較小，但收斂速度較慢，計算效率低，未充分利用現代計算機的性能以提高收斂速度。
技術實現要素：
本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提供一種基於預置命中點的大氣層內反導攔截器中制導方法，提高了計算效率，最大限度地發揮攔截器的性能。
本發明的技術解決方案是：一種基於預置命中點的大氣層內反導攔截器中制導方法，包括以下步驟：
步驟一：對反導攔截器進行射前預處理，具體步驟如下：
(1.1)根據反導攔截器攔截能力與性能指標獲得攔截高度的上界Hmax、下界Hmin及最大攔截射程Rmax；
(1.2)對進攻彈彈道進行實時預報；
(1.3)在預報得到的彈道上選取處於反導攔截器攔截範圍邊界上的點作為初始預置命中點PIP0，根據初始預置命中點PIP0和反導攔截器部署點確定發射俯仰角，並計算反導攔截器飛行至初始預置命中點PIP0所需時間MISSILE_tgo；
(1.4)利用公式TARGET_tgo-MISSILE_tgo＝tremain計算反導攔截器的待發射時間tremain，若tremain≤0，則反導攔截器立刻發射且轉入步驟二，將初始預置命中點PIP0賦值給預置命中點PIP；若tremain>0，則進入(1.5)，其中TARGET_tgo為進攻彈到達初始預置命中點PIP0的時間；
(1.5)重複(1.2)-(1.4)，更新初始預置命中點PIP0，直到tremain≤0；
步驟二：進行射中實時解算，得到每一時刻的預置命中點，具體步驟如下：
(2.1)對進攻彈彈道進行實時預報，獲得t時刻進攻彈到達預置命中點PIP的時間進入(2.2)；
(2.2)計算t時刻反導攔截器飛行至預置命中點PIP所需時間進入(2.3)；
(2.3)當時，為當前時刻反導攔截器飛行至PIP所需時間，預置命中點不變，t的值加1，判斷中制導是否結束，如果結束，則彈中實時解算結束，如果中制導未結束，則返回(2.1)；如果Δtgo>σ，則進入(2.4)；其中σ為發射閾值；
(2.4)如果則令否則K為迭代速率係數，根據和進攻彈當前速度確定t時刻新的預置命中點PIP，返回(2.2)。
所述步驟(1.2)和(2.1)中，利用如下公式預報t時刻的進攻彈彈道：
其中(x,y,z)為t時刻雷達測量得到的進攻彈位置坐標，(vx0,vy0,vz0)為t時刻雷達測量得到的進攻彈速度，(ax,ay,az)為t時刻雷達解算得到的進攻彈加速度。
所述步驟(1.3)中，計算反導攔截器飛行至PIP0所需時間MISSILE_tgo的方法如下：
(3.1)通過多次打靶試驗，獲得包含反導攔截器飛行時間、飛行距離、風場數據以及發射俯仰角的射表，利用基於高斯核函數的最小二乘法對射表數據進行擬合，得到飛行平均速度相對於發射俯仰角及風場數據的函數
(3.2)利用發射俯仰角及當地風場數據獲得飛行平均速度；
(3.3)利用公式確定反導攔截器飛行至PIP0所需時間MISSILE_tgo，其中S0為反導攔截器部署點到初始預置命中點PIP0的距離，為反導攔截器飛行平均速度。
所述步驟(2.3)中，迭代速率係數K的確定方法如下：
(4.1)設計關於K的模糊查詢表，確定模糊規則，根據模糊規則確定模糊查詢表中各個元素的值；
模糊查詢表
所述模糊規則為：橫軸檔位和縱軸檔位均與K的值正相關；
(4.2)設定每一檔對應的Δtgo範圍和Δtgo變化速率絕對值的範圍，模糊查詢表中橫軸檔位對應Δtgo，縱軸檔位對應Δtgo的變化速率絕對值；
(4.3)按照當前時刻計算得到的Δtgo和Δtgo變化速率絕對值，從模糊查詢表中選取K值。
與現有技術相比，本發明具有如下有益效果：
(1)由於大氣層內攔截器攔截範圍有限，傳統在中段制導的過程中確定來襲目標經過的路徑點的方法可能導致能量提前耗盡，本發明方法通過射前預處理確定反導攔截器的發射時刻和發射俯仰角，適用於大氣層內反導攔截器中制導，能夠在有限的能量下提高攔截成功率。
(2)利用模糊優化算法計算進攻彈到達預置命中點的時間，相較於黃金比例分割法，提高了計算效率和收斂速度。
(3)本發明方法利用基於高斯核函數的最小二乘法對射表數據進行擬合，獲得飛行平均速度相對於發射俯仰角及風場數據的函數，相較於傳統插值方法，計算效率高，同時考慮了風場幹擾，求解更加精確。
附圖說明
圖1為末段攔截初始預置命中點設置示意圖；
圖2為射前預處理流程圖；
圖3為射中實時解算流程圖。
具體實施方式
當前反導攔截制導算法的應用領域為大氣層外中段攔截的慣性彈道的遠程飛彈，且由於使用黃金比例分割法改變進攻彈與攔截器的剩餘飛行時間，計算量雖然較小，但迭代速度較慢，同時無法根據攔截狀態進行自適應改變迭代步長。基於以上問題，針對大氣層內反導攔截器中制導需求，本發明提出了一種基於預置命中點的大氣層內反導攔截器中制導方法，包括射前預處理和射中實時解算兩部分，在射中實時解算時使用模糊優化算法改變迭代步長，增加收斂速度。
本發明的步驟如下：
步驟一：射前預處理：
(1.1)不同於對彈道飛彈進行中段攔截的制導算法，末段攔截器攔截時間有限。為了最大限度增加末段攔截器飛行時間，第一個預置命中點理想狀態應位於反導攔截器最大攔截範圍的邊界上。因此，本發明首先根據反導攔截器攔截能力與性能指標獲得攔截高度的上界Hmax、下界Hmin及最大攔截射程Rmax，如圖1所示。
(1.2)對進攻彈彈道進行實時預報。此中制導算法的攔截目標範圍為中近程彈道飛彈，在末段時基本處於無機動或短時間機動階段，可認為僅受重力影響，因此其t時刻的彈道預報公式如下：
其中(x,y,z)為t時刻雷達測量得到的進攻彈位置坐標，(vx0,vy0,vz0)為t時刻雷達測量得到的進攻彈速度，(ax,ay,az)為t時刻雷達解算得到的進攻彈加速度。
(1.3)在預報得到的彈道上選取處於反導攔截器攔截範圍邊界上的點作為初始預置命中點PIP0，根據初始預置命中點PIP0和反導攔截器部署點確定發射俯仰角，並計算反導攔截器飛行至PIP0所需時間MISSILE_tgo。
不同於大氣層外中段攔截器在中制導段發動機推力曲線與推力時間基本固定，從而可以計算出其平均速度Vaver；末段大氣層內攔截器在初始發動機推力段過後，其不再具備軸向推力，速度隨著飛行時間的增加而受空氣阻力影響下降，但空氣阻力的大小又與其飛行狀態，即攻角、側滑角等因素有關。為充分考慮其在各種飛行狀態下的平均速度，使用最小二乘法進行擬合。
使用最小二乘法計算反導攔截器飛行至PIP0所需時間MISSILE_tgo的方法如下：
(a)通過多次打靶試驗，獲得包含反導攔截器飛行時間、飛行距離、風場數據以及發射俯仰角的射表，利用基於高斯核函數的最小二乘法對射表數據進行擬合，得到飛行平均速度相對於發射俯仰角及風場數據的函數
(b)利用發射俯仰角及當地風場數據獲得飛行平均速度；
(c)利用公式確定反導攔截器飛行至PIP0所需時間MISSILE_tgo，其中S0為反導攔截器部署點到初始預置命中點PIP0的距離，為反導攔截器飛行平均速度。
使用最小二乘法進行擬合時，基函數可使用線性模型，也可以使用高斯核函數；通過擬合可得到平均誤差最小狀態下的函數，這樣即增強了算法魯棒性。
(1.4)利用公式TARGET_tgo-MISSILE_tgo＝tremain計算反導攔截器的待發射時間tremain，若tremain≤0，則反導攔截器立刻發射且轉入步驟二，將初始預置命中點PIP0賦值給預置命中點PIP；若tremain>0，則進入(1.5)，其中TARGET_tgo為進攻彈到達初始預置命中點PIP0的時間；
(1.5)重複(1.2)-(1.4)，更新初始預置命中點PIP0，直到tremain≤0tremainσ，否則進入(2.4)；其中σ為正實數，取0.5s～1s；
(2.4)如果則令否則K為迭代速率係數，根據和進攻彈當前速度確定t時刻新的預置命中點PIP，返回(2.2)。
為了較好的平衡計算時間與迭代優化時間，引入模糊優化算法獲取迭代速率係數K，模糊優化算法具體內容如下：
(a)設計關於K的模糊查詢表，根據模糊規則確定的模糊查詢表，模糊查詢表的一種形式如下：
模糊查詢表
(b)設定每一檔對應的Δtgo和Δtgo變化速率絕對值的範圍，模糊查詢表中橫軸檔位對應Δtgo，縱軸檔位對應Δtgo的變化速率絕對值。
一種設定方式為：橫軸檔位0對應Δtgo的範圍為(0，1)，橫軸檔位1對應Δtgo的範圍為(1，10)，橫軸檔位2對應Δtgo的範圍為(10，30)，橫軸檔位3對應Δtgo的範圍為(30，200)。
縱軸檔位0對應Δtgo的變化速率絕對值範圍為(0，0.5)，縱軸檔位1對應Δtgo的變化速率絕對值範圍為(0.5，1)，縱軸檔位2對應Δtgo的變化速率絕對值範圍為(1，3)，縱軸檔位3對應Δtgo的變化速率絕對值範圍為(3，10)。
(c)按照當前時刻計算得到的Δtgo和Δtgo變化速率絕對值，從模糊查詢表中選取K值。
射中實時解算流程如圖3所示。
上述模糊優化算法方法以模糊數學為基礎，可保證在初期進行大幅收斂，加快收斂速度。
仿真試驗表明，本發明方法良好地應用於大氣層內攔截，提高了反導系統攔截概率，並提高了計算速度。
本發明說明書中未作詳細描述的內容屬本領域技術人員的公知技術。