基於攔截幾何的高超聲速目標攔截彈交接班條件分析方法與流程

2023-07-21 05:17:16 1

本發明涉及一種基於攔截幾何的高超聲速目標攔截彈交接班條件分析方法，屬於飛行器制導技術領域。

背景技術：

隨著未來空戰環境越來越複雜，作戰武器性能日益提高，臨近空間高超音速飛行器作為一種現代高效進攻及通訊武器，具有航速快、航距遠、機動能力高、生存能力強、可適載荷種類多等特點，可在臨近空間的中高層進行巡航工作，將有效載荷運送至全球各地，甚至近地軌道，或執行其它作戰支援任務，給國家安全帶來了巨大的威脅，因此，對其防禦技術的研究變得日益重要。高超聲速飛行器的防禦難點主要體現在如下幾個方面：一是飛行速度快，對攔截器提出了很高的速度要求；二是機動能力強，高超聲速飛行器的氣動外形能夠使其獲得較大的氣動力進行側向機動，還可以做跳躍式飛行；三是探測難度較大，臨近空間空天背景是複雜的電離層，存在大量的宇宙射線和電磁輻射，探測環境複雜。傳統的攔截方法很難實現對高超聲速飛行器這類目標的有效攔截。

技術實現要素：

本發明的目的是為了解決上述現有技術存在的問題，即臨近空間空天背景是複雜的電離層，存在大量的宇宙射線和電磁輻射，探測環境複雜。傳統的攔截方法很難實現對高超聲速飛行器這類目標的有效攔截。進而提供一種基於攔截幾何的高超聲速目標攔截彈交接班條件分析方法。

本發明的目的是通過以下技術方案實現的：

一種基於攔截幾何的高超聲速目標攔截彈交接班條件分析方法，

步驟一、通過考慮目標所有可能的速度方向，並根據攔截彈和目標之間的相對運動關係，推導得到所有可能的命中點的位置，建立攔截幾何；

步驟二、根據攔截幾何的研究結果以及中末制導交接班時刻攔截彈、目標和攔截幾何的位置關係，給出攔截高超聲速目標所要滿足的攔截條件；

步驟三、在滿足攔截條件的基礎上給出攔截彈中末制導交接班時刻位置條件的計算方法以及角度條件的求解過程，並分析目標機動對於求解攔截彈角度條件的影響。

本發明與傳統的攔截來襲目標的方法相比其優點在於：

(1)傳統的攔截來襲目標或彈頭的方法主要分為三個步驟：首先通過提前假設或者實時檢測的方法，確定來襲目標的機動模式；然後根據雷達或彈上設備的測量信息，計算出目標初始時刻的位置、速度和彈道傾角等信息，並結合目標的機動模式預先計算出來襲目標的飛行彈道，確定出攔截彈和目標的瞬時遭遇點，即預測命中點；最後，採用比例導引法導引攔截彈向預測命中點接近。這種方法需要預先假設或已知目標的機動模式，而且對目標的探測精度要求較高。本發明中通過考慮目標所有可能的速度方向，得到所有可能的預測命中點的位置，即攔截幾何，基於攔截幾何分析得到攔截彈的中末制導交接班條件，以保證對高超聲速飛行器的有效攔截。這種方法不需要已知目標機動模式或預先假設目標機動模式，可以對高超聲速飛行器這類機動模式不確定的目標進行攔截。

(2)本發明提出的方法不需要對目標進行實時機動檢測來獲得目標的運動狀態，進而計算目標的飛行彈道，確定預測命中點的位置，而是通過考慮目標所有可能的速度方向確定所有可能的預測命中點的位置，對目標探測精度的要求較低，可以有效地解決高超聲速目標的攔截難點問題。

附圖說明

圖1為本發明方法的流程圖。

圖2為攔截三角圖。

圖3為平面直角坐標系圖。

圖4為速度比γ＜1時的攔截幾何圖。

圖5為中末制導交接班時刻攔截彈、目標和攔截幾何的位置關係圖。

圖6為攔截彈期望彈道傾角和實際彈道傾角示意圖。

圖7為分析中末制導交接班時刻角度條件流程圖。

具體實施方式

下面將結合附圖對本發明做進一步的詳細說明：本實施例在以本發明技術方案為前提下進行實施，給出了詳細的實施方式，但本發明的保護範圍不限於下述實施例。

具體實施方式一：本實施方式所述的基於攔截幾何的高超聲速目標攔截彈交接班條件分析方法，是按照以下步驟實現的：

一、通過考慮目標所有可能的速度方向，並根據攔截彈和目標之間的相對運動關係，推導得到所有可能的命中點的位置，建立攔截幾何；

二、根據攔截幾何的研究結果以及中末制導交接班時刻攔截彈、目標和攔截幾何的位置關係，給出攔截高超聲速目標所要滿足的攔截條件；

三、在滿足攔截條件的基礎上給出攔截彈中末制導交接班時刻位置條件的計算方法以及角度條件的求解過程，並分析目標機動對於求解攔截彈角度條件的影響。

具體實施方式二：本實施方式與具體實施方式一不同的是：在步驟一中，所建立的攔截幾何過程如下：

為了簡化問題，將攔截彈和目標的運動看作是始終在同一固定平面內的質點運動，該平面稱為攻擊平面。為得到所有可能的命中點的坐標，首先考慮單個命中點的情況。假設攔截彈M和目標T均沿直線飛行，速度分別為vM和vT，這種情況下的命中點為點I，如圖2所示，並且將圖2中攔截彈、目標和命中點I所構成的三角形稱為攔截三角。

假設目標從初始位置運動到命中點所用的時間為T，則

sT＝vTT (21)

攔截彈從初始位置運動到命中點所用的時間必須也是T，才能攔截到目標，即

sM＝vMT (22)

由以上兩式可得，攔截彈和目標的速度比可以表示為

圖2中θM和θT分別為攔截彈和目標速度方向與視線之間的夾角，由正弦定理可得

對上式兩邊平方可得

用cos2θM替換掉sin2θM，並整理得

在本發明中，為了使攔截彈更早地攔截到目標，一般採取迎頭攻擊的形式，即θM為銳角，因此可以將式(6)簡化為

由式(7)可得，當γ≥1時，對於任意給定的θT，式(7)都有一個確定的解θM使攔截彈能夠成功攔截目標；當γ＜1時，只有當θT滿足sin2θT≤γ2時，對於給定的θT，式(7)才有一個確定的解θM使攔截彈能夠成功攔截目標，如果θT不滿足sin2θT≤γ2，則式(7)無解，攔截彈不能成功攔截目標。

之前討論的是目標速度方向確定的情況，這種情況下，只有一個確定的命中點，攔截彈、目標和命中點可以構成一個確定的攔截三角。然而在實際的制導過程中，由於目標的探測難度大，速度方向的測量存在誤差，而且目標的機動形式也是不確定的，所以攔截三角的位置也是不確定的，但是可以通過考慮目標所有可能的速度方向，並根據攔截彈、目標和命中點三者之間滿足的幾何關係得到所用可能的攔截三角的位置。

為了確定所有可能的攔截三角的位置，在攻擊平面內建立平面直角坐標系，如圖3所示。

該坐標系以攔截彈位置為坐標原點，以視線為X軸，垂直視線方向為Y軸。由於目標速度vT的方向是不確定的，所以命中點I的位置也是不確定的。對三角形MIN和三角形TIN應用勾股定理可以得出命中點的軌跡：

根據攔截彈和目標速度比的定義可得

將式(8)和式(9)代入到式(10)中可得

x2+y2＝γ2{(r-x)2+y2} (31)

將式(11)整理可得

(x-rl)2+y2＝cl2 (32)

其中，

式(12)代表所有可能的命中點的軌跡，也就是所求的攔截幾何方程，從該方程可以看出，攔截幾何是一個圓形。

從式(12)中可看出，攔截彈和目標的速度比γ是一個很重要的參數，它與攔截幾何的圓心坐標和半徑大小有密切的關係。在本實施例中，由於攔截彈的速度小於目標的速度，所以速度比γ＜1，攔截幾何圓心的橫坐標rl＜0。用攔截幾何的半徑減去攔截幾何圓心坐標的絕對值可得

由式(13)可以看出，當速度比γ＜1時，攔截幾何將攔截彈包圍，如圖4所示。

在圖4中，OIXIYI為攻擊平面內的慣性坐標系，M、T和N分別表示攔截彈、目標和攔截幾何圓心的位置，vM和vT分別表示攔截彈和目標的速度。

具體實施方式三：本實施方式與具體實施方式一或二不同的是：在步驟二中，推導攔截高超聲速目標所要滿足的攔截條件的具體過程為：

本發明中研究的攔截彈中末制導交接班條件包括位置條件和角度條件，位置條件指攔截彈為成功攔截目標或滿足規定的脫靶量要求，在中末制導交接班時刻允許的位置坐標的範圍，角度條件指攔截彈在中末制導交接班時刻允許的彈道傾角的範圍。

由式(7)可得，當速度比γ＜1時，目標速度方向只有滿足一定的條件，攔截彈才能成功攔截目標，所以在分析攔截彈中末制導交接班條件之前，有必要對成功攔截目標所要滿足的攔截條件進行研究。中末制導交接班時刻，攔截彈、目標和攔截幾何三者之間的關係如圖5所示。

在圖5中，TP和TQ為攔截幾何的兩條切線，也就是說所有可能的攔截點都在直線TP和TQ包圍的區域之內，由此可得，只有目標的速度方向在直線TP和TQ包圍的區域之內時，攔截彈才能成功攔截目標，即

θT＜θ (34)

其中，θ為攔截幾何切線與彈目視線的夾角。

由圖5可得，θ可以表示為

將式(15)代入到式(14)中可得

θT＜arcsinγ (36)

式(16)就是所求的攔截條件，之後對於中末制導交接班條件的分析都是在滿足攔截條件的基礎上進行的。

具體實施方式四：本實施方式與具體實施方式一至三之一不同的是：在步驟三中，所述的中末制導交接班時刻位置條件的推導過程如下：

定義1彈道傾角：速度方向與OIXI軸正向夾角，從OIXI軸正向開始，逆時針方向為正，順時針方向為負。

由於探測環境的複雜性和測量噪聲等因素的影響，目標速度方向的測量是存在誤差的，目標速度方向測量誤差的範圍代表了目標所有可能的速度方向，為使目標所有可能的速度方向都在攔截幾何的兩條切線所包圍的區域之內，即滿足攔截條件，攔截彈在中末制導交接班時刻的位置應該在目標彈道傾角測量值方向上。

用(xT,yT)表示中末交班時刻目標在慣性坐標系OIXIYI中的坐標，導引頭探測距離為r1～r2，飛彈位置坐標的範圍用(xM1,yM1)～(xM2,yM2)表示，目標彈道傾角的測量值用表示，則有

式(17)和式(18)就是攔截彈在中末制導交接班時刻的位置條件。

具體實施方式五：本實施方式與具體實施方式一至四之一不同的是：步驟三所述的中末制導交接班時刻角度條件求解的具體過程為：

定義2期望彈道傾角：為成功攔截目標，攔截彈期望的速度方向與慣性坐標系OIXI軸正向的夾角，OIXI軸正向開始，逆時針方向為正，順時針方向為負。

中末制導交接班時刻，攔截彈實際彈道傾角與期望彈道傾角如圖6所示。

在圖6中，表示目標真實的彈道傾角，和分別表示攔截彈真實彈道傾角和期望彈道傾角。

在本實施例中，中末制導交接班條件指的是攔截彈在中末制導交接班時刻允許的彈道傾角的範圍，該條件可以表示為中末交班時刻攔截彈實際彈道傾角與期望彈道傾角之間允許的最大誤差。

攔截彈實際彈道傾角和期望彈道傾角之間的誤差用θε表示，θε可以表示為

當θε＞0時，稱為正向誤差，用表示，當θε＜0時，稱為負向誤差，用表示，攔截彈中末制導交接班的角度條件可以用和表示。

飛彈法向加速度對誤差θε的修正能力可以表示為

其中，VM和aM分別為攔截彈的速度和法向加速度。

利用數值分析的方法可以求得在攔截彈和目標的初始位置和速度、終端脫靶量、攔截彈法向加速度以及目標初始彈道傾角等條件給定的情況下，攔截彈中末制導交接班時刻的角度條件，具體的求解過程如圖7所示。

在圖7中，ts表示用給定的法向加速度對攔截彈彈道傾角修正的時間，tgo表示末制導時間，rmin表示最終的脫靶量。

具體實施方式六：本實施方式與具體實施方式一至五之一不同的是：步驟三中的目標機動對於求解攔截彈交班時刻角度條件影響的分析過程如下：

當目標做機動飛行時，圖5中目標速度方向與視線方向的夾角會發生變化，這時目標的速度方向只在中末交班時刻滿足攔截條件是不夠的，要求目標速度方向在之後的末制導過程中都要滿足攔截條件。

在交班時刻之後的末制導過程中，目標速度方向有可能在某一時刻不滿足攔截條件，將該時刻記為tk，如果tk在末制導時間段內，則攔截彈不能攔截到目標，如果tk不在末制導時間段內，則攔截彈能成功攔截目標，這一條件可以作為目標做機動飛行時的攔截條件。

在滿足目標機動飛行時攔截條件的情況下，利用圖7中的方法就可以分析得到目標機動飛行時，攔截彈中末制導交接班時刻的角度條件。

利用本發明中提出的基於攔截幾何的高超聲速目標攔截彈交接班條件分析方法對攔截彈法向加速度、攔截彈速度、末制導時間和目標彈道傾角對攔截彈角度條件的影響的分析結果如下：

a)攔截彈法向加速度對和的影響

給定脫靶量rmin＝5m，飛彈初始位置(0,0)，目標初始位置(80000m,10000m)，目標的初始彈道傾角飛彈速度VM＝3Ma，目標速度VT＝6Ma。在上述初始條件下分析飛彈法向加速度的變化對和的影響，結果由表1給出。

表1

由表1可以看出，隨著飛彈法向加速度的減小，中末交班時刻允許的實際彈道傾角和期望彈道傾角之間最大誤差和也逐漸減小，這是由於飛彈法向加速度減小後，飛彈對於初始彈道傾角誤差的修正能力也減小，所以和也隨之減小。

b)攔截彈速度對和的影響

給定脫靶量rmin＝5m，飛彈初始位置(0,0)，目標初始位置(80000m,10000m)，目標的初始彈道傾角飛彈法向加速度aM＝35m/s2，目標速度VT＝6Ma。在上述初始條件下分析飛彈速度的變化對和的影響，結果由表2給出。

表2

從表2中數據可以看出，隨著飛彈速度的增大，中末交班時刻允許的實際彈道傾角和期望彈道傾角之間最大誤差和也逐漸減小，這是由於隨著飛彈速度的增大，飛彈對於初始彈道傾角誤差的修正能力減小，所以和也逐漸減小。

c)末制導時間對和的影響

給定脫靶量rmin＝5m，飛彈初始位置(0,0)，目標的初始彈道傾角飛彈法向加速度aM＝35m/s2，飛彈速度VM＝3Ma，目標速度VT＝6Ma。在實際分析過程中，可以通過改變中末交班時刻目標位置的坐標來分析末制導時間對和的影響，分析結果由表3給出。

表3

表3中目標初始位置的橫坐標不斷增大表示末制導時間不斷增加，可以看出隨著末制導時間的增加，中末制導交接班時刻允許的實際彈道傾角和期望彈道傾角之間最大誤差和也逐漸增大。

d)目標彈道傾角對和的影響

給定脫靶量rmin＝5m，飛彈初始位置(0,0)，目標初始位置(80000m,10000m)，飛彈法向加速度aM＝35m/s2，飛彈速度VM＝3Ma，目標速度VT＝6Ma。在上述初始條件下分析目標彈道傾角變化對和的影響，結果由表4給出。

表4

表4中目標的彈道傾角都是滿足高超聲速目標攔截條件的目標彈道傾角，可以看出隨著目標彈道傾角的不斷增大，中末交班時刻允許的實際彈道傾角和期望彈道傾角之間最大誤差和呈現出先減小後增大的變化趨勢。

以上所述，僅為本發明較佳的具體實施方式，這些具體實施方式都是基於本發明整體構思下的不同實現方式，而且本發明的保護範圍並不局限於此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本發明揭露的技術範圍內，可輕易想到的變化或替換，都應涵蓋在本發明的保護範圍之內。因此，本發明的保護範圍應該以權利要求書的保護範圍為準。