一种基于落点估计的制导火箭垂直攻击制导方法与流程

本发明涉及弹药制导控制
技术领域：
，具体涉及一种基于落点估计的制导火箭垂直攻击制导方法，可用于制导火箭弹、制导炮弹、制导航弹、导弹等制导武器装备。
背景技术：
：对于大多数种类的战斗部来说，落角是影响战斗部威力发挥的重要因素，以杀伤爆破战斗部为例，由于战斗部的破片飞散方向主要集中在弹轴的法向平面附近，落角较小时战斗部破片大部分飞向近距地面和天空，战斗部威力的发挥受到很大影响。再以侵彻战斗部为例，大的落角有利于战斗部的侵彻作用，小落角情况下，侵彻战斗部很容易在硬点目标表面滑移造成滑脱，以致无法侵入目标体，攻击效能完全丧失。基于此，垂直攻击(或具有落角约束)制导方法一直以来都是弹药制导领域研究的热点问题。常规的落角约束制导律的工作重心往往集中在末制导阶段，并且以常值可用过载作为约束条件。论文《基于多项式函数求解的落角约束制导律》(马爽,杨军,袁博.基于多项式函数求解的落角约束制导律[j].导航定位与授时,2018,5(05):43-47.)针对攻击特定目标需要有落角约束的情况，以常值可用过载作为约束条件，利用落角和脱靶量作为终端约束，使用多项式函数推导得到了在纵向平面内满足落角约束的制导律的解析表达式。但对于制导火箭来说，飞行空域较大，对于不同射程来说落速不尽相同，这就造成火箭弹飞行末段的可用载变化范围较大，与常规落角约束制导律的设计思想产生了矛盾。常规落角约束制导律将工作重心放在末制导段，无法充分发挥火箭弹全弹道的机动能力，对保证垂直攻击也形成了障碍。为此近年来发展了基于滚动时域优化的制导策略，其核心思想是在弹载计算机上加载数值优化程序，在火箭弹的飞行过程中实时对后面的飞行过程进行弹道优化，从而实现最优的制导弹道，保证攻击点的落角条件。但数值优化程序往往计算量较大，在飞行过程中实时弹道化对弹载计算机的计算能力提出了较高的要求，不利于工程实现。技术实现要素：有鉴于此，本发明提供了一种基于落点估计的制导火箭垂直攻击制导方法，在升弧段，根据制导火箭导航系统提供的弹药速度、位置信息，采用数值积分等手段，计算无控飞行预测落点与目标点之间的水平距离(可考虑一个偏移量l，相当于对目标点在水平方向上偏移)，乘以一定的比例因子，得到当前的制导指令；在降弧段，采用数值积分等手段，计算其以最大舵偏角下压飞行时，预测终点与目标点的水平距离，并根据二者之间的差值，判断上拉与下压操纵的交接点。当导弹形成垂直于地面的弹道之后，转入末制导，按照比例导引攻击目标。本发明有利于降低导弹末制导阶段对过载能力的要求。具体的，本发明的基于落点估计的制导火箭垂直攻击制导方法，在从发动机工作结束到弹道顶点的阶段，采用零效脱靶量控制策略调整弹道，并对目标赋予一定的向后偏移量；在从弹道顶点到末制导前夕的阶段，进行先上拉后下压的操纵，使得该阶段结束时，制导火箭弹道倾角小于或等于末制导阶段垂直攻击所要求的目标弹道倾角。较优的，采用控制攻角为正的方式实现上拉操纵；采用控制制导火箭的舵偏角为饱和舵偏角的方式实现下压操纵。较优的，在上拉操纵过程中，实时预测若以当前时刻为交接点进行下压后的全效脱靶量；其中，全效脱靶量是指火箭弹以全舵偏进行下压操纵后的落点与目标点的差值；其中，全效脱靶量的落点位置为弹道倾角首次小于给定的目标弹道倾角时的位置；若预测的全效脱靶量不小于设定的交接点脱靶量w，则仍执行上拉操纵；当预测的全效脱靶量第一次出现小于交接点脱靶量w时，则开始执行下压操纵。较优的，目标弹道倾角的取值根据战术技术指标给定，若想实现垂直攻击，目标弹道倾角的取值小于-87°，或者根据具体情况设为-80°。较优的，对于射程100km内的火箭弹，交接点脱靶量w取300m±50m。较优的，在从发动机工作结束到弹道顶点的阶段中，通过控制攻角实现零效脱靶量控制；其中，攻角αz控制为：αz＝k1×[(xt-xpz)+l](1)其中，k1为比例系数，l为设定的目标偏移量；xt和xpz分别为目标点和预测的无控落点的横坐标。较优的，对于射程20～100km的制导火箭，目标偏移量的取值为0.5～5km。较优的，零效脱靶量的落点坐标和全效脱靶量的落点坐标通过弹载计算机对弹道动力学方程的数值积分得到。较优的，在飞行包线范围内离线计算预先生成数据表格，并将其写入弹载计算机，在实时飞行过程中通过插值运算得到预测落点。较优的，飞行包线内网格划分密度同时达到：长度网格宽度400m以下，速度网格宽度大小10m/s以下，角度网格宽度1°以下。较优的，在飞行包线范围内离线生成先验数据，采用代理模型对离线生成的先验数据进行回归和拟合，生成代数公式，采用代数计算得到预测落点。较优的，代理模型为多项式函数或神经元网络。较优的，制导火箭在发动机工作阶段，控制火箭弹弹道倾角跟踪理论的弹道倾角。较优的，末制导阶段，采用经典比例导引或具有落角约束的比例导引制导律进行末制导。有益效果：本发明在降弧段的前期，即第三阶段，通过先上拉再下压的方式调整弹道，使得第三阶段结束时即以近乎垂直的角度进入末制导阶段，减少末制导的制导控制难度，且可有效实现垂直打击，提升战斗部的攻击效能。本发明通过引入交接点脱靶量，可有效获得第三阶段中上拉操纵和下压操纵的最佳控制时机，方式简单、可靠。本发明在第二阶段根据零效预测脱靶量调整弹道，并通过设定目标偏移量给与第三阶段一定的补偿，进行前期机动，可降低第三阶段的控制难度，提高第三阶段的控制效果，从而使得制导火箭以大落角进入末制导阶段，提高攻击效能。本发明的制导方案能够有效利用火箭弹全弹道上的机动能力，具有算法简单、易于实现、攻击范围广等优点。附图说明图1为本发明基于落点估计的导弹垂直攻击制导方法流程图。图2为零效脱靶量控制示意图。图3为降弧段弹道示意图。图4为第三阶段全效预测弹道示意图。图5为仿真情形①-③弹道倾角图。具体实施方式本发明公开的一种基于有控落点估计的制导火箭垂直攻击制导方法。为了叙述清楚，将火箭弹的飞行过程分为四个阶段，本发明的制导方法流程图如图1所示。第一阶段为从火箭弹发射到t1时刻，其中，t1＝tmax+δt，其中tmax是不同温度条件下火箭发动机的最大工作时间，δt是为了保证第一阶段覆盖发动机工作时间而取的设计裕量，一般应取1s以上。第二阶段为从t1时刻到弹道顶点。其中，第一阶段和第二阶段构成弹道的升弧段。第三阶段为从弹道顶点到形成大落角条件，用数学方法描述为θ≤θd。其中θ是火箭弹的当前弹道倾角，θd是根据战术使用要求设计的目标弹道倾角，在垂直攻击的条件下，可选θd为-87度左右。第四阶段为采用经典比例导引或具有落角约束的比例导引制导律进行末制导，在保证垂直攻击的条件下进一步减小制导误差。其中，第三阶段和第四阶段构成弹道的降弧段，第四阶段又被称为末制导段。出于安全性和可靠性的考虑，在第一阶段采用飞行轨迹控制导引律，控制火箭弹弹道倾角跟踪理论的弹道倾角。第二阶段采用零效脱靶量控制，即根据预测的无控落点与目标点的关系来调整弹道。如图2所示，目标点t坐标为(xt,yt)，预测的无控落点pz坐标为(xpz,ypz),其中ypz＝yt，零效脱靶量rz＝xt-xpz，则此时输出的控制量用攻角表示为αz＝k1×[(xt-xpz)+l](1)其中k1为比例系数，根据具体的火箭弹产品通过数值仿真选取，l定义为目标偏移量，是为了减轻第三阶段工作量而设计的预补偿值，根据具体的火箭弹产品特性通过数值仿真确定，对于射程20～100km的制导火箭弹而言其偏移量的取值为0.5～5km。预测无控落点pz的坐标可通过弹载计算机的数值积分得到。其动力学方程为式(2)为常规的火箭弹刚体六自由度弹道动力学方程，能够较为精确的描述火箭弹的质心运动和姿态运动。对于中远程的火箭弹来说，一般弹上装有惯导，式(2)中的状态变量初值可以通过惯导输出的当前值得到，对该动力学方程进行数值积分，积分终止条件为y≤yt，即可得到火箭弹的无控预测落点pz。在第二阶段中，其动力学方程的计算过程中可以忽略升力，阻力只考虑零升阻力。对式(2)进行数值积分，得到的预测落点精度能满足制导要求，但是仍然无法完全避免数值积分带来的耗时问题。为此，可以在飞行包线范围内离线计算预先生成数据表格，并将其写入弹载计算机，在实时飞行过程中通过插值运算得到预测落点。试算表明，当飞行包线内网格划分密度同时达到长度网格宽度400m以下，速度网格宽度大小10m/s以下，角度网格宽度1°以下时，足以满足该制导方案的需求。进一步的，在已有脱靶量估计的网格对应数据的情况下，采用插值法来求取预测脱靶量的速度与存储的网格数据量大小有关。若在飞行包线范围较大，或网格划分较密的情况下，插值计算的速度会非常显著地变慢，甚至慢于直接在线采用刚体运动模型积分预测的速度。为此，可以采用多项式函数或神经元网络等代理模型对离线生成的先验数据进行回归和拟合，生成代数公式，采用代数计算来代替插值计算，从而进一步降低计算量。第三阶段采用全效脱靶量控制，即预测火箭弹全舵偏下压后的落点，根据预测落点与目标点的关系来调整弹道。所谓全效，系指以设计的最大舵偏角进行下压操纵。第三阶段的预测方法与第二阶段除两处明显差异外，其余基本相同。两处差异在于：第一，因为是全效预测，弹道积分中的阻力和升力应该是考虑舵偏角及与其相对应的平衡攻角后的阻力和升力，而不是像第二阶段一样只考虑零升阻力同时忽略升力；第二，弹道预测的数值积分终止条件为θ≤θd，同时考虑y≤yt时的强行终止。常规的火箭弹降弧段弹道如图3虚线所示，而本发明为了实现垂直攻击，采用降弧段前期弹道尽量平直、后期弹道尽量陡峭的方案，如图3实线所示。在降弧段前期，控制系统应根据目标位置进行相应的上拉操纵，意为给出正攻角指令，使弹道相比起常规弹道向上抬升，使得前期弹道更加平直。而在接近目标时，控制系统应执行下压操纵，形成垂直攻击。这里的下压操纵是指能够使得导弹以接近饱和舵偏角的某常值舵偏角所能形成的负攻角进行飞行的操纵。当然，需要合理确定上拉操纵和下压操纵的交接点，以保证在制导武器落地前能够形成垂直弹道，同时其弹体的质心在地面上的投影尽可能接近目标点。交接点太早或者过晚，都有可能导致弹道下压到垂直于地面之后，其弹体质心在水平面上的投影距目标点仍有较大的偏差，造成落点精度偏差或落角超差。与此同时，交接点过晚还有可能导致火箭弹在执行下压操作的时候，尚未形成垂直弹道就已经触地，造成作战任务失败。本发明引入交接点脱靶量的概念，以字母w表示。其交接点就是指第三阶段上拉操作和下压操作的交接点，如图3中b点所示。在进入第三阶段的初期，全效预测落点往往远近于目标点，预测的全效脱靶量大于w，则采用上拉操作。在下一个制导周期中，若全效脱靶量仍然大于w，则仍然采用上拉操作，直到预测脱靶量小于w则进入下压操作，火箭弹的当前点即为交接点，如图4所示。利用交接点脱靶量计算上拉操纵和下压操纵的控制时机。当然，也可以采用其他可能的方式获得该控制时机。本发明中，交接点脱靶量w的取值过大，会导致在第三阶段业已形成的垂直攻击态势在末制导段为了击中目标而重新变大，从而导致最终的落角变小。而交接点脱靶量过小，意为箭弹进入全效下压段的区间过窄，对于高速飞行的火箭弹而言很有可能在两次实时预测之间越过了进入全效下压的区间。因此也就有必要在保证最终落角要求的情况下，尽可能将交接点脱靶量w选取的大一些。具体取值可以弹道仿真进行试选，经飞行试验后根据实施效果进行修正，对于射程100km内的火箭弹，w取300m±50m能够满足本发明披露的制导方法要求。第四阶段采用经典比例导引或具有落角约束的比例导引制导律进行末制导，在保证垂直攻击的条件下进一步减小制导误差，在此不再详述。本发明中所涉及的导航系统，是采用了惯性导航、卫星导航、地面无线电定位导航等手段，或采用其它技术措施获取飞行中的速度、位置等运动状态信息的导航系统，其具体实施步骤如下：步骤一、在第一阶段采用飞行轨迹控制导引律，控制火箭弹弹道倾角跟踪理论的弹道倾角。根据式(3)αtrack＝kt×(θ-θtrack)(3)计算得到攻角的控制量。其中，kt为比例系数，根据具体的火箭弹产品通过数值仿真选取。θ，θtrack分别为火箭弹飞行的实时弹道倾角和发射前确定的理论弹道倾角。步骤二、建立描述导弹运动的地面坐标系，其中x轴位于水平面内指向炮目连线的方向，y轴垂直于水平面向上，x、y、z轴构成发射坐标系建立动力学方程；第二阶段和第三阶段的运动模型已经由式(2)给出，(2)式中v、θ、ψv分别为制导火箭的速度、弹道倾角和弹道偏角，m为质量，g为重力加速度，ψ、γ分别为俯仰角、偏航角、滚转角。α*、β*为攻角和侧滑角，是速度倾斜角。x、y、z分别为制导火箭位置的x、y、z轴坐标，x、y、z分别为制导火箭所受到的空气动力按照速度坐标系分解得到的三个方向的力，分别称之为阻力，升力和侧向力。在第二阶段，其表达式可以写为：其中：为弹体的零升阻力系数，为弹体的升力系数和侧向力系数，是无量纲比例系数，特别的，出于简化计算过程的考虑，在第二阶段可以都取到零。空气动力矩的求法和空气动力类似，其表达式为：式中：mx、my、mz分别是弹体所受到的滚转力矩，偏航力矩，和俯仰力矩。mx、my、mz为弹体的滚动力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数；q为动压，sref为最大截面积。q的计算公式为：其中ρ为大气密度，本发明中大气密度ρ为飞行高度y的函数，本实例采用国际标准大气条件，并将大气密度拟合为飞行高度y的6次多项式函数，其拟合表达式如下：ρ＝λ1y6+λ2y5+λ3y4+λ4y3+λ5y2+λ6y+λ7(7)各项拟合系数取值见表1：表1大气密度拟合系数(4)式中cd0为零升阻力系数，与制导火箭的马赫数ma相关，一般通过风洞测力试验取得，以表格函数的形式给出，针对导弹的弹种有不同结果，例如表2为本发明试验过程中所使用的导弹的零升阻力系数表格函数，在计算中通过线性插值求解。表2零升阻力系数cd0表格函数ma0.40.91.151.5234cd00.40950.48430.67200.58460.48940.37070.3057其中导弹的马赫数ma为速度与当地声速vs的比值，即本发明中，声速为飞行高度y的函数，根据国际标准大气条件，将声速拟合为飞行高度y的6次多项式函数，其拟合表达式如下：vs＝η1y6+η2y5+η3y4+η4y3+η5y2+η6y+η7(9)各项拟合系数取值见表3：表3声速拟合系数表步骤三、当前时刻t0接收自导航系统的制导火箭当前位置v0、θ0、x0、y0、z0、ψ0、γ0值，采用定步长数值积分算法对式(2)进行数值积分求解，取积分初值为导航系统测量的导弹运动信息的当前时刻t0的运动信息值，即取积分终止条件为y<yt；计算考虑修正量后的零效脱靶量rz：rz＝[(xt-xpz)+l](11)(10)式中，xp为(2)式积分终点的x轴坐标；xt为目标点的x轴坐标；l为目标点偏移量。此时，以攻角表示的制导系统输出控制量：αz＝k1×[(xt-xpz)+l](12)步骤四、在制导火箭飞行进入第三阶段后，对式(3)进行积分，但注意其中制导火箭所受的空气动力，其表达式应该写为：其中：(13)式中cd、cl为全下压舵偏角下的阻力系数和升力系数，与火箭弹的马赫数ma和平衡攻角αbal相关，本发明试验过程中所使用的导弹的阻力系数cd和升力系数cl数据如表4所示，在计算中通过线性插值求解。表4阻力系数cd与升力系数cl表格函数maαbalcdcl0.415.87360.64190.74270.912.55890.63710.69831.1513.57190.83950.71081.514.88790.86060.9726214.58330.82491.0964313.48140.66101.0140414.48270.63721.0368步骤五、取积分初值为导航系统测量的导弹运动信息的当前时刻t0的运动信息值v0、θ0、x0、y0、z0、ψ0、γ0，采用定步长数值积分算法对(2)式进行数值积分求解，取积分终止条件为θ≤-90°，当积分计算到达终止条件时状态变量x的取值即为全效预测落点的x轴坐标xpa；步骤六、计算全效脱靶量ra：ra＝xt-xpa(14)对比全效脱靶量与交接点脱靶量w的大小关系，(w取值经弹道仿真进行试选，经飞行试验后根据实施效果进行修正，对于射程100km内的导弹，w取300m左右)，当ra>w时，弹载计算机向舵机输出指令，控制导弹进行拉升操纵，为后期的垂直落角创造条件；随着导弹向前飞行，全效脱靶量ra将逐渐减小，从ra<＝w时，导弹转入下压阶段，舵机使用全下压舵偏，实现弹道的快速下压；步骤七、当弹道下压到弹道倾角小于预设值θd时(对于落角要求严格的情况，可将θd设置为-87°，也可以根据实际作战要求将θd放宽到-80°)，转入末制导段后，导弹按照比例导引制导规律计算的控制指令飞向目标，由于导弹已经形成垂直攻击趋势且ra很小，击中目标时自然趋近垂直落角。数值仿真在表5所示的不同目标点位置进行数值仿真。统一采用53°射角发射，采用本发明所介绍的制导方法，使用简化动力学模型在线实时积分预测，仿真结果如图5所示：表5仿真场景及主要指标参数仿真场景目标位置/km脱靶量/m落角/°①(20,0)0.1289-89.9657②(60,0)0.2624-90.1667③(100,0)0.0396-90.5036由上述图表可知，采用本发明所述制导方法，实现了制导火箭对不同射程目标点的垂直攻击且脱靶量在0.3米范围内，保证了较高的精度。本发明也可应用于制导炮弹、制导航弹等信息化弹药的制导控制。综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。当前第1页12