本發(fā)明涉及帶協(xié)同探測(cè)構(gòu)型約束的多飛行器協(xié)同末制導(dǎo)方法和相關(guān)產(chǎn)品。

背景技術(shù)：

1、高技術(shù)信息化對(duì)抗條件下，精確制導(dǎo)飛行器面臨著日益復(fù)雜的電磁環(huán)境，人為的和自然的、敵方的和我方的、對(duì)抗的和非對(duì)抗的各種電磁信號(hào)充斥于作戰(zhàn)空間，具有信號(hào)密集、種類繁多、對(duì)抗激烈、動(dòng)態(tài)多變等顯著特點(diǎn)，使得空域上電磁場(chǎng)分布縱橫交錯(cuò)，時(shí)域上電磁信號(hào)突發(fā)多變，頻域上電磁頻譜密集重疊，能量域上功率分布參差不齊，嚴(yán)重影響飛行器任務(wù)效能的發(fā)揮。由于單個(gè)飛行器資源有限，難以與敵方電子戰(zhàn)系統(tǒng)對(duì)抗，多飛行器協(xié)同探測(cè)成為提升抗干擾性能的主要技術(shù)途徑之一。

2、多飛行器協(xié)同抗干擾探測(cè)的工作機(jī)理是，一方面目標(biāo)與干擾特征在不同探測(cè)視角上的分布規(guī)律存在顯著差異，對(duì)多視角探測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行融合處理可以有效識(shí)別目標(biāo)、抑制干擾，形成體制上的抗干擾優(yōu)勢(shì)；另一方面干擾僅能覆蓋具備先驗(yàn)信息的有限空間范圍，處在該范圍之外的飛行器可以正常探測(cè)、識(shí)別和跟蹤目標(biāo)。因此，多飛行器相對(duì)目標(biāo)的空間構(gòu)型對(duì)整個(gè)系統(tǒng)的探測(cè)與抗干擾性能具有決定性影響。

3、現(xiàn)有的末制導(dǎo)方法，包括比例導(dǎo)引律和最優(yōu)制導(dǎo)律兩大類。比例導(dǎo)引律主要考慮終端命中條件，將探測(cè)和制導(dǎo)進(jìn)行解耦設(shè)計(jì)，無法處理帶終端狀態(tài)約束和末段構(gòu)型約束的協(xié)同末制導(dǎo)問題。最優(yōu)控制律一般不存在解析解，數(shù)值解收斂區(qū)間小、求解效率低，不能滿足高速飛行器平臺(tái)在線制導(dǎo)要求。因此需要發(fā)展一種高效的同時(shí)滿足終端狀態(tài)約束和過程構(gòu)型約束的協(xié)同末制導(dǎo)方法。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明提供一種帶協(xié)同探測(cè)構(gòu)型約束的多飛行器協(xié)同末制導(dǎo)方法和相關(guān)產(chǎn)品。

2、本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：一種帶協(xié)同探測(cè)構(gòu)型約束的多飛行器協(xié)同末制導(dǎo)方法，應(yīng)用于多飛行器系統(tǒng)中的主飛行器，多飛行器系統(tǒng)包括一個(gè)主飛行器和至少一個(gè)從飛行器，所述方法包括：

3、(1)進(jìn)入末制導(dǎo)階段前，基于預(yù)先設(shè)計(jì)的拉格朗日插值多項(xiàng)式階數(shù)n、線性二次型性能泛函的權(quán)重矩陣r(t)和末制導(dǎo)初始時(shí)刻t0，以末制導(dǎo)終端時(shí)刻tf、拉格朗日插值節(jié)點(diǎn)上的控制量序列為未知數(shù)，以末制導(dǎo)終端時(shí)刻的位置、彈道傾角、彈道偏角為約束，以付出的控制能量最小為目標(biāo)，離線求解非線性規(guī)劃問題，得到初始的末制導(dǎo)終端時(shí)刻tf、初始的時(shí)間序列[t1；...；tn]、初始的控制量序列和初始的狀態(tài)量序列作為標(biāo)稱的末制導(dǎo)終端時(shí)刻、時(shí)間序列、時(shí)間序列對(duì)應(yīng)的控制量序列和時(shí)間序列對(duì)應(yīng)的狀態(tài)量序列，拉格朗日插值多項(xiàng)式定義在t0、t1至tn共計(jì)n+1個(gè)特征時(shí)刻上，權(quán)重矩陣r(t)為常數(shù)或?yàn)殛P(guān)于時(shí)間t的函數(shù)；

4、(2)在末制導(dǎo)初始時(shí)刻t0，基于當(dāng)前的末制導(dǎo)終端時(shí)刻tf、當(dāng)前的時(shí)間序列[t1；...；tn]、當(dāng)前的控制量序列和當(dāng)前的狀態(tài)量序列計(jì)算得到制導(dǎo)律迭代所需的特征矩陣和權(quán)重矩陣特征矩陣是飛行器非線性動(dòng)力學(xué)方程在不同特征時(shí)刻線性化得到的系統(tǒng)矩陣的拼接矩陣，特征矩陣是飛行器非線性動(dòng)力學(xué)方程在不同特征時(shí)刻線性化得到的控制矩陣的拼接矩陣，權(quán)重矩陣是不同特征時(shí)刻權(quán)重矩陣的拼接矩陣；當(dāng)前的時(shí)間序列[t1；...；tn]、當(dāng)前的控制量序列和當(dāng)前的狀態(tài)量序列稱為主飛行器的標(biāo)稱彈道；

5、(3)在末制導(dǎo)初始時(shí)刻t0，根據(jù)當(dāng)前的控制量序列按拉格朗日插值法生成實(shí)時(shí)的控制量um，在區(qū)間[t0,tf]上對(duì)主飛行器的非線性動(dòng)力學(xué)方程進(jìn)行數(shù)值積分得到當(dāng)前的時(shí)間序列[t1；...；tn]上的狀態(tài)量序列當(dāng)前的末制導(dǎo)終端時(shí)刻tf的狀態(tài)量xmf，根據(jù)狀態(tài)量xmf確定終端狀態(tài)約束值φmp，如果終端狀態(tài)約束值φmp滿足預(yù)先設(shè)定的誤差門限，則轉(zhuǎn)至(5)，否則根據(jù)終端狀態(tài)約束值φmp和狀態(tài)量xmf求解控制量序列變分末制導(dǎo)終端時(shí)刻變分δtf，轉(zhuǎn)至(4)；

6、(4)令tf＝tf+δtf，重復(fù)執(zhí)行(2)和(3)；

7、(5)根據(jù)最終確定的控制量序列在末制導(dǎo)初始時(shí)刻t0之后的時(shí)刻t，按拉格朗日法插值生成實(shí)時(shí)的控制量以調(diào)控主飛行器的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)；

8、還包括：將離線計(jì)算、在線迭代計(jì)算的狀態(tài)量序列及其對(duì)應(yīng)的時(shí)間序列[t1；...；tn]、末制導(dǎo)終端時(shí)刻tf發(fā)送至從飛行器。

9、本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：一種帶協(xié)同探測(cè)構(gòu)型約束的多飛行器協(xié)同末制導(dǎo)方法，應(yīng)用于多飛行器系統(tǒng)中的從飛行器，多飛行器系統(tǒng)包括一個(gè)主飛行器和至少一個(gè)從飛行器，所述方法包括：

10、(1)進(jìn)入末制導(dǎo)階段前，接收主飛行器發(fā)送的離線計(jì)算的末制導(dǎo)終端時(shí)刻tf、時(shí)間序列[t1；...；tn]和時(shí)間序列對(duì)應(yīng)的狀態(tài)量序列

11、(2)進(jìn)入末制導(dǎo)階段前，基于預(yù)先設(shè)計(jì)的拉格朗日插值多項(xiàng)式階數(shù)n、線性二次型性能泛函的權(quán)重矩陣r(t)以及主飛行器發(fā)送的末制導(dǎo)終端時(shí)刻tf、時(shí)間序列[t1；...；tn]和狀態(tài)量序列以時(shí)間序列[t1；...；tn]上的控制量序列為未知量，以付出的控制能量最小為目標(biāo)，以末制導(dǎo)終端時(shí)刻從飛行器的位置、彈道傾角、彈道偏角，以及末段主、從飛行器的協(xié)同探測(cè)構(gòu)型為約束，離線求解非線性規(guī)劃問題，得到從飛行器的對(duì)應(yīng)于當(dāng)前時(shí)間序列[t1；...；tn]的控制量序列和狀態(tài)量序列作為標(biāo)稱的時(shí)間序列、控制量序列和狀態(tài)量序列，權(quán)重矩陣r(t)為常數(shù)或?yàn)殛P(guān)于時(shí)間t的函數(shù)；

12、(3)在末制導(dǎo)初始時(shí)刻t0，接收主飛行器發(fā)送的在線迭代計(jì)算完成的末制導(dǎo)終端時(shí)刻tf、時(shí)間序列[t1；...；tn]和時(shí)間序列對(duì)應(yīng)的狀態(tài)量序列

13、(4)在末制導(dǎo)初始時(shí)刻t0，基于當(dāng)前的時(shí)間序列[t1；...；tn]、當(dāng)前的控制量序列和當(dāng)前的狀態(tài)量序列計(jì)算得到制導(dǎo)律迭代所需的特征矩陣和權(quán)重矩陣特征矩陣是飛行器非線性動(dòng)力學(xué)方程在不同特征時(shí)刻線性化得到的系統(tǒng)矩陣的拼接矩陣，特征矩陣是飛行器非線性動(dòng)力學(xué)方程在不同特征時(shí)刻線性化得到的控制矩陣的拼接矩陣，權(quán)重矩陣是不同特征時(shí)刻權(quán)重矩陣的拼接矩陣；當(dāng)前的時(shí)間序列[t1；...；tn]、當(dāng)前的控制量序列和當(dāng)前的狀態(tài)量序列稱為從飛行器的標(biāo)稱彈道；

14、(5)在末制導(dǎo)初始時(shí)刻t0，根據(jù)當(dāng)前的控制量序列按拉格朗日插值法生成實(shí)時(shí)的控制量us，沿從飛行器的非線性動(dòng)力學(xué)方程在區(qū)間[t0,tf]上數(shù)值積分得到時(shí)間序列[t1；...；tn]上的狀態(tài)量序列tf時(shí)刻的狀態(tài)量xsf，結(jié)合主飛行器當(dāng)前的狀態(tài)量序列確定包括終端狀態(tài)、特征時(shí)刻協(xié)同構(gòu)型在內(nèi)的約束值ψsp，如果ψsp滿足預(yù)先設(shè)定的誤差門限，則轉(zhuǎn)至(7)，否則根據(jù)從飛行器終端狀態(tài)約束函數(shù)值、插值節(jié)點(diǎn)上的主從飛行器協(xié)同探測(cè)構(gòu)型函數(shù)值計(jì)算所需的控制量變分轉(zhuǎn)至(6)；

15、(6)令重復(fù)執(zhí)行(4)和(5)；

16、(7)根據(jù)最終確定的控制量序列，在末制導(dǎo)初始時(shí)刻t0之后的時(shí)刻t，按拉格朗日插值法生成實(shí)時(shí)的控制量調(diào)控從飛行器的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。

17、本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：一種程序產(chǎn)品，該程序產(chǎn)品在運(yùn)行時(shí)執(zhí)行上述的方法。

18、本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：一種多飛行器系統(tǒng)，包括主飛行器和至少一個(gè)從飛行器，主飛行器包括控制器，主飛行器的控制器在運(yùn)行時(shí)執(zhí)行前述的應(yīng)用于主飛行器的方法，從飛行器包括控制器，從飛行器的控制器在運(yùn)行時(shí)執(zhí)行前述的應(yīng)用于從飛行器的方法。

19、本發(fā)明解決了主從協(xié)同式多飛行器系統(tǒng)考慮協(xié)同探測(cè)構(gòu)型約束的協(xié)同末制導(dǎo)問題，具有如下優(yōu)勢(shì)。

20、(1)本方法將一般性的協(xié)同探測(cè)構(gòu)型約束引入末制導(dǎo)律設(shè)計(jì)。該構(gòu)型約束可用關(guān)于多個(gè)飛行器狀態(tài)量的任意形式函數(shù)刻畫，因而對(duì)同種類型飛行器、不同類型飛行器之間的協(xié)同制導(dǎo)問題具有較強(qiáng)的通用性。

21、(2)本方法將多飛行器協(xié)同探測(cè)構(gòu)型約束轉(zhuǎn)化為多特征時(shí)刻點(diǎn)狀態(tài)變分約束，利用拉格朗日插值多項(xiàng)式性質(zhì)保證任務(wù)剖面內(nèi)協(xié)同探測(cè)構(gòu)型約束滿足精度，提供了一種簡(jiǎn)便易行的問題建?？蚣?，具有較強(qiáng)的工程可行性。

22、(3)本方法將具有二次型性能指標(biāo)和復(fù)雜內(nèi)點(diǎn)約束的最優(yōu)控制問題轉(zhuǎn)化為一組線性代數(shù)方程組，基于線性近似控制量解析解(見控制量變分、末制導(dǎo)結(jié)束時(shí)間變分的表達(dá)式)和非線性系統(tǒng)實(shí)際誤差迭代求解(指求解過程是迭代的)，具有較高的在線解算效率。