本發(fā)明涉及具有高度約束的高置修正比例導(dǎo)引律方法。

背景技術(shù)：
對于非直接碰撞的導(dǎo)彈武器，對于其精確末制導(dǎo)，理想的命中點(diǎn)就與目標(biāo)之間存在一定的偏差。比如某些攜帶射流或者EFP戰(zhàn)斗部的巡飛彈，需要飛到目標(biāo)上空一定高度引爆戰(zhàn)斗部；攜帶子母彈等子彈藥的布撒器，也是需要飛到目標(biāo)上空一定區(qū)域進(jìn)行子彈藥的布撒；再比如便攜式紅外尋的防空導(dǎo)彈，其點(diǎn)源式紅外導(dǎo)引頭探測的不是目標(biāo)實(shí)體，而是目標(biāo)紅外輻射中心，因此，導(dǎo)彈攻擊的是目標(biāo)的尾焰中心。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
本發(fā)明的目的是為了解決現(xiàn)有非直接碰撞的導(dǎo)彈武器，對于其精確末制導(dǎo)，理想的命中點(diǎn)就與目標(biāo)之間存在一定的偏差的問題，而提出一種具有高度約束的高置修正比例導(dǎo)引律方法。具體是按照以下步驟進(jìn)行的：步驟一、建立高置修正比例導(dǎo)引律模型式中：為彈道傾角角速度；k為比例系數(shù)；d為期望高置量；R為導(dǎo)彈與目標(biāo)中心的相對距離；q為目標(biāo)中心視線角；為彈目中心線角速度；為導(dǎo)彈與目標(biāo)接近的速度；步驟二、對高置修正比例導(dǎo)引律模型進(jìn)行簡化，得到高置修正比例導(dǎo)引律簡化后的模型式中：φ為光軸與導(dǎo)彈縱軸間夾角；τ為剩余飛行時間；vt為目標(biāo)作水平勻速直線運(yùn)動速度；v為導(dǎo)彈速度，r為導(dǎo)彈與理想命中點(diǎn)間的相對距離；步驟三、利用高置修正比例導(dǎo)引律簡化后的模型計算剩余飛行時間τ，式中：為剩余飛行時間的平均速度；定義為θ為彈道傾角，q1為目標(biāo)高置部位視線角。發(fā)明效果采用本發(fā)明的一種具有高度約束的高置修正比例導(dǎo)引律，采用基于剩余路程的剩余時間求取方法和基于平均速度的剩余時間求取方法進(jìn)行仿真，基于剩余路程的剩余時間求取方法△x(m)均值為-0.41128，△y(m)均值為19.998，高度誤差均值(m)為0.002；基于平均速度的剩余時間求取方法△x(m)均值為-0.079584，△y(m)均值為20.001，高度誤差均值(m)為0.001；可以看出，該導(dǎo)引律采用本文所推導(dǎo)的兩種剩余時間求取辦法，均能夠完成高置的任務(wù)，且制導(dǎo)精度良好。如圖2所示，導(dǎo)彈軌跡和目標(biāo)軌跡相吻合，解決了現(xiàn)有非直接碰撞的導(dǎo)彈武器，對于其精確末制導(dǎo)，理想的命中點(diǎn)就與目標(biāo)之間存在一定的偏差的問題；通過仿真分析，能夠精確滿足制導(dǎo)要求。附圖說明圖1是導(dǎo)彈與目標(biāo)的相對位置和速度矢量關(guān)系圖；圖2是導(dǎo)彈與目標(biāo)的軌跡圖；圖3是末端局部放大軌跡圖；圖4是本發(fā)明流程圖。具體實(shí)施方式具體實(shí)施方式一：結(jié)合圖4說明本實(shí)施方式，本實(shí)施方式的一種具有高度約束的高置修正比例導(dǎo)引律，具體是按照以下步驟進(jìn)行的：步驟一、建立高置修正比例導(dǎo)引律模型式中：為彈道傾角角速度；k為比例系數(shù)；d為期望高置量；R為導(dǎo)彈與目標(biāo)中心的相對距離；q為目標(biāo)中心視線角；為彈目中心線角速度；為導(dǎo)彈與目標(biāo)接近的速度；步驟二、對高置修正比例導(dǎo)引律模型進(jìn)行簡化，得到高置修正比例導(dǎo)引律簡化后的模型式中：φ為光軸與導(dǎo)彈縱軸間夾角；τ為剩余飛行時間；vt為目標(biāo)作水平勻速直線運(yùn)動速度；v為導(dǎo)彈速度，r為導(dǎo)彈與理想命中點(diǎn)間的相對距離；步驟三、利用高置修正比例導(dǎo)引律簡化后的模型計算剩余飛行時間τ，式中：為剩余飛行時間的平均速度；定義為θ為彈道傾角，q1為目標(biāo)高置部位視線角。具體實(shí)施方式二：本實(shí)施方式與具體實(shí)施方式一不同的是：所述步驟一中建立高置修正比例導(dǎo)引律模型具體過程為：設(shè)導(dǎo)彈和目標(biāo)在同一鉛垂面內(nèi)運(yùn)動，目標(biāo)作水平勻速直線運(yùn)動，速度為vt；導(dǎo)彈速度為v，彈道傾角為θ，彈道攻角為α；目標(biāo)中心視線角為q，(導(dǎo)彈起爆點(diǎn))目標(biāo)高置部位視線角為q1，q1與q的差角為△q；導(dǎo)彈前置角為η，導(dǎo)彈失調(diào)角為ε，光軸與導(dǎo)彈縱軸間夾角為φ；目標(biāo)中心為T，理想命中點(diǎn)為點(diǎn)T'，期望(起爆點(diǎn))高置量為d，導(dǎo)彈與目標(biāo)中心的相對距離為R，導(dǎo)彈與理想命中點(diǎn)間的相對距離為r；導(dǎo)彈質(zhì)心為o，導(dǎo)彈縱軸為ox1，光軸為oX，定義令參考基準(zhǔn)線與vt平行；則導(dǎo)彈與目標(biāo)的相對位置和速度矢量關(guān)系如圖1所示；若要求導(dǎo)彈攻擊目標(biāo)的彈著點(diǎn)目標(biāo)中心移至目標(biāo)期望命中點(diǎn)，則比例導(dǎo)引律模型為：式中：為彈道傾角角速度；為目標(biāo)期望命中點(diǎn)位視線角速度，k為比例系數(shù)；根據(jù)圖1的導(dǎo)彈與目標(biāo)的幾何關(guān)系可得：(按圖1各角度關(guān)系，θ,q,q1,△q,η,α均為負(fù)值，φ為正值)Rsin△q＝-dcosq1(2)rsin△q＝-dcosq(3)Rcos△q＝r-dsinq1(4)rcos△q＝R+dsinq(5)r2＝R2+d2+2Rdsinq(6)△q＝q-q1(7)d＝rsinq1-Rsinq(8)式中，q,q1,△q均為負(fù)值，φ為正值；由式(2)兩邊對時間求導(dǎo)數(shù)得式中，為導(dǎo)彈與目標(biāo)接近的速度(一階導(dǎo)為速度，下同)；將式(4)代入(9)得由式(3)得代入(10)中得由式(7)有式中，為彈目中心線角速度；代入(12)整理得由式(8)得代入式(14)中得再將式(6)代入式(16)中得到將式(17)帶入式(1)可得高置修正比例導(dǎo)引律模型為其它步驟及參數(shù)與具體實(shí)施方式一相同。具體實(shí)施方式三：本實(shí)施方式與具體實(shí)施方式一或二不同的是：所述步驟二中對高置修正比例導(dǎo)引律模型進(jìn)行簡化，得到高置修正比例導(dǎo)引律簡化后的模型具體過程為：根據(jù)圖1的導(dǎo)彈與目標(biāo)的幾何關(guān)系可得：將式(19)帶入式(18)得由于1)采用比例導(dǎo)引律模型，一般彈道比較直，α角較小，最大攻角α通常不超過8°，-8°≤α≤8°，故α可忽略；2)因?yàn)閞＞＞d，因此是小量，可略去；3)失調(diào)角ε一般<1°，-1°≤ε≤1°，因此可忽略；4)當(dāng)時，若令則式中：tgo為導(dǎo)彈瞬時剩余飛行時間，為導(dǎo)彈與目標(biāo)相對速度，k1為簡化后的比例系數(shù)；5)在導(dǎo)彈攻擊目標(biāo)的整個過程中，φ角一般不超過30°，-30°≤φ≤30°，按工程近似sinφ≈φ；那么可以得到便于實(shí)施的高置修正比例導(dǎo)引律簡化后的模型為：式中，τ為剩余飛行時間；式(21)表示的高置修正比例導(dǎo)引律簡化后的模型和一般的比例導(dǎo)引律模型不同之處在于增加了φ角和剩余飛行時間τ，而τ是實(shí)現(xiàn)高置修正導(dǎo)引的一個重要特征量。其它步驟及參數(shù)與具體實(shí)施方式一或二相同。具體實(shí)施方式四：本實(shí)施方式與具體實(shí)施方式一至三之一不同的是：所述步驟三中利用高置修正比例導(dǎo)引律簡化后的模型計算剩余飛行時間τ，具體過程為：因?yàn)閷?dǎo)引頭測量不出彈目相對速度的準(zhǔn)確值，故剩余飛行時間需要估計。下面介紹兩種計算剩余飛行時間的近似方法，一種基于求取更準(zhǔn)確的剩余飛行軌跡的路程的思想，另一種是基于求取更準(zhǔn)確的剩余飛行平均速度的思想。在圖1中與分別為導(dǎo)彈在t時刻在彈目視線坐標(biāo)系(目標(biāo)為坐標(biāo)原點(diǎn)，彈目線為x軸，指向?qū)棡檎?，y軸垂直x軸且指向上為正)的橫向、縱向坐標(biāo)，t時刻為制導(dǎo)開始時刻起到擊中目標(biāo)時刻止；定義為將表達(dá)為三階多項式形式：簡化有式中，為的速度，為的速度；(一階導(dǎo)為速度，前文已給出)從而有式中，a1、a2、a3、ax為待定系數(shù)；為的速度；根據(jù)導(dǎo)彈和目標(biāo)相對運(yùn)動關(guān)系的邊界條件有：且在t時刻且在終止時刻將邊界條件代入方程(22)與(23)可解得：a1＝0a0＝0剩余飛行軌跡的路程描述為其中將式(24)的積分項進(jìn)行泰勒展開有：故其它步驟及參數(shù)與具體實(shí)施方式一至三之一相同。具體實(shí)施方式五：本實(shí)施方式與具體實(shí)施方式一至三之一不同的是：所述步驟三中利用高置修正比例導(dǎo)引律簡化后的模型計算剩余飛行時間τ，具體過程為：因?yàn)閷?dǎo)引頭測量不出彈目相對速度的準(zhǔn)確值，故剩余飛行時間需要估計。下面介紹兩種計算剩余飛行時間的近似方法，一種基于求取更準(zhǔn)確的剩余飛行軌跡的路程的思想，另一種是基于求取更準(zhǔn)確的剩余飛行平均速度的思想。在圖1中與分別為導(dǎo)彈在t時刻在彈目視線坐標(biāo)系(目標(biāo)為坐標(biāo)原點(diǎn)，彈目線為x軸，指向?qū)棡檎?，y軸垂直x軸且指向上為正)的橫向、縱向坐標(biāo)，t時刻為制導(dǎo)開始時刻起到擊中目標(biāo)時刻止；定義為將表達(dá)為三階多項式形式：簡化有式中，為的速度，為的速度；(一階導(dǎo)為速度，前文已給出)從而有式中，a1、a2、a3、ax為待定系數(shù)；為的速度；根據(jù)導(dǎo)彈和目標(biāo)相對運(yùn)動關(guān)系的邊界條件有：且在t時刻且在終止時刻將邊界條件代入方程(22)與(23)可解得：a1＝0a0＝0基于平均速度的剩余時間求取方法剩余飛行時間的平均速度為：將按泰勒級數(shù)展開，可以得到將式(27)代入式(26)中，得到此時剩余時間為：剩余飛行時間表達(dá)式中的r、q1在上一節(jié)中已用導(dǎo)引頭測量值R與q表示。(R、q是量測值，只能作為帶入值；r，q1是理論值，在理論推導(dǎo)中使用)。其它步驟及參數(shù)與具體實(shí)施方式一至三之一相同。采用以下實(shí)施例驗(yàn)證本發(fā)明的有益效果：仿真分析(1)導(dǎo)彈初始攻擊高度500m，攻擊速度0.8Ma，目標(biāo)的移動速度為10m/s。目標(biāo)初始位置(1000，0，0)。高置量為20m，根據(jù)本節(jié)所研究的高置修正比例導(dǎo)引律簡化后的模型(式21)，分別選取上節(jié)兩種不同剩余時間的計算方法，建立制導(dǎo)系統(tǒng)回路仿真，控制系統(tǒng)理想，進(jìn)行10次仿真，所得導(dǎo)彈到達(dá)目標(biāo)點(diǎn)上空與目標(biāo)偏差(兩方向脫靶量)均值如下表所示：表1兩種剩余時間下仿真結(jié)果偏差均值表通過上表可以看出，該導(dǎo)引律采用本文所推導(dǎo)的兩種剩余時間求取辦法，均能夠完成高置的任務(wù)，且制導(dǎo)精度良好。本項目擬選取所推導(dǎo)的方法2(基于求取平均剩余飛行速度思想)計算剩余時間，后面的仿真均采用該方法。下面給出采用方法2(基于求取平均剩余飛行速度思想)所得導(dǎo)彈與目標(biāo)軌跡圖，如圖2、圖3所示。(2)仿真條件除目標(biāo)速度外其它同上，驗(yàn)證對于不同目標(biāo)速度條件下該制導(dǎo)律的制導(dǎo)性能。仿真結(jié)果如下表所示：表2不同目標(biāo)速度下仿真結(jié)果偏差均值表從上表可以看出，本制導(dǎo)律對于尾追的情況制導(dǎo)效果很好，但對于迎頭攻擊情況，在該組仿真條件下，當(dāng)目標(biāo)速度大于20m/s時制導(dǎo)誤差就已較大，因?yàn)楸窘M仿真條件下彈目初始距離較短且目標(biāo)相對導(dǎo)彈相向運(yùn)動，導(dǎo)彈飛行時間短。在不同的仿真初始條件，能夠有效迎頭攻擊目標(biāo)的速度也不相同。