技术特征：
1.一种飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法，其特征在于，实时测得弹体在空间的质心位置和速度数据，根据方案弹道参数，实时计算弹体运动参数与方案弹道偏差，自适应调整制导参数生成制导律，引导弹体沿着方案弹道飞行；制导律采用融合经典线性弹道跟踪方法和基于飞行体运动状态感知和决策的制导律参数自适应变化：依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标下的弹道高度和纵向速度的偏差，生成纵向制导指令；依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标下的弹道侧偏和侧向速度，生成横向制导指令；纵向和横向制导指令均为弹道偏差和制导律参数的函数，制导律参数随飞行体实时位置及其与方案弹道对应位置参数的偏差变化、实时飞行速度及其与方案弹道对应速度参数的偏差变化进行实时的调整。2.根据权利要求1所述的飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法，其特征在于，生成的纵向和横向制导指令分别为：δ
y
＝k
py
(y
p-y
f
)+k
dy
(v
yp-v
yf
)+δ
y0
δ
z
＝k
pz
(-z
f
)+k
dz
(-v
zf
)式中，δ
y
和δ
z
分别为纵向和横向制导指令；δ
y0
是方案舵偏角；k
py
是和飞行体实时纵向位置y
f
和方案纵向位置y
p
偏差相关的制导系数；k
dy
是和飞行体实时纵向速度v
yf
和方案纵向速度v
yp
直接相关的制导系数；k
pz
是和飞行体实时位置横向侧偏z
f
相关的制导系数；k
dz
是和飞行体实时横向速度相关的制导系数。3.根据权利要求2所述的飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法，其特征在于，制导律参数实时的调整，具体包括：(1)如果纵向实际弹道穿过方案弹道且向下，则制导系数k
py
自适应变化为：k
py
＝k
py0
*(1+dy/dy0)；如果纵向实际弹道穿过方案弹道且向上，则制导系数k
py
自适应变化为：k
py
＝k
py0
*(1-dy/dy0)；其中k
py0
为第一标称值，dy＝(y
p-y
f
)，dy0为根据飞行体动态特性设置的第一阈值；(2)如果飞行体实际纵向速度v
yf
与方案纵向速度v
yp
的差大于设计阈值：如果飞行体下降，且存在dvy＝(v
yp-v
yf
)>dvy 0
，则制导系数k
dy
自适应变化为：k
dy
＝k
dy0
*(1+(dvy-dvy 0
)/dvy 0
)；如果飞行体上升，且存在dvy＝(v
yp-v
yf
)<-dvy 0
<0，则制导系数k
dy
自适应变化为：k
dy
＝k
dy0
*(1+(dvy+dvy 0
)/dvy 0
)；其中k
dy0
为第二标称值，dvy 0
为根据飞行体动态特性设置的第二阈值；(3)如果在控制过程中，飞行体在横向侧偏过零值，则制导系数k
pz
自适应变化为：k
pz
＝k
pz0
+|z
f
|/z
f0
，其中k
pz0
为第三标称值，z
f0
为根据飞行体动态特性设置的第三阈值；(4)如果在飞行过程中，飞行体横向偏离速度大于设计阈值vz 0
：即当|v
zf
|>v
zf0
，时，则制导系数k
dz
自适应变化为：k
dz
＝k
dz0
*(1+(|v
z
|-v
zf0
)/v
zf0
)，其中k
dz0
为第四标称值，v
zf0
为根据飞行体动态特性设置的第四阈值。
技术总结
本发明公开了一种飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法，制导律采用融合经典线性弹道跟踪方法和基于飞行体运动状态感知和决策的制导律参数自适应变化：依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标下的弹道高度和纵向速度的偏差，生成纵向制导指令；依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标下的弹道侧偏和侧向速度，生成横向制导指令；纵向和横向制导指令均为弹道偏差和制导律参数的函数，制导律参数随飞行体实时位置及其与方案弹道对应位置参数的偏差变化、实时飞行速度及其与方案弹道对应速度参数的偏差变化进行实时的调整，从而来实现稳定和高精度的收敛。和高精度的收敛。和高精度的收敛。
技术研发人员：王旭刚 王中原 易文俊 史金光 常思江 陈琦
受保护的技术使用者：南京理工大学
技术研发日：2022.03.30
技术公布日：2022/6/21