一种针对初始航迹角自由的控制时间和角度的二维协同制导方法与流程

1.本发明属于制导技术领域，特别涉及一种针对初始航迹角自由的控制时间和角度的二维协同制导方法。


背景技术：

2.控制攻击时间和攻击角度的(itacg)制导律目标是控制飞行器实现在特定时间、特定角度对目标进行打击，在军事上具有广泛的应用前景。尤其对于协同对海突击而言，itacg制导律有希望降低对方防空系统的拦截效果，提高突防概率，且对于存在雷达盲区的舰船而言，具有特殊的打击效果。对于装备了垂直发射系统的舰艇而言，由于该系统发射的导弹具有全向攻击能力，相当于具有了一种选择合适的初始航向角的机会。而当前itacg制导律很少考虑初始航向角的优化与选择问题，在导弹变速度的情况下，其制导律也存在计算复杂度高，不利于实时计算的缺点。同时对于轨迹跟踪问题而言，传统的轨迹离散化跟踪方法，具有跟踪精度低、时间误差大的缺点。
3.具体而言，itacg制导律主要有变导引参数法、滑模控制法、飞行过程中集中决策法、飞行过程中分散决策法等。这些控制方法都极少考虑初始航向角的优化问题，同时难以适应变速度的情况，且大多依赖于飞行过程中的通讯协调，一旦受到干扰很容易不能完成协同打击。最后，部分基于几何的制导律计算过程复杂，不利于机载计算机实时计算。


技术实现要素：

4.为了解决现有技术中存在的问题，本发明提供了一种针对初始航迹角自由的控制时间和角度的二维协同制导方法，包括以下步骤：
5.s1:根据期望打击时间t
d
,根据飞行器速度剖面确定飞行器期望飞行距离l
d
。
6.s2：确定轨迹搜索初始值，具体包括：搜索角度下限θ
s
，搜索角度上限θ
b
，搜索精度ε，轨迹位置搜索宽度s，初始匹配τ
pre
和搜索队列q；
7.s3：计算初始航向角
8.s4：根据初始航迹角和期望攻击角度确定贝塞尔曲线的控制点p
c
(x
c
,y
c
)，具体为：
9.记飞行器初始位置为e1(x1,y1)，目标位置为e2(x2,y2)，初始航向角为θ0，期望攻击角度为θ
f
，则控制点的位置可计算为：
10.y
c
＝y1+tan(θ
f
)(x
c
‑
x1)
11.s5：计算贝塞尔轨迹长度，记由e1、p
c
、e2点组成的贝塞尔曲线为则其长度为
12.s6：视贝塞尔轨迹长度调整初始航迹角大小，具体为：
13.如果则θ
s
＝θ0，返回s3；
14.如果则θ
b
＝θ0，返回步骤3；
15.如果则进行s7；
16.s7：向搜索队列中加入初始搜索区间，具体为：
17.清空搜索队列q，并将搜索空间加入队列q中，记导弹当前的位置为p，设置τ
min
＝τ
pre
，
18.s8.从队列q中弹出队首的搜索空间[τ
s
,τ
b
]，则如果则τ
min
＝τ
m
，
[0019]
s9：向队列中增加需要进一步搜索的空间：
[0020]
如果τ
m
‑
τ
s
>ε且则向队列q中加入[τ
s
,τ
m
]；
[0021]
如果τ
b
‑
τ
m
>ε且则向队列q中加入[τ
m
,τ
b
]；
[0022]
否则如果τ
m
‑
τ
s
>ε则向队列加入[τ
s
,τ
m
]和[τ
m
,τ
b
]；
[0023]
s10：判断队列是否为空：
[0024]
如果队列q已空，则计算点的切线，记p点到切线的距离为d，切线方向为θ
d
，则侧向加速度为τ
pre
＝τ
min
；
[0025]
否则返回s8；
[0026]
s11：判断目标是否处于杀伤半径内，如果是则退出，否则返回s7。
[0027]
本发明提供的针对初始航迹角自由的控制时间的二维协同制导方法，制导律使用二分法确定初始航迹角，计算复杂度低，收敛速度快，计算量小，可以满足实时计算的要求。基于二分法设计了一种跟踪点选取搜索算法，对飞行器飞行过程中可能遇到的阻力具有很好的鲁棒性，可实现高精度打击时间控制。针对初始航计角可变的情况设计itacg制导律，具有很强的实用性。
附图说明
[0028]
图1本发明的制导律的计算流程图；
[0029]
图2基于贝塞尔曲线的二段式制导轨迹；
[0030]
图3无侧向机动的情况下速度剖面。
具体实施方式
[0031]
为使本技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术具体实施例及相应的附图对本技术技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本技术一
部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
[0032]
本实施例具体步骤如图1所示，本发明首先针对期望攻击角计算初始航向角，如图2所示。该轨迹对应的贝塞尔曲线可表示为该轨迹具有两个特点：
[0033]
(1)对于90
°
>θ0>0
°
，90
°
>θ
f
>0
°
，随θ0的变大而变大。
[0034]
基于该单调性的特点，可使用二分法确定θ0使得等于期望长度。为了计算得到该轨迹，首先根据期望撞击时间t
d
和飞行器速度剖面确定期望飞行距离l
d
。其次先要设置初始参数，例如初始航迹角θ0＝45
°
，角度搜索上限θ
s
＝0.1
°
，角度搜索下限θ
b
＝89.9
°
，搜索精度ε＝0.01。然后根据初始航迹角θ0确定贝塞尔曲线的控制点p
c
(x
c
,y
c
)。记e1为起点，e2称为终点，则初射直线和入射直线如式(1)所示。
[0035][0036]
两直线的焦点即为贝塞尔曲线的控制点p
c
。贝塞尔曲线方程可表示如式(2)所示。
[0037]
p(τ)＝(1
‑
τ)2e1+2(1
‑
τ)τp
c
+τ2e2,τ∈[0,1]
ꢀꢀ
(2)
[0038]
由于本发明采用二阶贝塞尔曲线，其曲线长度存在解析解，其计算方式为：
[0039][0040]
其中j＝e1‑
2p
c
+e3，k＝p
c
‑
e1，d＝(j
·
k)/|j|2，e＝|k|2/|j|2，u＝e
‑
d2，如果则说明初始航迹角和期望打击角已计算准确，其二阶贝塞尔曲线长度与期望长度相等。如果则θ
s
＝θ0，如果则θ
b
＝θ0，重复计算贝塞尔控制点和长度的公式即可对轨迹进行调整。
[0041]
轨迹设计完毕后，需要初始化搜索队列，将搜索空间加入队列q中。然后根据先进先出的原则，不停从队列首部弹出所需搜索的空间[τ
s
,τ
b
]。如果空间[τ
s
,τ
b
]中点对应的轨迹点与导弹更近，则更新贝塞尔曲线位置。且如果τ
m
‑
τ
s
>ε，则说明该区间还未到达搜索的精度，可能需要进一步在该区间进行搜索。在此情况下，如果则向队列中加入[τ
s
,τ
m
]；如果则向队列中加入[τ
m
,τ
b
]；否则将两个区间均加入搜索队列中。当搜索队列为空时，则说明已找到具体要跟踪的点了。此时再计算p点到切线的距离为d，切线方向为θ
d
，则侧向加速度为循环往复便可跟踪该轨迹飞向目标。
[0042]
本方法中，具体含有：一个飞行轨迹生成器和一个轨迹跟踪器。以导弹打击固定目标为例，发射点为e1＝(0,0)，打击目标位置为e2＝(10000,0)，期望打击时间t
d
＝55s，期望
打击角度为θ
f
＝
‑
43
°
，初始发射角为θ0＝49.04
°
。飞行轨迹生成器先根据飞行剖面计算期望飞行距离为11.5公里，控制点为p
c
＝(4474,5153)。假设导弹最大横侧向过载为200m/s2，典型飞行速度剖面如图3所示。
[0043]
该制导律运行大致分为两个阶段。第一个阶段是飞行轨迹生成器运行，计算初始的θ0。在计算完毕后，实时搜索轨迹最近点并计算横侧向加速度。轨迹跟踪器在每个时间步的计算步骤如下：
[0044]
(1)首先清空搜索队列q，并将搜索空间加入队列q中
[0045]
(2)其次从队列q中弹出队首的搜索空间[τ
s
,τ
b
]，并更新最短点位置
[0046]
(3)向队列中增加需要进一步搜索的空间。
[0047]
(4)判断队列是否为空并计算跟踪所需的加速度。
[0048]
上述虽然结合附图对本发明的具体实施方式进行了描述，但并非对发明保护范围的限制，所属领域技术人员应该明白，在本发明的技术方案的基础上，本领域技术人员不需要付出创造性劳动即可做出的各种修改或变形仍在本发明的保护范围内。