[發(fā)明專利]一種剩余飛行時間在線估計方法

有效

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• 申請日: 2017-11-27
• 公開（公告）號: CN107943079B
• 公開（公告）日: 2020-06-19
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 蔡遠(yuǎn)利;李紅霞
• 申請（專利權(quán)）人: 西安交通大學(xué)
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 西安通大專利代理有限責(zé)任公司 61200
• 代理人: 安彥彥

一種剩余飛行時間在線估計方法，采用量測的彈目相對距離并采用系統(tǒng)辨識方法和回歸分析方法分別建立模型；運(yùn)用已建立模型和當(dāng)前已知的彈目相對距離對脫靶量進(jìn)行估計，得到脫靶量估計值，該脫靶量估計值對應(yīng)的時刻為預(yù)測導(dǎo)彈對目標(biāo)進(jìn)行攔截時刻；計算彈目相對距離估計時刻與預(yù)測導(dǎo)彈對目標(biāo)進(jìn)行攔截時刻的時間間隔值，再將時間間隔值與采樣周期相乘得到當(dāng)前時刻的剩余飛行時間估計分量；采用Fisher信息融合方法，得到剩余飛行時間融合估計值。本發(fā)明提出的剩余飛行時間估計算法僅需要彈目相對距離以及采樣周期，由于彈目相對距離由量測得來以及采樣周期由制導(dǎo)系統(tǒng)自身給出，因此具有較好的計算效率可行性，此外，具有較強(qiáng)的魯棒性。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于飛行器控制領(lǐng)域，尤其涉及一種剩余飛行時間在線估計方法。

背景技術(shù)

剩余飛行時間作為制導(dǎo)系統(tǒng)重要參數(shù)在飛行器制導(dǎo)方面應(yīng)用廣泛。尤其在飛行器末制導(dǎo)過程中，除了實現(xiàn)導(dǎo)彈對目標(biāo)打擊或攔截之外，還需對入射角和能量消耗等進(jìn)行約束。最優(yōu)制導(dǎo)律是目前較好且廣泛采用的一種制導(dǎo)方案，而剩余飛行時間的精確估計是實現(xiàn)這個制導(dǎo)律以及發(fā)揮其作用的關(guān)鍵因素。同時，剩余飛行時間還是武器戰(zhàn)斗部設(shè)計和攔截實效判斷的重要依據(jù)，對這個參數(shù)估計的準(zhǔn)確度將直接影響控制力、脫靶量和捕獲區(qū)域等制導(dǎo)性能。但是，任何設(shè)備和儀器都不能進(jìn)行直接對這個參數(shù)進(jìn)行測量。況且當(dāng)導(dǎo)引頭測距精度不高，或雷達(dá)導(dǎo)引頭隨著彈目距離的接近角度測量存在較大的誤差,或測距通道被外界干擾時，由于量測數(shù)據(jù)的不準(zhǔn)確都會影響對剩余飛行時間的估計精度。因此，研究并提出一種估計精度高，魯棒性強(qiáng)以及運(yùn)算效率高且極具可行性的剩余飛行時間估計算法是當(dāng)前亟待解決的問題。

傳統(tǒng)的估計飛行剩余時間的方法為t_go＝R/V_m(其中t_go為剩余飛行時間，R為彈目相對距離，V_m為導(dǎo)彈速度)，該方法在比例導(dǎo)引中有著較好的應(yīng)用。但當(dāng)彈道軌跡為彎曲路徑時，這種估計算法產(chǎn)生較大的估計誤差。針對傳統(tǒng)剩余飛行時間估計算法精度不高問題，很多學(xué)者在此基礎(chǔ)上提出了改進(jìn)算法。

Whang等針對比例導(dǎo)引律情況，提出了一種基于Kalman濾波的剩余時間估計方法；另外，針對偏置比例導(dǎo)引情況，推導(dǎo)出了一種剩余時間估計濾波器，但該方法不適用于初始前置角較大的情況。Shin等應(yīng)用導(dǎo)引指令歷史信息提出了一種剩余時間估計方法，但此方法存在計算量較大且占用彈上計算機(jī)內(nèi)存較多的問題，因此不易運(yùn)用于實際制導(dǎo)系統(tǒng)。Choal等針對速度變化規(guī)律具有一定不確定性的導(dǎo)彈，推導(dǎo)出了一類加權(quán)能量最優(yōu)導(dǎo)引律，并對導(dǎo)彈未來速度曲線進(jìn)行了預(yù)測，同時對所需的剩余時間進(jìn)行了估計，但其估計精度難以滿足時間控制要求。李轅等分別針對順軌與逆軌攔截飛行軌跡的特點(diǎn)，基于預(yù)測碰撞點(diǎn)設(shè)計了相應(yīng)的剩余飛行時間估計方法，但此方法在導(dǎo)彈前置角較大時，存在估計精度不高的問題。針對以上剩余時間估計方法在導(dǎo)彈前置角較大時估計精度不高的問題，張友安等提出了一種采用分段求解的比例導(dǎo)引剩余時間估計算法，此算法首先對比例導(dǎo)引的閉環(huán)運(yùn)動方程進(jìn)行變形，得到彈目距離和飛行時間關(guān)于前置角的一階非線性微分方程，然后對前置角的變化區(qū)間適當(dāng)分段，在每段區(qū)間內(nèi)保證前置角的增量為小角度，從而利用一階泰勒展開求解每段區(qū)間內(nèi)的微分方程，最后通過分段迭代求解，得到大前置角下的剩余時間估計。Ryoo等為帶終端入射角約束的最優(yōu)制導(dǎo)律設(shè)計了兩種剩余飛行時間估計算法，分別為method 1和method 2。其中，method 1為導(dǎo)彈航跡的長度與彈目接近速度的比值，method 2為彈目相對距離與彈目平均接近速度之比。其中，method 2所得剩余飛行時間估計值對應(yīng)的導(dǎo)彈飛行時間曲線收斂速度比method 1所得剩余飛行時間對應(yīng)的導(dǎo)彈飛行時間曲線要快。由此可知，method 2對剩余飛行時間具有較好的估計精度。但是這種估計方法是在對制導(dǎo)模型進(jìn)行建模且在此非線性模型線性化基礎(chǔ)上推導(dǎo)得出。因此，該方法對彈目對制導(dǎo)模型有嚴(yán)重的依賴性且建模誤差和線性化誤差不可避免。

綜上所述，已提出的脫靶量分析方法存在以下缺點(diǎn)：

(1)對制導(dǎo)模型有嚴(yán)重依賴性；

(2)需對導(dǎo)彈和目標(biāo)飛行狀態(tài)進(jìn)行假設(shè)；