[發明專利]一種基于系統狀態約束的低能耗彈道優化方法

有效

• 申請號: 202110863258.4
• 申請日: 2021-07-29
• 公開（公告）號: CN113742643B
• 公開（公告）日: 2023-06-23
• 發明（設計）人: 張小躍;高遠飛;張桓瑞;李志兵;齊明龍
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G06F17/13
• 分類號: G06F17/13;G06N3/126
• 代理公司: 北京慧泉知識產權代理有限公司 11232
• 代理人: 王順榮;唐愛華

本發明公開了一種基于系統狀態約束的低能耗彈道優化方法，該方法包括以下步驟：建立彈體運動學方程組；以攻角為控制量求解彈道參數；設定約束條件及目標適應度函數；利用自適應遺傳算法對彈道進行優化。本發明針對目標位置區域，設定系統狀態約束條件，經優化后的彈道為滿足過程約束、終端約束的低能耗彈道，飛行過程中不會失穩，并以較好的系統狀態進入末制導階段，為末制導實現精準打擊及終端攻擊角約束打下基礎。

技術領域

本發明涉及一種基于系統狀態約束的低能耗彈道優化方法，屬于制導火箭彈彈道優化技術領域。

背景技術

制導火箭彈在普通無控火箭彈的基礎上增加探測制導裝置，具有更高的命中精度和較低的成本，可有效填補無控火箭彈和導彈之間的空缺。如圖1所示，制導火箭彈的飛行分為無控段、中制導段、末制導段三部分，彈體在中制導段按照方案彈道進行方案飛行，末制導按照制導律飛行實現對目標的追擊。因此，末制導是實現精準打擊的關鍵，為保證其順利進行，中制導和末制導交接的狀態是至關重要的。

針對目標位置區域，設定終端海拔和速度約束并選取耗能小為目標適應度函數，保證末制導階段有充足的能量對目標進行追擊，實現精準制導；設定終端彈道傾角約束有利于末制導階段角度的變化以及打擊時終端攻擊角約束的實現；設定過程約束保證彈體不會失穩，順利進入末制導階段。通過優化算法對彈道進行優化，優化后的彈道滿足終端約束、過程約束以及優化目標，為順利進入末制導并實現精準打擊打下基礎。

發明內容

為保證制導火箭彈順利進入末制導階段，并有良好的末制導初始狀態，本發明提供一種基于系統狀態約束的低能耗彈道優化方法，可降低能耗并滿足過程約束、終端約束，為末制導提供良好的初始狀態，可提高制導精度并保證終端攻擊角約束的順利進行。本發明的步驟包括建立彈體的運動學方程組、采用龍格-庫塔法求解微分方程組、設定約束條件及目標適應度函數、通過自適應遺傳算法對彈道進行優化，具體如下：

步驟一、建立彈道運動學方程組

優選地，方案飛行一般選取一個固定鉛垂平面飛行，因此在縱平面建立彈道運動學方程組，經過推導化簡得到如下方程組：

式(1)中式中m為彈體質量、V為彈體速度、α為攻角、θ為彈道傾角、g為重力加速度、t為飛行時刻；X、Y分別為彈體的水平位置和海拔高度；C_x0為零升阻力、C_x1為誘導阻力；為升力系數導數、S為特征面積、Q為動壓Q＝ρV²，ρ為大氣密度。

步驟二、求解微分方程組

在本發明中選取攻角α為控制變量，對攻角離散化處理，將彈道優化問題轉化為非線性規劃問題，對時間進行r等分，得到U＝[α₁,α₂,...α_r,α_r+1]作為待優化的控制變量。為保證控制的連續性，采用五次多項式插值法對控制量平滑處理。通過α(t)以及初始狀態采用四階龍格-庫塔法求解微分方程組，得到彈道的位置、速度、彈道傾角等參數信息。

步驟三、設定約束條件及目標適應度函數

選取約束如下：

(1)攻角控制容許約束：

為防止彈體失穩，不能以過大攻角飛行，選取控制容許范圍約束為：

|α|≤α_max??????????(2)

式(2)中α_max為允許控制攻角絕對值的最大值。

(2)終端速度約束：

為保證制導火箭彈在末制導階段對目標順利追擊，彈體速度不能過低，設定約束為：