基于零效脱靶量的制导估计一体化方法-李炯.pdf

《基于零效脱靶量的制导估计一体化方法-李炯.pdf》由会员分享，可在线阅读，更多相关《基于零效脱靶量的制导估计一体化方法-李炯.pdf（5页珍藏版）》请在淘文阁 - 分享文档赚钱的网站上搜索。

1、第29卷第4期2017年12月弹道学报Journal of BallisticsVol.29 No.4Dec. 2017收稿日期:2017-09-16基金项目:国家自然科学基金项目(61573374);国家自然科学基金项目(61773398)作者简介:李炯(1979- ),男,副教授,博士,研究方向为空天拦截器制导控制与仿真。 E-mail:graceful001126. com。基于零效脱靶量的制导估计一体化方法李炯1,张涛1,张金鹏2,董继鹏2(1.空军工程大学防空反导学院,陕西西安710051;2.中国空空导弹研究院航空制导武器航空科技重点实验室,河南洛阳471009)摘要:为提高反临近

2、空间高超声速目标的拦截精度,提出一种基于零效脱靶量的制导估计一体化设计方法,通过对目标拦截的制导估计问题分析,建立制导估计一体化设计的系统模型,并对具有目标机动补偿的零效脱靶量制导律进行设计。在目标状态信息可量测的条件下,零效脱靶量制导律与比例导引法相比,其制导性能略高;在目标状态信息不可量测的条件下,基于零效脱靶量的制导估计一体化设计方法对目标加速度的估计误差更小,制导精度也更高。利用该方法可以较好地跟踪目标机动,减小估计延迟对制导精度的影响,具有较高的制导精度和较强的鲁棒性。关键词:高超声速飞行器;零效脱靶量;制导估计一体化;制导律中图分类号:TJ765 文献标识码:A 文章编号:1004

3、-499X(2017)04-0035-05Unitization Method of Guidance and Estimation Based on Zero-Effort-MissLI Jiong1,ZHANG Tao1,ZHANG Jin-peng2,DONG Ji-peng2(1. Air and Missile Defense College,Air Force Engineering University,Xian 710051,China;2. Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Airborne Guided

4、 Weapons,Luoyang 471009,China)Abstract:To improve the guidance precision of intercepting hypersonic vehicle,a kind of unitizationdesign method of guidance and estimation based on zero-effort-miss was presented,and the system modelof guidance and estimation unitization design was established. The gui

5、dance and estimation problems forintercepting target were analyzed. The zero-effort-miss guidance law which could compensate the influenceof target maneuvering was designed. While the target status information can be measured,the zero-effort-miss guidance law has higher guidance-performance in contr

6、ast to proportion navigation law. If the targetstatus information can not be measured,the unitization design method of guidance and estimation based onzero-effort-miss has better guidance performance and smaller error of estimating target acceleration. Themethod is not sensitive to target maneuverin

7、g,and the influence of estimation delay on guidance precisioncan be decreased,and the method has good guidance precision and robustness.Key words:hypersonic vehicle;zero-effort-miss;unitization of guidance and estimation;guidance law高超声速飞行器具有高空、高速及自主机动能力,对其进行拦截必须要求拦截器制导控制系统具有更高的精度和更快的反应时间。从理论上来说,拦截器

8、在向目标飞行的拦截过程中,制导控制系统存在延迟特性,且执行机构无法实时提供足够的机动能力,它们必然对拦截器制导精度产生重要的影响1。此外,拦截高超声速飞行器这一类状态不可观测、轨迹复杂多变的目标,对目标进行准确的状态估计显得非常重要,而目标机动造成的状态估计延迟也对拦截器制导精度产生不可低估的影响。传统的设计思路是基于确定等效原则( CertaintyEquivalence Principle, CEP )和联合分离原理(Associated Separation Theorem,AST),将目标状态估计与制导控制问题分离进行独立设计。实际上,目标拦截问题是以饱和状态变量和非高斯随机干扰为特征

9、的,且拦截器控制系统的设计也依赖于状态万方数据弹道学报第29卷估计的统计特性,因此,针对高超声速飞行器拦截背景,确定等效原则不再适用2,必须考虑制导控制系统、目标状态估计等延迟因素对制导精度的影响,将制导律与目标状态估计结合,进行制导估计一体化设计,以提高末段制导精度,实现对高超声速飞行器的直接碰撞杀伤。文献3针对螺旋机动弹道导弹拦截问题,设计了一种基于零控脱靶量的滑模制导律,该制导律有效克服了螺旋机动目标的加速度波动影响,且具有较好的鲁棒性,但是该方法没有考虑状态估计延迟和估计误差补偿,且对噪声干扰非常敏感。Shinar提出了一种基于策略的制导估计一体化算法4,直接把剩余飞行时间的估计融合到

10、制导律设计当中,但是基于策略的制导律是以目标做最大机动为假设前提的,具有较大的保守性。 Dwivedi P N将零效脱靶量与剩余飞行时间相结合进行制导估计一体化设计,以消除制导估计回路与控制回路的延迟影响5-6。文献6所采用的二阶零效脱靶量动力学方程包含2个可调参数,参数的选取对整个制导估计性能影响较大;文献7提出了一种加速度补偿的零效脱靶量制导律设计方法,但该方法对目标加速度的噪声比较敏感,制导精度及过载特性受目标加速度噪声的影响较大。文献8根据拦截临近空间飞行器的特点推导了一种基于拦截弹与目标飞行器相对运动状态的零控脱靶量解析计算方法,但作者仅将该算法用于中制导律。文献9研究了一种考虑导弹

11、自动驾驶仪动态特性的零控脱靶量有限时间收敛制导律,但没有考虑目标状态估计的影响。文献10针对变频螺旋机动目标,考虑目标机动的频率与时间约束因素,设计了最优拦截制导律,但是没有考虑目标状态估计延迟的影响。本文在上述研究的基础上,对机动目标补偿的零效脱靶量制导律进行设计与推导,该制导律只包含一个增益系数,便于调整与优化。同时,采用一阶动力学模型对目标加速度进行估计,构建基于零效脱靶量的制导估计一体化设计方法。该方法可以显著削弱目标机动估计延迟的影响,改善导弹的制导性能。1问题描述对高超声速飞行器进行拦截,影响拦截器制导精度的因素有很多,其中目标机动引起的状态估计延迟影响尤为突出。制导估计综合设计方

12、法将目标状态估计与制导律设计结合起来,设计一体化制导估计算法,以减小估计延迟因素对制导精度的影响,其结构如图1所示。图中,估计/制导外回路可以用一体化算法进行描述。图1制导/估计一体化示意图在制导估计一体化设计中,将零效脱靶量、相对速度、目标机动加速度、剩余飞行时间等制导参数作为估计器的状态变量,有:X=(Zm vr at tgo)T (1)式中:Zm =(Zmx Zmy Zmz);vr =(vrx vry vrz);at =(atx aty atz);Zmx,Zmy,Zmz分别为沿惯性坐标系x,y,z轴的零效脱靶量分量;vrx,vry,vrz分别为沿惯性坐标系x,y,z轴的弹目相对速度分量;

13、atx,aty,atz分别为沿惯性坐标系x,y,z轴的目标机动加速度分量;tgo为剩余飞行时间。假定拦截弹采用主动雷达寻的制导体制,则导引头可以直接测量的参数有相对位移r、相对速度r、视线角及视线角速度,可以表示为Y=(r r y z y z)T (2)式中:y,z分别为视线角倾角和视线偏角; y,z分别为视线角倾角角速度和视线偏角角速度。2制导估计一体化设计2.1系统状态模型零效脱靶量(zero-effort-miss,ZEM)是指从当前时刻开始,目标按预定的航迹飞行,拦截器不经过控制自由飞行,距目标的最小相对位移。当零效脱靶量为0时,可认为此后拦截器无需控制也能在有限时间内以零脱靶量实现对

14、目标的拦截。 Zm为零效脱靶量,则零效脱靶量的动力学方程可以表示为Zm =r+vrtgo (3)式中:r,vr分别为惯性坐标系下拦截器与目标的相对位移向量与相对速度向量;tgo为剩余飞行时间。拦截器与目标的运动学关系如图2所示,将拦截器与目标的视线用向量e表示,视线角速度用向量表示,则有:r=re (4)vr =r=re+r (5)式中:e=(cosycosz siny cosysinz),= e。63万方数据第4期李炯,等基于零效脱靶量的制导估计一体化方法图2拦截器与目标的运动学关系考虑目标机动的影响,则零效脱靶量的动力学方程可以进一步表示为Zm =r+vrtgo+(vrt2go /2) (

15、6)对式(6)求微分,得: Zm = r+vrtgo +vrtgo + 12 vrt2go +vrtgotgo,式中:相对加速度可以表示为vr =at-am。目标加速度估计采用一阶动力学模型,at为目标机动加速度的均值,则有:at = (at -at) / T,式中:T为计算步长。从而vr = at-am =at-atT -am剩余飞行时间定义为tgo =-r/ r (7)则有tgo =(rr/ r2)-1,式中:r,r,r分别为相对位移、相对速度和相对加速度。r= x2+y2+z2r=(xvrx+yvry+zvrz) / rr=r(xvrx+yvry+zvrz)-(xvrx+yvry+zvr

16、z)r/ r2式中:x=xt-xm;y=yt-ym;z=zt-zm;(xt,yt,zt)为目标在惯性坐标下的坐标;(xm,ym,zm)为导弹在惯性坐标系下的坐标。假定拦截器采用捷联式主动雷达导引头,则沿目标视线方向的量测方程为rrzzyy=x2+y2+z2xx+yy+zzx2+y2+z2arctan xzzx-zxx2+z2arctan yx2+z2y(x2+z2)-y(xx+zz)(x2+y2+z2) x2+z2因此,制导估计一体化问题的系统状态模型可以表示为Zmvrattgo=r+vrtgo+vrtgo+ 12vrt2go+vrtgotgoat-amat-atT(rr/ r2)-1(8)2

17、.2制导律设计及制导估计一体化实现动力学方程Zm =r+vrtgo的零效脱靶量,其零效脱靶量制导律表示为am =KZ Zmt2go=KZ r+vrtgot2go式中:KZ为增益系数。考虑目标机动的影响,则式(6)表示的零效脱靶量动力学方程的零效脱靶量制导律为am =KZ Zmt2go=KZr+vrtgo+ 12 vrt2got2go =KZrt2go +vrtgo +12vr分别将式(4)、式(5)、式(7)中的r、vr及tgo代入上式,可得针对机动目标的零效脱靶量制导律,有:am =KZ r2r e-rr (re+re)+ 12vr =KZ -re+ 12vr(9)对式(9)求导得:am =

18、KZ(-re-re+ 12vr) (10)将式(10)添加到制导估计一体化问题的状态模型式(8)中,得到基于零效脱靶量的制导估计一体化实现,即:Zmvrattgoam=r+vrtgo+vrtgo+ 12vrt2go+vrtgotgoat-amat-atT(rr/ r2)-1KZ -re-re+ 12 vr 通过求解,可以得到惯性坐标系下拦截器的3个加速度分量。此时,还需要通过坐标转换,将惯性坐标系下的加速度分量转换为弹道坐标系下的加速度分量。地面坐标系与弹道坐标系之间的变换矩阵为73万方数据弹道学报第29卷L(V,)= Lz()Ly(V)=coscosV sin -cossinV-sincos

19、V cos sinsinVsinV 0 cosV式中:为拦截器弹道倾角,V为拦截器弹道偏角。根据计算得到的过载指令加速度就可以解算拦截器的飞行弹道与制导精度。3仿真及结果分析1)实例一。 弹目初始斜距为50 km,视线倾角为5,视线偏角为0,目标速度为1 500 m/ s,拦截器速度为1 800 m/ s,目标的初始航向角为170,目标的机动法向过载为nty =5sin(0. 5t)。如果在目标状态信息可量测(目标机动加速度已知)的条件下,零效脱靶量制导律与比例导引法的增益/导航比均取3. 5,则其拦截弹道曲线以及法向过载(加速度)曲线分别如图3 图5所示。图中,nmy,nmz分别为导弹俯仰通

20、道和偏航通道的法向过载。图3零效脱靶量与比例导引法的拦截弹道曲线图4零效脱靶量与比例导引法的俯仰通道法向过载曲线图5零效脱靶量与比例导引法的偏航通道法向过载曲线目标状态信息可量测的条件下,不同增益(导航比)的零效脱靶量与比例导引法的制导精度及终端时间如表1所示。表中,Em,tm分别为导弹的制导精度和拦截飞行时间。表1零效脱靶量与比例导引法的制导性能比较导引方法KZ Em / m tm / s比例导引法3.03.54.04.52.522.872.553.1115.5715.5615.5615.56零效脱靶量制导律3.54.04.55.02.092.112.902.1615.5215.5215.5

21、115.51从表1中可以看出,在目标状态信息可量测的条件下,零效脱靶量制导律与比例导引法的制导精度差别不大,零效脱靶量制导律的制导性能略高,拦截时间也更短。从图3 图5可以看出,零效脱靶量制导律的弹道比较平滑,开始阶段过载略大,随着弹目距离的减小,过载也随之减小,弹目遭遇段导弹的过载可以控制在一定范围内。2)实例二。 条件同实例一,目标状态信息不可量测,必须对目标的机动加速度进行估计。基于零效脱靶量的制导估计一体化设计的目标加速度估计如图6所示,其弹道预测如图7所示。图中,aty为目标在铅垂平面内的机动加速度。图6目标加速度估计目标状态信息不可量测条件下,不同增益(导航比)的零效脱靶量制导估计

22、一体化设计与制导估计分离设计的制导精度及终端时间如表2所示。从表2中可以看出,在目标状态信息不可量测的条件下,零效脱靶量制导估计一体化设计与制导估计分离设计的终端时间基本一致。在制导精度83万方数据第4期李炯,等基于零效脱靶量的制导估计一体化方法上,制导估计一体化设计能将制导精度控制在3 4 m,而制导估计分离设计的制导精度达到11 m多,对于高超声速目标来说基本可以认定为脱靶。从图6和图7中可以看出,与制导估计分离设计的目标加速度估计值相比,零效脱靶量制导估计一体化设计的估计误差更小,更有利于目标机动补偿,减小估计延迟的影响。通过改进估计算法还可以进一步提高目标状态估计的精度。图7基于零效脱

23、靶量制导估计一体化算法的目标弹道预测表2基于零效脱靶量的制导估计一体化算法与制导估计分离设计的制导性能比较导引方法KZ Em / m tm / s制导估计一体化设计3.54.05.05.54.133.953.773.7015.5215.5215.5115.51制导估计分离设计3.54.05.05.511.2811.3111.3611.3015.5215.5115.5115.514结束语基于传统的制导估计分离设计方法在实际的目标拦截情形中,如有界控制、饱和状态变量等,其综合性能不是最优,同时目标机动估计延迟对拦截导弹寻的性能具有较大影响,将估计器和制导律集成考虑,给出一种适用于高超声速目标拦截的

24、零效脱靶量制导估计一体化方法。该方法可以较好地跟踪目标机动,减小估计延迟对制导精度的影响,而且对目标机动不敏感,具有较高的制导精度和较强的鲁棒性。通过改进其中的状态估计算法,还可以进一步减小估计误差,提高制导精度,从而满足对高超声目标的直接碰撞要求。参考文献1刘庆鸿,陈德源,王子才.延迟对拦截弹制导精度的影响J.宇航学报,2003,24(6):642-645.LIU Qing-hong,CHEN De-yuan,WANG Zi-cai. Effect of systemdelay on guidance accuracy of interceptor J . Journal ofAstrona

25、utics,2003,24(6):642-645. (in Chinese)2叶继坤,雷虎民,肖增博,等.基于普通分离原理的制导/估计综合设计方法J.航空学报,2011,32(1):137-144.YE Ji-kun,LEI Hu-min,XIAO Zeng-bo,et al. Integration designmethod of estimation and guidance based on general separationtheorem J. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2011,32(1):137-144. (in Chine

26、se)3李运迁,齐乃明.基于零控脱靶量的大气层内拦截弹制导律J.宇航学报,2010,31(7):1 768-1 774.LI Yun-qian, QI Nai-ming. A zero-effort miss distance-basedguidance law for endoatmoshperic interceptor J. Journal ofAstronautics,2010,31(7):1 768-1 774. (in Chinese)4 SHINAR J, TURETSKY V, OSHMAN Y. Integrated estimation/guidance design ap

27、proach for improved homing against randomlymaneuvering targets J . AIAA Journal of Guidance ControlDynamics,2007,30(1):155-160.5 DWIVEDI P N,TIWARI S N,BHATTACHARYA A,et al. A ZEMbased effective integrated estimation and guidance of interceptors interminal phaseC / / Conference of Guidance Control D

28、ynamics.Ontario,Canada:AIAA,2010:1-25.6 DWIVEDI P N,TIWARI S N,BHATTACHARYA A,et al. A ZEMdynamics based integrated estimation guidance and control ofinterceptorsC / / Conference of Guidance Navigation and Control.Portland,Oregon:AIAA,2011:1-24.7 LAM V C. Acceleration-compensated zero-effort-miss gu

29、idancelawJ. AIAA Journal of Guidance Control Dynamics 2007,30(4):1 159-1 162.8李罗钢,荆武兴,高长生.拦截临近空间飞行器零控脱靶量计算方法J.弹道学报,2015,27(1):18-23.LI Luo-gang,JING Wu-xing,GAO Chang-sheng. Zero effort missformulation for near space aircraft interception J. Journal ofBallistics,2015,27(1):18-23. (in Chinese)9雷虎民,张旭

30、,董飞垚,等.零控脱靶量有限时间收敛制导律J.国防科技大学学报,2015,37(3):136-141.LEI Hu-min, ZHANG Xu, DONG Fei-yao, et al. Finite timeconvergent zero-effort miss guidance lawJ. Journal of NationalUniversity of Defense Technology, 2015, 37 ( 3 ): 136 - 141.(in Chinese)10 RUSNAK I,LIAT P E. Guidance law against spiraling targetJ.Journal of Guidance Control and Dynamics,2016,39(7):1 694-1 696.93万方数据