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    多約束條件下導(dǎo)彈協(xié)同作戰(zhàn)制導(dǎo)律

    2012-12-25 08:47:32王曉芳
    彈道學(xué)報(bào) 2012年3期
    關(guān)鍵詞:協(xié)同作戰(zhàn)制導(dǎo)彈道

    王曉芳,林 海

    (北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院,北京100081)

    導(dǎo)彈防御系統(tǒng)的不斷發(fā)展使導(dǎo)彈的突防能力和攻擊能力面臨著嚴(yán)峻的挑戰(zhàn).多導(dǎo)彈協(xié)同作戰(zhàn)能夠有效地提高導(dǎo)彈的突防能力、戰(zhàn)場生存能力和對目標(biāo)的打擊能力.而多彈協(xié)同作戰(zhàn)制導(dǎo)律是導(dǎo)彈實(shí)現(xiàn)協(xié)同作戰(zhàn)的關(guān)鍵技術(shù)之一,對它的研究具有重要意義.

    在導(dǎo)彈協(xié)同作戰(zhàn)的過程中,通常對多枚導(dǎo)彈攻擊目標(biāo)時的攻擊角度和攻擊時間進(jìn)行約束.對于具有攻擊角度約束的制導(dǎo)律,國內(nèi)外研究得比較多[1~3],而對于具有攻擊時間約束的制導(dǎo)律的研究相對較少[4,5].近年來,學(xué)者們對于同時具有攻擊角度和攻擊時間約束的制導(dǎo)律也進(jìn)行了一定的研究[6~8].文獻(xiàn)[6,7]分別基于最優(yōu)控制理論、滑膜控制理論提出了可同時控制多枚導(dǎo)彈攻擊角度和攻擊時間的制導(dǎo)律,文獻(xiàn)[8]則采用反演控制方法和偏置比例導(dǎo)引法設(shè)計(jì)了一種具有攻擊角度和時間約束的、適用于反艦導(dǎo)彈攻擊固定目標(biāo)的制導(dǎo)律,但文中并沒有對制導(dǎo)律參數(shù)的取值進(jìn)行研究.另外,在設(shè)計(jì)適用于導(dǎo)彈協(xié)同作戰(zhàn)的制導(dǎo)律時,除了考慮攻擊角度和攻擊時間的約束,還需要考慮其他約束,如導(dǎo)彈自身的過載約束、彈道收斂性約束等.

    本文在綜合考慮攻擊角度和攻擊時間約束、導(dǎo)彈自身過載約束、彈道收斂性約束等因素的前提下,基于比例導(dǎo)引律設(shè)計(jì)了適用于多枚導(dǎo)彈協(xié)同作戰(zhàn)的四維制導(dǎo)律,并采用自動控制理論和變系數(shù)比例導(dǎo)引律理論對制導(dǎo)律中參數(shù)的取值進(jìn)行了理論分析,并給出了仿真算例.

    1 具有攻擊角度和攻擊時間約束的制導(dǎo)律

    某導(dǎo)彈和目標(biāo)在三維空間的相對運(yùn)動關(guān)系如圖1所示.

    圖1 導(dǎo)彈目標(biāo)相對運(yùn)動圖

    圖中:M代表導(dǎo)彈,M′代表導(dǎo)彈在水平面的投影,T代表目標(biāo);AXYZ為地面坐標(biāo)系;MXMYMZM,M′XM′YM′ZM′,TXTYTZT為地面坐標(biāo)系的平移坐標(biāo)系,原點(diǎn)分別為M,M′,T;vM,θM,ψVM分別為導(dǎo)彈的速度、彈道傾角和彈道偏角;vT,θT,ψVT分別為目標(biāo)的速度、豎直航向角和水平航向角;R為彈目距離;qy和qz分別為俯仰和偏航方向的視線角;q*y和q*z分別為俯仰和偏航方向的理想攻擊角.假設(shè)導(dǎo)彈的速度大小不變,ay和az分別為導(dǎo)彈俯仰和偏航方向垂直于速度的加速度,則其運(yùn)動模型為

    式中,xM,yM,zM分別為導(dǎo)彈質(zhì)心在地面坐標(biāo)系中的坐標(biāo),g為重力加速度.為了實(shí)現(xiàn)對攻擊角度和攻擊時間的控制,可在純比例導(dǎo)引律的基礎(chǔ)上附加一個與角度差(實(shí)際視線角與理想攻擊角之差)成正比的偏置量和一個與時間差(預(yù)估的攻擊時間與理想攻擊時間之差)成正比的偏置量,形成同時具有攻擊角度和攻擊時間約束的四維制導(dǎo)律,即

    式中,Ky,at,Kz,at,Ny,a,Nz,a,Ny,t和Nz,t為 比 例 系數(shù);t*為設(shè)定的理想攻擊時間;t′為預(yù)估的攻擊時間,它等于當(dāng)前時刻t與導(dǎo)彈剩余飛行時間tgo(可通過任一種剩余飛行時間估算方法求得)之和.當(dāng)qy和qz逐漸趨近于q*y和q*z,且t′逐漸趨近于t*時,此制導(dǎo)律逐漸變?yōu)榧儽壤龑?dǎo)引律.在如式(2)所示的制導(dǎo)律中,系數(shù)Ky,at,Ny,a,Ny,t等的取值至關(guān)重要,它們直接關(guān)系到制導(dǎo)律的精度和導(dǎo)彈的彈道特性,需要綜合考慮攻擊角度和攻擊時間約束、導(dǎo)彈的可用過載約束、彈道的收斂性約束等多個因素來取值.

    2 多約束條件下制導(dǎo)律參數(shù)的選取

    多枚導(dǎo)彈協(xié)同作戰(zhàn)攻擊的目標(biāo)通常是具有強(qiáng)防御火力的高價(jià)值固定或慢速移動目標(biāo),因此,不失一般性,可假定目標(biāo)為固定目標(biāo).為了研究同時具有攻擊角度和攻擊時間約束的制導(dǎo)律系數(shù)的取值,先分析只具有攻擊角度約束的制導(dǎo)律系數(shù)的取值,即在式(2)中,令Ny,t=Nz,t=0.以俯仰平面的制導(dǎo)律為例,描述導(dǎo)彈目標(biāo)之間的視線角和導(dǎo)彈彈道傾角變化的方程為

    由于攻擊的目標(biāo)為固定目標(biāo),而且存在中制導(dǎo),因此ψVM-qz不會太大,可認(rèn)為cos(ψVM-qz)≈1,這時式(3)中的第一式變?yōu)?/p>

    在qy-θM不大的前提下,有sin(qy-θM)≈qy-θM,再把近似后的y代入式(3)的第二式,則式(3)變?yōu)?/p>

    由式(5)可看出,此時的導(dǎo)彈可看作q*y為輸入、(qyθM)為狀態(tài)變量的時變線性系統(tǒng),如選qy作為輸出,則可得到從q*y到qy的傳遞函數(shù):

    式中,s為復(fù)變量.由式(6)可知,它為一個傳遞系數(shù)kMy=1,時間常數(shù),阻尼系數(shù)ξMy=

    的二階系統(tǒng).如果系統(tǒng)穩(wěn)定,qy將趨近于q*y.采用霍爾維茨判據(jù)來判斷系統(tǒng)的穩(wěn)定性,知系統(tǒng)穩(wěn)定的充要條件為且,即

    接下來分析制導(dǎo)律中的比例系數(shù)對系統(tǒng)動態(tài)特性的影響.從阻尼系數(shù)的表達(dá)式可知:當(dāng)Ky,at確定后,阻尼系數(shù)只與Ny,a有關(guān),Ny,a越大,阻尼系數(shù)越小;反之則阻尼系數(shù)越大.另外,由于導(dǎo)彈的速度vM不變,因此當(dāng)彈目距離R一定時,系統(tǒng)的時間常數(shù)隨著Ny,a的增大而減小.由此可見,Ny,a的取值對系統(tǒng)的動態(tài)特性有重要的影響.當(dāng)要求導(dǎo)彈以某一角度命中目標(biāo)即為常數(shù)時,相當(dāng)于給式(6)所示的系統(tǒng)施加了一個階躍輸入.綜合考慮過渡過程時間和超調(diào)量,根據(jù)自動控制理論可知,阻尼系數(shù)選在0.7左右,即0.5到1.0范圍內(nèi)時系統(tǒng)的過渡過程比較快,而且超調(diào)量也不大[9].因此可設(shè)定理想的阻尼系數(shù)<1.0),然后確定:

    對于式(2)所示的同時具有攻擊角度和攻擊時間約束的制導(dǎo)律,類似于具有攻擊角度約束的制導(dǎo)律的分析.經(jīng)過簡化和整理,描述視線角和導(dǎo)彈彈道傾角變化的方程為

    根據(jù)式(9)求出以為輸入、qy為輸出的傳遞函數(shù):

    對比式(10)和式(6)可以發(fā)現(xiàn):它們均是一個二階系統(tǒng),而且時間常數(shù)和阻尼系數(shù)的表達(dá)式也相同,不同的地方在于傳遞系數(shù),式(10)中的傳遞系數(shù)包含了與攻擊時間差有關(guān)的項(xiàng).當(dāng)t′→t*時,傳遞系數(shù)趨近于1.qy的變化不僅與時間常數(shù)、阻尼系數(shù)有關(guān),還與攻擊時間的控制項(xiàng)有關(guān).如果t′越快地趨于t*,則Gy,at(s)越快地趨近于Gy,a(s),此時qy對的響應(yīng)主要取決于時間常數(shù)和阻尼系數(shù).由式(10)可知,此時系統(tǒng)的穩(wěn)定條件同式(7),Ny,a仍然可按照式(8)來取值.

    導(dǎo)彈在飛行過程中要受到自身可用過載的約束,可根據(jù)過載的約束決定Ny,t的取值.需要說明的是:當(dāng)t′>t*時,導(dǎo)彈預(yù)估的飛行時間大于理想飛行時間,此時很難控制導(dǎo)彈以理想飛行時間命中目標(biāo),這時令Ny,t=0;當(dāng)t′<t*時,偏置量起作用.以下分析當(dāng)t′<t*時Ny,t的取值情況.將具有攻擊角度和攻擊時間約束的制導(dǎo)律式(2)的第一式代入式(1)的第二式后可得:

    當(dāng)t′<t*即導(dǎo)彈預(yù)估的飛行時間小于理想飛行時間時,根據(jù)比例導(dǎo)引律的特點(diǎn),應(yīng)有 ΔKy,t<0(Ny,t和y同號),使等效比例系數(shù)減小、導(dǎo)彈彈道抬高、導(dǎo)彈的飛行時間變長,以逐漸趨近于t*,實(shí)現(xiàn)對攻擊時間的控制.在導(dǎo)彈協(xié)同作戰(zhàn)初期,可充分發(fā)揮導(dǎo)彈的機(jī)動能力,以達(dá)到攻擊時間和角度上的協(xié)同;在飛行彈道末段,則應(yīng)使彈道收斂,以完成攻擊目標(biāo)這個主要任務(wù).因此,在協(xié)同作戰(zhàn)開始時,不妨設(shè)導(dǎo)彈達(dá)到了可用過載±ny,max(ny,max>0).則當(dāng)y≥0時,n=-ny,max;y<0時,n=ny,max;即導(dǎo)彈的彈道形狀與原彈道形狀相反,以延長飛行時間.這時,在Ky,at和Ny,a已確定的前提下,可得:

    式中:Ny,t0為導(dǎo)彈達(dá)到可用過載時Ny,t的臨界值;y,qy,R,t′為初始時刻的值.協(xié)同作戰(zhàn)開始時,導(dǎo)彈達(dá)到可用過載或以可用過載飛行一段時間,這時Ny,t的取值為

    式中,k為系數(shù).

    為了確保導(dǎo)彈能夠命中目標(biāo),在飛行彈道后段(命中目標(biāo)前Δtl時間段內(nèi)),要求彈道收斂.既然如式(2)所示的制導(dǎo)律可看作比例系數(shù)為K*y,at的變系數(shù)比例導(dǎo)引律,則可效仿傳統(tǒng)比例導(dǎo)引律彈道收斂性的分析來研究它的收斂性.對式(3)的第一式求導(dǎo),并整理可得:

    則彈道收斂的條件為

    當(dāng)ψVM-qz較小時,式(16)方括號中的值約等于cos(qy-θM),而在彈道末段,通常有|qy-θM|<90°,因此方括號中的值通常大于零,那么保證彈道收斂的K*y,at的取值范圍即為

    為彈道收斂的臨界等效比例系數(shù).導(dǎo)彈協(xié)同作戰(zhàn)過程中,對攻擊時間的控制相對攻擊角度的控制顯得更重要一些.如果導(dǎo)彈能夠做到同時命中目標(biāo),即使攻擊角度和設(shè)定的攻擊角度有些誤差,對攻擊效果的影響也不會太大.因此,在彈道末段,保持Ny,t不變,而根據(jù)彈道收斂的條件改變Ny,a.將K*y,at的表達(dá)式代入式(17),則得到在彈道收斂前提下的Ny,a的取值范圍:

    經(jīng)過以上分析,綜合考慮導(dǎo)彈的動態(tài)過程、可用過載的約束以及彈道收斂性等因素,可按照以下原則選取制導(dǎo)律中的系數(shù):

    ①根據(jù)經(jīng)驗(yàn)首先選取Ky,at∈[2,6].

    ②基于式(8)根據(jù)設(shè)定的理想阻尼系數(shù)ξM*y計(jì)算Ny,a.

    ③根據(jù)Ky,at和Ny,a,按照式(13)和式(14)設(shè)定彈道初始段導(dǎo)彈按可用過載飛行時的Ny,t.

    ④在導(dǎo)彈飛行末段,當(dāng)tgo<Δtl時,保持Ky,a和Ny,t不變,如Ny,a滿足不等式(18),則其保持不變;否則Ny,a由式(18)進(jìn)行修正.當(dāng)導(dǎo)彈攻擊固定目標(biāo)且彈道收斂時,導(dǎo)彈的需用過載會逐漸趨于零.

    偏航方向制導(dǎo)律的分析類似于俯仰方向,受篇幅局限,在此不再敘述.

    3 仿真結(jié)果及分析

    假設(shè)3枚導(dǎo)彈采用爬升—平飛—俯沖彈道協(xié)同攻擊敵軍艦,導(dǎo)彈在平飛段對目標(biāo)進(jìn)行搜索,當(dāng)其中一枚導(dǎo)彈發(fā)現(xiàn)目標(biāo)后通知其他導(dǎo)彈,然后3枚導(dǎo)彈進(jìn)入末制導(dǎo),對目標(biāo)進(jìn)行協(xié)同攻擊.通過考慮導(dǎo)引頭的最大識別距離來設(shè)定導(dǎo)彈目標(biāo)的初始位置.設(shè)軍艦的位置為(8 775,0,2 000)(單位:m),3枚導(dǎo)彈的初始參數(shù)如表1所示.表中XM,YM,ZM分別表示導(dǎo)彈質(zhì)心在地面坐標(biāo)系中的坐標(biāo);nmax表示導(dǎo)彈在俯仰和偏航方向的可用過載.

    表1 3枚導(dǎo)彈的初始參數(shù)

    設(shè)3枚導(dǎo)彈的理想攻擊角度()分別為(-35°,-50°)、(-45°,10°)和(-45°,70°),理想攻擊時間t*=54s.對于俯仰方向的制導(dǎo)律,比例系數(shù)Ky,at=4,理想阻尼系數(shù)=0.8.Ny,t取如式(13)所示的臨界值的k倍,此處k=5.末段彈道收斂時間Δtl=3s,當(dāng)tgo<Δtl時,如彈道不收斂,保持Ky,at和Ny,t不 變,對Ny,a進(jìn) 行 修 正.根 據(jù)式(18)知彈道收斂要求下Ny,a的臨界取值為

    Ny,a的修正方法為

    為了在保證彈道收斂的前提下盡量對攻擊角度進(jìn)行較強(qiáng)的控制,修正時Ny,a取較Nly增大或減小10%的值,正如式(19)所示.偏航方向制導(dǎo)律中系數(shù)的取值方法同俯仰方向.仿真結(jié)果如圖2和圖3所示,圖2中的q表示視線角,qyi和qzi(i=1,2,3)表示第i枚導(dǎo)彈俯仰和偏航方向的視線角.

    圖2 3枚導(dǎo)彈視線角變化曲線

    由圖2和圖3可看出,3枚導(dǎo)彈以要求的攻擊角幾乎同時命中目標(biāo).需要說明的是,彈道末段的修正對攻擊角度的控制有一定影響,但影響并不大.本算例中,在俯仰方向,3枚導(dǎo)彈的實(shí)際攻擊角與理想攻擊角之差最大為0.7°,修正前后的攻擊角的最大差別不超過1°.偏航方向上,實(shí)際攻擊角與理想攻擊角之差最大為1.9°,修正前后攻擊角的差別也不超過2°.攻擊時間方面,3枚導(dǎo)彈的實(shí)際攻擊時間與理想攻擊時間的最大偏差為0.7s,3枚導(dǎo)彈的實(shí)際攻擊時間最大偏差為1.4s.這些說明制導(dǎo)律具有良好的精度.以導(dǎo)彈1為例,畫出其過載變化圖和末段彈道修正前后的視線角速度變化圖,如圖4和圖5所示.圖中,n為過載,為視線角速度.

    圖3 3枚導(dǎo)彈彈道圖

    圖4 導(dǎo)彈1的過載變化

    圖5 末段修正前后導(dǎo)彈1的視線角速度變化曲線

    由圖4可知,導(dǎo)彈按可用過載飛行一段時間之后,需用過載就小于可用過載.在導(dǎo)彈飛行末段,過載發(fā)生突變是由于視線角速度的符號發(fā)生變化導(dǎo)致制導(dǎo)律中控制攻擊時間的部分符號突變,過載因此發(fā)生突變.由圖5可看出,根據(jù)彈道收斂性約束對制導(dǎo)律中的系數(shù)進(jìn)行修正后,視線角速度逐漸收斂,有利于有效地攻擊目標(biāo).

    4 結(jié)束語

    本文研究了多枚導(dǎo)彈協(xié)同作戰(zhàn)時多約束條件下的制導(dǎo)律問題,所做工作具有以下特點(diǎn):

    ①將與攻擊角度和攻擊時間約束有關(guān)的偏置量附加到純比例導(dǎo)引律信號中,形成對導(dǎo)彈攻擊角度和攻擊時間進(jìn)行控制的制導(dǎo)律.

    ②基于控制理論研究了保證導(dǎo)彈系統(tǒng)穩(wěn)定和攻擊角度響應(yīng)具有良好動態(tài)特性的制導(dǎo)律參數(shù)的選擇;基于變系數(shù)比例導(dǎo)引律理論,研究了保證末段彈道收斂的制導(dǎo)律系數(shù);綜合考慮導(dǎo)彈可用過載的約束,給出了制導(dǎo)律參數(shù)的取值方法.仿真算例驗(yàn)證了制導(dǎo)律的有效性.

    需要說明的是,對于多導(dǎo)彈協(xié)同攻擊慢速直線運(yùn)動目標(biāo)的情況,本文對制導(dǎo)律中系數(shù)取值的推導(dǎo)方法仍然適用.制導(dǎo)律中的理想攻擊時間的取值比較關(guān)鍵,它與導(dǎo)彈目標(biāo)的初始位置、導(dǎo)彈的可用過載、目標(biāo)的運(yùn)動狀態(tài)等都有關(guān)系,因此,它的合理設(shè)定以及制導(dǎo)律的應(yīng)用范圍是下一步要研究的內(nèi)容.

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