相对距离剖面高阶重塑的多约束末制导律

doi:10.7527/S1000-6893.2024.31405

电子电气工程与控制

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相对距离剖面高阶重塑的多约束末制导律

胡庆雷¹, 张姝新¹, 韩拓¹(), 王青云²

^1.北京航空航天大学自动化科学与电气工程学院，北京 100191
^2.北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100191

收稿日期:2024-10-15 修回日期:2024-10-31 接受日期:2024-12-06 出版日期:2024-12-10 发布日期:2024-12-10
通讯作者: 韩拓 E-mail:hantuo@buaa.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(U24B20157);航空科学基金(2024Z066051001);中央高校基本科研业务费专项资金;北京市自然科学基金(4242041)

Terminal guidance law under multiple constraints of high-order reshaping of relative range profile

Qinglei HU¹, Shuxin ZHANG¹, Tuo HAN¹(), Qingyun WANG²

^1.School of Automation Science and Electrical Engineering，Beihang University，Beijing 100191，China
^2.School of Aeronautic Science and Engineering，Beihang University，Beijing 100191，China

Received:2024-10-15 Revised:2024-10-31 Accepted:2024-12-06 Online:2024-12-10 Published:2024-12-10
Contact: Tuo HAN E-mail:hantuo@buaa.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(U24B20157);Aeronautical Science Foundation of China(2024Z066051001);Fundamental Research Funds for the Central Universities;Beijing Natural Science Foundation(4242041)

摘要/Abstract

摘要：

针对导弹导引头视场角受限情况下的碰撞角度约束或碰撞时间约束末制导问题，提出了基于相对距离剖面高阶重塑的多约束末制导律设计方法。首先，针对二维平面末制导模型构建仅含视场角的辅助变量，设计参考弹目相对距离剖面为该辅助变量的高阶多项式。其次，利用制导初始和终端边界条件求解部分剖面参数，通过对辅助变量转化方程进行终端约束积分，给出待解参数的表达形式。进一步，基于模型转化分别给出参考剖面驱动的碰撞角度约束制导律和碰撞时间约束制导律。同时，为了保证导引头视场角连续衰减特性，给出了剖面参数满足条件，并基于此推理了碰撞角度约束和碰撞时间约束可达域的显式表征形式。与已有碰撞角度约束或碰撞时间约束剖面重塑制导律不同，设计了一种通用型n阶距离剖面重塑制导方法，不仅具有更宽的约束可达域，而且方便设计/工程人员选取和分析任意阶次重塑剖面下的制导特性。此外，针对不确定或扰动下理想剖面重塑过程存在的剖面偏差问题，对制导律进行了剖面跟踪偏差补偿与鲁棒修正，从而提升复杂工况下的多约束制导精度。最后，通过多种工况下的数值仿真对比分析，以及蒙特卡洛打靶仿真测试，验证了所设计制导律的有效性和鲁棒性。

关键词: 导弹, 末制导律, 碰撞角度约束, 碰撞时间约束, 视场角约束

Abstract:

To address the problem of homing guidance with impact angle constraint or impact time constraint under the condition of limited field-of-view of missile’s seeker， a multi-constraint homing guidance law design method based on high-order reshaping of relative range profile is proposed. Firstly， an auxiliary variable containing only field-of-view angle is constructed for the two-dimensional plane homing guidance model， and a high-order polynomial with the reference missile-target relative range profile as the auxiliary variable is designed. Secondly， some profile parameters are solved by using the initial and terminal boundary conditions of guidance， and the expression forms of the parameters to be solved are given by performing terminal constraint integration on the auxiliary variable transformation equation. Furthermore， the impact angle constrained guidance law and impact time constrained guidance law driven by reference profile are given based on model transformation. At the same time， to ensure continuous attenuation of the seeker’s field-of-view， the conditions for the profile parameters to be satisfied are given. On this basis， the explicit representation form of the available sets of angle constraint and time constraint are derived. Different from the existing guidance law with profile reshaping， this paper designs a general n-order range profile reshaping guidance method， which can obtain wider achievable constraint sets， and is also convenient for designers/engineers to analyze the reshaping guidance law performance under arbitrary orders. In addition， to solve the profile deviation problem in the ideal profile reshaping process under uncertainty or disturbance， the guidance law is compensated for profile tracking deviation and is robustly corrected， thereby improving the multi-constraint guidance accuracy under complex working conditions. Finally， the effectiveness and robustness of the designed guidance law are verified through numerical simulation comparison analysis under various working conditions and Monte Carlo tests.

Key words: missile, homing guidance law, impact angle constraint, impact time constraint, field of view limit

中图分类号:

V448

胡庆雷, 张姝新, 韩拓, 王青云. 相对距离剖面高阶重塑的多约束末制导律[J]. 航空学报, 2025, 46(6): 531405.

Qinglei HU, Shuxin ZHANG, Tuo HAN, Qingyun WANG. Terminal guidance law under multiple constraints of high-order reshaping of relative range profile[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2025, 46(6): 531405.

图/表 21

图 1

图 2

表 1

ΓIT上下界示例

n	上界	下界
4	$- 4 r 0 F 3 β 04 + 4 r 0 F 0 β 0 / 3 V M$	$4 F 3 r 0 V M β 04$
5	$- 5 r 0 F 4 β 05 + 5 r 0 F 0 β 0 / 4 V M$	$5 F 4 r 0 V M β 05$
6	$- 6 r 0 F 5 β 06 + 6 r 0 F 0 β 0 / 5 V M$	$6 F 5 r 0 V M β 06$

表 1

图 3

表 2

表 3

主要仿真参数

变量名称	数值
导弹初始位置 $x M 0, y M 0$ /km	（0，0）
目标初始位置 $x T 0, y T 0$ /km	（10，0）
导弹速度 $V M$ /（m·s^-1）	300

表 3

图 4

图 5

表4

碰撞角度约束制导对比仿真参数

制导律	变量数值
BPN-IACG	$N = 3, τ = 2, b 1, m a x = 0.3 r a d / s$
ROG-IACG	$N = 0$

表4

图 6

表5

碰撞时间约束制导对比仿真参数

制导律	变量数值
BSP-ITCG	$k 1 = 0.499, k 2 = 0.25, ϕ = 500, N = 3$
BPN-ITCG	$k 0 = 0.5, δ 1 = 0.005, δ 2 = 0.1$

表5

图 7

图 8

图 9

图 10

图 11

图 12

图 13

图 14

图 15

图 16

参考文献 41

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