基于最优误差动力学的变速导弹飞行路程控制制导律

doi:10.7527/S1000-6893.2022.26909

电子电气工程与控制

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基于最优误差动力学的变速导弹飞行路程控制制导律

刘远贺¹^,², 黎克波¹^,²(), 何绍溟³, 梁彦刚¹^,²

^1.国防科技大学空天科学学院，长沙　410072
^2.空天任务智能规划与仿真湖南省重点实验室，长沙　410072
^3.北京理工大学宇航学院，北京　100081

收稿日期:2022-01-07 修回日期:2022-02-21 接受日期:2022-06-13 出版日期:2023-04-15 发布日期:2022-06-24
通讯作者: 黎克波 E-mail:likeboreal@nudt.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(12002370)

Flying range control guidance for varying⁃speed missiles based on optimal error dynamics

Yuanhe LIU¹^,², Kebo LI¹^,²(), Shaoming HE³, Yangang LIANG¹^,²

^1.College of Aerospace Science and Engineering，National University of Defense Technology，Changsha 　410072，China
^2.Hunan Key Laboratory of Intelligent Planning and Simulation for Aerospace Missions，Changsha 　410072，China
^3.School of Aerospace Engineering，Beijing Institute of Technology，Beijing 　100081，China

Received:2022-01-07 Revised:2022-02-21 Accepted:2022-06-13 Online:2023-04-15 Published:2022-06-24
Contact: Kebo LI E-mail:likeboreal@nudt.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(12002370)

摘要/Abstract

摘要：

针对基于常速假设的飞行时间控制制导律在实际应用中存在性能下降的问题，将飞行时间控制问题转化为飞行路程控制问题，提出一种适用于变速导弹的飞行路程控制制导方案。首先，基于古典微分几何曲线原理构建弧长域内导弹打击固定目标的相对运动方程，消除了导弹速度大小变化的影响。其次，基于高斯超几何函数，推导了纯比例导引律制导下变速导弹对固定目标的剩余飞行路程精确解。然后，进一步基于最优误差动力学方法，在不考虑小角假设和其他近似假设的前提下，设计了变速导弹全局非线性飞行路程控制制导律。最后，通过数值仿真验证了所提方法的有效性。

关键词: 古典微分几何曲线原理, 变速导弹, 高斯超几何函数, 最优误差动力学, 飞行路程控制

Abstract:

To solve the problem of performance degradation of current impact time control guidance based on constant speed assumption in practical application， a feasible flying range control guidance scheme with time-varying speed is proposed in this paper. The relative motion equation of the missile against the stationary target in the arc-length domain is derived based on the classical differential geometric curve principle， which reduces the influence of time-varying speed on the relative motion of missile and target. Furthermore， the exact solution for the range-to-go guided by pure proportional navigation is derived using the Gaussian hypergeometric function. On this basis， a flying range control guidance law is designed with the optimal error dynamics method， and the effectiveness of the proposed guidance is verified by simulation.

Key words: classical differential geometric curve theory, varying-speed missile, Gaussian hypergeometric function, optimal error dynamics, flying range control

中图分类号:

V448.2

刘远贺, 黎克波, 何绍溟, 梁彦刚. 基于最优误差动力学的变速导弹飞行路程控制制导律[J]. 航空学报, 2023, 44(7): 326909-326909.

Yuanhe LIU, Kebo LI, Shaoming HE, Yangang LIANG. Flying range control guidance for varying⁃speed missiles based on optimal error dynamics[J]. ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA, 2023, 44(7): 326909-326909.

图/表 9

图1

图2

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图8

表1

参考文献 24

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

场景	制导律	时间误差/s	脱靶量/m	速度增量/（m∙s^-1）
1	OED-FRCG	-1.5×10^-3	8.1×10^-16	1 026.7
	OED-ITCG	-1.6×10^-3	2.2×10^-15	1 026.7
	BPN-ITCG	-2.0×10^-3	7.6×10^-6	1 064.0
2	OED-FRCG	-1.7×10^-3	3.3×10^-15	931.8
	OED-ITCG	-2.3	8.4×10^-4	1 182.9
	BPN-ITCG	9.8×10^-2	8.2×10^-6	1 016.8

[1]	李昊键, 刘远贺, 梁彦刚, 黎克波. 考虑视场角约束的碰撞角控制预设性能制导律[J]. 航空学报, 2023, 44(15): 528764-528764.
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基于最优误差动力学的变速导弹飞行路程控制制导律

Flying range control guidance for varying⁃speed missiles based on optimal error dynamics

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