[发明专利]一种剩余飞行时间在线估计方法

说明书

一种剩余飞行时间在线估计方法，采用量测的弹目相对距离并采用系统辨识方法和回归分析方法分别建立模型；运用已建立模型和当前已知的弹目相对距离对脱靶量进行估计，得到脱靶量估计值，该脱靶量估计值对应的时刻为预测导弹对目标进行拦截时刻；计算弹目相对距离估计时刻与预测导弹对目标进行拦截时刻的时间间隔值，再将时间间隔值与采样周期相乘得到当前时刻的剩余飞行时间估计分量；采用Fisher信息融合方法，得到剩余飞行时间融合估计值。本发明提出的剩余飞行时间估计算法仅需要弹目相对距离以及采样周期，由于弹目相对距离由量测得来以及采样周期由制导系统自身给出，因此具有较好的计算效率可行性，此外，具有较强的鲁棒性。

技术领域

本发明属于飞行器控制领域，尤其涉及一种剩余飞行时间在线估计方法。

背景技术

剩余飞行时间作为制导系统重要参数在飞行器制导方面应用广泛。尤其在飞行器末制导过程中，除了实现导弹对目标打击或拦截之外，还需对入射角和能量消耗等进行约束。最优制导律是目前较好且广泛采用的一种制导方案，而剩余飞行时间的精确估计是实现这个制导律以及发挥其作用的关键因素。同时，剩余飞行时间还是武器战斗部设计和拦截实效判断的重要依据，对这个参数估计的准确度将直接影响控制力、脱靶量和捕获区域等制导性能。但是，任何设备和仪器都不能进行直接对这个参数进行测量。况且当导引头测距精度不高，或雷达导引头随着弹目距离的接近角度测量存在较大的误差,或测距通道被外界干扰时，由于量测数据的不准确都会影响对剩余飞行时间的估计精度。因此，研究并提出一种估计精度高，鲁棒性强以及运算效率高且极具可行性的剩余飞行时间估计算法是当前亟待解决的问题。

传统的估计飞行剩余时间的方法为t_go＝R/V_m(其中t_go为剩余飞行时间，R为弹目相对距离，V_m为导弹速度)，该方法在比例导引中有着较好的应用。但当弹道轨迹为弯曲路径时，这种估计算法产生较大的估计误差。针对传统剩余飞行时间估计算法精度不高问题，很多学者在此基础上提出了改进算法。

Whang等针对比例导引律情况，提出了一种基于Kalman滤波的剩余时间估计方法；另外，针对偏置比例导引情况，推导出了一种剩余时间估计滤波器，但该方法不适用于初始前置角较大的情况。Shin等应用导引指令历史信息提出了一种剩余时间估计方法，但此方法存在计算量较大且占用弹上计算机内存较多的问题，因此不易运用于实际制导系统。Choal等针对速度变化规律具有一定不确定性的导弹，推导出了一类加权能量最优导引律，并对导弹未来速度曲线进行了预测，同时对所需的剩余时间进行了估计，但其估计精度难以满足时间控制要求。李辕等分别针对顺轨与逆轨拦截飞行轨迹的特点，基于预测碰撞点设计了相应的剩余飞行时间估计方法，但此方法在导弹前置角较大时，存在估计精度不高的问题。针对以上剩余时间估计方法在导弹前置角较大时估计精度不高的问题，张友安等提出了一种采用分段求解的比例导引剩余时间估计算法，此算法首先对比例导引的闭环运动方程进行变形，得到弹目距离和飞行时间关于前置角的一阶非线性微分方程，然后对前置角的变化区间适当分段，在每段区间内保证前置角的增量为小角度，从而利用一阶泰勒展开求解每段区间内的微分方程，最后通过分段迭代求解，得到大前置角下的剩余时间估计。Ryoo等为带终端入射角约束的最优制导律设计了两种剩余飞行时间估计算法，分别为method 1和method 2。其中，method 1为导弹航迹的长度与弹目接近速度的比值，method 2为弹目相对距离与弹目平均接近速度之比。其中，method 2所得剩余飞行时间估计值对应的导弹飞行时间曲线收敛速度比method 1所得剩余飞行时间对应的导弹飞行时间曲线要快。由此可知，method 2对剩余飞行时间具有较好的估计精度。但是这种估计方法是在对制导模型进行建模且在此非线性模型线性化基础上推导得出。因此，该方法对弹目对制导模型有严重的依赖性且建模误差和线性化误差不可避免。

综上所述，已提出的脱靶量分析方法存在以下缺点：

(1)对制导模型有严重依赖性；

(2)需对导弹和目标飞行状态进行假设；