本發(fā)明屬于制導(dǎo)炮彈彈道優(yōu)化，具體涉及一種適用于雷達(dá)末制導(dǎo)炮彈的彈道設(shè)計方法。

背景技術(shù)：

1、制導(dǎo)炮彈作為現(xiàn)代火炮武器系統(tǒng)的重要單元，遠(yuǎn)程打擊、快速發(fā)射、精確末制導(dǎo)是其未來發(fā)展的重要趨勢。工程中，氣動減阻、火箭助推、滑翔增程及彈道優(yōu)化是提高制導(dǎo)炮彈遠(yuǎn)程打擊能力的重要技術(shù)手段；采用單一全裝藥發(fā)射為炮彈提供了恒定的發(fā)射初速，可以有效降低射表編制的工作量，同時對簡化發(fā)射流程、提高發(fā)射效率具有重要意義；通過雷達(dá)導(dǎo)引頭及精確制導(dǎo)控制技術(shù)，雷達(dá)末制導(dǎo)炮彈能夠?qū)崿F(xiàn)對活動目標(biāo)的全天候探測及精確打擊，使火炮武器系統(tǒng)的后續(xù)發(fā)展具有更為廣闊的提升空間及應(yīng)用前景。

2、最小射程是末制導(dǎo)炮彈的總體指標(biāo)之一，單一全裝藥發(fā)射為彈體提供了最大初速，從而降低了炮彈的最小射程能力及攻擊范圍，工程上目前主要采用小射角發(fā)射進(jìn)而形成低伸彈道，保證末制導(dǎo)炮彈的最小射程滿足武器系統(tǒng)的總體指標(biāo)要求。對于末制導(dǎo)炮彈，低伸彈道的主要缺陷有兩方面，一是小落角會使炮彈的毀傷效果大打折扣，甚至產(chǎn)生“跳彈”、不能對目標(biāo)造成有效毀傷的風(fēng)險；二是雷達(dá)導(dǎo)引頭采用全主動的探測體制，對彈體俯仰角具有一定要求，低伸彈道的小俯仰角不利于雷達(dá)導(dǎo)引頭對目標(biāo)的掃描與跟蹤。因此，采用傳統(tǒng)的彈道設(shè)計方法，雷達(dá)末制導(dǎo)炮彈在最小射程下難以發(fā)揮武器系統(tǒng)優(yōu)勢，需要針對最小射程研究一種彈道設(shè)計方法，以解決上述問題。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、(一)要解決的技術(shù)問題

2、本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是：針對雷達(dá)末制導(dǎo)炮彈攻擊小射程目標(biāo)的需求，如何提升炮彈的最小射程能力，拓寬攻擊范圍，并在中末制導(dǎo)交接班時使彈體具有特定的俯仰角，為雷達(dá)導(dǎo)引頭掃描、搜索目標(biāo)創(chuàng)造有利條件，同時增大末制導(dǎo)炮彈命中目標(biāo)時的落角，以改善武器系統(tǒng)毀傷效果。

3、(二)技術(shù)方案

4、為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提供一種適用于雷達(dá)末制導(dǎo)炮彈的彈道設(shè)計方法，所述彈道設(shè)計方法中，從炮彈發(fā)射至命中目標(biāo)，全彈道共分為膛內(nèi)加速段、無控飛行段、中制導(dǎo)飛行段、末制導(dǎo)飛行段，飛行段質(zhì)心運動方程組如下：

5、

6、上式中，x、y為炮彈在發(fā)射系下的位置坐標(biāo)，v為飛行速度，θ為速度傾角，s為彈體參考面積，q為動壓，m為彈體質(zhì)量，cx、cy為彈體阻力系數(shù)與升力系數(shù)，α為攻角；

7、各段彈道的設(shè)計方法如下：

8、(1)膛內(nèi)加速段

9、膛內(nèi)加速段為炮彈提供初始飛行速度v0及射角θ0，采用全裝藥發(fā)射時初速固定，考慮到彈體過載能力等條件限制，采用大射角發(fā)射；

10、(2)無控飛行段

11、炮彈的舵翼機構(gòu)折疊在彈體內(nèi)部，彈體處于不受控飛行狀態(tài)，無控飛行至特定時間t0后，舵翼機構(gòu)受控張開，無控飛行段結(jié)束；該段彈道的特點是彈體作無攻角飛行，僅受重力與氣動阻力作用，飛行特性由下式描述：

12、α＝0,?0≤t＜t0?(2)

13、(3)中制導(dǎo)段

14、中制導(dǎo)段的目的是通過舵翼機構(gòu)作用，使炮彈利用彈體過載實現(xiàn)“越90°”轉(zhuǎn)彎，從而接近小射程內(nèi)目標(biāo)，同時在中末制導(dǎo)交接班時使彈體具有特定的俯仰角，飛行至雷達(dá)導(dǎo)引頭捕獲目標(biāo)時刻tf時，中制導(dǎo)段結(jié)束；所述彈道設(shè)計方法對中制導(dǎo)段彈道進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，具體設(shè)計步驟如下：

15、a)確定優(yōu)化目標(biāo)

16、考慮到末制導(dǎo)炮彈無動力飛行，且具有較小的彈翼面積，能夠提供的可用過載有限，需要在飛行過程中以盡可能小的攻角飛行，因此，選擇如下積分型優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)；

17、

18、b)確定端點約束條件

19、為了在最小射程條件下，在中末制導(dǎo)交接班時能夠滿足一定的彈目關(guān)系，同時以較大的落角著靶，因此需要對中制導(dǎo)段終端位置xf、yf及速度傾角θf加以約束，終端約束按以下方法設(shè)計：

20、確定炮彈射程xt，并根據(jù)雷達(dá)導(dǎo)引頭目標(biāo)掃描要求及捕獲距離rb，提出終端即中末制導(dǎo)交接班的速度傾角θf，終端炮彈位置通過以下方式計算得到：

21、

22、通過上述設(shè)計，為雷達(dá)導(dǎo)引頭創(chuàng)造固定的掃描條件；

23、c)確定狀態(tài)約束

24、以v、θ、x、y作為狀態(tài)變量，α作為控制變量，其中狀態(tài)參數(shù)需始終滿足方程組(1)的連續(xù)約束；

25、無控段終端與中制導(dǎo)段初端的狀態(tài)變量與控制變量需相等，以保證系統(tǒng)變量連續(xù)性；

26、d)確定控制量約束

27、考慮到彈體的過載能力受限，同時為降低舵機的指標(biāo)要求，對控制量α添加如下約束：

28、|α|＜αmax,?t1≤t＜tf?(5)

29、上述優(yōu)化過程總結(jié)為，在t1≤t＜tf時段內(nèi)，求取最優(yōu)的α，使?fàn)顟B(tài)變量由t1時刻狀態(tài)轉(zhuǎn)移至終端狀態(tài)；

30、e)利用最優(yōu)化工具求解優(yōu)化問題

31、基于gpops非線性優(yōu)化工具箱對中制導(dǎo)段彈道進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，該工具箱基于gauss/radau偽譜法和hp自適應(yīng)離散網(wǎng)格更新技術(shù)，能夠?qū)⑦B續(xù)型優(yōu)化問題轉(zhuǎn)化為離散型優(yōu)化問題，具有較小的計算量與較高的求解精度；

32、(4)末制導(dǎo)段

33、雷達(dá)導(dǎo)引頭捕獲目標(biāo)后，末制導(dǎo)炮彈基于改進(jìn)的比例導(dǎo)引法進(jìn)行制導(dǎo)飛行，在命中目標(biāo)時具有較大的落角。

34、其中，所述彈道設(shè)計方法中，小射程采用單一全裝藥、大射角發(fā)射，中制導(dǎo)段利用大過載實現(xiàn)快速轉(zhuǎn)彎，中末制導(dǎo)交接段采取固定捕獲條件的彈道方案，基于gpops非線性優(yōu)化工具箱對彈道進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計。

35、其中，所述彈道設(shè)計方法中，單一全裝藥發(fā)射提供固定的發(fā)射初速。

36、其中，所述彈道設(shè)計方法中，通過確定中制導(dǎo)段終端約束條件，為雷達(dá)導(dǎo)引頭創(chuàng)造良好、穩(wěn)定的捕獲條件，并增大命中目標(biāo)時的落角。

37、其中，所述彈道設(shè)計方法中，利用優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)及控制變量約束，滿足彈體可用過載要求，避免發(fā)生炮彈失速。

38、其中，所述彈道設(shè)計方法中，該方法充分借鑒“反斜面攻擊”的設(shè)計思路，采用大射角發(fā)射+大過載轉(zhuǎn)彎+固定捕獲條件的總體方案，綜合考慮了炮彈的過載能力、中末制導(dǎo)交接班時的俯仰角以及命中目標(biāo)時的落角，對小射程彈道進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計，以matlab的gpops優(yōu)化工具箱為設(shè)計工具實現(xiàn)了對優(yōu)化問題的求解，得到一條滿足實際需求的標(biāo)稱彈道。

39、(三)有益效果

40、與現(xiàn)有技術(shù)相比較，本發(fā)明以某型雷達(dá)末制導(dǎo)炮彈為應(yīng)用背景，描述了一種適用于雷達(dá)末制導(dǎo)炮彈的彈道設(shè)計方法。

41、所述方法采用大射角發(fā)射形成大高度、長飛行時間的彎曲彈道，保證控制系統(tǒng)具有一定的工作空間，充分利用重力、控制系統(tǒng)作用力使炮彈實現(xiàn)“越90°”轉(zhuǎn)彎，該方案能有效提升末制導(dǎo)炮彈的最小射程能力。根據(jù)末制導(dǎo)炮彈射程、雷達(dá)導(dǎo)引頭的捕獲條件，計算出炮彈中制導(dǎo)段終點的位置以及角度約束，從而保證雷達(dá)導(dǎo)引頭搜索目標(biāo)時，始終具有相對固定的彈目關(guān)系，減小雷達(dá)導(dǎo)引頭的捕獲難度，同時有利于增大著靶落角，有力提升了武器系統(tǒng)的作戰(zhàn)效能，為同類末制導(dǎo)炮彈的彈道優(yōu)化設(shè)計提供了參考。

42、圖3～圖5表明，彈道優(yōu)化結(jié)果滿足設(shè)計要求。