一种再入式拦截弹的事件驱动中末交班决策方法与系统

本发明属于飞行器制导，具体涉及一种再入式拦截弹的事件驱动中末交班决策方法与系统。

背景技术：

1、中末制导交接班技术是复合制导的一项关键性技术。在复合制导体系中，中制导和末制导段通常采用两种不同的制导律，即使采用相同的制导律，不同制导段的制导信号来源不同，制导设备不同，制导性能要求等等也不相同。现有中末制导交班研究大多集中在中末制导目标交班和中末制再入式拦截弹道交班两个方面。

2、然而，在实际应用中，再入式拦截弹在进行中末交班时面临着一些挑战。其中，一个主要问题是中末交班的边界不明确，这导致了在实际操作中难以准确确定何时进行交班。此外，与交接班技术相配套的探测设施的属性也不清楚，这进一步增加了实施中末交班的难度和复杂性。

技术实现思路

1、本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供一种再入式拦截弹的事件驱动中末交班决策方法与系统，以解决现有制导相关技术中存在的再入式拦截弹提前进行中末交班边界不明确、配套探测设施属性不清楚的问题。

2、为达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：

3、一种再入式拦截弹的事件驱动中末交班决策方法，包括以下步骤：

4、s1，构建再入式拦截弹的质心运动模型、质心动力学模型和目标飞行器的运动模型，获得天基探测雷达属性集和导引头属性集；

5、s2，基于天基探测雷达属性集中天基探测雷达的星下点的位置，以及目标飞行器的真实位置，判断天基探测雷达是否捕获目标飞行器；如果捕获，再入式拦截弹按照中制导控制律朝向目标飞行器飞行；

6、s3，将天基探测雷达属性和导引头属性输入至数据库，判断天基探测雷达属性中的天基探测雷达探测误差是否在给定范围内，判断导引头属性中的导引头探测误差是否在给定范围内；如果在，通过二维线性插值计算获得中末交班最大弹目距离，当再入式拦截弹到达中末交班最大弹目距离时，再入式拦截弹按照末制导控制律朝向目标飞行器飞行；

7、所述数据库中存储有天基探测雷达误差范围和导引头探测误差范围对应的中末交班最大弹目距离；所述天基探测雷达误差范围和导引头探测误差范围对应的中末交班最大弹目距离，通过蒙特卡洛仿真分析法获得。

8、本发明的进一步改进在于：

9、优选的，s1中，所述天基探测雷达属性集为：

10、tjpty＝{pt,rtmax,εsars,vt} (5)

11、其中，pt为在某一固定水平面的星下点坐标，rtmax为最大搜索范围，εsars为天基探测雷达探测误差，vt为传输频率；

12、所述导引头属性集为：

13、skpty＝{type,φ,rsmax,εsk} (6)

14、其中，type为导引头类型，φ为视场角，rsmax为最大搜索半径，εsk为导引头探测误差。

15、优选的，s2判断天基探测雷达是否捕获类目标飞行器的公式为：

16、||ps-pta||≤rtmax (8)

17、式中，ps、pta分别为天基探测雷达在目标飞行器所在水平面的星下点的位置和目标飞行器的真实位置，rtmax为天基探测雷达在所述水平面的最大搜索半径。

18、优选的，s2中，如果捕获，根据再入式拦截弹当前的位置信息和天基探测雷达探测的目标位置信息获取再入式拦截弹的射向；

19、所述天基探测雷达探测的目标位置信息受下式约束：

20、ptet＝f(pta,εsars,vt) (9)

21、其中，ptet为天基探测雷达探测的目标位置，pta为目标的实际位置，εsars为天基探测雷达探测误差，vt为传输频率。

22、优选的，s3中，判断天基探测雷达的探测误差是否在给定范围内的公式为：

23、εsarsmin≤εsars≤εsarsmax (10)

24、判断导引头属性中导引头探测误差是否在给定范围内的公式为：

25、εskmin≤εsk≤εskmax (11)

26、其中，εsarsmin为数据库中天基探测雷达探测误差最小值，εsarsmax为数据库中天基探测雷达探测误差最小值，εskmin为数据库中导引头探测误差最小值、εskmax为数据库中导引头探测误差最大值。

27、优选的，s3中，最大弹目距离的计算公式为：

28、dmtmax＝f(εsars,εsk,arcs) (12)

29、其中，εsars为天基探测雷达探测误差，εsk为导引头探测误差，arcs为数据集。

30、优选的，s3中，数据库中最大弹目距离的获得方法为：

31、(1)s2中，基于天基探测雷达属性集中天基探测雷达的星下点的位置，以及目标飞行器的真实位置，判断天基探测雷达是否捕获目标飞行器；如果捕获，再入式拦截弹按照中制导控制律朝向目标飞行器飞行；

32、再入式拦截弹按照中制导控制律朝向目标飞行器飞行过程中，如果到达设定的末制导时刻，再入式拦截弹按照末制导控制律朝向目标飞行器飞行；按照末制导律飞行过程中，判断导引头是否截获目标飞行器，如果截获目标飞行器，末制导控制律输入导引头输出的目标位置信息，如果未截获目标飞行器，末制导控制律输入天基探测雷达输出的目标位置信息；直至再入式拦截弹命中目标飞行器，记录命中时的弹目距离和脱靶量；

33、(2)针对给定的一组天基探测雷达属性和导引头属性，通过蒙特卡洛仿真分析法重复步骤(1)，如果脱靶量小于阈值，则代表命中，如果脱靶量大于阈值，重新设置中制导转末制导的时刻。

34、优选的，步骤(1)中，导引头是否截获目标飞行器的判断条件包括：

35、a.导引头视轴与目标飞行器连线的夹角不大于导引头的视场角；

36、b.弹目距离不大于导引头的最大探测距离；

37、优选的，s3中，所述数据库的形式为：

38、arcs＝{εsars,εsk,dmt} (15)

39、其中，εsars为探测误差，εsk为探测误差，dmt中末制导转换时刻的弹目距离。

40、一种再入式拦截弹的事件驱动中末交班决策系统，包括：

41、属性单元，用于构建再入式拦截弹的质心运动模型、质心动力学模型和目标飞行器的运动模型，获得天基探测雷达属性集和导引头属性集；

42、中制导单元，用于基于天基探测雷达属性集中天基探测雷达的星下点的位置，以及目标飞行器的真实位置，判断天基探测雷达是否捕获目标飞行器；如果捕获，再入式拦截弹按照中制导控制律朝向目标飞行器飞行；

43、末制导单元，用于将天基探测雷达属性和导引头属性输入至数据库，判断天基探测雷达属性中的天基探测雷达探测误差是否在给定范围内，判断导引头属性中的导引头探测误差是否在给定范围内；如果在，通过二维线性插值计算获得中末交班最大弹目距离，当再入式拦截弹到达中末交班最大弹目距离时，再入式拦截弹按照末制导控制律朝向目标飞行器飞行；

44、所述数据库中存储有天基探测雷达误差范围和导引头探测误差范围对应的中末交班最大弹目距离；所述天基探测雷达误差范围和导引头探测误差范围对应的中末交班最大弹目距离，通过蒙特卡洛仿真分析法获得。

45、与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

46、本发明公开了一种再入式拦截弹的事件驱动中末交班决策方法与系统。该策略旨在根据天基探测雷达探测属性和导引头探测属性来判定再入式拦截弹可提前进行中末交班的最大弹目距离，并且寻求可支持提前进行中末交班的天基探测雷达探测属性的边界值。具体地，首先建立天基探测雷达和导引头的物理模型；其次，通过蒙特卡洛仿真分析法得到再入式拦截弹在一定天基探测雷达误差范围、导引头探测误差范围内可提前进行中末交班所对应的最大弹目距离；然后，生成由天基探测雷达误差、导引头探测误差以及可提前进行中末交班最大弹目距离一一对应的数据库。基于该数据库，结合线性插值方法形成的中末交班判定方法，可根据给定的天基探测雷达探测误差和导引头探测误差直接获取可提前进行中末交班的最大弹目距离。通过本发明，能够解决现有制导相关技术中存在的再入式拦截弹提前进行中末交班边界不明确、配套探测设施属性不清楚的问题。

47、进一步的，考虑了的天基探测雷达的探测频率，即把天基探测雷达向再入式拦截弹传输目标信息的延时因素考虑在内。

48、进一步的，考虑了天基探测雷达探测误差对其探测精度的影响，从而可利用蒙特卡罗仿真分析法寻求可支持再入式拦截弹提前进行中末交班的最小探测精度。