一种导弹精确制导方法及系统

技术领域

本发明涉及导弹制导技术领域，具体是涉及一种导弹精确制导方法及系统。

背景技术

导弹制导系统是导引和控制导弹按选定的规律调整飞行路线并导向目标的系统，其功能是测量、计算导弹实际飞行路线和理论飞行路线的差别，然后调整导弹的发动机推力方向或舵面偏转角，控制导弹的飞行路线，以允许的误差靠近或命中目标，由于发动机推力方向和舵面偏转角不会实时进行主动调整，且飞行干扰因素是不断变化的，影响着导弹制导精度。因此，需要提供一种导弹精确制导方法及系统，旨在解决上述问题。

发明内容

针对现有技术存在的不足，本发明的目的在于提供一种导弹精确制导方法及系统，以解决上述背景技术中存在的问题。

本发明是这样实现的，一种导弹精确制导方法，所述方法包括以下步骤：

获取理论飞行路线和目标位置点；

实时检测导弹三维坐标，获得实际飞行路线，每隔设定间隔值根据实际飞行路线与理论飞行路线确定发动机推力方向和舵面偏转角，使得实际飞行路线逼近理论飞行路线；

对导弹位置进行判定，当导弹位置和目标位置点之间的间距小于设定距离值时，每次发动机推力方向和舵面偏转角改变后，计算得到预测飞行路线；

确定预测飞行路线与目标位置点之间的预测误差，当预测误差在设定的脱靶距离内时，不再调整飞行路线；否则，继续调整发动机推力方向和舵面偏转角。

作为本发明进一步的方案：所述实时检测导弹三维坐标，获得实际飞行路线的步骤，具体包括：

根据导弹中内置的卫星定位系统和高度传感器确定导弹的三维坐标；

对所有确定的导弹三维坐标进行路径曲线模拟，确定实际飞行路线。

作为本发明进一步的方案：所述根据实际飞行路线与理论飞行路线确定发动机推力方向和舵面偏转角的步骤，具体包括：

根据实际飞行路线与理论飞行路线确定飞行干扰信息，所述飞行干扰信息包括干扰力和干扰方向；

确定导弹当前的三维坐标、飞行方向、飞行速度和导弹重量，根据目标位置点和飞行干扰信息生成新的理论飞行路线，新的理论飞行路线替换原有的理论飞行路线；

根据新的理论飞行路线确定发动机推力方向和舵面偏转角。

作为本发明进一步的方案：所述根据实际飞行路线与理论飞行路线确定飞行干扰信息的步骤，具体包括：

确定实际飞行路线的当前三维坐标、飞行方向、飞行速度和飞行时间，所述实际飞行路线和理论飞行路线都是三维坐标与飞行时间之间的函数关系，且每个飞行时间上标注有飞行方向和飞行速度；

根据飞行时间调取理论飞行路线在对应时间的三维坐标、飞行方向和飞行速度；

根据实际的三维坐标、实际的飞行方向、实际的飞行速度、理论的三维坐标、理论的飞行方向、理论的飞行速度以及导弹重量确定干扰力和干扰方向，对干扰力和干扰方向整合形成飞行干扰信息。

作为本发明进一步的方案：每次发动机推力方向和舵面偏转角改变后，计算得到预测飞行路线的步骤，具体包括：

每次发动机推力方向和舵面偏转角改变后，确定若干个导弹的三维坐标；

使用最小二乘法对若干个导弹的三维坐标进行拟合得到一个拟合函数；

根据拟合函数得到预测飞行路线，预测飞行路线不断延伸。

本发明的另一目的在于提供一种导弹精确制导系统，所述系统包括：

目标确定模块，用于获取理论飞行路线和目标位置点；

路径调整模块，用于实时检测导弹三维坐标，获得实际飞行路线，每隔设定间隔值根据实际飞行路线与理论飞行路线确定发动机推力方向和舵面偏转角，使得实际飞行路线逼近理论飞行路线；

预测飞行模块，用于对导弹位置进行判定，当导弹位置和目标位置点之间的间距小于设定距离值时，每次发动机推力方向和舵面偏转角改变后，计算得到预测飞行路线；

制导确定模块，用于确定预测飞行路线与目标位置点之间的预测误差，当预测误差在设定的脱靶距离内时，不再调整飞行路线；否则，继续调整发动机推力方向和舵面偏转角。

作为本发明进一步的方案：所述路径调整模块包括：

三维坐标确定单元，用于根据导弹中内置的卫星定位系统和高度传感器确定导弹的三维坐标；

实际飞行路线单元，用于对所有确定的导弹三维坐标进行路径曲线模拟，确定实际飞行路线。

作为本发明进一步的方案：所述路径调整模块还包括：

飞行干扰确定单元，用于根据实际飞行路线与理论飞行路线确定飞行干扰信息，所述飞行干扰信息包括干扰力和干扰方向；

理论飞行路线重置单元，用于确定导弹当前的三维坐标、飞行方向、飞行速度和导弹重量，根据目标位置点和飞行干扰信息生成新的理论飞行路线，新的理论飞行路线替换原有的理论飞行路线；

导弹路径调整单元，用于根据新的理论飞行路线确定发动机推力方向和舵面偏转角。

作为本发明进一步的方案：所述飞行干扰确定单元包括：

实际飞行确定子单元，用于确定实际飞行路线的当前三维坐标、飞行方向、飞行速度和飞行时间，所述实际飞行路线和理论飞行路线都是三维坐标与飞行时间之间的函数关系，且每个飞行时间上标注有飞行方向和飞行速度；

理论飞行调取子单元，用于根据飞行时间调取理论飞行路线在对应时间的三维坐标、飞行方向和飞行速度；

飞行干扰确定子单元，用于根据实际的三维坐标、实际的飞行方向、实际的飞行速度、理论的三维坐标、理论的飞行方向、理论的飞行速度以及导弹重量确定干扰力和干扰方向，对干扰力和干扰方向整合形成飞行干扰信息。

作为本发明进一步的方案：所述预测飞行模块包括：

三维坐标获取单元，每次发动机推力方向和舵面偏转角改变后，用于确定若干个导弹的三维坐标；

拟合函数确定单元，用于使用最小二乘法对若干个导弹的三维坐标进行拟合得到一个拟合函数；

预测飞行路线单元，用于根据拟合函数得到预测飞行路线，预测飞行路线不断延伸。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本发明实时检测导弹三维坐标，获得实际飞行路线，每隔设定间隔值根据实际飞行路线与理论飞行路线确定发动机推力方向和舵面偏转角，使得实际飞行路线逼近理论飞行路线；对导弹位置进行判定，当导弹位置和目标位置点之间的间距小于设定距离值时，每次发动机推力方向和舵面偏转角改变后，计算得到预测飞行路线；确定预测飞行路线与目标位置点之间的预测误差，当预测误差在设定的脱靶距离内时，不再调整飞行路线；否则，继续调整发动机推力方向和舵面偏转角，直到制导精度达标，如此，即使发动机推力方向和舵面偏转角不能够实时进行调整，也能够保证导弹的制导精度。

附图说明

图1为一种导弹精确制导方法的流程图。

图2为一种导弹精确制导方法中实时检测导弹三维坐标，获得实际飞行路线的流程图。

图3为一种导弹精确制导方法中根据实际飞行路线与理论飞行路线确定发动机推力方向和舵面偏转角的流程图。

图4为一种导弹精确制导方法中根据实际飞行路线与理论飞行路线确定飞行干扰信息的流程图。

图5为一种导弹精确制导方法中每次发动机推力方向和舵面偏转角改变后，计算得到预测飞行路线的流程图。

图6为一种导弹精确制导系统的结构示意图。

图7为一种导弹精确制导系统中路径调整模块的结构示意图。

图8为一种导弹精确制导系统中飞行干扰确定单元的结构示意图。

图9为一种导弹精确制导系统中预测飞行模块的结构示意图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清晰，以下结合附图及具体实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

以下结合具体实施例对本发明的具体实现进行详细描述。

如图1所示，本发明实施例提供了一种导弹精确制导方法，所述方法包括以下步骤：

S100，获取理论飞行路线和目标位置点；

S200，实时检测导弹三维坐标，获得实际飞行路线，每隔设定间隔值根据实际飞行路线与理论飞行路线确定发动机推力方向和舵面偏转角，使得实际飞行路线逼近理论飞行路线；

S300，对导弹位置进行判定，当导弹位置和目标位置点之间的间距小于设定距离值时，每次发动机推力方向和舵面偏转角改变后，计算得到预测飞行路线；

S400，确定预测飞行路线与目标位置点之间的预测误差，当预测误差在设定的脱靶距离内时，不再调整飞行路线；否则，继续调整发动机推力方向和舵面偏转角。

需要说明的是，导弹制导系统是导引和控制导弹按选定的规律调整飞行路线并导向目标的系统，其功能是测量、计算导弹实际飞行路线和理论飞行路线的差别，然后调整导弹的发动机推力方向或舵面偏转角，控制导弹的飞行路线，以允许的误差靠近或命中目标，由于发动机推力方向和舵面偏转角不会实时进行主动调整，且飞行干扰因素是不断变化的，影响着导弹制导精度。

本发明实施例中，首先需要根据导弹的特性和目标位置点确定理论飞行路线，导弹发射后，需要实时检测得到导弹的实际三维坐标，进而能够获得实际飞行路线，每隔设定间隔值根据实际飞行路线与理论飞行路线确定发动机推力方向和舵面偏转角，使得实际飞行路线逼近理论飞行路线，另外，本发明实施例还会对导弹位置进行判定，当导弹位置和目标位置点之间的间距小于设定距离值时，所述设定距离值是提前设置的定值，在每次发动机推力方向和舵面偏转角改变后，会计算得到预测飞行路线，并确定预测飞行路线与目标位置点之间的预测误差，预测误差为目标位置点与预测飞行路线之间的最近距离，当预测误差在设定的脱靶距离内时，说明制导精度达标，不再调整飞行路线；否则，继续调整发动机推力方向和舵面偏转角，直到制导精度达标，如此，即使发动机推力方向和舵面偏转角不能够实时进行调整，也能够保证导弹的制导精度。

如图2所示，作为本发明一个优选的实施例，所述实时检测导弹三维坐标，获得实际飞行路线的步骤，具体包括：

S201，根据导弹中内置的卫星定位系统和高度传感器确定导弹的三维坐标；

S202，对所有确定的导弹三维坐标进行路径曲线模拟，确定实际飞行路线。

本发明实施例中，导弹中内置有卫星定位系统和高度传感器，通过卫星定位系统能够得到平面坐标，通过高度传感器能够得到垂直坐标，进而得到导弹的三维坐标；然后对所有确定的导弹三维坐标进行路径曲线模拟，即可确定实际飞行路线。

如图3所示，作为本发明一个优选的实施例，所述根据实际飞行路线与理论飞行路线确定发动机推力方向和舵面偏转角的步骤，具体包括：

S203，根据实际飞行路线与理论飞行路线确定飞行干扰信息，所述飞行干扰信息包括干扰力和干扰方向；

S204，确定导弹当前的三维坐标、飞行方向、飞行速度和导弹重量，根据目标位置点和飞行干扰信息生成新的理论飞行路线，新的理论飞行路线替换原有的理论飞行路线；

S205，根据新的理论飞行路线确定发动机推力方向和舵面偏转角。

本发明实施例中，会自动根据实际飞行路线与理论飞行路线确定飞行干扰信息，所述飞行干扰信息具体包括干扰力和干扰方向，接着确定导弹当前的三维坐标、飞行方向、飞行速度和导弹重量，并结合目标位置点和飞行干扰信息就能够生成新的理论飞行路线，并使用新的理论飞行路线替换原有的理论飞行路线，新的理论飞行路线考虑了飞行干扰信息的作用，更加准确，根据新的理论飞行路线确定发动机推力方向和舵面偏转角。另外，理论飞行路线和实际飞行路线都是不断更新的，飞行干扰信息也会随之不断更新，这样确定的发动机推力方向和舵面偏转角更加准确。

如图4所示，作为本发明一个优选的实施例，所述根据实际飞行路线与理论飞行路线确定飞行干扰信息的步骤，具体包括：

S2031，确定实际飞行路线的当前三维坐标、飞行方向、飞行速度和飞行时间，所述实际飞行路线和理论飞行路线都是三维坐标与飞行时间之间的函数关系，且每个飞行时间上标注有飞行方向和飞行速度；

S2032，根据飞行时间调取理论飞行路线在对应时间的三维坐标、飞行方向和飞行速度；

S2033，根据实际的三维坐标、实际的飞行方向、实际的飞行速度、理论的三维坐标、理论的飞行方向、理论的飞行速度以及导弹重量确定干扰力和干扰方向，对干扰力和干扰方向整合形成飞行干扰信息。

本发明实施例中，为了确定飞行干扰信息，需要得到实际飞行路线的当前三维坐标、飞行方向、飞行速度和飞行时间，需要说明的是，实际飞行路线和理论飞行路线都是三维坐标与飞行时间之间的函数关系，且每个飞行时间上标注有飞行方向和飞行速度，根据当前的飞行时间调取理论飞行路线在该飞行时间的三维坐标、飞行方向和飞行速度；最后根据实际的三维坐标、实际的飞行方向、实际的飞行速度、理论的三维坐标、理论的飞行方向、理论的飞行速度以及导弹重量确定干扰力和干扰方向，对干扰力和干扰方向整合就能够形成飞行干扰信息了。

如图5所示，作为本发明一个优选的实施例，每次发动机推力方向和舵面偏转角改变后，计算得到预测飞行路线的步骤，具体包括：

S301，每次发动机推力方向和舵面偏转角改变后，确定若干个导弹的三维坐标；

S302，使用最小二乘法对若干个导弹的三维坐标进行拟合得到一个拟合函数；

S303，根据拟合函数得到预测飞行路线，预测飞行路线不断延伸。

本发明实施例中，容易理解，只要满足设定的脱靶距离，那么制导精度就是符合要求的，即使实际飞行路线没有与理论飞行路线重合，实际飞行路线也可能符合要求，具体的，当导弹位置和目标位置点之间的间距小于设定距离值时，每次发动机推力方向和舵面偏转角改变后，确定若干个导弹的三维坐标，使用最小二乘法对若干个导弹的三维坐标进行拟合得到一个拟合函数，并根据拟合函数得到预测飞行路线，预测飞行路线不断延伸，这样就可以计算目标位置点与预测飞行路线之间的最近距离，当最近距离在设定的脱靶距离内时，说明制导精度达标。

如图6所示，本发明实施例还提供了一种导弹精确制导系统，所述系统包括：

目标确定模块100，用于获取理论飞行路线和目标位置点；

路径调整模块200，用于实时检测导弹三维坐标，获得实际飞行路线，每隔设定间隔值根据实际飞行路线与理论飞行路线确定发动机推力方向和舵面偏转角，使得实际飞行路线逼近理论飞行路线；

预测飞行模块300，用于对导弹位置进行判定，当导弹位置和目标位置点之间的间距小于设定距离值时，每次发动机推力方向和舵面偏转角改变后，计算得到预测飞行路线；

制导确定模块400，用于确定预测飞行路线与目标位置点之间的预测误差，当预测误差在设定的脱靶距离内时，不再调整飞行路线；否则，继续调整发动机推力方向和舵面偏转角。

本发明实施例中，首先需要根据导弹的特性和目标位置点确定理论飞行路线，导弹发射后，需要实时检测得到导弹的实际三维坐标，进而能够获得实际飞行路线，每隔设定间隔值根据实际飞行路线与理论飞行路线确定发动机推力方向和舵面偏转角，使得实际飞行路线逼近理论飞行路线，另外，本发明实施例还会对导弹位置进行判定，当导弹位置和目标位置点之间的间距小于设定距离值时，所述设定距离值是提前设置的定值，在每次发动机推力方向和舵面偏转角改变后，会计算得到预测飞行路线，并确定预测飞行路线与目标位置点之间的预测误差，预测误差为目标位置点与预测飞行路线之间的最近距离，当预测误差在设定的脱靶距离内时，说明制导精度达标，不再调整飞行路线；否则，继续调整发动机推力方向和舵面偏转角，直到制导精度达标，如此，即使发动机推力方向和舵面偏转角不能够实时进行调整，也能够保证导弹的制导精度。

如图7所示，作为本发明一个优选的实施例，所述路径调整模块200包括：

三维坐标确定单元201，用于根据导弹中内置的卫星定位系统和高度传感器确定导弹的三维坐标；

实际飞行路线单元202，用于对所有确定的导弹三维坐标进行路径曲线模拟，确定实际飞行路线。

如图7所示，作为本发明一个优选的实施例，所述路径调整模块200还包括：

飞行干扰确定单元203，用于根据实际飞行路线与理论飞行路线确定飞行干扰信息，所述飞行干扰信息包括干扰力和干扰方向；

理论飞行路线重置单元204，用于确定导弹当前的三维坐标、飞行方向、飞行速度和导弹重量，根据目标位置点和飞行干扰信息生成新的理论飞行路线，新的理论飞行路线替换原有的理论飞行路线；

导弹路径调整单元205，用于根据新的理论飞行路线确定发动机推力方向和舵面偏转角。

如图8所示，作为本发明一个优选的实施例，所述飞行干扰确定单元203包括：

实际飞行确定子单元2031，用于确定实际飞行路线的当前三维坐标、飞行方向、飞行速度和飞行时间，所述实际飞行路线和理论飞行路线都是三维坐标与飞行时间之间的函数关系，且每个飞行时间上标注有飞行方向和飞行速度；

理论飞行调取子单元2032，用于根据飞行时间调取理论飞行路线在对应时间的三维坐标、飞行方向和飞行速度；

飞行干扰确定子单元2033，用于根据实际的三维坐标、实际的飞行方向、实际的飞行速度、理论的三维坐标、理论的飞行方向、理论的飞行速度以及导弹重量确定干扰力和干扰方向，对干扰力和干扰方向整合形成飞行干扰信息。

如图9所示，作为本发明一个优选的实施例，所述预测飞行模块300包括：

三维坐标获取单元301，每次发动机推力方向和舵面偏转角改变后，用于确定若干个导弹的三维坐标；

拟合函数确定单元302，用于使用最小二乘法对若干个导弹的三维坐标进行拟合得到一个拟合函数；

预测飞行路线单元303，用于根据拟合函数得到预测飞行路线，预测飞行路线不断延伸。

以上仅对本发明的较佳实施例进行了详细叙述，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

应该理解的是，虽然本发明各实施例的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，各实施例中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。

本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器(ROM)、可编程ROM(PROM)、电可编程ROM(EPROM)、电可擦除可编程ROM(EEPROM)或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器(RAM)或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，RAM以多种形式可得，诸如静态RAM(SRAM)、动态RAM(DRAM)、同步DRAM(SDRAM)、双数据率SDRAM(DDRSDRAM)、增强型SDRAM(ESDRAM)、同步链路(Synchlink)DRAM(SLDRAM)、存储器总线(Rambus)直接RAM(RDRAM)、直接存储器总线动态RAM(DRDRAM)、以及存储器总线动态RAM(RDRAM)等。

本领域技术人员在考虑说明书及实施例处的公开后，将容易想到本公开的其它实施方案。本申请旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由权利要求指出。