一种抗雷达关机的制导方法、系统及介质
阅读说明：本技术 一种抗雷达关机的制导方法、系统及介质 (Radar shutdown resistant guidance method, system and medium ) 是由 王明光 魏丽霞 赵凌雪 王晓燕 宗焕强 李世海 刘华 于 2021-06-22 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种抗雷达关机的制导方法及系统,基于视线角导引律的弹道特性,在目标雷达关机后,在假设目标静止的情况下,基于导引系数、初值弹道角和视线角等信息解算得到稳态导引指令,在此基础上基于关机前的导引指令和稳态导引指令规划一条后续导引指令。在弹目距离较近的情况下,当雷达关机时,可以获得较高的制导精度。(The invention relates to a guidance method and a guidance system for resisting radar shutdown, which are based on the ballistic characteristics of a line-of-sight angle guidance law, after a target radar is shutdown, under the condition of assuming that a target is static, a steady-state guidance instruction is obtained by resolving based on information such as a guidance coefficient, an initial value ballistic angle, a line-of-sight angle and the like, and a subsequent guidance instruction is planned based on the guidance instruction before shutdown and the steady-state guidance instruction on the basis. Under the condition that the shot-eye distance is short, when the radar is powered off, higher guidance precision can be obtained.)
技术领域
本发明涉及一种抗雷达关机的制导方法、系统及介质，属于被动反辐射制导技术领域。
背景技术
被动反辐射导弹是一种用于攻击敌方制导雷达、火控雷达等电磁信号的被动寻的机载防空压制武器，在现代攻防战争中发挥极为重要的作用，当然敌方雷达为了提高生存力，自然采取多种有效的对抗措施，其一：在雷达周围布置诱饵对反辐射导弹进行诱骗，不过这需要增加雷达系统的硬件成本，且增加操作难度，另外还需要协调雷达与诱饵之间的工作；其二：敌方雷达判断导弹接近并构成威胁时，执行关机操作，使得导弹不能继续锁定目标，这不需要增加雷达的成本，在实际操作中被大量采用，采用雷达间歇关机操作，使得反辐射导弹命中率急剧下降。
针对雷达关机的情况，现有技术中对反辐射导弹抗雷达关机技术进行深入研究，大致分为如下三种：
1)被动反辐射制导加捷联惯导组合，在雷达关机前通过推广卡尔曼滤波算法对目标位置进行估计定位，雷达关机后则基于定位结果继续进行攻击，但该方法对目标位置的估计不准，因此难以取得较高的制导精度；
2)采用复合导引头对抗雷达关机，例如AGM-88C即采用被动雷达/红外成像复合双模导引头，该方法是比较有效的对抗雷达关机的方法，不过研制双模导引头存在技术复杂、成本高、不利于小型化等缺点；
3)采用巡航攻击方式，在雷达关机后则在目标雷达上空转入巡航状态，等待目标雷达开机后则立即转入攻击模式，但巡航状态所需的燃料质量较大，会相应地挤占弹上其它设备的质量。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种抗雷达关机的制导方法及系统，基于视线角导引律，可以解算得到稳态导引指令，并基于稳态导引指令以及目标雷达关机前的制导指令，得到后续导引指令。
本发明的技术解决方案是：
一种抗雷达关机的制导方法，步骤如下：
(1)对基本比例导引方程进行积分，得到积分型比例导引方程；
(2)令末段弹道角趋于视线角，确定稳态导引指令，即导引弹道的终端指令；
(3)根据稳态导引指令和雷达关机前的导引指令，规划出后续导引指令；
(4)根据后继导引指令进行制导控制，实现抗雷达关机的制导。
进一步的，所述步骤(1)对基本比例导引方程进行积分，得到积分型比例导引方程，具体为：
基本比例导引方程为其中，为弹道角速度，为视线角速度，k为导引系数；
对基本比例导引方程两边进行积分运算：
即得到积分型比例导引方程：
θ(t)＝θ(t0)+k(q(t)-q(t0))
式中t0为进末制导时刻，θ(t0)和q(t0)分别为进末制导时刻的弹道角和视线角，θ(t0)记为θc0，q(t0)记为q0。
进一步的，所述确定稳态导引指令，具体为：
假设终端时刻为tf，对于攻击静止目标，依照比例导引弹道的特性，即末段弹道角趋于视线角，这时导引指令趋于稳态，即末段视线角，得到稳态导引指令，即导引弹道的终端指令为：
将稳态导引指令记为θcf；其中，θc0为进入末制导时刻的导引指令。
进一步的，所述步骤(3)根据稳态导引指令和雷达关机前的导引指令，规划出后续导引指令，具体为：设雷达关机时刻为t1，这时对应的弹道角指令为θc1，即雷达关机前的导引指令为θc1，结合稳态导引指令θcf和雷达关机前的导引指令θc1，通过最小二乘法进行多项式拟合，规划出后续导引指令。
进一步的，本发明还提出一种抗雷达关机的制导系统，包括：
积分模块：对基本比例导引方程进行积分，得到积分型比例导引方程；
基本比例导引方程为其中，为弹道角速度，为视线角速度，k为导引系数；
对基本比例导引方程两边进行积分运算：
即得到积分型比例导引方程：
θ(t)＝θ(t0)+k(q(t)-q(t0))
式中t0为进末制导时刻，θ(t0)和q(t0)分别为进末制导时刻的弹道角和视线角，θ(t0)记为θc0，q(t0)记为q0。
稳态导引指令确定模块：令末段弹道角趋于视线角，确定稳态导引指令，即导引弹道的终端指令；
确定稳态导引指令，具体为：
假设终端时刻为tf，对于攻击静止目标，依照比例导引弹道的特性，即末段弹道角趋于视线角，这时导引指令趋于稳态，即末段视线角，得到稳态导引指令，即导引弹道的终端指令为：
将稳态导引指令记为θcf；其中，θc0为进入末制导时刻的导引指令。
规划模块：根据稳态导引指令和雷达关机前的导引指令，规划出后续导引指令；根据稳态导引指令和雷达关机前的导引指令，规划出后续导引指令，具体为：设雷达关机时刻为t1，这时对应的弹道角指令为θc1，即雷达关机前的导引指令为θc1，结合稳态导引指令θcf和雷达关机前的导引指令θc1，通过最小二乘法进行多项式拟合，规划出后续导引指令。
制导模块：根据后继导引指令进行制导控制，实现抗雷达关机的制导。
进一步的，本发明还提出一种存储介质，所述存储介质包括存储的程序，其中，在所述程序运行时控制所述存储介质所在设备执行抗雷达关机的制导方法。
进一步的，本发明还提出一种处理器，所述处理器用于运行程序，其中，所述程序运行时执行抗雷达关机的制导方法。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明开发基于一种抗雷达关机的制导策略，此制导策略适用于捷联被动反辐射制导，无需额外增加弹上的硬件，本发明方法数学推导简单，意义明确，易于在工程上实现；
(2)本发明基于视线角导引律的弹道特性，在目标雷达关机后，基于导引系数等信息可以解算得到稳态导引指令，在此基础上基于关机前的导引指令和稳态导引指令规划一条后续导引指令。在弹目距离较近的情况下，当雷达关机时，可以获得较高的制导精度；
(3)本发明导引律的系数为固定值；基于导引弹道的特性，在取固定的导引系数的情况下，可以解算得到稳态的导引指令；
(4)本发明基于雷达关机前的指令以及稳态导引指令规划一条待飞的导引指令；当导引头重新收到目标雷达信号时，导弹可切换至正常的制导指令。
附图说明
图1为规划的后续导引指令示意图；
图2为导引头失锁后规划的后续导引指令示意图；
图3为导引头失锁后的输出视线角示意图；
图4为本发明方法流程图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。
本发明基于视线角导引律的弹道特性，在目标雷达关机后，在假设目标静止的情况下，基于导引系数、初值弹道角和视线角等信息解算得到稳态导引指令，在此基础上基于关机前的导引指令和稳态导引指令规划一条后续导引指令。在弹目距离较近的情况下，当雷达关机时，可以获得较高的制导精度。
如图4所示，本发明提出的一种抗雷达关机的制导方法，具体实施如下步骤：
假设导弹飞行弹道角为θ(在纵向平面内θ为弹道倾角；在横向平面内θ为弹道偏角)，弹目视线角为q(在纵向平面内q为视线高低角；在横向平面内q为视线方位角)，导引系数为k；
步骤1：对基本比例导引方程进行积分，得到积分型比例导引方程；
假设进末制导时刻为t0，对基本比例导引法方程(为弹道角速度，为视线角速度)两边进行积分运算：
即得到积分型比例导引方程：
θ(t)＝θ(t0)+k(q(t)-q(t0))
式中t0为进末制导时刻。式中θ(t0)(记为θc0)和q(t0)(记为q0)分别为进末制导时刻的弹道角和视线角。
导引律的系数为固定值；基于导引弹道的特性，在取固定的导引系数的情况下，可以解算得到稳态的导引指令。
步骤2：令末段弹道角趋于视线角，确定稳态导引指令，即导引弹道的终端指令；
假设终端时刻为tf，对于攻击静止目标，依照比例导引弹道的特性，末段弹道角趋于视线角，即θ(tf)＝q(tf)，这时导引指令趋于稳态，即末段视线角，故可得
即导引弹道的终端指令(记为θcf)与初始弹道角、视线角和导引系数相关。θc0为进入末制导时刻的导引指令。
步骤3：如图1所示，根据稳态导引指令和雷达关机前的导引指令，规划出后续导引指令。
在目标雷达关机后，基于导引系数等信息可以解算得到稳态导引指令，在此基础上基于关机前的导引指令和稳态导引指令规划一条后续导引指令。在弹目距离较近的情况下，当雷达关机时，可以获得较高的制导精度。此制导策略适用于捷联被动反辐射制导，并不需要增加硬件成本。
假设雷达关机时刻为t1，这时对应的弹道角指令为θc1，结合稳态导引指令θcf和雷达关机前的导引指令θc1，基于最小二乘法多项式拟合，规划出后续导引指令。
步骤4：根据后继导引指令进行制导控制，实现抗雷达关机的制导。
本发明方法在目标雷达关机后，假设目标静止，由导引系数、初值弹道角和视线角等信息解算得到稳态导引指令，基于解算得到的稳态导引指令和目标关机前的导引指令，采用多项式拟合的方法，规划出后续导引指令。当导引头重新收到雷达信号时，导弹可根据导引头输出的视线角，切换至正常的制导指令。
实施例：
某被动反辐射导弹，投放高度为9000m，投放速度为0.8mch，射程60km，假设在进入末制导后，雷达一直开机(lock)、弹目距离10km处关机(unlock(10km))与弹目距离5km处关机(unlock(5km))，导引系数为k＝4，在高度区间[3250m 3550m]增加5m/s向上的阵风，导引头输出角度误差服从正态分布N(0.5 0.01)，按照上述方法规划的后续导引指令如图1所示，仿真结果如图2～图3和表1所示。
表1六自由度弹道仿真终端数据
图2为导引头失锁后规划的后续导引指令。箭头所指的时刻(unlock at10km和unlock at 5km)分别为雷达在弹目距离为10km和5km时关机的时刻。可以看出，雷达关机后规划的导引指令与雷达一直锁定得到的正常导引指令基本一致。
图3为导引头失锁后的输出视线角，雷达关机后，导引头无法得到雷达的位置信息，因此视线角变为0。
从表1中的对比数据可以看出，雷达关机后，在弹目距离较近的情况下，本发明阐述的方法依然可保证较高的制导精度。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域的公知技术。