[发明专利]一种带倾角约束的火箭弹纵向导引方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种导引方法，特别是一种带倾角约束的火箭弹纵向导引方法，属于飞行器制导控制领域。

背景技术

无控、简控火箭弹由于受到主动段发动机偏差以及各种飞行干扰的影响，而其本身抗干扰和偏差的能力较弱，因此火箭弹的射程和打击精度均受到相应限制。全程制导火箭弹的研制成为当前火箭弹的一个新的发展方向。全程制导火箭弹为保证机动能力，可采用主发动机助推，将安装在弹头尾部的叉式空气舵作为执行机构，通过设计的制导控制规律实现弹体稳定及大范围机动。从武器系统战术要求的角度出发，还需要火箭弹装配不同的战斗部，可打击敌战役、战术纵深内的各种重要点目标，压制各类集群目标和面目标，而不同战斗部对火箭弹的落地倾角可能会有不同的要求。因此，为实现射程覆盖范围、机动能力及精度的提高，以及满足对速度倾角的控制需求，全程制导火箭弹的制导规律设计成为一项关键技术。

2006年西北工业大学出版社出版的，由刘兴堂编著的《导弹制导控制系统分析、设计与仿真分析》一书的318页给出了典型比例导引规律产生的指令加速度如下：

其中，a_M为指令加速度，k_y为导航比，为火箭弹速度方向转动角速度在视线坐标系y向上的投影，v为火箭弹的速度。

将加速度指令写成过载指令的形式，如公式：

其中，Nyc为侧向指令过载，G₀为引力加速度。

在现有型号研制过程中，经典形式的比例导引、改进比例导引、带落地倾角约束的比例导引等制导方法均有应用，但经典形式与改进后的比例导引均存在起始段制导指令小，机动速度慢，末端制导指令出现较大抖动等不利于工程实现等问题，并且不能够满足落地倾角的控制要求。带落地倾角约束的比例导引方法在飞行末端修正速度倾角会占用很大一部分可用过载，导致打击精度大大降低。因此针对武器系统提出的落地倾角约束与打击精度要求等指标，现有制导形式并不能够完全适应需求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种带倾角约束的火箭弹纵向导引方法，对重力项及阻力项进行了补偿，补偿项的系数随弹道特性变化，更好地提高了导引规律对不同弹道的适应性；附加的变系数速度倾角约束项，在远距离时充分利用弹道下降过程中自身速度方向变化的固有规律，主要进行比例导引，在近距离时进行末端速度倾角控制，有效降低了倾角约束项的过载需求，实施对末段速度倾角控制的同时，减小约束项对机动能力的影响。该制导律还能够根据弹种不同自适应的选取速度倾角期望值和导引参数，以满足不同战斗部对落地速度倾角的不同要求。

本发明的技术解决方案是：一种带倾角约束的火箭弹纵向导引方法，步骤如下：

(1)判断火箭弹是否进入降弧飞行阶段，即飞行时间t是否大于等于比例导引开始时间t_gb，若t≥t_gb，则进入步骤(2)，否则，令平滑处理系数Kguid＝0，进入步骤(5)；

(2)利用火箭弹速度、位置、姿态运动信息与目标点位置信息，计算制导指令；具体由公式：

给出，式中，k_y、k₁、k₂、k_ld、k₄为导引系数；x,y,z为弹头在发射系的坐标分量；G₀为重力加速度常数；n_x1为加速度计敏感到的轴向过载；θ_f为期望的速度倾角；vv为火箭弹合速度；p_i为圆周率π；

q_y为视线高低角，具体由公式：

给出；x_r、y_r、z_r是火箭弹与目标之间的相对位置，具体由公式：

x_r＝x_t-x,y_r＝y_t-y,z_r＝z_t-z；

给出，其中，x_t,y_t,z_t为目标在发射系的坐标分量，发射系的坐标原点与发射点O固连，X轴在发射点水平面内，指向发射瞄准方向，Y轴垂直于发射点水平面指向上方，Z轴与XOY平面垂直并构成右手直角坐标系；

为视线高低角转率，具体由公式：