[發明專利]一種帶傾角約束的火箭彈縱向導引方法

有效

• 申請號: 201510374499.7
• 申請日: 2015-06-30
• 公開（公告）號: CN105043171B
• 公開（公告）日: 2017-08-29
• 發明（設計）人: 孫月光;方海紅;吳學森;方岳;宋蔚陽;鞠曉燕;趙春明;李濤;孫忠旭;黃朝東;董越;劉欣;張紅岳;董春楊;秦卓;秦雪;田源
• 申請（專利權）人: 北京航天長征飛行器研究所;中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: F42B15/01
• 分類號: F42B15/01
• 代理公司: 中國航天科技專利中心11009
• 代理人: 臧春喜

技術領域

本發明涉及一種導引方法，特別是一種帶傾角約束的火箭彈縱向導引方法，屬于飛行器制導控制領域。

背景技術

無控、簡控火箭彈由于受到主動段發動機偏差以及各種飛行干擾的影響，而其本身抗干擾和偏差的能力較弱，因此火箭彈的射程和打擊精度均受到相應限制。全程制導火箭彈的研制成為當前火箭彈的一個新的發展方向。全程制導火箭彈為保證機動能力，可采用主發動機助推，將安裝在彈頭尾部的叉式空氣舵作為執行機構，通過設計的制導控制規律實現彈體穩定及大范圍機動。從武器系統戰術要求的角度出發，還需要火箭彈裝配不同的戰斗部，可打擊敵戰役、戰術縱深內的各種重要點目標，壓制各類集群目標和面目標，而不同戰斗部對火箭彈的落地傾角可能會有不同的要求。因此，為實現射程覆蓋范圍、機動能力及精度的提高，以及滿足對速度傾角的控制需求，全程制導火箭彈的制導規律設計成為一項關鍵技術。

2006年西北工業大學出版社出版的，由劉興堂編著的《導彈制導控制系統分析、設計與仿真分析》一書的318頁給出了典型比例導引規律產生的指令加速度如下：

其中，a_M為指令加速度，k_y為導航比，為火箭彈速度方向轉動角速度在視線坐標系y向上的投影，v為火箭彈的速度。

將加速度指令寫成過載指令的形式，如公式：

其中，Nyc為側向指令過載，G₀為引力加速度。

在現有型號研制過程中，經典形式的比例導引、改進比例導引、帶落地傾角約束的比例導引等制導方法均有應用，但經典形式與改進后的比例導引均存在起始段制導指令小，機動速度慢，末端制導指令出現較大抖動等不利于工程實現等問題，并且不能夠滿足落地傾角的控制要求。帶落地傾角約束的比例導引方法在飛行末端修正速度傾角會占用很大一部分可用過載，導致打擊精度大大降低。因此針對武器系統提出的落地傾角約束與打擊精度要求等指標，現有制導形式并不能夠完全適應需求。

發明內容

本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提供了一種帶傾角約束的火箭彈縱向導引方法，對重力項及阻力項進行了補償，補償項的系數隨彈道特性變化，更好地提高了導引規律對不同彈道的適應性；附加的變系數速度傾角約束項，在遠距離時充分利用彈道下降過程中自身速度方向變化的固有規律，主要進行比例導引，在近距離時進行末端速度傾角控制，有效降低了傾角約束項的過載需求，實施對末段速度傾角控制的同時，減小約束項對機動能力的影響。該制導律還能夠根據彈種不同自適應的選取速度傾角期望值和導引參數，以滿足不同戰斗部對落地速度傾角的不同要求。

本發明的技術解決方案是：一種帶傾角約束的火箭彈縱向導引方法，步驟如下：

(1)判斷火箭彈是否進入降弧飛行階段，即飛行時間t是否大于等于比例導引開始時間t_gb，若t≥t_gb，則進入步驟(2)，否則，令平滑處理系數Kguid＝0，進入步驟(5)；

(2)利用火箭彈速度、位置、姿態運動信息與目標點位置信息，計算制導指令；具體由公式：

給出，式中，k_y、k₁、k₂、k_ld、k₄為導引系數；x,y,z為彈頭在發射系的坐標分量；G₀為重力加速度常數；n_x1為加速度計敏感到的軸向過載；θ_f為期望的速度傾角；vv為火箭彈合速度；p_i為圓周率π；

q_y為視線高低角，具體由公式：

給出；x_r、y_r、z_r是火箭彈與目標之間的相對位置，具體由公式：

x_r＝x_t-x,y_r＝y_t-y,z_r＝z_t-z；

給出，其中，x_t,y_t,z_t為目標在發射系的坐標分量，發射系的坐標原點與發射點O固連，X軸在發射點水平面內，指向發射瞄準方向，Y軸垂直于發射點水平面指向上方，Z軸與XOY平面垂直并構成右手直角坐標系；

為視線高低角轉率，具體由公式：