[發明專利]超近射程的飛行器精確制導控制方法

有效

• 申請號: 202010048525.8
• 申請日: 2020-01-16
• 公開（公告）號: CN111692919B
• 公開（公告）日: 2021-05-28
• 發明（設計）人: 溫求遒;劉拴照;李威;周建平
• 申請（專利權）人: 北京理工大學
• 主分類號: F41G3/22
• 分類號: F41G3/22;F42B15/01
• 代理公司: 北京康思博達知識產權代理事務所(普通合伙) 11426
• 代理人: 范國鋒;劉冬梅

1.一種超近射程的飛行器精確制導控制方法，其特征在于，該方法中，

解算飛行器的實際射程，當該實際射程在2.88km以上且在8km以下時，確定該飛行器的初始射角為70～80度；

在飛行器的初始射角確定后，向飛行器中灌裝飛控參數和名義參考軌跡；

飛行器按照確定的初始射角發射起飛后，分別解算飛行器的縱向需用過載和側向需用過載，再將需用過載傳遞給舵機，由舵機打舵工作完成制導控制作業；

在俯仰方向的慣性制導段，飛行器通過下式(一)獲得縱向需用過載，

a_yc＝k_c·θ_f+G_c (一)

其中，a_yc表示縱向需用過載，θ_f＝θ_c-θ，θ_c表示期望的彈道傾角，從名義參考軌跡中調取；θ表示飛行器測量得到的自身的彈道傾角，k_c表示代表制導增益系數，G_c表示重力過載補償，θ_f表示名義參考軌跡的傾角修正初始幅值。

2.根據權利要求1所述的超近射程的飛行器精確制導控制方法，其特征在于，

當實際射程在4.5km以下時，將實際射程值減去200米得到的數值作為射程選擇名義參考軌跡；

當實際射程大于4.5km且在6km以下時，將實際射程值加上200米得到的數值作為射程選擇名義參考軌跡；

當實際射程大于6km且在7.5km以下時，將實際射程值加上400米得到的數值作為射程選擇名義參考軌跡；

當實際射程大于7.5km時，將實際射程值加上600米得到的數值作為射程選擇名義參考軌跡。

3.根據權利要求1所述的超近射程的飛行器精確制導控制方法，其特征在于，

在從名義參考軌跡中調取期望的彈道傾角θ_c以后，首先判斷θ_c的取值，若θ_c的值在76.8以上，則θ_c取值調整為76.8。

4.根據權利要求3所述的超近射程的飛行器精確制導控制方法，其特征在于，

若解算得到的θ_f值在8以上時，則θ_f取值調整為8；

若解算得到的θ_f值在-8以下時，則θ_f取值調整為-8。

5.根據權利要求3所述的超近射程的飛行器精確制導控制方法，其特征在于，

通過下述方法對縱向需用過載做平滑處理；

步驟1，通過下式(二)解算平滑系數，

步驟2，通過平滑系數解算平滑處理后的名義傾角修正值，

即θ_d＝θ_f·k₀，θ_f＝θ_c-θ；

步驟3，通過名義傾角修正值修正期望的彈道傾角θ_c，得到修正的彈道傾角θ_修，

即θ_修＝θ_c+θ_d；

通過θ_修替換式(一)中的θ_c解算縱向需用過載；

其中，k₀表示平滑系數，θ_d表示平滑處理后的名義傾角修正值，t₁＝0，t表示飛行時間，dt表示爬升修正時長。

6.根據權利要求1所述的超近射程的飛行器精確制導控制方法，其特征在于，

在俯仰方向，當飛行器達到最高點時，轉入末制導段，在俯仰方向的末制導段，所述飛行器通過下式(三)獲得縱向需用過載，

a_yc表示縱向需用過載，為縱向彈目視線角速度，G_c表示重力過載補償，V_m為飛行器的飛行速度，N_y為縱向制導系數，其取值為2-4。