[發明專利]一種基于導航與導引頭框架角信息的剩余飛行時間解算方法

在審

• 申請號: 202110686076.4
• 申請日: 2021-06-21
• 公開（公告）號: CN113642144A
• 公開（公告）日: 2021-11-12
• 發明（設計）人: 劉冬責;賈哲璇;金岳;單樂樂;顧凱;劉新宇;崔俊根;陸秋秋
• 申請（專利權）人: 北京航天飛騰裝備技術有限責任公司
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張曉飛

1.一種基于導航與導引頭框架角信息的剩余飛行時間解算方法，其特征在于包括下列步驟：

(1)利用相鄰時間間隔內的導航信息與框架角信息得到末制導相對高度基準；

(2)根據導引頭延時與噪聲情況進行導航信息延時補償；

(3)設計剩余飛行時間解算時序，并進行剩余飛行時間解算。

2.根據權利要求1所述的基于導航與導引頭框架角信息的剩余飛行時間解算方法，其特征在于：所述步驟(1)中目標近似勻速直線運動。

3.根據權利要求2所述的基于導航與導引頭框架角信息的剩余飛行時間解算方法，其特征在于：所述步驟(1)中得到末制導相對高度基準H₁的具體過程為：

11)建立發射系；

12)選取末制導彈道上具有相同時間間隔的三個彈道點；

13)利用導引頭框架角信息與導航姿態信息得到三個彈道點處的發射系下視線角；

14)基于目標近似勻速直線運動的前提條件，利用三個彈道點的導航位置信息及發射系下視線角信息，得到末制導相對高度基準H₁。

4.根據權利要求1所述的基于導航與導引頭框架角信息的剩余飛行時間解算方法，其特征在于：所述步驟(2)中需考慮導引頭系統延時及濾波器帶來的延時。

5.根據權利要求4所述的基于導航與導引頭框架角信息的剩余飛行時間解算方法，其特征在于：所述步驟(2)進行導航信息延時補償的具體過程為：

21)利用轉臺掃頻試驗確定導引頭框架角輸出延時T_seeker；

22)利用轉臺掃頻試驗確定慣組輸出延時，即導航姿態角輸出延時T_IMU；

23)通過選用的導引頭濾波器計算得到濾波器延時T_filter；

24)計算得到導航信息延時補償T_nav；

25)計算得到導航信息延時補償周期T_nav/T，其中T為仿真積分步長。

6.根據權利要求5所述的基于導航與導引頭框架角信息的剩余飛行時間解算方法，其特征在于：所述導航信息延時補償T_nav＝T_seeker+T_filter-T_IMU。

7.根據權利要求3所述的基于導航與導引頭框架角信息的剩余飛行時間解算方法，其特征在于：所述步驟(3)中第一次解算H₁的時間間隔采用5s，后續每次解算采樣間隔增加1s。

8.根據權利要求3所述的基于導航與導引頭框架角信息的剩余飛行時間解算方法，其特征在于：所述步驟(3)中對H₁解算結果進行中值濾波與平滑過渡處理。

9.根據權利要求3所述的基于導航與導引頭框架角信息的剩余飛行時間解算方法，其特征在于：所述步驟(3)中剩余飛行時間解算同時采用H₁及發射系下視線高低角與視線方位角。

10.根據權利要求3所述的基于導航與導引頭框架角信息的剩余飛行時間解算方法，其特征在于：所述步驟(3)中進行剩余飛行時間解算的具體過程為：

31)利用相對高度基準H₁及當前時刻與基準時刻導航高度的差值計算得到當前的導航航高度；

32)利用計算得到的導航高度及發射系下的視線高低角與視線方位角計算得到實時彈目距離；

33)利用彈目距離與導航速度信息計算得到剩余飛行時間，并對剩余飛行時間進行1s的補償。