[發(fā)明專利]一種基于導(dǎo)航與導(dǎo)引頭框架角信息的剩余飛行時間解算方法

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 202110686076.4
• 申請日: 2021-06-21
• 公開（公告）號: CN113642144A
• 公開（公告）日: 2021-11-12
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 劉冬責(zé);賈哲璇;金岳;單樂樂;顧凱;劉新宇;崔俊根;陸秋秋
• 申請（專利權(quán)）人: 北京航天飛騰裝備技術(shù)有限責(zé)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

一種基于導(dǎo)航與導(dǎo)引頭框架角信息的剩余飛行時間解算方法，在導(dǎo)彈長時間純慣導(dǎo)飛行帶來較大位置誤差情況下，采用短時間間隔內(nèi)的導(dǎo)航信息與導(dǎo)引頭框架角信息進(jìn)行高精度彈道剩余飛行時間解算。本發(fā)明首先利用相鄰時間間隔內(nèi)的導(dǎo)航信息與框架角信息得到末制導(dǎo)相對高度基準(zhǔn)H₁；然后根據(jù)導(dǎo)引頭延時與噪聲情況進(jìn)行導(dǎo)航信息延時補(bǔ)償；最后設(shè)計剩余飛行時間解算時序，并進(jìn)行剩余飛行時間解算。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種彈道剩余飛行時間解算方法，特別是針對采用導(dǎo)航純慣導(dǎo)飛行的導(dǎo)彈。

背景技術(shù)

目前，可實(shí)現(xiàn)落角約束的制導(dǎo)律主要分為變增益比例導(dǎo)引律、圓軌跡導(dǎo)引律，最優(yōu)導(dǎo)引律及滑模導(dǎo)引律等。變增益比例導(dǎo)引律通過在特定彈道點(diǎn)進(jìn)行比例系數(shù)切換，以滿足落點(diǎn)與落角要求，變增益比例導(dǎo)引律可以規(guī)避剩余飛行時間估計的問題，但彈道存在外部干擾及過載限幅的情況下，無法實(shí)現(xiàn)期望落角；圓軌跡導(dǎo)引律通過設(shè)計圓弧軌跡保證落角要求，同樣無需使用剩余飛行時間，但彈道末端過載大，且無法實(shí)現(xiàn)動目標(biāo)打擊要求；基于最優(yōu)控制與滑模控制理論的落角約束制導(dǎo)律目前應(yīng)用較廣，彈道抗干擾能力強(qiáng)，可實(shí)現(xiàn)末端過載歸零，但需使用剩余飛行時間，剩余飛行時間的估計一直是一個難題。剩余飛行時間常用的估計方法是采用彈目距離與合速度做比值。當(dāng)導(dǎo)彈采用純慣導(dǎo)飛行時，導(dǎo)彈位置誤差隨時間積累，同時考慮目標(biāo)定位偏差，彈目距離解算存在較大誤差，這樣末制導(dǎo)過程中剩余飛行時間解算存在較大誤差，影響落點(diǎn)精度與落角約束能力。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足之處，提供適用于導(dǎo)彈長時間純慣導(dǎo)飛行情況下的剩余飛行時間解算方法，該方法使用短時間間隔內(nèi)的導(dǎo)航信息與導(dǎo)引頭信息，避免了導(dǎo)航位置誤差隨時間的積累。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種基于導(dǎo)航與導(dǎo)引頭框架角信息的剩余飛行時間解算方法，包括下列步驟：

(1)利用相鄰時間間隔內(nèi)的導(dǎo)航信息與框架角信息得到末制導(dǎo)相對高度基準(zhǔn)；

(2)根據(jù)導(dǎo)引頭延時與噪聲情況進(jìn)行導(dǎo)航信息延時補(bǔ)償；

(3)設(shè)計剩余飛行時間解算時序，并進(jìn)行剩余飛行時間解算。

所述步驟(1)中目標(biāo)近似勻速直線運(yùn)動。

所述步驟(1)中得到末制導(dǎo)相對高度基準(zhǔn)H₁的具體過程為：

11)建立發(fā)射系；

12)選取末制導(dǎo)彈道上具有相同時間間隔的三個彈道點(diǎn)；

13)利用導(dǎo)引頭框架角信息與導(dǎo)航姿態(tài)信息得到三個彈道點(diǎn)處的發(fā)射系下視線角；

14)基于目標(biāo)近似勻速直線運(yùn)動的前提條件，利用三個彈道點(diǎn)的導(dǎo)航位置信息及發(fā)射系下視線角信息，得到末制導(dǎo)相對高度基準(zhǔn)H₁。

所述步驟(2)中需考慮導(dǎo)引頭系統(tǒng)延時及濾波器帶來的延時。

所述步驟(2)進(jìn)行導(dǎo)航信息延時補(bǔ)償?shù)木唧w過程為：

21)利用轉(zhuǎn)臺掃頻試驗(yàn)確定導(dǎo)引頭框架角輸出延時T_seeker；

22)利用轉(zhuǎn)臺掃頻試驗(yàn)確定慣組輸出延時，即導(dǎo)航姿態(tài)角輸出延時T_IMU；

23)通過選用的導(dǎo)引頭濾波器計算得到濾波器延時T_filter；

24)計算得到導(dǎo)航信息延時補(bǔ)償T_nav；

25)計算得到導(dǎo)航信息延時補(bǔ)償周期T_nav/T，其中T為仿真積分步長。

所述導(dǎo)航信息延時補(bǔ)償T_nav＝T_seeker+T_filter-T_IMU