[发明专利]一种高超声速导弹转弹收星方法有效
| 申请号： | 201610939916.2 | 申请日： | 2016-11-01 |
| 公开（公告）号： | CN106568355B | 公开（公告）日： | 2018-03-13 |
| 发明（设计）人： | 毛靖;曾庆伟;孙利华;毛金娣;李书敏;邓潺;舒孟炯;崔跃军;桂永丰;郭江涛;林雪峰;涂正光;杨欣;周铮;李广磊;孟斌;刘利宏;陈科文 | 申请（专利权）人： | 湖北航天技术研究院总体设计所 |
| 主分类号： | F42B15/01 | 分类号： | F42B15/01 |
| 代理公司： | 武汉东喻专利代理事务所(普通合伙)42224 | 代理人： | 方可 |
| 地址： | 430040*** | 国省代码： | 湖北;42 |
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| 摘要： | |||
| 搜索关键词： | 一种 高超 声速 导弹 转弹收星 方法 | ||
1.一种高超声速导弹转弹收星方法，包括以下步骤：
(1)导弹在大气层外平飞时，将弹体姿态调整到再入姿态角，滚动角调整至90°，调姿到位后，保持姿态等待伺服舱分离；
(2)再入至45km高度，伺服舱分离后，机动弹头起控，滚动通道标准姿态角为90°，即机动段飞行过程中滚动角保持90°姿态飞行；
(3)制导系统将俯仰偏航通道的制导指令及指令跟踪量进行分解，实现偏航与滚转通道转换，分解公式如下：
其中：
为分解后得到的法向导引指令，该量作为俯仰通道稳定系统的指令输入值；
为分解后得到的横向导引指令，该量作为偏航通道稳定系统的指令输入值；
为分解后得到的法向导引指令跟踪值，该量作为俯仰通道稳定系统的实际跟踪量输入值；
为分解后得到的横向导引指令跟踪值，该量作为偏航通道稳定系统的实际跟踪量输入值；
γ为导航计算得到的滚动角；
为分解前的实际弹道倾角变化率；
为分解前的实际弹道偏角变化率。
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