[发明专利]远程制导飞行器大落角攻顶控制方法及控制系统

权利要求书

1.一种远程制导飞行器大落角攻顶方法，其特征在于，该方法中，

在飞行器飞行的末制导段，采用过重补比例导引制导律进行制导控制，其中重力补偿系数为可变系数；

在所述过重补比例导引制导律中，通过下式(一)获得法向过载：

其中，f_m表示法向过载，c表示重力补偿系数，N表示比例导引系数，g表示重力加速度，t表示选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间，T表示末制导段的总时间；

所述比例导引系数N的取值为3；

在进入末制导段时，记录飞行器所在位置与目标点之间的距离，通过该距离与飞行器进入末制导段时的瞬时速度之比估算得到所述末制导段的总时间T；

在开始采用过重补比例导引制导律进行制导控制时，所述重力补偿系数c取值为1.25；

当所述飞行器满足下述三个条件中的任意一个时，所述重力补偿系数调整为1.42；

条件1：飞行器所在位置的高度值为飞行器飞行轨迹最高点高度值的0.4倍；

条件2：选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间t为末制导段的总时间T的0.75倍；

条件3：弹道倾角θ为期望落角θ_t的0.45倍。

2.一种远程制导飞行器大落角攻顶控制系统，其特征在于，该系统包括：

制导控制模块(1)，其用于在末制导段，通过采用过重补比例导引制导律解算法向过载，进而制导控制该飞行器；

时钟模块(2)，其用于实时记录制导控制模块(1)的工作时间，进而实时获得选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间t；

卫星制导模块(3)，其用于实时获得飞行器所在位置信息，所述位置信息包括经纬度坐标信息和高度信息，其中所述经纬度坐标信息用以进一步获得末制导段的总时间T；所述高度信息包括飞行器所在位置的高度值和飞行器飞行轨迹最高点的高度值；

弹道倾角模块(4)，其用于实时获得飞行器的弹道倾角θ；

所述制导控制模块(1)通过下式(一)获得法向过载：

其中，f_m表示法向过载，c表示重力补偿系数，N表示比例导引系数，g表示重力加速度，t表示选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间，T表示末制导段的总时间；

该系统还包括存储模块(5)，其用于存储飞行器发射前灌装的参数信息，所述灌装的参数信息包括目标点所在的位置信息和飞行器的期望落角θ_t；

该系统还包括重补系数调整模块(6)，其用于接收时钟模块(2)、卫星制导模块(3)、存储模块(5)和弹道倾角模块(4)传递出的信息，并据此判断制导控制模块(1)中重力补偿系数的取值；

在开始采用过重补比例导引制导律进行制导控制时，所述重补系数调整模块(6)给出的重力补偿系数为1.25，

当所述飞行器满足下述三个条件中的任意一个时，所述重力补偿系数调整为1.42；

条件1：飞行器所在位置的高度值为飞行器飞行轨迹最高点高度值的0.4倍；

条件2：选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间t为末制导段的总时间T的0.75倍；

条件3：弹道倾角θ为期望落角θ_t的0.45倍。