[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

说明书

本发明公开了一种远程制导飞行器大落角攻顶控制方法及控制系统，该方法及系统中在末制导段采用过重补比例导引制导律进行制导控制，并且在制导控制特定时间后切换重力补偿系数，通过不同的重力补偿系数调整飞行器的姿态，得到期望的较大攻角，实现大落角攻顶。

技术领域

本发明涉及远程制导飞行器的控制方法及系统，具体涉及一种远程制导飞行器大落角攻顶控制方法及控制系统。

背景技术

为了实现对高价值高风险目标的打击，现代精确制导飞行器需要进一步提升作战能力，因此工程中对其提出了更高的要求，比如提高飞行器的落角，实现大落角攻顶。具体来说，在攻击掩体、地下指挥中心等特定目标时，经常要使用侵彻战斗部，而此战斗部发挥效果与飞行器的落角和攻角有着密切关系。

另外，现有的远程制导飞行器中，并不存在针对大落角这一目的而特别设计的专属飞行器，如果为了获得较大的落角而调整飞行器整体的气动布局，必然要付出极高的代价，甚至需要牺牲飞行器的射程、速度等其他方面的优势，也需要投入更多的人力物力进行全新的体系建设；所以在不改变飞行器自身结构的基础上，通过调整制导方法来获得期望落角是将一种性价比极高的可行方案。

由于上述原因，本发明人对飞行器的制导控制过程做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的远程制导飞行器大落角攻顶控制方法及控制系统。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种远程制导飞行器大落角攻顶控制方法及控制系统，该方法及系统中在末制导段采用过重补比例导引制导律进行制导控制，并且在制导控制特定时间后切换重力补偿系数，通过不同的重力补偿系数调整飞行器的姿态，得到期望的较大攻角，实现大落角攻顶，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供一种远程制导飞行器大落角攻顶方法，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。

其中，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。

其中，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。

其中，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1.23-1.27。

其中，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1.4-1.45；

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0.3～0.5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0.7～0.8倍；

条件3：弹道倾角θ为期望落角θ_t的0.4～0.5倍。

本发明还提供一种远程制导飞行器大落角攻顶控制系统，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；