[发明专利]一种飞行器末端直接力脉宽调制方法

权利要求书

1.一种飞行器末端直接力脉宽调制方法，其特征在于，直接力发动机的喷口位于导弹质心所在的平面，且采用十字型分布，所述平面垂直于导弹的中心轴，直接力发动机提供的直接力大小固定，通过控制直接力发动机工作时间控制直接力末端冲量，其步骤包括：

步骤一、设计冲量控制产生的纠偏位移等于预估脱靶量的等效原则，确定直接发动机开启策略，计算直接力持续时间；

步骤二、根据所述的等效原则，利用弹目相对运动方程，基于扩张状态观测器估计目标运动信息，计算预估脱靶量值；

步骤三、根据所述的等效原则，设计基于零脱靶量的变结构制导律。

2.依据权利要求1所述的一种飞行器末端直接力脉宽调制方法，其特征在于，所述步骤一包括：

步骤1.1、满足开机条件时，以纵向平面内为例，预估脱靶量为：

其中，ZEM表示目标不做机动的零效脱靶量、T_go表示剩余飞行时间、R_t表示t时刻开机时的弹目相对距离、V_Rt表示t时刻开机时弹目相对速度，a_Ry表示纵向平面内弹目相对加速度垂直于相对速度的分量；T_go为开机时刻剩余飞行时间，由式确定，其中V_R为导弹目标相对速度、μ为导弹目标相对速度与视线方向的夹角；

步骤1.2、直接力位移纠偏量ΔS等于预估脱靶量，n_t为直接力产生的过载大小，直接力发动机持续时间Δt按以下方法获得：

(1)当时，Δt＝T_go；

(2)当时，Δt由下式确定：直接力开机时间达到Δt后，通过打开对面喷口达到关闭直接力效果。

3.依据权利要求2所述的一种飞行器末端直接力脉宽调制方法，其特征在于，所述步骤二包括：

步骤2.1、建立原始方程，为简化处理，只考虑纵向平面内弹目相对运动方程：

式中，为视线角速度、为视线角加速度、q为视线角、R为弹目相对距离、为弹目径向相对速度、V_t为目标速度、为目标速度倾角速度、为导弹速度倾角速度、θ_t为目标速度倾角、θ_m为导弹速度倾角；

步骤2.2、令且假设建立状态方程：

步骤2.3、根据ESO方法，建立扩张状态观测器：通过观测值z₂得到目标切向加速度

步骤2.4、建立弹目相对运动方程

设计扩张状态观测器，得到目标法向加速度

步骤2.5、根据目标法向加速度与目标切向加速度，获得纵向平面内的目标加速度于弹目连线法线分量估计值

步骤2.6、同理可以得到横向平面内的目标加速度于弹目连线法线上分量估计值

4.依据权利要求3所述的一种飞行器末端直接力脉宽调制方法，其特征在于，所述步骤三包括：

步骤3.1、在纵向平面设计含有变结构项的过载指令

其中，N_v为导航比、n_x1为弹上测得的纵向过载、ε_bm为导引头光轴转角、a_ym为导弹加速度于弹目连线法线上的分量、ε为变结构项中比例系数、s变结构导引律的切换面、g为重力加速度；

步骤3.2、在横向平面设计含有变结构项的过载指令

其中，N_h为导航比、ψ_vm弹道偏角、q_β为横向平面内视线角、a_zm表示横向平面内导弹加速度于弹目连线法线上的分量。