[发明专利]带大落角约束中制导和末制导交接与制导信息的处理方法有效

专利信息
申请号: 202011407568.7 申请日: 2020-12-04
公开(公告)号: CN112526872B 公开(公告)日: 2021-09-24
发明(设计)人: 贾庆忠;刘俊辉;单家元;刘永善;丁艳 申请(专利权)人: 北京理工大学
主分类号: G05B13/02 分类号: G05B13/02
代理公司: 北京正阳理工知识产权代理事务所(普通合伙) 11639 代理人: 张利萍
地址: 100081 *** 国省代码: 北京;11
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摘要:
搜索关键词: 带大落角 约束 制导 交接 信息 处理 方法
【权利要求书】:

1.带大落角约束中制导和末制导交接与制导信息的处理方法,其特征在于:具体实现步骤如下:

步骤一、利用导航测量的导弹在地面坐标系的位置信息Xm,Ym,Zm,速度信息Vx,Vy,Vz和已知的地面坐标系下目标位置Xt,Yt,Zt,计算得到地面坐标系下的高低视线角qes,方位视线角qbs以及高低视线角速度和方位视线角速度

Xg=Xt-Xm,Yg=Yt-Ym,Zg=Zt-Zm (1)

其中Tanx=(Yg/Sqrtx);目标相对于导弹的相对位置坐标(Xg,Yg,Zg);

所述的地面坐标系为以发射点为坐标原点,以发射点在水平面上的投影与目标点的连线为X轴,朝向目标点为正方向;以垂直于水平面的方向为Y轴,朝向天空为正方向;坐标轴Z与X和Y轴成右手坐标系;

步骤二、利用导航设备测量信息,计算弹目相对距离Rg、合成速度Vc、弹道偏角ψV和弹道倾角θd信息;

θd=atan(Vy/Vx) (6)

ψV=atan(-Vz/Vx) (7)

步骤三、制导飞行器在过机动点之前,所有实时测量信息从导航系统获得,按照如下中制导律产生的过载指令进行滑翔飞行;

Uf1=a-H/Hr-b×Vr/Vc+57.3c×Q0-57.3θd+d×cos(θd) (8)

其中Uf1和Uf2分别为俯仰和偏航方向过载指令,相对高度H=Yg,Q0为投放时刻弹道倾角,Vr为飞行器标称飞行速度,Hr,a,b,c,d,l,m为系数;

步骤四、判断当前状态信息是否满足机动点交接班条件;

判断当前高低视线角qes与期望末端视线角qd之差是否大于等于qε;判断当前飞行高度Yg大于等于Yzh;qε与Yzh为根据需求预先设定的参数;若当前飞行状态信息同时满足上述两个条件,则说明飞行器到达机动点,此时进入末制导控制段;否则进入中制导控制段,即按照步骤三的方法进行滑翔飞行;

步骤五、进入末制导控制段;完成从中制导段向末制导段制导指令的切换;

步骤5.1、采用指数淡入的方式进行中制导段向末制导段制导指令切换,保证制导指令平稳切换;

其中,t1为由弹载计算机给出的当前飞行时刻,t1a为刚进入机动点的时刻,Rksa为指令交接指数系数,Uf1、Uf2为中制导段俯仰和偏航方向过载指令,Acc_y、Acc_z为末制导段俯仰和偏航方向过载指令,Uf1b、Uf2b为制导系统输出的指令融合后俯仰和偏航方向过载指令;

步骤5.2、进入末制导控制段;所有实时测量信息从导航系统获得并处理,纵向和侧向分别按照如下末制导律产生的过载指令进行飞行;

Acc_y=(Acc1+Acc2+Acc3+Ug)×Rkk (11)

其中l1、m1、Rkk为比例系数,Acc1、Acc2、Acc3、Ug分别为各项过载指令分量,由步骤5.3~5.6计算可得;

步骤5.3、计算比例导引项过载指令Acc1:

其中Xk_bili、Clamda为系数;

Rb_l1=Rg/(Rg+d1) (14)

其中d1为系数;

步骤5.4、计算落角约束项过载指令Acc2:

Acc2=Vc×(Xk_bili+1)×Clamda×Rb_l2×(qes-qd)/(Rg+d2)/57.3 (15)

Rb_l2=Rg/(Rg+d2) (16)

其中,qd为期望的落角信息,Rb_l2为中间变量,d2为系数;

步骤5.5、计算滑模控制项过载指令Acc3:

Acc3=Epsl×Sgns×Rb_l1 (17)

其中Epsl为系数;

饱和函数项Sgns计算公式为:

步骤5.6、计算重力补偿项过载指令Ug

Ug=9.8×cos(θd)=9.8×cos(atan(Vy/Vx)) (20)

其中θd为弹道倾角;此时,即能够实现中末制导交接,同时满足射程远、大落角约束和精确制导,对远距离地面目标进行大落角攻击。

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