[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

说明书

本发明涉及一种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，属于制导飞行器技术领域。本发明的目的是提出一种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，该方法根据惯导测量的弹体位置、速度、姿态信息等，处理得到中制导和末制导所需的制导信息；以及中制导和末制导交接策略，以及中制导和末制导过载指令；以保证飞行器在中制导段飞行更远，在末制导段形成大落角，同时能够精确打击目标。

技术领域

本发明涉及一种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，属于制导飞行器技术领域。

背景技术

为提升深埋加固目标、桥洞下目标、楼宇内目标的空地打击能力，以及载机防区外投放能力，迫切要求发展射程远、大落角、大落速、机动性能好的制导飞行器。不断丰富空地打击手段，增强打击能力，特别是发展精确打击敌方坚固、深层目标的能力。

为保证制导飞行器射程、落角、落速要求，需要设计新的气动布局、弹道方案和制导控制策略。常规的制导飞行器中制导段采用无控弹道，因此飞行距离近、投放区域小。为实现制导飞行器具有一定的高空滑翔能力，又要满足低空滑翔的机动能力，采用鸭式气动布局方案，即折叠尾翼、无尾式带后缘舵的正常式气动布局。采用初始稳定段、滑翔中制导段和大落角末制导段结合的弹道方案。中制导段采用以弹道倾角、投放角、重力补偿等为多项式的弹道倾角跟踪方案。末制导采用以比例导引、视线角约束、重力补偿、滑模控制项组合的带大落角约束的滑模变结构制导律。

中制导和末制导的控制目标以及所需的测量信息不同，而且中末制导交接点对弹道轨迹和末制导效果有较大影响，因此需要设计合理的中制导和末制导交接班策略，以及制导信息处理方法。

发明内容

本发明的目的是提出一种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，该方法根据惯导测量的弹体位置、速度、姿态信息等，处理得到中制导和末制导所需的制导信息；以及中制导和末制导交接策略，以及中制导和末制导过载指令；以保证飞行器在中制导段飞行更远，在末制导段形成大落角，同时能够精确打击目标。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

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，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X_m,Y_m,Z_m，速度信息V_x,V_y,V_z和已知的地面坐标系下目标位置X_t,Y_t,Z_t，计算得到地面坐标系下的高低视线角q_es，方位视线角q_bs以及高低视线角速度和方位视线角速度

X_g＝X_t-X_m,Y_g＝Y_t-Y_m,Z_g＝Z_t-Z_m (1)

其中Tanx＝(Y_g/Sqrtx)。目标相对于导弹的相对位置坐标(X_g,Y_g,Z_g)。

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R_g、合成速度V_c、弹道偏角ψ_V和弹道倾角θ_d信息。