CN111351401B - 应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法，该方法中，在中制导段和末制导段时都通过导航比、飞行器的飞行速度及弹目视线角速率相乘得到侧偏需用过载；其中，在中制导段时，根据起控时飞行器的侧偏距离的大小选择对应的导航比来计算侧偏需用过载；在末制导段时，通过捷联导引头探测得到的弹目视线角直接获取弹目视线角速率，从而可使飞行器在侧偏较大的情况下仍能控制飞行器在中末交接时，使得目标进入导引头的视场域；另外，在末制导段中，在仅提供弹目视线角的情况下，可通过反复多次迭代精确追踪弹目视线角速率，确保飞行过程平稳最终的命中精度高。

Description

应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法

技术领域

本发明涉及制导飞行器的制导控制领域，具体涉及应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法。

背景技术

对于制导飞行器而言，为提高其射程，在飞行弹道的爬升段多采用各种措施使飞行器爬升高度更高，如火箭增程、底排技术或采用高威力火药等，但这些措施往往延长了飞行器爬升段的飞行时间，这使得飞行器的启控时间一般会设定在发射后50s以后。而较长的启控前飞行时间，使得飞行器在这段时间里不能控制其沿着期望的弹道飞向目标，加上侧风、自身旋转产生的马格努斯力以及发射端干扰的影响，往往会迫使飞行器在启控时的侧偏距离较大，而一般的侧向制导方法即使能控制飞行器飞向目标，但进入末制导段时，一般的侧向制导方法往往难以控制飞行器使目标进入导引头的视场域，

对于末制导采用激光制导的飞行器来说，末制导段进入视场域的评判标准为：距目标3km时，侧偏小于600m。

如果飞行器在进入末制导段时未能使得目标进入导引头的视场域，飞行器在末制导段内难以捕获到目标，最终会大概率脱靶；

另外，在飞行器的制导控制过程中，如果针对不同阶段采用差异较大的制导律，必然造成飞行器飞行轨迹的大幅度振动，降低飞行器的稳定性；

现有技术中为了满足节省弹药的空间，增加装药量，减轻重量，提高抗高过载能力等客观需求，取消了平台式激光导引头，采用捷联式激光导引头进行制导控制，但采用该方式进行制导控制时不能直接量测获取弹目视线角速率，仅能量测获取弹目视线角信息，从而使得生成的制导指令不够精确，进而造成最终的脱靶；

由于上述原因，本发明人对现有的制导飞行器的制导律做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的新的制导控制方法。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法，该方法中，在中制导段和末制导段时都通过导航比、飞行器的飞行速度及弹目视线角速率相乘得到侧偏需用过载；其中，在中制导段时，根据起控时飞行器的侧偏距离的大小选择对应的导航比来计算侧偏需用过载；在末制导段时，通过捷联导引头探测得到的弹目视线角直接获取弹目视线角速率，从而可使飞行器在侧偏较大的情况下仍能控制飞行器在中末交接时，使得目标进入导引头的视场域；另外，在末制导段中，在仅提供弹目视线角的情况下，可通过反复多次迭代精确追踪弹目视线角速率，确保飞行过程平稳，提高最终的命中精度，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供一种应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法，该方法中，

在中制导段和末制导段时都通过导航比、飞行器的飞行速度及侧偏方向弹目视线角速率相乘得到侧偏需用过载；

其中，在中制导段时，

根据起控时飞行器的侧偏距离z_m的大小选择对应的导航比N来计算侧偏需用过载；

在末制导段时，通过捷联导引头探测得到的弹目视线角直接获取弹目视线角速率。

其中，起控时飞行器的侧偏距离z_m为大侧偏时，

当

时，

当

且x_m＞3km时，

当x_m≤3km时，N＝4

其中，x_m表示飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度，x_m的值是实时测算得到的值，随着飞行器的位置变化而变化；x^*表示在起控时刻，飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度，x^*在计算过程中取恒定值。

其中，起控时飞行器的侧偏距离z_m为中等侧偏时，

当x_m＞3km时，

当x_m≤3km时，N＝4。

其中，起控时飞行器的侧偏距离z_m为小侧偏时，

N＝4。

其中，当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值在1800m以上时，侧偏距离z_m为大侧偏；

当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值介于600m～1800m之间时，侧偏距离z_m为中等侧偏；

当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值在600m以下时，侧偏距离z_m为小侧偏。

在末制导段时，在捷联导引头捕获到目标后，

通过多次迭代下式(一)获得可逼近弹目视线角速率

的状态变量x₂，并认为所述状态变量x₂与弹目视线角速率

的数值相等；

其中，x₁和x₂都表示无物理含义的变量，该变量随时间变化，

和

分别表示x₁和x₂对时间的导数，表示x₁和x₂的变化率；k₁、k₂和k₃分别表示计算系数，在计算过程中取恒定值；q表示由捷联导引头实时探测得到的弹目视线角。

其中，在迭代初始时，所述x₁和x₂可以取任意数值，

优选地，在迭代初始时，所述x₁和x₂可以取0～1内的任意数值；

更优选地，在迭代初始时，所述x₁和x₂都取值为0。

其中，通过下式(二)按照预定频率更新x₁、x₂、

和

其中，

表示T时刻的

表示T时刻的x₁，

表示T+1时刻的x₁；

表示T时刻的

表示T时刻的x₂，

表示T+1时刻的x₂，T表示任意一个执行迭代作业的时刻。

其中，所述式(一)的迭代频率大于或等于所述捷联导引头的探测频率；

优选地，所述式(一)的迭代频率为50Hz，即每0.02秒更新一次x₁、x₂、

和

其中，所述式(一)的迭代工作持续预定时间后，再实时调取状态变量x₂，并认定所述状态变量x₂与弹目视线角速率

的数值相等；

优选地，该预定时间大于等于0.5s。

本发明所具有的有益效果包括：

根据本发明提供的应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法，在中制导段，将飞行器启控时距目标的径向射程、实时侧偏距离以及飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度纳入制导算法的考量中，使导航比可根据飞行器自身的侧偏情况以及飞行情况进行自适应调节，即，当侧偏大时增大导航比，当侧偏小时减小导航比；

本发明提供的方法中，导航比的变化是光滑连续的，避免了由于控制量的不连续性造成执行机构的偏转失效；

本发明提供的方法中，在仅有弹目视线角的情况下直接获知弹目视线角速率，省略了平台设备，降低了飞行器中的负载并节约空间。

附图说明

图1示出根据本发明一种优选实施方式的目标点、发射点及飞行器所在位置之间的示意图；

图2示出本发明仿真实验中，起控后，与侧偏和射向距离相关的弹道曲线图，即起控后的侧向弹道曲线图；

图3示出本发明仿真实验中，起控后，在末制导段前，与侧偏和射向距离相关的弹道曲线图，即进入末制导段前的侧向弹道曲线图；

图4示出本发明仿真实验中，弹目视线角速率真实值与估计值的示意图；

图5示出图4中弹目视线角速率真实值的曲线图，

图6示出图4中弹目视线角速率估计值的曲线图。

具体实施方式

下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

根据本发明提供的应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法，该方法中，在中制导段和末制导段时都通过导航比、飞行器的飞行速度及侧偏方向弹目视线角速率相乘得到侧偏需用过载；

在一个优选的实施方式中，所述侧偏需用过载实时通过下式(一)获得：

其中，a_M侧表示侧偏需用过载，N表示导航比，V表示飞行器的飞行速度，

表示飞行器的侧偏方向弹目视线角速率。

在中制导段，不仅仅计算侧偏需用过载，还计算俯仰/法向方向的需要过载，经过加和后对舵机进行控制，由于此处俯仰/法向方向的需要过载的计算及加和都可以采用现有技术中已知的手段，本发明对此不做特别限定。

所述飞行器的飞行速度由飞行器上的传感元件实时测量得到，卫星信号接收机能够通过接收卫星信号解算出飞行器实时的飞行速度信息，在中制导段，所述弹目视线角速率即可以通过传感元件实时测量得到，也可以通过计算得到，一般来说，在中制导段可以通过卫星信号解算出的飞行器位置信息和目标点位置信息得到法向弹目视线角速率和侧偏方向弹目视线角速率，本申请中对此不做特别限定；本申请中在末制导段时通过捷联激光导引头直接测量得到弹目视线角，进而迭代得到弹目视线角速率，可以直接用于末制导段需用过载的计算。

所述需用过载是本领域中的专用名词，在制导飞行器的制导控制过程中，必须首先解算出需用过载，将之转换为过载指令，再据此控制舵机进行打舵工作；

上式(一)也是本领域中应用最广泛的比例导引制导律的需用过载计算式，但是现有技术中的导引律一般都取固定值，本申请中通过调整其中的导航比来给出不同的需用过载。

所述的需用过载是用以控制飞行器上舵机工作量的指标数据，飞行器上的舵机根据计算得到的需用过载打舵工作。侧偏需用过载是为了消除侧偏而需要由舵机提供的侧向过载。

在一个优选的实施方式中，在中制导段时，根据起控时飞行器的侧偏距离z_m的大小选择对应的导航比N来计算侧偏需用过载；

在末制导段时，通过捷联导引头探测得到的弹目视线角直接获取弹目视线角速率。

本发明中将飞行器所在位置、目标位置和发射位置都看做一个点，即得到飞行器所在点、目标点和发射点；

所述侧偏距离z_m如图1中所示，将目标点与发射点之间用直线连接，飞行器所在点与该直线之间的距离即为所述侧偏距离；用以指代飞行器在侧向上，偏离航行的程度。

本发明中所述的起控点是飞行器飞行过程中的一个时间节点，在起控点之前，飞行器是无控制的惯性飞行，飞行器在经过该时间节点时，飞行器上的制导控制***启动工作，从而开始调整飞行器的飞行方向，修正飞行偏差，使得飞行器最终能够命中目标。

本申请中所述的中制导段是指从起控后到捷联导引头捕获到目标时的这一段飞行时间，所述末制导段是指捷联导引头捕获到目标以后的这一段时间；

一般来说，在飞行器中灌装有时钟模块，该时钟模块预先根据目标距离设定适宜的时间，在适宜的时间时，捷联激光导引头上面的整流罩会脱落，通过该整流罩脱落时，飞行器距离目标3km左右，这个时候就开始了激光捕获，直到捕获到激光才开始制导，正式进入到末制导段。

在一个优选的实施方式中，在中制导段，优选地，起控时飞行器的侧偏距离z_m为大侧偏时，

当

时，

当

且x_m＞3km时，

当x_m≤3km时，N＝4

其中，x_m表示飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度，x_m的值是实时测算得到的变动值；随着飞行器的位置变化而变化；x^*表示在起控时刻，飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度，x^*在计算过程中取恒定值；x_m、x^*和z_m的定义可以参见

图1中所示的示意图；

由上述计算式可知，当

时，导航比N的计算式发生变化，但是N的取值一直是沿着曲线渐变的，并不存在突变点，是光滑连续的，飞行器可以只提供持续稳定的过载，不必因导航比的突变而提供较大的瞬时过载，从而避免了由于控制量的不连续性造成执行机构的偏转失效。

在一个优选的实施方式中，起控时飞行器的侧偏距离z_m为中等侧偏时，

当x_m＞3km时，

当x_m≤3km时，N＝4。

在x_m≤3km时，飞行器进入末制导段，侧偏已经被修正到可以允许的范围内，从而使得飞行器上的导引头能够捕获到目标，此时采用比例导引制导律进行制导即可，所述导引头可以为激光导引头等。

在一个优选的实施方式中，起控时飞行器的侧偏距离z_m为小侧偏时，

N＝4；即在小侧偏时只需利用固定的导航比进行制导计算即可。

在一个优选的实施方式中，当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值在1800m以上时，侧偏距离z_m为大侧偏；

当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值介于600m～1800m之间时，侧偏距离z_m为中等侧偏；

当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值在600m以下时，侧偏距离z_m为小侧偏。针对不同的侧偏量选择相应的导航比计算式，从而使得处于不同侧偏量情况下的弹药都能够在末制导段以前使得目标点进入到视场域之中，即导引头捕获到目标。

在一个优选的实施方式中，所述x_m和z_m都是实时解算得到的，其解算过程包括

调取预存的发射点经纬度坐标和目标点经纬度坐标，

通过接收卫星信号，实时解算出飞行器所在位置的经纬度坐标，即在所述飞行器上设置有用于接收卫星信号的卫星信号接收机；

进而根据实时的飞行器所在位置与发射点、目标点之间的位置关系解算出x_m和z_m，其解算关系可以如图1所示，其具体的解算方法可以采用本领域中已知的方法，本申请中不做特别限定。

在一个优选的实施方式中，由于本发明旨在研究飞行器的侧偏修正方法，在研究过程中，需将所有的点均投影到同一个平面上进行研究，所以本发明中涉及到的所有的点，如飞行器所在点、发射点、目标点、起控点等等，都特指该点在同一个水平面上的投影点。

在一个优选的实施方式中，在末制导段时，在捷联导引头捕获到目标后，通过多次迭代下式(一)获得可逼近弹目视线角速率

的状态变量x₂，并认为所述状态变量x₂与弹目视线角速率

的数值相等；

其中，x₁和x₂都表示无物理含义的变量，该变量随时间变化，

和

分别表示x₁和x₂对时间的导数，表示x₁和x₂的变化率；k₁、k₂和k₃分别表示计算系数，在计算过程中取具体的恒定值；q表示由捷联导引头实时探测得到的弹目视线角。

通过获取由捷联导引头实时探测得到的弹目视线角q，结合已知的x₁和x₂的初始值，以及取值固定的k₁、k₂和k₃，能够直接计算得到

和

从而完成一次迭代；

在进行下次迭代前，需要计算获知下一时刻对应的x₁和x₂的值，具体来说，通过下式(二)按照预定频率更新x₁、x₂、

和

其中，

表示T时刻的

即

表示由T时刻的x₁和x₂通过式(一)迭代得到的

表示T时刻的x₁，

表示T+1时刻的x₁；

表示T时刻的

表示T时刻的x₂，

表示T+1时刻的x₂，T表示任意一个执行迭代作业的时刻。

在上述式(二)中，通过

与两次迭代的时间间隔t相乘得到x₁的变化量，再通过x₁的变化量与上一时刻的x₁相加得到下一时刻的x₁；

通过

与两次迭代的时间间隔t相乘得到x₂的变化量，再通过x₁的变化量与上一时刻的x₂相加得到下一时刻的x₂；

再将所述下一时刻的x₁和x₂迭代至式(一)，求得下一时刻的

和

从而完成第二次迭代；

按照预定频率进行迭代，进而按照预定频率更新x₁、x₂、

和

所述迭代的频率是固定的，即每相邻两次迭代的时间间隔t是固定值；所述T+1和T之间的时间间隔为t，即预定频率的倒数。

优选地，所述式(一)的迭代频率大于或等于所述捷联导引头的探测频率；优选地，在每次迭代计算过程中都选用由捷联导引头实时探测得到的最新的弹目视线角q。即使得每次迭代引入的弹目视线角都是新的，刚刚测量得到的弹目视线角，是未用于迭代计算的弹目视线角，使得引入迭代的弹目视线角基本能够构成平滑曲线。

更优选地，所述式(一)的迭代频率可以为50Hz，即每0.02秒更新一次x₁、x₂、

和

即t的取值为0.02；

或者，所述式(一)的迭代频率可以为100Hz，即每0.01秒更新一次x₁、x₂、

和

即t的取值为0.01；

t的取值可以根据具体的精度需求及芯片的计算速度确定，本发明给出的方案中优选为0.005～0.02s。

在一个优选的实施方式中，在迭代初始时，所述x₁和x₂可以取任意数值，

优选地，在迭代初始时，所述x₁和x₂可以取0～1内的任意数值；

更优选地，在迭代初始时，所述x₁和x₂都取值为0。

在一个优选的实施方式中，所述式(一)的迭代工作持续预定时间后，再实时调取状态变量x₂，并认定所述状态变量x₂与弹目视线角速率

的数值相等。

所述预定时间能够使得式(一)经过足够多次数的迭代，从而或者较为合理的x₁和x₂，

优选地，该预定时间大于等于0.5s，如0.5～2s；在该预定时间内，所述式(一)可以迭代10次以上。

在一个优选的实施方式中，所述k₁取值为0.1～1中的任意值；

所述k₂取值为0.1～1中的任意值；

所述k₃取值为0.01～0.5中的任意值；

所述k₁、k₂和k₃的具体取值直接影响到迭代效率和得到的弹目视线角速率的振荡幅值，即不能太大也不能太小，是直接影响本申请中应用于捷联导引头的弹目视线角速率获取方法的最终效果的关键参数，

本发明中优选地，所述k₁取值为0.5；

所述k₂取值为0.5；

所述k₃取值为0.1。

在末制导段内，通过上述迭代得到的弹目视线角速率执行侧偏需用过载的计算；由于本申请旨在研究侧偏需用过载，所用到的弹目视线角速率也是侧偏方向上的弹目视线角速率，在计算该弹目视线角速率的时候，仅仅从导引头处调取侧偏方向上的弹目视线角即可。本申请所述的导引头能够直接测量得到法向上的弹目视线角和侧偏方向上的弹目视线角，根据本领域中的习惯，将侧偏需用过载对应的侧偏方向上的弹目视线角速率直接称为弹目视线角速率。

另外，在实际工作中，卫星提供的位置信息虽然稳定，持续时间长，但是精度相对较差，在末制导段如果基于该位置信息结算弹目视线角速率，必然导致命中精度较差，所以人们才会在飞行器上安装导引头，如本发明中所述的捷联激光导引头，而在中制导段时，由于距离目标较远，卫星提供的位置信息虽然有误差，但是能够保证大方向的正确，所以在中制导段通过卫星提供的位置信息进行制导控制是科学有效的。

本申请中所述的捷联导引头优选为激光导引头，当为激光导引头时，所述导引头捕获目标就是导引头接收到目标上反射来的激光信号。

实验例

为了验证本申请提供的应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法具有较好的侧偏修正能力，能够确保末制导段时飞行器上捷联导引头能够捕获到目标，本申请中采用仿真验证的方式进行仿真模拟；

设定飞行器启控时距目标的射向距离为25km，侧偏为4km，需在距目标3km处保证侧偏在600m以内，即能够使得在进入末制导段时导引头捕获到目标，飞行器飞行速度为300m/s，飞行方向与发射点至目标点的连线平行；针对该例，通过弹道仿真得到图2及图3中的阶段性的弹道曲线，其中方案一(实线)表示采用本申请提供的防侧偏制导方法得到的弹道曲线，方案二(虚线)表示采用传统比例导引算法，

其中N＝4。

图2中给出了两种方案中，飞行器起控后的侧向弹道轨迹图；图3给出了两种方案中，飞行器进入末制导段以前的侧向弹道轨迹图，即，图2和图3都并非完整的侧向弹道轨迹图，都是部分飞行阶段的侧向弹道轨迹图。

本发明中所述的射向距离是指：从飞行器起控时起算，飞行器在发射点与目标点连线上投影的飞行距离；本实验例中，在起控时的射向距离为0，恰好命中目标时的射向距离为25km；

由图2可知，通过本申请提供的应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法获得的弹道修正情况明显由于传统比例导引算法获得的弹道修正情况，在相同的大侧偏情况下，即侧偏为3km时，本申请提供的无陀螺低成本的捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法能够有效控制飞行器飞向目标，而传统的比例导引算法最终有大约300m的脱靶量，并不能精确命中目标。

由图3可知，采用本申请提供的应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法能够按照期望，在x_m为3km时将侧偏修正至600m以内，且能够精确到500米左右，便于目标进入的视场域，并被导引头捕获；而传统的比例导引算法不能完成任务指标，在x_m为3km时侧偏仍有900米左右；后续导引头捕获到目标的难度更大，时间更晚，脱靶量增大。

进一步地，为了验证本发明提供的应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法中能够获知接近真实值的弹目视线角速率，通过仿真设备向仿真模拟飞行器中实时输入该飞行器的真实弹目视线角，在该仿真模拟飞行器中存储有本发明所述的迭代模块，通过迭代模块执行所述通过捷联导引头探测得到的弹目视线角直接获取弹目视线角速率这一过程，在该方法中，状态变量x₁和x₂的初始值都取值为0，k₁取值为0.5，k₂取值为0.5，k₃取值为0.1；迭代频率为50Hz；以50Hz的频率向其中输入该飞行器的真实弹目视线角；接收所述迭代模块传递出的状态变量x₂的值，将状态变量x₂作为弹目视线角速率估计值，与弹目视线角速率真实值在同一个图表进行比较，得到图4中所示的视图；另外，在图5中示出了图4中的弹目视线角速率真实值的曲线图，在图6中示出了图4中的弹目视线角速率估计值的曲线图。

从该图4中可知，在初始阶段，在0.5秒以前，弹目视线角速率估计值波动范围较大，与真实值的差距较大，在0.5秒以后弹目视线角速率估计值的轨迹曲线与弹目视线角速率真实值的轨迹曲线基本重合，说明估计值是基本准确有效的，说明本发明提供的应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法能够获知真实的弹目视线角速度。

以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。

Claims (8)

1.一种应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法，其特征在于，该方法中，在中制导段和末制导段时都通过导航比、飞行器的飞行速度及侧偏方向弹目视线角速率相乘得到侧偏需用过载；

其中，在中制导段时，根据起控时飞行器的侧偏距离z_m的大小选择对应的导航比N来计算侧偏需用过载；

在末制导段时，通过捷联导引头探测得到的弹目视线角直接获取弹目视线角速率；

起控时飞行器的侧偏距离z_m为大侧偏时，

当

时，

当

且x_m＞3km时，

当x_m≤3km时，N＝4

其中，x_m表示飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度，x_m的值是实时测算得到的值，随着飞行器的位置变化而变化；x^*表示在起控时刻，飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度；

起控时飞行器的侧偏距离z_m为中等侧偏时，

当x_m＞3km时，

当x_m≤3km时，N＝4；

起控时飞行器的侧偏距离z_m为小侧偏时，

N＝4；

当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值在1800m以上时，侧偏距离z_m为大侧偏；

当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值介于600m～1800m之间时，侧偏距离z_m为中等侧偏；

当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值在600m以下时，侧偏距离z_m为小侧偏；

在末制导段时，在捷联导引头捕获到目标后，

通过多次迭代下式(一)获得可逼近弹目视线角速率

的状态变量x₂，并认为所述状态变量x₂与弹目视线角速率

的数值相等；

其中，x₁和x₂都表示无物理含义的变量，该变量随时间变化，

和

分别表示x₁和x₂对时间的导数，表示x₁和x₂的变化率；k₁、k₂和k₃分别表示计算系数，在计算过程中取恒定值；q表示由捷联导引头实时探测得到的弹目视线角。

2.根据权利要求1所述的制导方法，其特征在于，

在迭代初始时，所述x₁和x₂取任意数值。

3.根据权利要求2所述的制导方法，其特征在于，

在迭代初始时，所述x₁和x₂取0～1内的任意数值。

4.根据权利要求3所述的制导方法，其特征在于，

在迭代初始时，所述x₁和x₂都取值为0。

5.根据权利要求1所述的制导方法，其特征在于，

通过下式(二)按照预定频率更新x₁、x₂、

和

其中，

表示T时刻的

表示T时刻的x₁，

表示T+1时刻的x₁；

表示T时刻的

表示T时刻的x₂，

表示T+1时刻的x₂，T表示任意一个执行迭代作业的时刻。

6.根据权利要求1所述的制导方法，其特征在于，

所述式(一)的迭代频率大于或等于所述捷联导引头的探测频率。

7.根据权利要求6所述的制导方法，其特征在于，

所述式(一)的迭代频率为50Hz，即每0.02秒更新一次x₁、x₂、

和

8.根据权利要求1所述的制导方法，其特征在于，

所述式(一)的迭代工作持续预定时间后，再实时调取状态变量x₂，并认定所述状态变量x₂与弹目视线角速率

的数值相等；

该预定时间大于等于0.5s。

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