CN112526872B - 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 - Google Patents

Abstract

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***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。

Description

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

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***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。

θ_d＝atan(V_y/V_x) (6)

ψ_V＝atan(-V_z/V_x) (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***获得，按照如下中制导律产生的过载指令进行滑翔飞行。

U_f1＝a-H/H_r-b×V_r/V_c+57.3c×Q₀-57.3θ_d+d×cos(θ_d) (8)

其中U_f1和U_f2分别为俯仰和偏航方向过载指令，相对高度H＝Y_g，Q₀为投放时刻弹道倾角，V_r为飞行器标称飞行速度，H_r,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q_es与期望的末端落角q_d之差是否大于等于q_ε；判断当前飞行高度Y_g大于等于Y_zh；q_ε与Y_zh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。

Rksa＝e^{(-(t1-t1a)/1.0)}

Uf1b＝U_f1×Rksa+Acc_y×(1-Rksa) (10)

Uf2b＝U_f2×Rksa+Acc_z×(1-Rksa)

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指令交接指数系数，U_f1、U_f2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***输出的指令融合后俯仰和偏航方向过载指令。

步骤5.2、末制导阶段，所有实时测量信息从导航***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+U_g)×Rkk (11)

其中l₁、m₁、Rkk为比例系数，Acc1、Acc2、Acc3、U_g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＝R_g/(R_g+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＝V_c×(Xk_bili+1)×Clamda×Rb_l2×(q_es-q_d)/(R_g+d₂)/57.3 (15)

Rb_l2＝R_g/(R_g+d₂) (16)

其中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U_g：

U_g＝9.8×cos(θ_d)＝9.8×cos(atan(V_y/V_x)) (20)

其中θ_d为弹道倾角。

有益效果

本发明提供了一种基于导航测量输出信息的中制导和末制导交接策略以及制导信息处理方法。提出了基于弹道倾角、投放角、高度、和速度的大落角制导飞行器中制导律，设计了中制导律、末制导律切换逻辑，以及中制导段和末制导段制导信息处理方法和平稳切换方法，能够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。

附图说明

图1为本发明具体实施方式中制导飞行器弹道方案实施方法；

图2为中制导律和末制导律切换判断条件；

图3为三维弹道曲线；

图4为纵向弹道曲线；

图5为侧向弹道曲线；

图6为弹道倾角曲线；

图7为速度曲线。

具体实施方式

下面结合附图与实施例对本发明作进一步说明

实施例1

本实施例以空地打击制导飞行器为例，目标点海拔高度1000m，投放高度为5000m，投放速度为V_r＝250m/s，投放角Q₀为0度，离轴发射角为5.3度，目标位于水平距离制导飞行器10000m的位置，期望的落角q_d＝-70度。制导飞行器的飞行弹道方案如图1所示，分为稳定段、中制导段和末制导段，本发明针对后两个制导阶段。

带大落角约束中制导和末制导交接与制导信息处理方法，具体实现步骤如下：

步骤一、弹道方案采用稳定段、中制导段、末制导段三段控制方案，稳定段三通道都采用角速度+角位置反馈的姿态驾驶仪，中制导段和末制导段滚转通道采用姿态驾驶仪，俯仰和偏航通道采用过载驾驶仪，中制导律采用弹道倾角追踪制导律，末制导律采用带落角约束的滑模控制制导律。

步骤二、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。

步骤三、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。

θ_d＝atan(V_y/V_x) (6)

ψ_V＝atan(-V_z/V_x) (7)

步骤四、制导飞行器在过机动点之前，所有实时测量信息从导航***获得，取参考指令a＝9,参照高度H_r＝4000,b＝20,c＝0.3,d＝1.5,l＝0.2,m＝4，按照如下中制导律产生的过载指令进行滑翔飞行。

U_f1＝a-H/H_r-b×V_r/V_c+57.3c×Q₀-57.3θ_d+d×cos(θ_d) (8)

其中U_f1和U_f2分别为俯仰和偏航方向过载指令，相对高度H＝Y_g，Q₀为投放时刻弹道倾角，V_r为飞行器投放时刻飞行速度。

步骤五、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q_es与期望末端视线角q_d之差是否大于等于q_ε＝30°；判断当前飞行高度Y_g是否大于等于Y_zh＝4000m；若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，即按照步骤四的方法进行滑翔飞行；中制导律控制段与末制导律控制段切换判断实施如图2所示。

步骤六、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6.1、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。

Rksa＝e^{(-(t1-t1a)/1.0)}

Uf1b＝U_f1×Rksa+Acc_y×(1-Rksa) (10)

Uf2b＝U_f2×Rksa+Acc_z×(1-Rksa)

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指令交接指数系数，U_f1、U_f2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***输出的指令融合后俯仰和偏航方向过载指令。

步骤6.2、末制导阶段，所有实时测量信息从导航***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+U_g)×Rkk (11)

其中Rkk＝0.4、l₁＝0.4、m₁＝5为比例系数，Acc1、Acc2、Acc3、U_g分别为各项过载指令分量，由步骤6.3～6.6计算可得。

步骤6.3、计算比例导引项过载指令Acc1：

其中Xk_bili＝1.7、Clamda＝1.5为系数。

Rb_l1＝R_g/(R_g+d₁) (14)

其中d₁＝200为系数。

步骤6.4、计算落角约束项过载指令Acc2：

Acc2＝V_c×(Xk_bili+1)×Clamda×Rb_l2×(q_es-q_d)/(R_g+d₂)/57.3 (15)

Rb_l2＝R_g/(R_g+d₂) (16)

其中Rb_l2为中间变量，d₂＝350为系数。

步骤6.5、计算滑模控制项过载指令Acc3：

Acc3＝Epsl×Sgns×Rb_l1 (17)

其中Epsl＝0.4为系数。

饱和函数项Sgns计算公式为：

步骤6.6、计算重力补偿项过载指令U_g：

U_g＝9.8×cos(θ_d)＝9.8×cos(atan(V_y/V_x)) (20)

其中θ_d为弹道倾角。

经过上述步骤可以实现中末制导交接，可同时满足远射程、大落角约束和精确制导要求，对远距离地面目标进行大落角攻击。具体实施效果见图3-7。图3-5表明通过实施1能够实现远距离滑翔，射程为10000m，以较高精度打中目标，脱靶量为0.13m。图5表明所提出的制导方案能以较高精度修正由于离轴发射导致的侧向偏差。图6表明，末端弹道倾角达到了期望的落角，落角偏差为0.12度。图7表明，飞行末速较大，能够达到320m/s以上。

以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (1)

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；

θ_d＝atan(V_y/V_x) (6)

ψ_V＝atan(-V_z/V_x) (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***获得，按照如下中制导律产生的过载指令进行滑翔飞行；

U_f1＝a-H/H_r-b×V_r/V_c+57.3c×Q₀-57.3θ_d+d×cos(θ_d) (8)

其中U_f1和U_f2分别为俯仰和偏航方向过载指令，相对高度H＝Y_g，Q₀为投放时刻弹道倾角，V_r为飞行器标称飞行速度，H_r,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q_es与期望末端视线角q_d之差是否大于等于q_ε；判断当前飞行高度Y_g大于等于Y_zh；q_ε与Y_zh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，U_f1、U_f2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***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***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+U_g)×Rkk (11)

其中l₁、m₁、Rkk为比例系数，Acc1、Acc2、Acc3、U_g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＝R_g/(R_g+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＝V_c×(Xk_bili+1)×Clamda×Rb_l2×(q_es-q_d)/(R_g+d₂)/57.3 (15)

Rb_l2＝R_g/(R_g+d₂) (16)

其中，q_d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U_g：

U_g＝9.8×cos(θ_d)＝9.8×cos(atan(V_y/V_x)) (20)

其中θ_d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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