CN112558631B - 基于测量信息的带大落角约束变参数制导方法 - Google Patents

基于测量信息的带大落角约束变参数制导方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及制导飞行器技术领域，具体涉及一种基于测量信息的带落角约束变参数制导方法。本发明的目的是提出一种基于测量信息的带落角约束自适应变结构末制导方法,该方法根据导引头测量的弹目相对视线角速度信息和惯导测量的导弹位置、速度和姿态信息，结合预先设定、实时调节参数，计算得到同时保证制导精度和落角约束的法向过载指令，实现制导飞行器的高效毁伤与定向制导。

Description

基于测量信息的带大落角约束变参数制导方法
技术领域
本发明涉及制导飞行器技术领域，具体涉及一种基于测量信息的带落角约束变参数制导方法。
背景技术
随着空地打击能力的不断提高，世界各国和地区为进一步提高高价值军事目标的防御能力，普遍采用了深埋加固的防御措施，目标抗毁伤能力显著增强，普通常规弹药对此类目标的打击能力明显不足。例如，美军在海湾战争期间，不得不解决打击防御在6米以上钢筋混凝土或30米以上粘土下的军事目标的问题。攻防能力的对抗与消长，迫切要求我军不断丰富打击手段，增强打击能力，特别是发展精确打击敌坚固、深层目标的能力。
反硬目标制导炸弹已成为国外制导炸弹发展重点，且形成了激光制导、电视制导、红外制导、卫星制导和复合制导等系列装备。如美军“宝石路”系列激光制导炸弹陆续发展了三代，是制导炸弹系列化发展的成功典范。为解决投放后不管和低成本等问题，美军十分重视制导炸弹的系列化发展，如大力发展电视/红外成像制导炸弹和复合制导炸弹。如AGM-62“白星眼”电视制导炸弹和GBU-15模块化成像制导炸弹。
为了改善和提高对多地区各类硬目标的有效打击能力，必须发展我国的深层侵彻航空制导飞行器系列，研发大落角约束制导控制系统。其中需要解决的关键问题是带大落角约束制导律算法的多弹道条件和扰动环境适应性以及制导信息的依赖性等问题。针对末端约束制导方法，各国学者展开了深入研究。其中研究比较广泛的一类方法是以比例制导为基础的。Kim等人在比例导引的基础上增加时变偏置项来满足落角约束。Lu等人提出了一种通过在线调整比例系数以实现末角约束的制导律。还有一些方法是基于最优控制理论和滑模控制理论的方法。Ratnoo等人提出了一种基于状态相关Raccati方程的带末角约束制导律。Oza等人提出了基于模型预测静态规划的末角约束制导律。Byung等基于滑模控制理论推导了带末角约束的制导律。刘永善等进一步针对被动式制导方法，提出了带落角约束制导方法与工程实现方法。盛永智等基于反步法和利亚普诺夫函数设计了一种基于滑模控制的带末角约束制导方法。但是，已有的制导律设计方法通常需要剩余时间信息等额外信息，工程上无法实现，并且没有考虑飞行高度变化情况下的制导律参数适应性变化问题。本专利设计的制导律综合了比例导引和滑模控制的优势，所需的测量信息少，而且抗扰动能力强。
发明内容
本发明的目的是提出一种基于测量信息的带落角约束自适应变结构末制导方法,该方法根据导引头测量的弹目相对视线角速度信息和惯导测量的导弹位置、速度和姿态信息，结合预先设定、实时调节参数，计算得到同时保证制导精度和落角约束的法向过载指令，实现制导飞行器的高效毁伤与定向制导。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
一种基于测量信息的带落角约束自适应变结构末制导方法，其具体实现步骤如下：
步骤一、利用组合导航系统实时测量得到导弹在导航坐标系下的三个方向的速度Ve,Vn,Vs，位置xn,yn,zn，偏航角
Figure BDA0002818035880000021
俯仰角
Figure BDA0002818035880000022
和滚转角γ。
所述的导航坐标系为常用的东北天坐标系。
所述的位置xn,yn,zn是以发射点为参考原点。
所述组合导航系统为惯性导航与卫星导航组合导航系统。
步骤二、利用组合导航系统实时测量的导弹位置、速度和姿态信息，解算得到过载指令计算所需的视线角速度、角偏差、弹道倾角、速度信息。具体为：
步骤2.1：计算得到导航坐标系到地面坐标系转换矩阵M。
Figure BDA0002818035880000023
其中导航坐标系与地面坐标系间的偏航旋转角度ψ＝atan(-xn/-yn)。
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2.2：利用地面坐标系下目标位置Xt,Yt,Zt,以及步骤一组合导航系统实时测量得到的信息，通过导航坐标系与地面坐标系间转换关系，计算得到地面系下弹目相对运动的速度Vx,Vy,Vz和弹目相对位置信息Xg,Yg,Zg。
Xg＝Xt-Xm,Yg＝Yt-Ym,Zg＝Zt-Zm (2)
[Vx Vy Vz]T＝M[Ve Vn Vs]T (3)
[Xg Yg Zg]T＝M[xn yn zn]T (4)
其中Xm,Ym,Zm为中间变量，M为步骤2.1中定义的坐标转换矩阵。
步骤2.3：利用步骤2.2获得的弹目相对位置信息Xg,Yg,Zg，速度信息Vx,Vy,Vz，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
Figure BDA0002818035880000031
和方位视线角速度
Figure BDA0002818035880000032
Figure BDA0002818035880000033
Figure BDA0002818035880000034
其中，atan为反正切函数，
Figure BDA0002818035880000035
为弹目水平距离，Tanx＝(Yg/Sqrtx)为中间变量。
步骤2.4、利用组合导航系统实时测量的导弹速度，结合步骤2.3和步骤2.4处理得到的信息，计算弹目相对距离Rg、合成弹目相对速度Vc、弹道偏角ψV和弹道倾角θd信息。
Figure BDA0002818035880000036
Figure BDA0002818035880000037
θd＝atan(Vy/Vx) (9)
ψV＝atan(-Vz/Vx) (10)
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 (11)
Figure BDA0002818035880000042
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,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之差是否大于等于阈值qε；判断当前飞行高度Yg大于等于阈值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；按照末制导指令飞行到达捕获点完成制导信息的切换。
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。
Figure BDA0002818035880000041
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，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为制导系统输出俯仰和偏航方向过载指令。
步骤5.2：在到达捕获点之前，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 (14)
Figure BDA0002818035880000043
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，由以下各式计算可得。
比例导引项过载指令：
Figure BDA0002818035880000054
落角约束项过载指令：
Acc2＝Vc×(Xk_bili+1)×Clamda×Rb_l2×(qes-qd)/(Rg+d2)/57.3 (17)
其中qd为期望的落角信息。
根据飞行高度H＝Yg，分段设计制导律调参系数Clamda，Xk_bili，Rb_l1，Rb_l2。
Figure BDA0002818035880000051
其中a1,c1,Hr,Hr1,a2,c2,d1,d2为系数。
为克服滑模控制带来的抖振，设计饱和函数来代替符号函数：
Figure BDA0002818035880000052
Figure BDA0002818035880000053
滑模控制项过载指令：
Acc3＝Epsl×Sgns×Rb_l1 (21)
其中Epsl为系数。
重力补偿项过载指令：
Ug＝9.8×cos(θd)＝9.8×cos(atan(Vy/Vx)) (22)
其中θd为弹道倾角。
步骤5.3：在末端制导阶段，到达导引头捕获点之前，采用导航系统测量信息，到达导引头捕获点之后，大落角约束末制导律需要导航系统与导引头测量信息融合得到弹目相对距离Rg，合成速度Vc，高低视线角速度
Figure BDA0002818035880000055
方位视线角速度
Figure BDA0002818035880000056
高低视线角qes和弹道倾角θd。
所述导引头为框架式平台导引头。
步骤5.4：确定捕获点，到达捕获点后执行步骤5.5，否则执行步骤5.2；
若导航测量计算得到的弹目相对距离Rg小于等于导引头的作用距离范围，则说明到达捕获点；
步骤5.5：采用指数淡入的方式进行捕获点前后信息源交接，保证采用导航信息的末制导向采用导引头信息的末制导平稳切换。
Figure BDA0002818035880000061
其中，t1为由弹载计算机给出的当前飞行时刻，t1b为第一次进入末制导阶段的时刻，Rksb为指令交接指数系数，Uf1b、Uf2b为由惯导测量信息处理得到中制导段俯仰和偏航方向视线角速度，Uzzf、Uyyf为由导引头测量信息处理得到的末制导段俯仰和偏航方向视线角速度。
通过上述步骤的操作，即可得到带大落角约束制导飞行器中末制导交接班策略和制导信息处理方法。
步骤5.6：根据导引头框架角和弹体姿态角解算捕获点后的高低视线角Qea，过捕获点后带落角约束的制导律采用Qea作为制导指令(14)中高低视线角qes信息来源。
Figure BDA0002818035880000062
其中，Xb12为中间变量，Fiea为导引头输出的俯仰框架角，Fiba为导引头输出的方位框架角，
Figure BDA0002818035880000063
为导航系统测量得到的弹体俯仰角，γ为导航系统测量得到的弹体滚转角；
步骤5.7：根据弹体运动学方程，求解得到捕获点后的弹目相对距离R′g；过捕获点后采用R′g作为式(18)和(19)中距离信息Rg的来源。
Figure BDA0002818035880000064
通过步骤5.6、步骤5.7完成过捕获点后制导信息来源的切换，从而使制导信息更精确，而且有利于打击机动目标。
有益效果
本发明提供了一种基于测量信息的带落角约束变参数滑模控制过载指令计算方法，根据当前飞行高度变化,设计了分段调整制导律参数的滑模变结构制导律,通过导引头信息与导航信息融合获得导引头捕获点前后制导信息，提高了信息容错性，同时实现大落角约束和高精度制导,并具有抗风场和环境扰动能力。
附图说明
图1为本发明具体实施方式中带落角约束变参数滑模控制制导律实施方法；
图2不同投放条件下的三维弹道曲线；
图3不同投放条件下的纵向弹道曲线；
图4不同投放条件下的侧向弹道曲线；
图5不同投放条件下的弹道倾角曲线；
图6不同投放条件下的速度曲线。
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
一种基于测量信息的带落角约束自适应变结构末制导方法，其实施方法如图1所示，具体实现步骤如下：
1、以空地打击制导飞行器为例，介绍本发明的实施过程。已知目标点海拔高度1000m，目标位于水平距离制导飞行器12000m的位置，期望的落角为-70°，以如表1所示的两种方式进行投放对比。
表1投放条件
Figure BDA0002818035880000071
Figure BDA0002818035880000081
2、利用组合导航系统实时测量得到导弹在导航坐标系下的三个方向的速度Ve,Vn,Vs，位置xn,yn,zn，偏航角
Figure BDA0002818035880000084
俯仰角
Figure BDA0002818035880000085
和滚转角γ。
3、利用组合导航系统实时测量的导弹位置、速度和姿态信息，解算得到过载指令计算所需的视线角速度、角偏差、弹道倾角、速度信息。具体为：
步骤3.1：计算得到导航坐标系到地面坐标系转换矩阵M。
Figure BDA0002818035880000082
其中导航坐标系与地面坐标系间的偏航旋转角度ψ＝atan(-xn/-yn)。步骤3.2：利用地面坐标系下目标位置Xt,Yt,Zt,以及步骤一组合导航系统实时测量得到的信息，通过导航坐标系与地面坐标系间转换关系，计算得到地面系下弹目相对运动的速度Vx,Vy,Vz和弹目相对位置信息Xg,Yg,Zg。
Xg＝Xt-Xm,Yg＝Yt-Ym,Zg＝Zt-Zm (2)
[Vx Vy Vz]T＝M[Ve Vn Vs]T (3)
[Xg Yg Zg]T＝M[xn yn zn]T (4)
其中Xm,Ym,Zm为中间变量，M为步骤2.1中定义的坐标转换矩阵。
步骤3.3：利用步骤3.2获得的弹目相对位置信息位置信息Xg,Yg,Zg，速度信息Vx,Vy,Vz，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
Figure BDA0002818035880000086
和方位视线角速度
Figure BDA0002818035880000087
Figure BDA0002818035880000083
Figure BDA0002818035880000091
其中，atan为反正切函数，
Figure BDA0002818035880000094
为弹目水平距离，Tanx＝(Yg/Sqrtx)为中间变量。
步骤3.4、利用组合导航系统实时测量的导弹速度，结合步骤3.2和步骤
3.3处理得到的信息，计算弹目相对距离Rg、合成弹目相对速度Vc、弹道偏角ψV和弹道倾角θd信息。
Figure BDA0002818035880000092
Figure BDA0002818035880000093
θd＝atan(Vy/Vx) (9)
ψV＝atan(-Vz/Vx) (10)
4、制导飞行器在过机动点之前，取参考指令a＝15,参照高度Hr＝4000,b＝20,c＝0.3,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。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 (11)
Figure BDA0002818035880000095
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。
5、取阈值qε＝35°、Yzh＝3000m。判断当前高低视线角qes与期望末端视线角qd之差是否大于等于阈值qε；判断当前飞行高度Yg大于等于阈值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4的方法进行滑翔飞行。
6、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；按照末制导指令飞行到达捕获点完成制导信息的切换。
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。
Figure BDA0002818035880000101
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，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为制导系统输出俯仰和偏航方向过载指令。
步骤6.2：在到达捕获点之前，所有实时测量信息从导航系统获得并处理，取系数Rkk＝0.4、l1＝0.4、m1＝5，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 (14)
Figure BDA0002818035880000103
比例导引项过载指令：
Figure BDA0002818035880000104
其中，系数Xk_bili、Clamda、Rb_l1根据式(18)进行计算。
落角约束项过载指令：
Acc2＝Vc×(Xk_bili+1)×Clamda×Rb_l2×(qes-qd)/(Rg+d2)/57.3 (17)
其中，系数d2取为200，Rb_l2根据式(18)进行计算。
取系数a1＝1.5,c1＝0.6,a2＝1.2,c2＝0.2,d1＝150参考高度Hr＝3000,Hr1＝2500。根据飞行高度H＝Yg，分段计算制导律调参系数Clamda，Xk_bili，Rb_l1，Rb_l2。
Figure BDA0002818035880000102
为克服滑模控制带来的抖振，设计饱和函数来代替符号函数：
Figure BDA0002818035880000111
Figure BDA0002818035880000112
滑模控制项过载指令：
Acc3＝Epsl×Sgns×Rb_l1 (21)
其中Epsl＝0.3。
重力补偿项过载指令：
Ug＝9.8×cos(θd)＝9.8×cos(atan(Vy/Vx)) (22)
其中θd为弹道倾角。
步骤6.3：在末端制导阶段，到达导引头捕获点之前，采用导航系统测量信息，到达导引头捕获点之后，大落角约束末制导律需要导航系统与导引头测量信息融合得到弹目相对距离Rg，合成速度Vc，高低视线角速度
Figure BDA0002818035880000114
方位视线角速度
Figure BDA0002818035880000115
高低视线角qes和弹道倾角θd。
所述导引头为框架式平台导引头。
步骤6.4：确定捕获点，到达捕获点后执行步骤6.5，否则执行步骤6.2。
若导航测量计算得到的弹目相对距离Rg小于等于导引头的作用距离范围，则说明到达捕获点；
步骤6.5：采用指数淡入的方式进行捕获点前后信息源交接，保证采用导航信息的末制导向采用导引头信息的末制导平稳切换。
Figure BDA0002818035880000113
其中，t1为由弹载计算机给出的当前飞行时刻，t1b为第一次进入末制导阶段的时刻，Rksb指令交接指数系数，Uf1b、Uf2b为由惯导测量信息处理得到中制导段俯仰和偏航方向视线角速度，Uzzf、Uyyf为由导引头测量信息处理得到的末制导段俯仰和偏航方向视线角速度。
通过上述步骤的操作，即可得到带大落角约束制导飞行器中末制导交接班策略和制导信息处理方法。
步骤6.6：根据导引头框架角和弹体姿态角解算捕获点后的高低视线角Qea，过捕获点后带落角约束的制导律采用Qea作为制导指令(14)中高低视线角qes信息来源。
Figure BDA0002818035880000121
其中，Xb12为中间变量，Fiea为导引头输出的俯仰框架角，Fiba为导引头输出的方位框架角，
Figure BDA0002818035880000122
为导航系统测量得到的弹体俯仰角，γ为导航系统测量得到的弹体滚转角；。
步骤6.7：根据弹体运动学方程，求解得到捕获点后的弹目相对距离R′g；过捕获点后采用R′g作为式(18)和(19)中距离信息Rg的来源。
Figure BDA0002818035880000123
通过步骤5.6、步骤5.7完成过捕获点后制导信息来源的切换，从而使制导信息更精确，而且有利于打击机动目标。
上述步骤可以计算得到基于测量信息的带落角约束变参数滑模控制过载指令，中制导指令能够实现飞行器远距离滑翔，末制导指令根据飞行高度变化，自适应调整，对风场、环境扰动、气动参数偏差等具有较强的鲁棒性，能够实现不同弹道发射条件和扰动下对远距离地面目标进行大落角攻击，并且所需的制导信息随着导引头是否捕获目标自主进行切换，提高了信息容错性和末端制导精度。具体实施效果见图2-6，由图2可知不同的投放条件下，制导飞行器都能精确的到达目标点，脱靶量分别为0.15m和0.2m，图2-3显示不同投放高度、离轴角下所提出的制导飞行纵向和侧向航迹；由图4可知，不同的投放条件下，都能实现预定的落角，落角偏差分别为0.18°和0.05°；图5显示，不同的投放条件下末端速度都达到了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 (5)

1.一种基于测量信息的带落角约束自适应变结构末制导方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤一、利用组合导航系统实时测量得到导弹在导航坐标系下的位置xn,yn,zn，偏航角
Figure FDA0003257190600000011
俯仰角
Figure FDA0003257190600000015
滚转角γ以及三个方向的速度Ve,Vn,Vs；
步骤二、利用组合导航系统实时测量的导弹位置、速度和姿态信息，解算得到过载指令所需的视线角速度、角偏差和弹道倾角信息：
步骤2.1：导航坐标系到地面坐标系转换矩阵M表示如下：
Figure FDA0003257190600000012
其中导航坐标系与地面坐标系间的偏航旋转角度ψ＝atan(-xn/-yn)；
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2.2：利用地面坐标系下目标位置Xt,Yt,Zt,以及步骤一组合导航系统实时测量得到的信息，通过导航坐标系与地面坐标系间转换关系，计算得到地面坐标系下弹目相对运动的速度Vx,Vy,Vz和弹目相对位置信息Xg,Yg,Zg；
Xg＝Xt-Xm,Yg＝Yt-Ym,Zg＝Zt-Zm (2)
[Xm Ym Zm]T＝M[xn yn zn]T (3)
[Vx Vy Vz]T＝M[Ve Vn Vs]T (4)
其中Xm,Ym,Zm为中间变量，M为步骤2.1中定义的坐标转换矩阵；
步骤2.3：利用步骤2.2获得的弹目相对位置信息Xg,Yg,Zg，弹目相对运动速度信息Vx,Vy,Vz，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
Figure FDA0003257190600000016
和方位视线角速度
Figure FDA0003257190600000013
Figure FDA0003257190600000014
Figure FDA0003257190600000021
其中，atan为反正切函数，
Figure FDA0003257190600000022
为弹目水平距离，Tanx＝(Yg/Sqrtx)为中间变量；
步骤2.4：利用组合导航系统实时测量的导弹速度，结合步骤2.3和步骤2.4处理得到的信息，计算弹目相对距离Rg、合成弹目相对速度Vc、弹道偏角ψV和弹道倾角θd信息；
Figure FDA0003257190600000023
Figure FDA0003257190600000024
θd＝atan(Vy/Vx) (9)
ψV＝atan(-Vz/Vx) (10)
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 (11)
Figure FDA0003257190600000025
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,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之差是否大于等于阈值qε；判断当前飞行高度Yg大于等于阈值Yzh；qε与Yzh为根据需求预先设定的阈值参数；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；按照末制导指令飞行到达捕获点完成制导信息的切换；
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；
Figure FDA0003257190600000031
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为制导系统输出俯仰和偏航方向过载指令；
步骤5.2：在到达捕获点之前，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 (14)
Figure FDA0003257190600000036
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，由以下各式计算可得；
比例导引项过载指令：
Figure FDA0003257190600000032
落角约束项过载指令：
Acc2＝Vc×(Xk_bili+1)×Clamda×Rb_l2×(qes-qd)/(Rg+d2)/57.3 (17)
其中qd为期望的落角信息；
根据飞行高度H＝Yg，分段设计制导律调参系数Clamda，Xk_bili，Rb_l1和Rb_l2；
Figure FDA0003257190600000033
其中a1,c1,Hr,Hr1,a2,c2,d1,d2为系数；
为克服滑模控制带来的抖振，通过饱和函数来代替符号函数：
Figure FDA0003257190600000034
Figure FDA0003257190600000035
滑模控制项过载指令：
Acc3＝Epsl×Sgns×Rb_l1 (21)
其中Epsl为系数；
重力补偿项过载指令：
Ug＝9.8×cos(θd)＝9.8×cos(atan(Vy/Vx)) (22)
其中θd为弹道倾角；
步骤5.3：在末端制导阶段，到达导引头捕获点之前，采用导航系统测量信息，到达导引头捕获点之后，大落角约束末制导律需要导航系统与导引头测量信息融合得到弹目相对距离Rg，合成速度Vc，高低视线角速度
Figure FDA0003257190600000041
方位视线角速度
Figure FDA0003257190600000042
高低视线角qes和弹道倾角θd；
步骤5.4：若导航测量计算得到的弹目相对距离Rg小于等于导引头的作用距离范围，则说明到达捕获点，执行步骤5.5，否则执行步骤5.2；
步骤5.5：采用指数淡入的方式进行捕获点前后信息源交接，保证采用导航信息的末制导向采用导引头信息的末制导平稳切换；
Figure FDA0003257190600000043
其中，t1为由弹载计算机给出的当前飞行时刻，t1b为第一次进入末制导阶段的时刻，Rksb为指令交接指数系数，Uf1b、Uf2b为由惯导测量信息处理得到中制导段俯仰和偏航方向视线角速度，Uzzf、Uyyf为由导引头测量信息处理得到的末制导段俯仰和偏航方向视线角速度；
步骤5.6：根据导引头框架角和弹体姿态角解算捕获点后的高低视线角Qea，过捕获点后带落角约束的制导律采用Qea作为制导指令(14)中高低视线角qes信息来源；
Figure FDA0003257190600000044
其中，Xb12为中间变量，Fiea为导引头输出的俯仰框架角，Fiba为导引头输出的方位框架角，
Figure FDA0003257190600000045
为导航系统测量得到的弹体俯仰角，γ为导航系统测量得到的弹体滚转角；
步骤5.7：根据弹体运动学方程，求解得到捕获点后的弹目相对距离R′g；过捕获点后采用R′g作为式(18)和(19)中距离信息Rg的来源；
Figure FDA0003257190600000046
通过步骤5.6、步骤5.7完成过捕获点后制导信息来源的切换，从而使制导信息更精确，而且有利于打击机动目标。
2.如权利要求1所述方法，其特征在于：所述的导航坐标系为常用的东北天坐标系。
3.如权利要求1所述方法，其特征在于：所述的位置xn,yn,zn是以发射点为参考原点。
4.如权利要求1所述方法，其特征在于：所述组合导航系统为惯性导航与卫星导航组合导航系统。
5.如权利要求1所述方法，其特征在于：所述导引头为框架式平台导引头。
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