CN113739635B - 一种实现导弹大扇面角发射的制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种实现导弹大扇面角发射的制导方法，步骤如下：(1)利用引入带重力补偿与弹道终端大落角约束的纵向制导方法提高弹道前段的法向过载；(2)在法向过载满足要求的工况下通过引入方案滚转角进行BTT制导的方法实现快速侧向纠偏，同时可避免面对称气动布局武器的偏航通道和横滚通道严重的气动耦合工况；(3)在弹道末段改为常规的BTT或STT比例制导保证打击精度。幅度提高武器的发射扇面角。该方法同样适用于无人机载、战斗机载的导弹和炸弹等武器，特别适用于面对称气动布局武器。

Description

一种实现导弹大扇面角发射的制导方法

技术领域

本发明涉及一种实现导弹大扇面角发射的制导方法，特别适用于无人机载武器打击近射程目标的工况以及面对称飞行器。

背景技术

目前国内在大扇面角发射制导武器的导引律方面的研究较少，工程上常采用倾斜转弯(Bank-to-Turn,BTT)和侧滑转弯(Skid-to-Turn,STT)相结合的方法，用以提高导弹在大扇面角发射时的侧向转弯能力。占正勇在《小直径炸弹复合制导律设计与仿真》一文中，针对钻石背翼的小直径炸弹高升阻比、低航向机动能力的特点，采取了滑翔段BTT+STT并联复合制导，攻击段STT制导的组合制导方式，以满足大扇面角发射时对侧向过载的需求。虽然该文章通过仿真实验验证了该方法能实现满足要求扇面发射下对落点的要求，但是该方法在滑翔增程段纵向仅采用比例导引律(PN)，不能保证导弹弹道前段的法向加速度满足要求，尤其是针对近射程目标；同时对于面对称飞行器BTT+STT相结合的方式纠偏，会使得飞行器工作在偏航通道和横滚通道气动耦合严重的工况下，造成控制系统的抗干扰性能下降。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足之处，通过在弹道前段引入带重力补偿与弹道终端大落角约束的纵向制导方法提高弹道前段的实际法向加速度，克服了常规比例导引打击近射程目标弹道前段法向加速度过小的缺点；同时在法向加速度满足要求的工况下采用预置滚转角BTT制导方案，相较于常规BTT制导，能够增强导弹的侧向纠偏能力；对于面对称气动布局武器，相较于STT制导或者BTT+STT相结合的制导方式可提高控制系统的抗干扰能力。

本发明的技术方案是：一种实现导弹大扇面角发射的制导方法，包括下列步骤：

(1)在导弹纵向，利用在纯比例导引法基础上引入带重力补偿与弹道终端大落角约束的修正比例导引法，提高弹道前段的法向加速度；

(2)在法向加速度满足要求的工况下通过引入预置滚转角进行BTT制导的方法实现快速侧向纠偏，同时避免面对称气动布局武器的偏航通道和横滚通道严重的气动耦合工况；

(3)在弹道末段改为常规的BTT或STT比例制导，保证打击精度。

所述步骤(1)的具体过程为：

1.1)根据导弹技术指标及弹道特性，选择参数；

1.2)通过导弹的传感装置及计算装置获取导弹当前的飞行速度Vel，俯仰方向视线角速度ω_y，导弹剩余飞行时间T_go，弹道倾角θ；

1.3)计算得到法向加速度。

述参数包括期望弹道倾角θ_c，比例导引项系数k_y1，落角约束项系数k_y2，重力补偿项的系数k_y3。

所述计算得到法向加速度的公式为：

a_yc＝k_y1*Vel*ω_y+k_y2*Vel*(θ-θ_c)/T_go+k_y3*g，其中g为重力加速度；

所述步骤(2)中，根据导弹技术指标及弹道特性，选择合适的离轴角判据值φ_Lim1，以及法向加速度判据值a_{yc_Lim}；判断采用中制导方式；若导弹发射时刻的离轴角φ大于判据值φ_Lim1，且根据步骤(1)计算的导弹的法向加速度a_yc大于判据值a_{yc_Lim}，则中制导采用预置滚转角进行BTT制导，否则仍采用步骤(1)中的修正比例导引法给定法向加速度；

预置滚转角BTT制导方法中，三通道指令为：

其中，Roll_c、Roll_Max分别为滚转角指令和最大可用滚转角；a_yc、a_zc分别为法向加速度和侧向加速度指令。

所述步骤(3)中，判断末制导切入时机；若导弹当前的离轴角φ小于等于判据值φ_Lim1，或者导弹的法向加速度指令a_yc小于等于判据值a_{yc_Lim}，则转入常规的BTT制导或者STT制导。

BTT制导三通道指令为：

其中，a_yc、a_zc、Roll_c分别为法向加速度、侧向加速度和滚转角指令；Sgn(·)为符号函数；k_y1、k_y3分别为法向比例导引项系数和法向重力补偿项系数；k_z1、k_z2分别为侧向比例导引项系数和侧向重力补偿项系数；ω_y、ω_z分别为弹目视线在俯仰方向和偏航方向上的旋转角速度。

STT制导三通道指令为：

其中，a_yc、a_zc、Roll_c分别为法向加速度、侧向加速度和滚转角指令；Sgn(·)为符号函数；k_y1、k_y3分别为法向比例导引项系数和法向重力补偿项系数；k_z1、k_z2分别为侧向比例导引项系数和侧向重力补偿项系数；ω_y、ω_z分别为弹目视线在俯仰方向和偏航方向上的旋转角速度。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)通过在满足法向加速度条件下的预置滚转角BTT制导策略，可提高导弹的发射离轴角，放宽对发射条件的限制约束。

(2)通过在弹道前段引入重力补偿与终端大落角约束的方式，可缩短导弹能够打击的近射程，扩大导弹的攻击包络。

(3)STT与BTT在约束条件下的分段使用，可提高面对称气动布局武器控制系统的抗干扰能力。

附图说明

图1是本发明的制导时序设计示意图。

图2是本发明在相同的离轴角和滚转角限幅条件下与常规BTT制导的离轴角对比图。

图3是本发明在相同的离轴角条件下与STT制导的离轴角对比图。

具体实施方式

本发明采用的制导方式时序如图1所示：在中制导段，纵向采用带重力补偿与终端大落角约束的修正比例导引律计算法向加速度，为采用预置滚转角进行BTT制导创造法向加速度满足要求的必要条件。其中，当法向加速度满足要求且离轴角较大的工况下通过预置滚转角进行BTT制导。在末制导段，当离轴角较小或者法向加速度较小时，弹道由中制导切换成末制导，采用常规BTT制导或者STT制导。具体步骤为：

(1)中制导段,法向在比例导引法基础上增加重力补偿与终端大落角约束。

为克服常规比例导引打击近射程目标弹道前段法向加速度过小的缺点，同时为满足预置滚转角BTT制导法对法向加速度的要求，比例导引法的基础上，在导弹的中制导段的纵向制导增加带重力补偿项与弹道终端大落角约束项以提高弹道前段的法向加速度，法向加速度计算公式为：

a_yc＝k_y1*Vel*ω_y+k_y2*Vel*(θ-θ_c)/T_go+k_y3*g

其中，k_y1、k_y2、k_y3分别为比例导引项系数、落角约束项系数、重力补偿项系数；Vel为导弹的飞行速度；θ和θ_c分别为导弹的弹道倾角和期望弹道倾角；ω_y为俯仰方向视线角速度；g为重力加速度。

(2)大离轴角、大法向加速度条件下，中制导采用预置滚转角进行BTT制导。

若导弹发射时刻的离轴角

大于判据值

且根据步骤(1)计算的导弹的法向加速度指令a_yc大于判据值a_{yc_Lim}，则中制导采用预置滚转角进行BTT制导，否则仍采用步骤(1)中的修正比例导引法给定法向加速度。预置滚转角BTT制导方法中，三通道指令为：

其中，Roll_c、Roll_Max分别为滚转角指令和最大可用滚转角；a_yc、a_zc分别为法向加速度指令和侧向过载指令。

(3)切出预置滚转角BTT制导，转为常规BTT制导或者STT制导。

当导弹的法向指令过载a_yc小于a_{yc_Lim}或者实时离轴角φ小于判据

这两个条件满足一个或都满足时，则转入常规的BTT制导或者STT制导。

若采用BTT制导，则保持侧向加速度始终为0，法向加速度采用带重力补偿的比例导引法计算，则三通道制导指令为：

其中，a_yc、a_zc、Roll_c分别为法向加速度、侧向加速度和滚转角指令；Sgn(·)为符号函数；k_y1、k_y3分别为法向比例导引项系数和法向重力补偿项系数；k_z1、k_z2分别为侧向比例导引项系数和侧向重力补偿项系数；ω_y、ω_z分别为弹目视线在俯仰方向和偏航方向上的旋转角速度。

若采用STT制导，则令滚转角指令保持为0，法向和侧向按照带重力补偿的比例导引律计算指令加速度，三通道制导指令为：

其中，a_yc、a_zc、Roll_c分别为法向加速度、侧向加速度和滚转角指令；k_y1、k_y3分别为法向比例导引项系数和法向重力补偿项系数；k_z1、k_z2分别为侧向比例导引项系数和侧向重力补偿项系数；ω_y、ω_z分别为弹目视线在俯仰方向和偏航方向上的旋转角速度。

在相同的发射离轴角条件下，本发明的方法分别与常规BTT制导方法和常规STT制导方法进行对比，仿真结果分别如图2与图3所示。由图3可知，在发射条件保持相同的前提下，BTT方法相比于STT方法能更快速地缩小离轴角；由图2可知，相同发射条件下，本发明提出的预置滚转角BTT制导方式能进一步提高离轴角减小的速度。

综上所述，在大离轴角发射的条件下，相比于STT和常规BTT方法，本发明的设计的预置滚转角BTT制导方式能够更加快速的减小离轴角，且效果明显，满足工程实用性要求。

Claims (5)

1.一种实现导弹大扇面角发射的制导方法，其特征在于步骤如下：

(1)在导弹纵向，利用在纯比例导引法基础上引入带重力补偿与弹道终端大落角约束的修正比例导引法，提高弹道前段的法向加速度；

(2)在法向加速度满足要求的工况下通过引入预置滚转角进行BTT制导的方法实现快速侧向纠偏，同时避免面对称气动布局武器的偏航通道和横滚通道严重的气动耦合工况；

(3)在弹道末段改为常规的BTT或STT比例制导，保证打击精度；

所述步骤(1)的具体过程为：

1.1)根据导弹技术指标及弹道特性，选择参数；

1.2)通过导弹的传感装置及计算装置获取导弹当前的飞行速度Vel，俯仰方向视线角速度ω_y，导弹剩余飞行时间T_go，弹道倾角θ；

1.3)计算得到法向加速度；

所述参数包括期望弹道倾角θ_c，法向比例导引项系数k_y1，法向落角约束项系数k_y2，法向重力补偿项的系数k_y3；

所述计算得到法向加速度的公式为：

a_yc＝k_y1*Vel*ω_y+k_y2*Vel*(θ-θ_c)/T_go+k_y3*g，其中g为重力加速度；

所述步骤(2)中，根据导弹技术指标及弹道特性，选择合适的离轴角判据值φ_Lim1，以及法向加速度判据值a_{yc_Lim}；判断采用中制导方式；若导弹发射时刻的离轴角φ大于判据值φ_Lim1，且根据步骤(1)计算的导弹的法向加速度a_yc大于判据值a_{yc_Lim}，则中制导采用预置滚转角进行BTT制导，否则仍采用步骤(1)中的修正比例导引法给定法向加速度；

所述步骤(3)中，判断末制导切入时机；若导弹当前的离轴角φ小于等于判据值φ_Lim1，或者导弹的法向加速度a_yc小于等于判据值a_{yc_Lim}，则转入常规的BTT制导或者STT制导。

2.根据权利要求1所述的一种实现导弹大扇面角发射的制导方法，其特征在于：预置滚转角BTT制导方法中，三通道指令为：

其中，Roll_c、Roll_Max分别为滚转角和最大可用滚转角；a_yc、a_zc分别为法向加速度和侧向加速度指令。

3.根据权利要求2所述的一种实现导弹大扇面角发射的制导方法，其特征在于：常规的BTT制导三通道指令为：

其中，a_yc、a_zc、Roll_c分别为法向加速度、侧向加速度和滚转角；Sgn(·)为符号函数；k_y1、k_y3分别为法向比例导引项系数和法向重力补偿项系数；k_z1、k_z2分别为侧向比例导引项系数和侧向重力补偿项系数；ω_y、ω_z分别为弹目视线在俯仰方向和偏航方向上的旋转角速度。

4.根据权利要求3所述的一种实现导弹大扇面角发射的制导方法，其特征在于：常规的STT制导三通道指令为：

5.一种存储介质，其特征在于：用于储存制导程序；所述制导程序用于实现权利要求1中实现导弹大扇面角发射的制导方法。

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