CN115574666B - 一种掠地巡航靶标定高方法 - Google Patents

一种掠地巡航靶标定高方法 Download PDF

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CN115574666B CN202211577431.5A CN202211577431A CN115574666B CN 115574666 B CN115574666 B CN 115574666B CN 202211577431 A CN202211577431 A CN 202211577431A CN 115574666 B CN115574666 B CN 115574666B
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Abstract

本发明涉及一种掠地巡航靶标定高方法，包括以下步骤：步骤1：估算靶标的巡航攻角
Figure 981152DEST_PATH_IMAGE002
；步骤2：预存靶标的发射点到靶标的目标点的地形信息表至靶标的飞控系统；步骤3：预存靶标的发射点到靶标的目标点之间的大气数据表至飞控系统；步骤4：由靶标的导航系统和高度表提供实飞时的导航信息和离地高度给飞控系统；步骤5：由飞控系统计算当地弹道倾角
Figure 163871DEST_PATH_IMAGE004
；步骤6：由飞控系统计算制导指令
Figure 724035DEST_PATH_IMAGE006
；步骤7：由飞控系统计算控制指令
Figure 650402DEST_PATH_IMAGE008
。飞控系统完成控制指令解算后，将该控制指令发送给靶标的舵系统，由舵系统的舵机控制器控制舵片的偏转，舵片偏转后会改变靶标的受力状态，从而使靶标能够按照预期稳定爬升、下压或巡航。

Description

一种掠地巡航靶标定高方法
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种掠地巡航靶标定高方法。
背景技术
目前掠地巡航导弹有极强的突防能力，具有掠地巡航功能的靶标逐渐被重视，在进行掠地巡航时，精准定高是关键；若卫星通信存在干扰而导致卫导信息丢失，则需要依靠惯性导航为飞控系统提供基本的导航信息；对于靶标而言，大多使用成本低廉的MEMS惯导系统，它在进行惯性导航时，输出的速度、位置等信息偏差较大。
现有掠地巡航导弹控制技术，一般依赖于精准的导航输出结果。此类方法存在以下缺点：
1、抗外界干扰能力差，若卫星导航失效会逐渐累积较大导航偏差，可能使导弹掠地时触地；
2、突防能力依赖外部环境，作战意义薄弱；
3、成本较高。
公开号为CN111366044A的中国发明专利《一种平飞过渡段制导控制方法》中提到，使用天向加速度、天向速度与高度等实时规划轨迹且生成过载指令从而实现定高控制，这种方法虽然可以确保过渡段的平滑，但是依赖精准的导航信息，比如天向速度和天向加速度，而在使用惯性导航时，天向速度和天向加速度的精准度得不到保证，且速度、位置误差会随时间累计变得越来越大，所以该方法在依靠惯性导航的巡航弹上适应性较差。
如图1所示，公开号为CN114115332A的中国发明专利《一种应用于近程超声速巡航弹的掠地飞行技术》中提出了，内环使用攻角和俯仰角速度的PD控制来控稳，外环使用弹道倾角、高度差等信息来生成攻角指令，以实现掠地的精准定高，且其外环高度差前系数是根据高度差自适应的，该方法的好处是不必规划弹道，可以实现效果较好的爬升和压低，依靠精准的导航输出时可以实现精准的定高控制。但是在使用惯性导航时攻角和弹道倾角都会因为速度偏差而引起较大的角度耦合偏差，比如以2.0Ma速度巡航时攻角一般在2°~3°之间，假设加计偏差为10mg，则150s积累的速度偏差为15m/s，则对应的攻角和弹道倾角偏差约为1.3°，约占所用巡航攻角的43%~65%；而在亚音速巡航时，由于速度误差不变，但是巡航速度大幅减小，因此由于速度误差导致的角度偏差更大，0.8Ma巡航时，在150s的时间内由于速度误差导致的角度误差约为3.65°，因此该方法在依靠惯性导航的亚音速巡航弹上适用性较差。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：提供一种掠地巡航靶标定高方法，使靶标能够按照预期稳定爬升、下压或巡航。
本发明解决上述技术问题所采用的技术方案是：一种掠地巡航靶标定高方法，包括以下步骤：
步骤1：估算靶标的巡航攻角
Figure 786144DEST_PATH_IMAGE001
；
步骤2：预存靶标的发射点到靶标的目标点的地形信息表至靶标的飞控系统；
步骤3：预存靶标的发射点到靶标的目标点之间的大气数据表至飞控系统；
步骤4：由靶标的导航系统和高度表提供实飞时的导航信息和离地高度给飞控系统；
步骤5：由飞控系统计算当地弹道倾角
Figure 703285DEST_PATH_IMAGE002
；
步骤6：由飞控系统计算制导指令
Figure 545339DEST_PATH_IMAGE003
；
步骤7：由飞控系统计算控制指令
Figure 2865DEST_PATH_IMAGE004
；
飞控系统完成控制指令
Figure 817237DEST_PATH_IMAGE005
解算后将该控制指令
Figure 702017DEST_PATH_IMAGE006
发送给靶标的舵系统，舵系 统的舵机控制器根据控制指令
Figure 969050DEST_PATH_IMAGE007
控制舵片的偏转。
优选的，在步骤1中，巡航攻角
Figure 230267DEST_PATH_IMAGE008
的估算方法为：
Figure 961463DEST_PATH_IMAGE009
；
其中，
Figure 954826DEST_PATH_IMAGE010
是根据发动机内弹道曲线和全弹质量特性估算的巡航时质量，
Figure 896107DEST_PATH_IMAGE011
是重力 加速度，
Figure 633118DEST_PATH_IMAGE012
是给出的参考面积，
Figure 218821DEST_PATH_IMAGE013
是估算的动压，
Figure 648665DEST_PATH_IMAGE014
是根据气动特性计算的静导数；
优选的，估算的动压
Figure 952607DEST_PATH_IMAGE015
的估算公式如下：
Figure 227731DEST_PATH_IMAGE016
；
其中，
Figure 933519DEST_PATH_IMAGE017
是根据巡航时海拔高度和大气特性获取的大气密度，
Figure 331002DEST_PATH_IMAGE018
是期望巡航速度；
优选的，在步骤5中，当地弹道倾角
Figure 122240DEST_PATH_IMAGE019
的解算方法如下：
Figure 201055DEST_PATH_IMAGE020
；
其中，
Figure 767209DEST_PATH_IMAGE021
、
Figure 601172DEST_PATH_IMAGE022
、
Figure 551811DEST_PATH_IMAGE023
分别是从导航信息中获取的北速、天速、东速。
优选的，在步骤6中，制导指令
Figure 496633DEST_PATH_IMAGE024
是俯仰角指令，制导指令
Figure 849117DEST_PATH_IMAGE025
生成方式如下：
Figure 853982DEST_PATH_IMAGE026
；
其中，
Figure 291917DEST_PATH_IMAGE027
、
Figure 774851DEST_PATH_IMAGE028
是对高度差自适应的控制系数，
Figure 247420DEST_PATH_IMAGE029
是当地弹道倾角，
Figure 423187DEST_PATH_IMAGE030
是固定 系数，
Figure 348417DEST_PATH_IMAGE031
是积分项接入时间点，
Figure 572725DEST_PATH_IMAGE032
是巡航结束时间点，
Figure 696539DEST_PATH_IMAGE033
是靶标飞行时的离地高度，由高 度表提供；
Figure 980890DEST_PATH_IMAGE034
指预定的掠地巡航高度，是相对值。
优选的，高度差自适应系数
Figure 455734DEST_PATH_IMAGE035
、
Figure 483732DEST_PATH_IMAGE036
具有如下形式：
Figure 727632DEST_PATH_IMAGE037
；
Figure 917305DEST_PATH_IMAGE038
；
其中，C、D、E、b 、c 均为常数，C>0，D>0，E>0，b>1，c>0。
优选的，若靶标在预定高度定高巡航时则有
Figure 879445DEST_PATH_IMAGE039
。
优选的，控制指令
Figure 445555DEST_PATH_IMAGE040
的解算如下：
Figure 809540DEST_PATH_IMAGE042
；
其中，
Figure 170115DEST_PATH_IMAGE043
和
Figure 619551DEST_PATH_IMAGE044
是控制系数，
Figure 989352DEST_PATH_IMAGE045
是导航信息中提供的俯仰角，
Figure 879948DEST_PATH_IMAGE046
是导航信息中 提供的俯仰角速度。
优选的，该掠地巡航靶标定高方法应用于基于惯性导航的弹道或基于无导航偏差的弹道。
本发明的有益效果是：在飞控系统完成控制指令解算后，将该控制指令发送给靶标的舵系统，由舵系统的舵机控制器控制舵片的偏转，舵片偏转后会改变靶标的受力状态，从而使靶标能够按照预期稳定爬升、下压或巡航。在导航精度较差时，应用本发明的掠地巡航靶标定高方法的靶标在进行掠地巡航时的最大定高偏差仍然满足一般的掠地定高精度指标要求。
附图说明
图1为背景技术中的对照发明CN114115332A公开的一种应用于近程超声速巡航弹的掠地飞行技术应用于亚音速掠地巡航靶标的说明框图；
图2为本发明的掠地巡航靶标定高方法应用于亚音速掠地巡航靶标的说明框图；
图3为本发明的步骤2中预存的地形信息示意图；
图4为本发明和对照发明在惯性导航情况下亚音速掠地巡航情况对比图；
图5为本发明基于无导航偏差和基于惯性导航情况下亚音速掠地巡航情况对比图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本申请进行说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分而非全部。
应当理解，本公开的方法实施方式中记载的各个步骤可以按照不同的顺序执行，和/或并行执行。此外，方法实施方式可以包括附加的步骤和/或省略执行示出的步骤。本公开的范围在此方面不受限制。
一种基于惯性导航的掠地巡航靶标定高方法，包括以下步骤：
步骤1：估算靶标的巡航攻角
Figure 739319DEST_PATH_IMAGE047
；
步骤2：预存靶标的发射点到靶标的目标点的地形信息表至靶标的飞控系统；
步骤3：预存靶标的发射点到靶标的目标点之间的大气数据表至飞控系统；
步骤4：由靶标的导航系统和高度表提供实飞时的导航信息和离地高度给飞控系统；
步骤5：由飞控系统计算当地弹道倾角
Figure 348155DEST_PATH_IMAGE048
；
步骤6：由飞控系统计算制导指令
Figure 583964DEST_PATH_IMAGE049
；
步骤7：由飞控系统计算控制指令
Figure 594646DEST_PATH_IMAGE050
；
飞控系统完成控制指令
Figure 624919DEST_PATH_IMAGE051
解算后将该控制指令
Figure 721051DEST_PATH_IMAGE052
发送给靶标的舵系统，舵系 统的舵机控制器根据控制指令
Figure 494972DEST_PATH_IMAGE053
控制舵片的偏转。
作为本实施例中的一种可选实施方式，在步骤1中，巡航攻角
Figure 360159DEST_PATH_IMAGE054
的估算方法为：
Figure 391412DEST_PATH_IMAGE055
；
其中，
Figure 37157DEST_PATH_IMAGE056
是根据发动机内弹道曲线和全弹质量特性估算的巡航时质量，
Figure 349189DEST_PATH_IMAGE057
是重力 加速度，
Figure 334463DEST_PATH_IMAGE058
是给出的参考面积，
Figure 706538DEST_PATH_IMAGE059
是估算的动压，
Figure 777263DEST_PATH_IMAGE060
是根据气动特性计算的静导数。
作为本实施例中的一种可选实施方式，估算的动压
Figure 892986DEST_PATH_IMAGE061
的估算公式如下：
Figure 231301DEST_PATH_IMAGE062
；
其中，
Figure 774278DEST_PATH_IMAGE063
是根据巡航时海拔高度和大气特性获取的大气密度，
Figure 259529DEST_PATH_IMAGE064
是期望巡航速 度。
作为本实施例中的一种可选实施方式，步骤2中，预存靶标的发射点到靶标的目标 点的地形信息表到飞控系统中；地形信息表至少包含经度
Figure 178944DEST_PATH_IMAGE065
、纬度
Figure 873230DEST_PATH_IMAGE066
和海拔高度
Figure 587108DEST_PATH_IMAGE067
，经、 纬度涵盖范围应该至少包括划定的安控区。
作为本实施例中的一种可选实施方式，步骤3中，预存靶标的发射点到靶标的目标 点之间的大气数据表到飞控系统中。大气数据表至少包括海拔高度
Figure 632425DEST_PATH_IMAGE068
(i=1,2,3…)且最 大海拔高度应大于弹道最高海拔高度，不同海拔高度对应的大气密度
Figure 89951DEST_PATH_IMAGE069
(i=1,2,3…)和 大气温度
Figure 638744DEST_PATH_IMAGE070
(i=1,2,3…)。
作为本实施例中的一种可选实施方式，靶标上配备了无线电高度表，步骤4中，由 靶标的导航系统和高度表提供实飞时的导航信息和离地高度给飞控系统。航信息包括俯仰 角
Figure 789102DEST_PATH_IMAGE071
、俯仰角速度
Figure 56136DEST_PATH_IMAGE072
，北、天、东速
Figure 317353DEST_PATH_IMAGE073
、
Figure 720652DEST_PATH_IMAGE074
、
Figure 41912DEST_PATH_IMAGE075
，高度表信息则为离地高度
Figure 796242DEST_PATH_IMAGE076
。
作为本实施例中的一种可选实施方式，动压q的求取按照如下公式：
Figure 595570DEST_PATH_IMAGE077
；
当地弹道倾角
Figure 118956DEST_PATH_IMAGE078
的解算方法如下：
Figure 611117DEST_PATH_IMAGE079
；
其中，根据步骤2地形信息表获得地形海拔高度
Figure 587163DEST_PATH_IMAGE080
，则当前海拔高度为地形高度 与离地高度的代数和，即
Figure 190183DEST_PATH_IMAGE081
；其中，
Figure 833654DEST_PATH_IMAGE082
，
Figure 231137DEST_PATH_IMAGE083
和
Figure 22375DEST_PATH_IMAGE084
是海拔高度
Figure 163507DEST_PATH_IMAGE085
和
Figure 661484DEST_PATH_IMAGE086
对应的大气密度，
Figure 229869DEST_PATH_IMAGE087
、
Figure 446086DEST_PATH_IMAGE088
、
Figure 328592DEST_PATH_IMAGE089
、
Figure 743393DEST_PATH_IMAGE090
等均从步骤3的大气数据表中获取；
Figure 685941DEST_PATH_IMAGE091
、
Figure 186192DEST_PATH_IMAGE092
、
Figure 606809DEST_PATH_IMAGE093
分 别是从导航信息中获取的北速、天速、东速。
作为本实施例中的一种可选实施方式，在步骤6中，制导指令
Figure 135837DEST_PATH_IMAGE094
是俯仰角指令，制 导指令
Figure 983707DEST_PATH_IMAGE095
生成方式如下：
Figure 971254DEST_PATH_IMAGE096
；
其中，
Figure 195562DEST_PATH_IMAGE097
、
Figure 584955DEST_PATH_IMAGE098
是对高度差自适应的控制系数，
Figure 869306DEST_PATH_IMAGE099
是当地弹道倾角，
Figure 344150DEST_PATH_IMAGE100
是固定系 数，
Figure 106570DEST_PATH_IMAGE101
是积分项接入时间点，
Figure 350469DEST_PATH_IMAGE102
是巡航结束时间点，
Figure 805721DEST_PATH_IMAGE103
是靶标飞行时的离地高度，由高度 表提供；
Figure 767861DEST_PATH_IMAGE104
指预定的掠地巡航高度。另外，若靶标在预定高度定高巡航时则有
Figure 333972DEST_PATH_IMAGE105
。
作为本实施例中的一种可选实施方式，高度差自适应系数
Figure 432378DEST_PATH_IMAGE106
、
Figure 58531DEST_PATH_IMAGE107
具有如下形 式：
Figure 507967DEST_PATH_IMAGE108
；
Figure 612189DEST_PATH_IMAGE109
；
其中，C、D、E、b 、c 均为常数，C>0，D>0，E>0，b>1，c>0；
Figure 830681DEST_PATH_IMAGE110
和
Figure 627735DEST_PATH_IMAGE111
都是随高度差
Figure 298888DEST_PATH_IMAGE112
变化的系数，
Figure 472381DEST_PATH_IMAGE113
在高度差越大时越大，
Figure 279800DEST_PATH_IMAGE114
在高度差越小时越大。
作为本实施例中的一种可选实施方式，控制指令
Figure 247756DEST_PATH_IMAGE115
的解算如下：
Figure 671784DEST_PATH_IMAGE117
；
其中，
Figure 117809DEST_PATH_IMAGE118
和
Figure 310893DEST_PATH_IMAGE119
是控制系数，
Figure 449750DEST_PATH_IMAGE120
是导航信息中提供的俯仰角，
Figure 95495DEST_PATH_IMAGE121
是导航信息中提 供的俯仰角速度。控制系数
Figure 345211DEST_PATH_IMAGE122
和
Figure 392801DEST_PATH_IMAGE123
的获取方式可以按照动压、时间、速度等插值获取。另 外，还可以根据实际需要对舵偏角指令进行限幅、滤波、解耦等处理获取。
图2为本发明的具体实施步骤在亚音速掠地巡航弹中的体现，图2表征了各步骤的相互关系，其中步骤1、2、3都发生在靶标实际飞行之前，将步骤1、2、3的结果存储在飞控系统中，而飞控系统是靶标的一部分。在靶标点火飞行后，由靶标的导航系统和高度表提供导航信息和离地高度给飞控系统，由飞控系统计算动压、当地弹道倾角、制导指令以及控制指令；在飞控系统完成控制指令解算后，将该控制指令发送给靶标的舵系统，由舵系统的舵机控制器控制舵片的偏转，舵片偏转后会改变靶标的受力状态，从而使靶标能够按照预期稳定爬升、下压或巡航。
为充分说明本发明的优越性，下面设置对照试验，分别在惯性导航和无导航偏差时应用本发明和对照发明实施步骤来控制亚音速掠地巡航靶标进行掠地巡航。
图1为背景技术中的对照专利，按照公开号CN114115332A的中国发明专利《一种应用于近程超声速巡航弹的掠地飞行技术》来进行亚音速掠地巡航靶标的掠地巡航，其实施步骤与本发明虽有一定的相似之处，但有本质上的不同，体现为以下方面：对照专利中的制导指令为攻角指令，而本发明的制导指令为俯仰角指令，且本发明俯仰角指令中包含了预估的巡航攻角修正。对照专利中使用攻角和俯仰角速度的PD控制，攻角只能通过中间计算得出，依赖高精度的导航，而本发明使用的俯仰角和俯仰角速度的PD控制，不依赖高精度导航系统。对照专利中全程均需要当地弹道倾角信息，这依赖高精度的导航系统，而本发明只在爬升或下压段需要当地弹道倾角，对导航系统依赖度较低。另外，对照专利中未预估巡航攻角、未预存地形信息等都与本发明不同。
图4为基于惯性导航时本发明和对照发明（即采用CN114115332A的方法）的弹道信息。对于靶标而言，为降低成本，一般使用MEMS陀螺和加表，常见的MEMS陀螺零漂为1°/h（常见指标），MEMS加表零偏约为10mg（常见指标），假设亚音速巡航靶标以0.8Ma（250m/s左右）的速度进行掠地巡航，飞行时长150s左右，不考虑姿态角的导航偏差时150s的时间内天向的速度误差约为15m/s，此时对应的当地弹道倾角最大偏差约为-3.65°～3.65°，若考虑陀螺零漂导致的姿态角误差，则当地弹道倾角、攻角等的偏差会更大。 本发明中按照±3.65°/150s的方式添加导航偏差。另外，发射点信息设置如下：
发射角：20°；
射向：90°；
发射点经度：122°；
发射点纬度：21°；
发射点海拔：1000m；
掠地高度：30m。
从图4可以看出，基于惯性导航的亚音速掠地巡航弹在进行掠地巡航时，在使用本发明掠地巡航靶标定高方法进行亚音速掠地巡航时的最大定高偏差在-4m～4m之间，而一般的掠地定高精度指标要求在-5m～5m之间，即采用本发明的掠地巡航靶标定高方法满足指标要求；而使用对照发明时，定高最大偏差在-13m～14m之间，不能较好的满足掠地定高精度指标要求。若进行超低空掠地巡航，比如10m以下时，则对照发明会在巡航段后期触地。
图5为分别基于组合导航（即导航偏差极小，对靶标而言可忽略，默认无导航偏差）和惯性导航时本发明的弹道信息。从图5可以看出，在基于无导航偏差时，应用本发明的掠地巡航靶标定高方法也可以实现较好的亚音速掠地巡航效果，其定高偏差在-2m～1m之间。
以上内容是结合具体的优选实施方式和对照试验对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明，比如本文所提技术对超音速掠地巡航靶标同样适用。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种掠地巡航靶标定高方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：估算靶标的巡航攻角
Figure 708904DEST_PATH_IMAGE001
；
步骤2：预存靶标的发射点到靶标的目标点的地形信息表至靶标的飞控系统；
步骤3：预存靶标的发射点到靶标的目标点之间的大气数据表至飞控系统；
步骤4：由靶标的导航系统和高度表提供实飞时的导航信息和离地高度给飞控系统；
步骤5：由飞控系统计算当地弹道倾角
Figure 157203DEST_PATH_IMAGE002
；
步骤6：由飞控系统计算制导指令
Figure 140203DEST_PATH_IMAGE003
；
步骤7：由飞控系统计算控制指令
Figure 941937DEST_PATH_IMAGE004
；
飞控系统完成控制指令
Figure 130210DEST_PATH_IMAGE005
解算后将该控制指令
Figure 483831DEST_PATH_IMAGE006
发送给靶标的舵系统，舵系统的舵 机控制器根据控制指令
Figure 891810DEST_PATH_IMAGE007
控制舵片的偏转。
2.根据权利要求1所述的一种掠地巡航靶标定高方法，其特征在于：在步骤1中，巡航攻 角
Figure 90710DEST_PATH_IMAGE008
的估算方法为：
Figure 962851DEST_PATH_IMAGE009
；
其中，
Figure 487373DEST_PATH_IMAGE010
是根据发动机内弹道曲线和全弹质量特性估算的巡航时质量，
Figure 382648DEST_PATH_IMAGE011
是重力加速 度，
Figure 119660DEST_PATH_IMAGE013
是给出的参考面积，
Figure 174204DEST_PATH_IMAGE014
是估算的动压，
Figure 297057DEST_PATH_IMAGE015
是根据气动特性计算的静导数。
3.根据权利要求2所述的一种掠地巡航靶标定高方法，其特征在于：
估算的动压
Figure 945207DEST_PATH_IMAGE016
的估算公式如下：
Figure 220330DEST_PATH_IMAGE017
；
其中，
Figure 129380DEST_PATH_IMAGE018
是根据巡航时海拔高度和大气特性获取的大气密度，
Figure 871071DEST_PATH_IMAGE019
是期望巡航速度。
4.根据权利要求1所述的一种掠地巡航靶标定高方法，其特征在于：
在步骤5中，当地弹道倾角
Figure 599993DEST_PATH_IMAGE020
的解算方法如下：
Figure 882070DEST_PATH_IMAGE021
；
其中，
Figure 645626DEST_PATH_IMAGE022
、
Figure 322333DEST_PATH_IMAGE023
、
Figure 272972DEST_PATH_IMAGE024
分别是从导航信息中获取的北速、天速、东速。
5.根据权利要求1所述的一种掠地巡航靶标定高方法，其特征在于：
在步骤6中，制导指令
Figure 358739DEST_PATH_IMAGE025
是俯仰角指令，制导指令
Figure 242382DEST_PATH_IMAGE026
生成方式如下：
Figure 184930DEST_PATH_IMAGE027
；
其中，
Figure 763810DEST_PATH_IMAGE029
、
Figure 715585DEST_PATH_IMAGE031
是对高度差自适应的控制系数，
Figure 188155DEST_PATH_IMAGE032
是当地弹道倾角，
Figure 504867DEST_PATH_IMAGE034
是固定系 数，
Figure 72508DEST_PATH_IMAGE035
是积分项接入时间点，
Figure 827974DEST_PATH_IMAGE036
是巡航结束时间点，
Figure 889471DEST_PATH_IMAGE037
是靶标飞行时的离地高度，由高 度表提供；
Figure 377084DEST_PATH_IMAGE038
指预定的掠地巡航高度。
6.根据权利要求5所述的一种掠地巡航靶标定高方法，其特征在于：
高度差自适应系数
Figure 196136DEST_PATH_IMAGE040
、
Figure 224135DEST_PATH_IMAGE042
具有如下形式：
Figure 671297DEST_PATH_IMAGE043
；
Figure 267494DEST_PATH_IMAGE044
；
其中，C、D、E、b 、c 均为常数，C>0，D>0，E>0，b>1，c>0。
7.根据权利要求1所述的一种掠地巡航靶标定高方法，其特征在于：控制指令
Figure 869114DEST_PATH_IMAGE045
的解 算如下：
Figure 966383DEST_PATH_IMAGE046
；
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE047
和
Figure DEST_PATH_IMAGE049
是控制系数，
Figure 143418DEST_PATH_IMAGE050
是导航信息中提供的俯仰角，
Figure DEST_PATH_IMAGE051
是导航信息中提供的 俯仰角速度。
8.根据权利要求1所述的一种掠地巡航靶标定高方法，其特征在于：该掠地巡航靶标定高方法应用于基于惯性导航的弹道或基于无导航偏差的弹道。
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