一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法技术

一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法，减小大落地倾角对侧向导引指令的影响，合理分配与规划侧向导引指令，避免末段导引量较大，有效提高了打击精度。本方法解决了飞行器在大落地倾角条件下的侧向导引指令计算的问题，满足了大落地倾角条件下，侧向导引精度等方面需求。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种导引方法，特别是一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法，属于飞行器制导控制领域。
技术介绍
无控、简控飞行器在实际飞行过程中由于受到各项偏差以及各种飞行干扰的影响，而其本身抗干扰和偏差的能力较弱，因此飞行器的射程和精度均受到相应限制。全程制导技术的应用成为当前飞行器的一个新的发展方向。从系统性能指标要求的角度出发，还需要对飞行器的最终落地姿态有不同的要求，一般来讲落地时弹道倾角越接近于垂直越有利于飞行任务的实现。在纵向平面内满足大倾角的条件下，侧向运动不可避免的受到一定影响，因此设计简单有效地的侧向制导工程方法是全程制导飞行器的一项关键技术。并且为了保证纵向的机动能力与倾角要求，在飞行末端侧向的控制能力一般都存在较大限制，因此需要沿弹道合理分配侧向制导的需用过载，协调与纵向指令的关系，避免同时出现较大需用过载的情况。2006年西北工业大学出版社出版的，由刘兴堂编著的《导弹制导控制系统分析、设计与仿真分析》一书的318页给出了典型比例导引规律产生的指令加速度如公式(1)所示。aM=-ky·q·y·v---(1)]]>其中，aM为指令加速度，ky为制导参数，为视线角速率，v为火箭弹的速度。将加速度指令写成导引指令的形式，如公式(2)所示。Nz=-ky*q·y*v/G0---(2)]]>其中，Nz为侧向导引指令，G0为重力加速度。采用该导引方法，在起始段的导引指令小，导致机动速度慢，容易引起后段制导过程中，残留较大的导引量，影响打击精度。并且在纵向大倾角的条件下视线角速率的工程计算方法也需要进行研究与设计，以保证侧向制导精度的同时，不影响纵向的制导效果。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法，在有限的控制能力条件下合理分配与规划导引指令，避免末段导引量较大，有效提高了打击精度。本专利技术的技术解决方案是：一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法，步骤如下：(1)在飞行器飞行时间T小于侧向制导时间tgc时,侧向导引指令为零；(2)当飞行器飞行时间T>tgc时，计算侧向视线角速率和纵向视线角qy，当tgc<T<tgb时进入步骤(3)，当T>tgb时进入步骤(5)，其中tgb为比例导引时间，且tgb>tgc；(3)利用公式计算预先导引指令PreNz，其中dist为弹目距离，G0为重力加速度，pre_const为预先设定的常值，根据实际弹道情况确定，进入步骤(4)；(4)利用公式计算实际的侧向导引指令Nz，其中kz1为导引参数，一般取2～4，vv为飞行速度，kNz_t为预先导引指令与比例导引的过渡参数，当视线角速率由正值变为负值或由负值变为正值时，kNz_t由1.0逐渐过渡为0.0；(5)利用公式计算侧向导引指令Nz，其中kz2为导引参数，一般取2～4，完成大落地倾角条件下应用的侧向导引指令计算。所述步骤(2)中计算侧向视线角速率的公式如下：q·z=-(zr·vxr-xr·vzr)/(xr2+zr2)(xr2+zr2)>λ-(zr·vxr-xr·vzr)/λ2(xr2+zr2)≤λ]]>计算纵向视线角qy的公式如下：qy=sin-1(yr/xr2+yr2+zr2)(xr2+yr2+zr2)>λsin-1(yr/λ)(xr2+yr2+zr2)≤λ]]>其中xr、yr与zr为弹目相对距离，vxr、vyr与vzr为弹目相对速度，λ为根据弹道特性设置的阈值变量。对侧向导引指令Nz进行滤波、限幅以及平滑处理，完成侧向导引控制。本专利技术与现有技术相比的有益效果是：(1)本专利技术在有限的控制能力条件下通过合理分配规划侧向导引指令，根据弹目位置等关系预先机动导引，与纵向导引指令较大情况错开时间，保证飞行器末段纵向机动能力，在飞行器纵向大倾角的飞行状态下，有效提高了侧向制导精度，满足系统对飞行器的性能指标要求。(2)本专利技术侧向导引方法的制导形式采用基于比例导引的侧向自适应制导方法，在工程实现时考虑实际能力与物理过程，增加限幅、滤波和平滑等处理方法，方便控制回路的实现，保证了控制品质和制导精度。(3)本专利技术在计算视线角速率时，主要通过弹目相对位置关系与弹目相对速度关系得到，确保准确的同时保证了简单直观，易于工程应用。附图说明图1为本专利技术方法流程图；图2为侧向导引指令对比曲线；图3中(a)为侧向位置对比曲线，(b)为(a)的飞行末端的局部放大图像；图4为弹道倾角对比曲线。具体实施方式下面结合附图对本专利技术的具体实施方式进行进一步的详细描述。如图1所示，本专利技术提出一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法，具体内容如下：在飞行器飞行时间T小于侧向制导时间tgc时,侧向导引指令为零。当T>tgc时，按公式1形式计算侧向视线角速率。q·z=-(zr·vxr-xr·vzr)/(xr2+zr2)(xr2+zr2)>λ-(zr·vxr-xr·vzr)/λ2(xr2+zr2)≤λ---(1)]]>其中xr、yr与zr为弹目相对距离，vxr、vyr与vzr为弹目相对速度，λ为根据弹道特性设置的阈值变量，意义在于当飞行器与目标点距离较近时，对时间角速率进行限幅计算，防止其变得过大。按公式2形式计算纵向视线角。qy=sin-1(yr/xr2+yr2+zr2)(xr2+yr2+zr2)>λsin-1(yr/λ)(xr2+yr2+zr2)≤λ---(2)]]>公式中各变量定义与前一致。当T<tgb(tgb为比例导引时间)时，首先按公式3形式计算预先导引指令PreNz，具体形式如下：PreNz=-dist×q·z/G0/pre_const---(3)]]>其中dist为弹目距离，为侧向视线角速率，G0为重力加速度，pre_const为预先设定的常值，可根据实际弹道情况进行确定，此参量主要影响PreNz的持续时间。之后按公式4计算实际的侧向导引指令Nz，形式如下：Nz=-kz1*q·z*vv/G0*(1.0-kNz_t)*cos(qy)+PreNz*kNz_t---(4)]]>其中kz1为导引参数，一般取2-4，为侧向视线角速率，vv为飞行速度，G0为重力加速度，qy为纵向视线角速率，PreNz为预先导引指令，kNz_t为预先导引指令与比例导引的过渡参数，当视线角速率由正值变为负值或由负值变为正值时，即认为视线角速率较小且近似为零，此时刻开始kNz_t由1.0逐渐过渡为0.0，具体过渡时间由实际弹道特性与仿真结果确定。当T>tgb时，按公式5形式计算Nz。Nz=-Kz2&Cente本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法，其特征在于步骤如下：(1)在飞行器飞行时间T小于侧向制导时间tgc时,侧向导引指令为零；(2)当飞行器飞行时间T>tgc时，计算侧向视线角速率和纵向视线角qy，当tgc<T<tgb时进入步骤(3)，当T>tgb时进入步骤(5)，其中tgb为比例导引时间，且tgb>tgc；(3)利用公式计算预先导引指令PreNz，其中dist为弹目距离，G0为重力加速度，pre_const为预先设定的常值，根据实际弹道情况确定，进入步骤(4)；(4)利用公式计算实际的侧向导引指令Nz，其中kz1为导引参数，一般取2～4，vv为飞行速度，kNz_t为预先导引指令与比例导引的过渡参数，当视线角速率由正值变为负值或由负值变为正值时，kNz_t由1.0逐渐过渡为0.0；(5)利用公式计算侧向导引指令Nz，其中kz2为导引参数，一般取2～4，完成大落地倾角条件下应用的侧向导引指令计算。

【技术特征摘要】
1.一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法，其特征在于步骤如下：(1)在飞行器飞行时间T小于侧向制导时间tgc时,侧向导引指令为零；(2)当飞行器飞行时间T>tgc时，计算侧向视线角速率和纵向视线角qy，当tgc<T<tgb时进入步骤(3)，当T>tgb时进入步骤(5)，其中tgb为比例导引时间，且tgb>tgc；(3)利用公式计算预先导引指令PreNz，其中dist为弹目距离，G0为重力加速度，pre_const为预先设定的常值，根据实际弹道情况确定，进入步骤(4)；(4)利用公式计算实际的侧向导引指令Nz，其中kz1为导引参数，一般取2～4，vv为飞行速度，kNz_t为预先导引指令与比例导引的过渡参数，当视线角速率由正值变为负值或由负值变为正值时，kNz_t由1.0逐渐过渡为0.0；(5)利用公式计算侧向导引指令Nz，其中kz2为导引参数，一般取2～4，完成大落地倾角条件下应用的侧向导引指令计算。2.根据权利要求1所述的一种...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙月光，方海红，方岳，宋蔚阳，鞠晓燕，吴学森，金建峰，田源，赵春明，黄朝东，秦雪，王君，李涛，苏淼，欧珺，
申请(专利权)人：北京航天长征飞行器研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11