基于控制刚度分析的制导指令分析方法技术

本发明专利技术公开了基于控制刚度分析的制导指令分析方法，涉及飞行器控制领域，包括

【技术实现步骤摘要】
基于控制刚度分析的制导指令分析方法


[0001]本专利技术涉及飞行器控制领域，尤其涉及一种基于控制刚度分析的制导指令分析方法
。

技术介绍

[0002]导弹在制导过程中，其侧向位置控制主要实现的导弹侧向转弯机动，常采用的转弯控制技术包括侧滑转弯
(STT)
和倾斜转弯
(BTT)。BTT
制导的特点是利用滚转通道快速将导弹最大升力面转到制导律所要求的机动方向上，俯仰通道控制导弹产生制导律所需的机动过载，而偏航通道用于协调俯仰和滚转通道的耦合运动，使侧滑角控制在较小范围内
。
采用
BTT
制导的导弹在气动效率
、
机动性
、
射程等方面明显优于采用
STT
制导的导弹，根据导弹的气动设计
、
总体外形
、
导引头及动力装置等特点，
BTT
制导分为
BTT
‑
45
°
、BTT
‑
90
°
及
BTT
‑
180
°
三种类型，其中
BTT
‑
90
°
和
BTT
‑
180
°
一般用于面对称布局的导弹
。
采用
BTT
‑
90
°
和
BTT
‑
180
°
>制导的导弹的主要区别在于导弹是否可以产生负向升力，此外，导引头对导弹的滚转角也有一定的限制要求，如图像导引头的跟踪算法
、
框架式导引头的偏转范围等
。
[0003]BTT
‑
90
°
生成的制导指令包括弹体系内的俯仰通道过载指令和滚转角指令
。
根据弹目视线角速率计算导弹在非滚转弹体系内的法向和侧向的需求过载，二者的总过载即为弹体系俯仰通道过载指令，常规的滚转角指令计算为侧向与法向需求过载之比的反正切
。
而弹道收敛时，侧向过载需求受噪声的影响，其在零附近振荡，当法向过载需求相比侧向过载需求更小或者法向过载在零附近振荡时，容易引起滚转角的大幅振荡，通过角度或角速率的限幅却导致了导弹最大升力面不能准确地指向目标的方位，导致精度难以保证
。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的就在于为了解决上述问题设计了一种基于控制刚度分析的制导指令分析方法
。
[0005]本专利技术通过以下技术方案来实现上述目的：
[0006]基于控制刚度分析的制导指令分析方法，包括：
[0007]S1、
获取引导头信号
、
滤波器的输入信号
、
滤波器的输出信号
、
自驾仪的单位阶跃前后的时间；
[0008]S2、
根据引导头信号
、
滤波器的输入信号
、
滤波器的输出信号
、
自驾仪的单位阶跃前后的时间分析导弹动力学系统等效时间常数；
[0009]S3、
根据导引信息及当前滚转角，计算非滚转弹体系法向需求过载
n
yc
和侧向需求过载
n
zc
；
[0010]S4、
设导弹进入制导后的飞行时间为
T
，根据飞行时间
T
和导弹动力学系统等效时间常数分析制导过程中的俯仰通道法向过载指令；
[0011]S5、
根据非滚转弹体系法向需求过载
、
侧向需求过载和导弹动力学系统等效时间常数分析导弹滚转角指令
。
[0012]本专利技术的有益效果在于：控制刚度是总制导时间与导弹动力学系统等效时间常数之比，保证必要的控制刚度是保证导弹命中精度的前提；导弹动力学系统等效时间主要由导引头时间常数
、
导引信号滤波时间常数及自驾仪时间常数构成
。
当制导时间大于设定倍数的导弹动力学系统等效时间时，弹道基本收敛，可通过侧向需求过载的符号对滚转角指令进行微调，达到降低滚转角指令振荡的效果，提升制导指令的品质
。
附图说明
[0013]图1是基于控制刚度的
BTT
‑
90
°
制导指令计算流程框图；
[0014]图2是基于控制刚度的
BTT
‑
90
°
制导指令计算原理图
。
具体实施方式
[0015]为使本专利技术实施例的目的
、
技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚
、
完整地描述
。
显然，所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例
。
通常在此处附图中描述和示出的本专利技术实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计
。
[0016]因此，以下对在附图中提供的本专利技术的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本专利技术的范围，而是仅仅表示本专利技术的选定实施例
。
基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围
。
[0017]应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释
。
[0018]在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“左”、“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该专利技术产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备或元件必须具有特定的方位
、
以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术的限制
。
[0019]此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性
。
[0020]在本专利技术的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，“设置”、“连接”等术语应做广义理解，例如，“连接”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接，可以是两个元件内部的连通
。
对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本专利技术中的具体含义
。
[0021]下面结合附图，对本专利技术的具体实施方式进行详细说明
。
[0022]如图1所示，基于控制刚度分析的制导指令分析方法，包括：
[0023]S1、
...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
基于控制刚度分析的制导指令分析方法，其特征在于，包括：
S1、
获取引导头信号
、
滤波器的输入信号
、
滤波器的输出信号
、
自驾仪的单位阶跃前后的时间；
S2、
根据引导头信号
、
滤波器的输入信号
、
滤波器的输出信号
、
自驾仪的单位阶跃前后的时间分析导弹动力学系统等效时间常数；
S3、
根据导引信息及当前滚转角，计算非滚转弹体系法向需求过载
n
yc
和侧向需求过载
n
zc
；
S4、
设导弹进入制导后的飞行时间为
T
，根据飞行时间
T
和导弹动力学系统等效时间常数分析制导过程中的俯仰通道法向过载指令；
S5、
根据非滚转弹体系法向需求过载
、
侧向需求过载和导弹动力学系统等效时间常数分析导弹滚转角指令
。2.
根据权利要求1所述的基于控制刚度分析的制导指令分析方法，其特征在于，在
S2
中包括：
S21、
根据引导头信号输出响应数学模型分析导引头时间常数，根据滤波器的输入信号和滤波器的输出信号分析导引信号滤波时间常数，根据自驾仪的单位阶跃前后的时间分析自驾仪等效时间常数；
S22、
根据导引头时间常数
、
导引信号滤波时间常数和自驾仪等效时间常数分析导弹动力学系统等效时间常数
。3.
根据权利要求2所述的基于控制刚度分析的制导指令分析方法，其特征在于：导引头时间常数：根据导引头信号输出响应数学模型，按单位阶跃响应最大值的
63.2
％对应的时间作为导引头时间常数
T
s
；导引信号滤波时间常数：在滤波器的输入端输入正弦扫频信号，并在输出端记录不同频率下的输出信号，计算幅值下降至输入幅值的
0.71
倍对应的正弦角频率
ω
b
，则导引信号滤波时间常数
T
f
表示为：自驾仪等效时间常数：根据自驾仪的单位阶跃响应，记录从零上升至
63.2
％对应的时间，分别记为
T
n
和
T
γ
，则自驾仪等效时间常数
T
c
表示为
T
c
＝
max{T
n
,T
γ
}
；导弹动力学系统等效时间常数

【专利技术属性】
技术研发人员：谭晓军，冯高鹏，李永泽，梁熙，钱立新，卢永刚，
申请(专利权)人：中国工程物理研究院总体工程研究所，
类型：发明
国别省市：