[发明专利]一种基于导航与导引头框架角信息的剩余飞行时间解算方法

说明书

一种基于导航与导引头框架角信息的剩余飞行时间解算方法，在导弹长时间纯惯导飞行带来较大位置误差情况下，采用短时间间隔内的导航信息与导引头框架角信息进行高精度弹道剩余飞行时间解算。本发明首先利用相邻时间间隔内的导航信息与框架角信息得到末制导相对高度基准H₁；然后根据导引头延时与噪声情况进行导航信息延时补偿；最后设计剩余飞行时间解算时序，并进行剩余飞行时间解算。

技术领域

本发明涉及一种弹道剩余飞行时间解算方法，特别是针对采用导航纯惯导飞行的导弹。

背景技术

目前，可实现落角约束的制导律主要分为变增益比例导引律、圆轨迹导引律，最优导引律及滑模导引律等。变增益比例导引律通过在特定弹道点进行比例系数切换，以满足落点与落角要求，变增益比例导引律可以规避剩余飞行时间估计的问题，但弹道存在外部干扰及过载限幅的情况下，无法实现期望落角；圆轨迹导引律通过设计圆弧轨迹保证落角要求，同样无需使用剩余飞行时间，但弹道末端过载大，且无法实现动目标打击要求；基于最优控制与滑模控制理论的落角约束制导律目前应用较广，弹道抗干扰能力强，可实现末端过载归零，但需使用剩余飞行时间，剩余飞行时间的估计一直是一个难题。剩余飞行时间常用的估计方法是采用弹目距离与合速度做比值。当导弹采用纯惯导飞行时，导弹位置误差随时间积累，同时考虑目标定位偏差，弹目距离解算存在较大误差，这样末制导过程中剩余飞行时间解算存在较大误差，影响落点精度与落角约束能力。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足之处，提供适用于导弹长时间纯惯导飞行情况下的剩余飞行时间解算方法，该方法使用短时间间隔内的导航信息与导引头信息，避免了导航位置误差随时间的积累。

本发明的技术方案是：一种基于导航与导引头框架角信息的剩余飞行时间解算方法，包括下列步骤：

(1)利用相邻时间间隔内的导航信息与框架角信息得到末制导相对高度基准；

(2)根据导引头延时与噪声情况进行导航信息延时补偿；

(3)设计剩余飞行时间解算时序，并进行剩余飞行时间解算。

所述步骤(1)中目标近似匀速直线运动。

所述步骤(1)中得到末制导相对高度基准H₁的具体过程为：

11)建立发射系；

12)选取末制导弹道上具有相同时间间隔的三个弹道点；

13)利用导引头框架角信息与导航姿态信息得到三个弹道点处的发射系下视线角；

14)基于目标近似匀速直线运动的前提条件，利用三个弹道点的导航位置信息及发射系下视线角信息，得到末制导相对高度基准H₁。

所述步骤(2)中需考虑导引头系统延时及滤波器带来的延时。

所述步骤(2)进行导航信息延时补偿的具体过程为：

21)利用转台扫频试验确定导引头框架角输出延时T_seeker；

22)利用转台扫频试验确定惯组输出延时，即导航姿态角输出延时T_IMU；

23)通过选用的导引头滤波器计算得到滤波器延时T_filter；

24)计算得到导航信息延时补偿T_nav；

25)计算得到导航信息延时补偿周期T_nav/T，其中T为仿真积分步长。

所述导航信息延时补偿T_nav＝T_seeker+T_filter-T_IMU