本發(fā)明涉及一種導(dǎo)引方法，特別是一種帶傾角約束的火箭彈縱向?qū)б椒ǎ瑢儆陲w行器制導(dǎo)控制領(lǐng)域。

背景技術(shù)：
無(wú)控、簡(jiǎn)控火箭彈由于受到主動(dòng)段發(fā)動(dòng)機(jī)偏差以及各種飛行干擾的影響，而其本身抗干擾和偏差的能力較弱，因此火箭彈的射程和打擊精度均受到相應(yīng)限制。全程制導(dǎo)火箭彈的研制成為當(dāng)前火箭彈的一個(gè)新的發(fā)展方向。全程制導(dǎo)火箭彈為保證機(jī)動(dòng)能力，可采用主發(fā)動(dòng)機(jī)助推，將安裝在彈頭尾部的叉式空氣舵作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，通過(guò)設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制規(guī)律實(shí)現(xiàn)彈體穩(wěn)定及大范圍機(jī)動(dòng)。從武器系統(tǒng)戰(zhàn)術(shù)要求的角度出發(fā)，還需要火箭彈裝配不同的戰(zhàn)斗部，可打擊敵戰(zhàn)役、戰(zhàn)術(shù)縱深內(nèi)的各種重要點(diǎn)目標(biāo)，壓制各類集群目標(biāo)和面目標(biāo)，而不同戰(zhàn)斗部對(duì)火箭彈的落地傾角可能會(huì)有不同的要求。因此，為實(shí)現(xiàn)射程覆蓋范圍、機(jī)動(dòng)能力及精度的提高，以及滿足對(duì)速度傾角的控制需求，全程制導(dǎo)火箭彈的制導(dǎo)規(guī)律設(shè)計(jì)成為一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。2006年西北工業(yè)大學(xué)出版社出版的，由劉興堂編著的《導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)分析、設(shè)計(jì)與仿真分析》一書的318頁(yè)給出了典型比例導(dǎo)引規(guī)律產(chǎn)生的指令加速度如下：其中，aM為指令加速度，ky為導(dǎo)航比，為火箭彈速度方向轉(zhuǎn)動(dòng)角速度在視線坐標(biāo)系y向上的投影，v為火箭彈的速度。將加速度指令寫成過(guò)載指令的形式，如公式：其中，Nyc為側(cè)向指令過(guò)載，G0為引力加速度。在現(xiàn)有型號(hào)研制過(guò)程中，經(jīng)典形式的比例導(dǎo)引、改進(jìn)比例導(dǎo)引、帶落地傾角約束的比例導(dǎo)引等制導(dǎo)方法均有應(yīng)用，但經(jīng)典形式與改進(jìn)后的比例導(dǎo)引均存在起始段制導(dǎo)指令小，機(jī)動(dòng)速度慢，末端制導(dǎo)指令出現(xiàn)較大抖動(dòng)等不利于工程實(shí)現(xiàn)等問(wèn)題，并且不能夠滿足落地傾角的控制要求。帶落地傾角約束的比例導(dǎo)引方法在飛行末端修正速度傾角會(huì)占用很大一部分可用過(guò)載，導(dǎo)致打擊精度大大降低。因此針對(duì)武器系統(tǒng)提出的落地傾角約束與打擊精度要求等指標(biāo)，現(xiàn)有制導(dǎo)形式并不能夠完全適應(yīng)需求。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
本發(fā)明的技術(shù)解決問(wèn)題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種帶傾角約束的火箭彈縱向?qū)б椒ǎ瑢?duì)重力項(xiàng)及阻力項(xiàng)進(jìn)行了補(bǔ)償，補(bǔ)償項(xiàng)的系數(shù)隨彈道特性變化，更好地提高了導(dǎo)引規(guī)律對(duì)不同彈道的適應(yīng)性；附加的變系數(shù)速度傾角約束項(xiàng)，在遠(yuǎn)距離時(shí)充分利用彈道下降過(guò)程中自身速度方向變化的固有規(guī)律，主要進(jìn)行比例導(dǎo)引，在近距離時(shí)進(jìn)行末端速度傾角控制，有效降低了傾角約束項(xiàng)的過(guò)載需求，實(shí)施對(duì)末段速度傾角控制的同時(shí)，減小約束項(xiàng)對(duì)機(jī)動(dòng)能力的影響。該制導(dǎo)律還能夠根據(jù)彈種不同自適應(yīng)的選取速度傾角期望值和導(dǎo)引參數(shù)，以滿足不同戰(zhàn)斗部對(duì)落地速度傾角的不同要求。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種帶傾角約束的火箭彈縱向?qū)б椒?，步驟如下：(1)判斷火箭彈是否進(jìn)入降弧飛行階段，即飛行時(shí)間t是否大于等于比例導(dǎo)引開(kāi)始時(shí)間tgb，若t≥tgb，則進(jìn)入步驟(2)，否則，令平滑處理系數(shù)Kguid＝0，進(jìn)入步驟(5)；(2)利用火箭彈速度、位置、姿態(tài)運(yùn)動(dòng)信息與目標(biāo)點(diǎn)位置信息，計(jì)算制導(dǎo)指令；具體由公式：給出，式中，ky、k1、k2、kld、k4為導(dǎo)引系數(shù)；x,y,z為彈頭在發(fā)射系的坐標(biāo)分量；G0為重力加速度常數(shù)；nx1為加速度計(jì)敏感到的軸向過(guò)載；θf(wàn)為期望的速度傾角；vv為火箭彈合速度；pi為圓周率π；qy為視線高低角，具體由公式：給出；xr、yr、zr是火箭彈與目標(biāo)之間的相對(duì)位置，具體由公式：xr＝xt-x,yr＝y(tǒng)t-y,zr＝zt-z；給出，其中，xt,yt,zt為目標(biāo)在發(fā)射系的坐標(biāo)分量，發(fā)射系的坐標(biāo)原點(diǎn)與發(fā)射點(diǎn)O固連，X軸在發(fā)射點(diǎn)水平面內(nèi)，指向發(fā)射瞄準(zhǔn)方向，Y軸垂直于發(fā)射點(diǎn)水平面指向上方，Z軸與XOY平面垂直并構(gòu)成右手直角坐標(biāo)系；為視線高低角轉(zhuǎn)率，具體由公式：給出；vx,vy,vz為彈頭在發(fā)射系的速度分量；tg為預(yù)估剩余飛行時(shí)間，具體由公式：給出；(3)若步驟(2)中xr≥0，則利用公式(2)計(jì)算縱向過(guò)載指令Nyc，否則，利用公式(1)計(jì)算縱向過(guò)載指令Nyc；(4)計(jì)算平滑處理系數(shù)Kguid；具體由公式：Kguid＝(t-tgb)/tgd1給出，其中tgd1為過(guò)渡時(shí)間，取值范圍為：[1，4]；(5)利用步驟(3)中得到的縱向過(guò)載指令Nyc和步驟(4)中得到的平滑處理系數(shù)Kguid計(jì)算最終的縱向過(guò)載指令NNyc，具體由公式：NNyc＝Nyc*Kguid給出。若t<tgb，則輸出NNyc＝0；所述ky為比例導(dǎo)引系數(shù)，ky的取值范圍為：[2，4]。所述k1、k2分別為重力和阻力補(bǔ)償系數(shù)，具體由公式：給出，其中為導(dǎo)航裝置輸出的俯仰角。所述kld為傾角約束項(xiàng)系數(shù)，其中kld是與彈目距離相關(guān)的變參數(shù)，具體由公式：給出，式中kl1為比例系數(shù)，取值范圍為：[2，4]，kl2和dist0均為正值參數(shù)，其中kld是火箭彈與目標(biāo)之間距離的減函數(shù)，且在比例導(dǎo)引開(kāi)始階段，即彈目距離較大時(shí)kld的值為零。所述k4為傾角約束項(xiàng)收零系數(shù)，具體由公式：給出，其中tgd為傾角收零過(guò)渡時(shí)間，tgd的取值范圍為：[1,3]；ts為傾角控制收零時(shí)刻，令ts自適應(yīng)[θf(wàn)1，θf(wàn)2]范圍內(nèi)的期望傾角，則在[θf(wàn)1，θf(wàn)2]范圍內(nèi)，ts關(guān)于θf(wàn)單調(diào)遞增。所述步驟(4)中計(jì)算平滑處理系數(shù)Kguid；具體由公式：Kguid＝(t-tgb)/tgd1給出，其中tgd1為過(guò)渡時(shí)間，取值范圍為：[1，4]；若Kguid<0，則令Kguid＝0；若Kguid>1，則令Kguid＝1。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是：(1)本發(fā)明設(shè)計(jì)的帶傾角約束的變參數(shù)自適應(yīng)比例導(dǎo)引方法，對(duì)重力項(xiàng)及阻力項(xiàng)進(jìn)行了補(bǔ)償，補(bǔ)償項(xiàng)的系數(shù)隨彈道特性變化，更好地提高了導(dǎo)引規(guī)律對(duì)不同彈道的適應(yīng)性；(2)本發(fā)明設(shè)計(jì)的導(dǎo)引方法中附加了速度傾角約束項(xiàng)，約束項(xiàng)系數(shù)隨距離改變，彈目距離較遠(yuǎn)時(shí)主要進(jìn)行比例導(dǎo)引，隨著彈目距離逐漸減小速度傾角控制在需用過(guò)載中占的比重增大，實(shí)施對(duì)末...