一种基于过重力补偿的双角度约束制导律研究

李锦，张锐

(北京电子工程总体研究所，北京 100854)

一种基于过重力补偿的双角度约束制导律研究

李锦，张锐

(北京电子工程总体研究所，北京 100854)

为保证被动寻的导弹在较低的平飞弹道情况下实现对坦克目标的最佳毁伤效果，设计了一种提升末端落角的修正比例导引制导律。在传统比例导引的基础上加入过重力补偿的修正项，同时考虑导引头框架角的约束，实现对导引头框架角约束下的大角度攻击。仿真表明，该导引律能在满足导引头框架角约束的条件下以大落角命中坦克目标。

反坦克导弹；大落角；导引头框架角；修正比例导引；平飞弹道；重力补偿

0 引言

在做反坦克导弹精确打击设计时，不仅要满足导弹直接命中目标，为获得理想毁伤效果，还要考虑以较大的入射角攻击坦克目标[1-2]。寻的导弹在较低的平飞弹道情况下，由于末制导时间较短、弹速较低，要实现在较低弹道、较短时间及导引头框架角约束的情况下导弹姿态的大角度调转，设计难度更大[3-4]。国内外学者针对角度约束的制导律开展了很多研究[5-13]，但针对反坦克导弹平飞弹道的大角度攻击研究较少。本文在传统比例导引的基础上加入过重力补偿项[14]，同时考虑导引头框架角的约束(15°以内)，实现对导引头框架角约束下的大角度攻击。仿真表明，该导引律能以期望落角命中坦克目标，并且满足导引头框架角要求。

1 弹目运动模型

假定导弹和目标处于同一铅垂面内，图1为导弹拦截目标示意图，定义图中角度逆时针方向为正，如图中所示的情况下，弹目视线角q和导弹弹道倾角θ为负值，目标弹道倾角θT为正值[15]。

图1 弹目相对运动关系Fig.1 Relation motion geometry of missile and target

由图1可得导弹与目标之间的相对运动方程

(1)

(2)

2 带末端落角约束的制导律

仿真结果如图2所示，在末制导阶段导引头的框架角都在15°以内，满足导引头框架角在15°以内的要求，但是遭遇时入射角仅为-5.42°，不满足攻击坦克目标大落角的要求。

由于经典比例导引不满足对导弹在遭遇时的落角要求，需在经典比例导引律的基础上加入修正项。考虑采用过重力补偿增大落角。

图2 入射角及导引头框架角曲线Fig.2 Impact angle and seeker gimbals angle

图3 具有过重力补偿的比例导引结构框图Fig.3 Proportional navigation guidance law loop with over-gravity compensation

当c=1时，是正常的重力补偿，若c>1时则为过重力补偿。同样以平飞高度240 m，导弹速度250 m/s，打击地面坦克目标的平飞弹道为仿真条件，采用加入过重力补偿的修正比例导引作为导引律进行仿真，仿真结果如图4所示。

图4 加入过重力补偿入射角及导引头框架角曲线Fig.4 Impact angle and seeker gimbals angle with over-gravity compensation

加入过重力补偿后，导弹的入射角为-49.5°，相比采用经典比例导引的入射角提升了近44°，满足了反坦克导弹大角度入射的要求。但是，末制导阶段导引头的框架角最大却达到了26.7°，不满足导引头框架角15°的约束。

3 导引头框架角约束修正

导引头框架角是弹体纵轴与导引头视线的夹角。导引头框架角φ可由式(3)表示为

(3)

式中：ψD，qε分别为弹道偏角及方位方向视线角。

假设导引头的框架角的范围为λ，那么若要使导引头在末制导阶段正常工作，则必须保证

φ≤λ.

(4)

采用过重力补偿项虽然增大了导弹的落角，但是却超出了导引头框架角的范围，会造成导引头锁死，并不能在实际工程中应用。因此，要在末段比例导引中加入导引头框架角约束的修正项。由于在导弹飞行过程中φ是实时变化的，当其接近框架角最大范围时就要提前对其修正，修正项表达式如式(5)所示：

(5)

式中：ρ为修正的阈值；K2为修正项增益；K2越大对框架角修正的能力越强。

以平飞高度240 m，导弹速度250 m/s，打击地面坦克目标的平飞弹道为仿真条件，采用加入过重力补偿及导引头框架角约束的修正比例导引作为导引律进行仿真，仿真结果如图5所示。

图5 加入导引头框架角约束项后入射角及导引头框架角曲线Fig.5 Impact angle and seeker gimbals angle with over-gravity compensation and seeker gimbals angle constraints

由图5可以看出，在过重力补偿基础上加入导引头框架角的约束项之后，导弹入射角为-39.5°，导引头框架角修正项的引入减小了导弹的入射角，但相比采用经典比例导引的入射角提升了近34°，仍满足反导弹大角度入射的要求。同时，末制导阶段导引头的框架角始终控制在15°以内，使目标始终处于导引头视场之内，满足实际工程应用需求。

4 结束语

本文针对被动寻的导弹在较低平飞弹道情况下实现对坦克目标的大角度攻击问题，设计了可应用于工程实际的末端大角度约束的修正比例导引制导律。在经典比例导引的基础上加入过重力补偿修正项增大落角，同时引入导引头框架角约束的修正项，实现对导引头框架角约束下的大角度攻击。仿真表明，该导引律能以大落角命中坦克目标，并且满足导引头框架角要求，具有较好的工程应用前景。

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Terminal Impact Angle and Seeker Gimbals Angle Control Based on ProportionalNavigation Guidance Law with Over-Gravity Compensation

LI Jin， ZHANG Rui

(Beijing Institute of Electronic System Engineering, Beijing 100854, China)

In order to improve passive homing missile impact angle to meet large impact angle constraint under the condition of low flat flight trajectory, a method of modified proportional navigation to is designed. Over-gravity compensation is added to proportional navigation, and the seeker gimbals angle control term is also added. The simulation indicates that the modified proportional navigation guidance law can meet the demand of large impact angle and seeker gimbals angle constraint.

antitank missile; large impact angle; seeker gimbals angle; modified proportional guidance law; flat flight trajectory; over-gravity compensation

2016-07-15；

2016-10-25 基金项目：有 作者简介：李锦(1989-)，女，河南开封人。助工，硕士，主要研究方向为导航、制导与控制。

10.3969/j.issn.1009-086x.2017.01.004

TJ765.1

A

1009-086X(2017)-01-0018-04

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