一種基于過重力補償的雙角度約束制導律研究

李錦，張銳

(北京電子工程總體研究所，北京 100854)

一種基于過重力補償的雙角度約束制導律研究

李錦，張銳

(北京電子工程總體研究所，北京 100854)

為保證被動尋的導彈在較低的平飛彈道情況下實現對坦克目標的最佳毀傷效果，設計了一種提升末端落角的修正比例導引制導律。在傳統比例導引的基礎上加入過重力補償的修正項，同時考慮導引頭框架角的約束，實現對導引頭框架角約束下的大角度攻擊。仿真表明，該導引律能在滿足導引頭框架角約束的條件下以大落角命中坦克目標。

反坦克導彈；大落角；導引頭框架角；修正比例導引；平飛彈道；重力補償

0 引言

在做反坦克導彈精確打擊設計時，不僅要滿足導彈直接命中目標，為獲得理想毀傷效果，還要考慮以較大的入射角攻擊坦克目標[1-2]。尋的導彈在較低的平飛彈道情況下，由于末制導時間較短、彈速較低，要實現在較低彈道、較短時間及導引頭框架角約束的情況下導彈姿態的大角度調轉，設計難度更大[3-4]。國內外學者針對角度約束的制導律開展了很多研究[5-13]，但針對反坦克導彈平飛彈道的大角度攻擊研究較少。本文在傳統比例導引的基礎上加入過重力補償項[14]，同時考慮導引頭框架角的約束(15°以內)，實現對導引頭框架角約束下的大角度攻擊。仿真表明，該導引律能以期望落角命中坦克目標，并且滿足導引頭框架角要求。

1 彈目運動模型

假定導彈和目標處于同一鉛垂面內，圖1為導彈攔截目標示意圖，定義圖中角度逆時針方向為正，如圖中所示的情況下，彈目視線角q和導彈彈道傾角θ為負值，目標彈道傾角θT為正值[15]。

圖1 彈目相對運動關系Fig.1 Relation motion geometry of missile and target

由圖1可得導彈與目標之間的相對運動方程

(1)

(2)

2 帶末端落角約束的制導律

仿真結果如圖2所示，在末制導階段導引頭的框架角都在15°以內，滿足導引頭框架角在15°以內的要求，但是遭遇時入射角僅為-5.42°，不滿足攻擊坦克目標大落角的要求。

由于經典比例導引不滿足對導彈在遭遇時的落角要求，需在經典比例導引律的基礎上加入修正項。考慮采用過重力補償增大落角。

圖2 入射角及導引頭框架角曲線Fig.2 Impact angle and seeker gimbals angle

圖3 具有過重力補償的比例導引結構框圖Fig.3 Proportional navigation guidance law loop with over-gravity compensation

當c=1時，是正常的重力補償，若c>1時則為過重力補償。同樣以平飛高度240 m，導彈速度250 m/s，打擊地面坦克目標的平飛彈道為仿真條件，采用加入過重力補償的修正比例導引作為導引律進行仿真，仿真結果如圖4所示。

圖4 加入過重力補償入射角及導引頭框架角曲線Fig.4 Impact angle and seeker gimbals angle with over-gravity compensation

加入過重力補償后，導彈的入射角為-49.5°，相比采用經典比例導引的入射角提升了近44°，滿足了反坦克導彈大角度入射的要求。但是，末制導階段導引頭的框架角最大卻達到了26.7°，不滿足導引頭框架角15°的約束。

3 導引頭框架角約束修正

導引頭框架角是彈體縱軸與導引頭視線的夾角。導引頭框架角φ可由式(3)表示為

(3)

式中：ψD，qε分別為彈道偏角及方位方向視線角。

假設導引頭的框架角的范圍為λ，那么若要使導引頭在末制導階段正常工作，則必須保證

φ≤λ.

(4)

采用過重力補償項雖然增大了導彈的落角，但是卻超出了導引頭框架角的范圍，會造成導引頭鎖死，并不能在實際工程中應用。因此，要在末段比例導引中加入導引頭框架角約束的修正項。由于在導彈飛行過程中φ是實時變化的，當其接近框架角最大范圍時就要提前對其修正，修正項表達式如式(5)所示：

(5)

式中：ρ為修正的閾值；K2為修正項增益；K2越大對框架角修正的能力越強。

以平飛高度240 m，導彈速度250 m/s，打擊地面坦克目標的平飛彈道為仿真條件，采用加入過重力補償及導引頭框架角約束的修正比例導引作為導引律進行仿真，仿真結果如圖5所示。

圖5 加入導引頭框架角約束項后入射角及導引頭框架角曲線Fig.5 Impact angle and seeker gimbals angle with over-gravity compensation and seeker gimbals angle constraints

由圖5可以看出，在過重力補償基礎上加入導引頭框架角的約束項之后，導彈入射角為-39.5°，導引頭框架角修正項的引入減小了導彈的入射角，但相比采用經典比例導引的入射角提升了近34°，仍滿足反導彈大角度入射的要求。同時，末制導階段導引頭的框架角始終控制在15°以內，使目標始終處于導引頭視場之內，滿足實際工程應用需求。

4 結束語

本文針對被動尋的導彈在較低平飛彈道情況下實現對坦克目標的大角度攻擊問題，設計了可應用于工程實際的末端大角度約束的修正比例導引制導律。在經典比例導引的基礎上加入過重力補償修正項增大落角，同時引入導引頭框架角約束的修正項，實現對導引頭框架角約束下的大角度攻擊。仿真表明，該導引律能以大落角命中坦克目標，并且滿足導引頭框架角要求，具有較好的工程應用前景。

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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 基金項目：有 作者簡介：李錦(1989-)，女，河南開封人。助工，碩士，主要研究方向為導航、制導與控制。

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

TJ765.1

A

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

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