專利名稱:攝動制導與迭代制導的快速轉(zhuǎn)換方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種攝動制導與迭代制導的快速轉(zhuǎn)換方法，主要應(yīng)用在運載火箭制導技術(shù)領(lǐng)域：
。
背景技術(shù)
攝動制導和迭代制導都是應(yīng)用于運載火箭的制導方法，作為制導律，都是運行于箭載計算機中，在火箭飛行的過程中根據(jù)飛行狀態(tài)將火箭導引向目標軌道的一種實時算法。其導引功能主要通過程序角和其它輔助信息實現(xiàn)。
迭代制導是在現(xiàn)代最優(yōu)控制原理和計算機應(yīng)用技術(shù)基礎(chǔ)上發(fā)展起來的最優(yōu)制導方法，運載火箭采用迭代制導時一般在飛出大氣層后才開始使用，而在大氣層內(nèi)采用攝動制導，攝動制導是基于標準彈道的，而迭代制導則實時計算最優(yōu)飛行彈道，當兩者輸出的控制指令(程序角)偏差較大時，短時間內(nèi)直接快速切換或線性切換可能導致由攝動制導向迭代制導切換過程中程序角出現(xiàn)跳躍，不利于姿控系統(tǒng)對箭體的穩(wěn)定控制，緩慢的切換又會造成誤差累積。
戰(zhàn)術(shù)導彈控制技術(shù)，2006 No. 3，名稱“新型彈道導彈閉路制導研究”中分析了潛射彈道導彈攝動制導的基本原理及存在的主要缺點，總結(jié)了閉路制導的優(yōu)點，但是沒有介紹攝動制導與迭代制導之間的轉(zhuǎn)換方法。
未檢索到國外關(guān)于這方面技術(shù)的相關(guān)介紹。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)解決問題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種攝動制導與迭代制導的快速轉(zhuǎn)換方法，該方法能夠使制導律切換過程中的姿態(tài)快速、平穩(wěn)過渡。
本發(fā)明的技術(shù)解決方案是攝動制導與迭代制導的快速轉(zhuǎn)換方法，步驟如下
(I)在進入迭代制導后的第一個周期h時刻，根據(jù)地面理論彈道確定攝動制導輸出的程序角虼&),并同時計算迭代制導輸出的程序角
(2)根據(jù)所述的攝動制導輸出的程序角和迭代制導輸出的程序角爐^匕)，計算需要轉(zhuǎn)動的程序角△供和允許轉(zhuǎn)動的最大角加速度a_，并確定轉(zhuǎn)動過程需要的時間At ;所述的需要轉(zhuǎn)動的程序角Ap = ^x (to)-<Pl (t0 )；
(3)根據(jù)步驟⑵的結(jié)果，計算t t+At時間內(nèi)的程序角利用該程序角
化(t)進行控制，實現(xiàn)攝動制導與迭代制導的快速轉(zhuǎn)換；A(t)的計算公式為
權(quán)利要求
1.攝動制導與迭代制導的快速轉(zhuǎn)換方法，其特征在于步驟如下 (1)在進入迭代制導后的第一個周期h時刻，根據(jù)地面理論彈道確定攝動制導輸出的程序角，并同時計算迭代制導輸出的程序角&x(t。)； (2)根據(jù)所述的攝動制導輸出的程序角(t。)和迭代制導輸出的程序角^x(t。)，計算需要轉(zhuǎn)動的程序角A爐和允許轉(zhuǎn)動的最大角加速度a_，并確定轉(zhuǎn)動過程需要的時間At;所述的需要轉(zhuǎn)動的程序角= ^x(t0)-cpl(t0)； 所述的允許轉(zhuǎn)動的最大角加速度a_的計算公式
專利摘要
攝動制導與迭代制導的快速轉(zhuǎn)換方法，步驟如下(1)在進入迭代制導后的第一個周期t0時刻，根據(jù)地面理論彈道確定攝動制導輸出的程序角并同時計算迭代制導輸出的程序角(2)根據(jù)所述的攝動制導輸出的程序角和迭代制導輸出的程序角計算需要轉(zhuǎn)動的程序角和允許轉(zhuǎn)動的最大角加速度amax，并確定轉(zhuǎn)動過程需要的時間Δt；所述的需要轉(zhuǎn)動的程序角(3)根據(jù)步驟(2)的結(jié)果，計算t～t+Δt時間內(nèi)的程序角利用該程序角進行控制，實現(xiàn)攝動制導與迭代制導的快速轉(zhuǎn)換；本發(fā)明克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，能夠使制導律切換過程中的姿態(tài)快速、平穩(wěn)過渡。
文檔編號F42B15/01GKCN101694364 B發(fā)布類型授權(quán) 專利申請?zhí)朇N 200910093741
公開日2012年9月26日 申請日期2009年9月30日
發(fā)明者馮昊, 劉茜筠, 葉松, 呂新廣, 宋征宇, 鞏慶海, 曹潔, 李新明, 李海, 肖利紅 申請人:北京航天自動控制研究所導出引文BiBTeX, EndNote, RefMan專利引用 (2), 非專利引用 (5),