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申请/专利权人：北京理工大学

摘要：本发明公开了一种带攻击角约束的弹道可调末制导律设计方法，所述方法包括如下步骤：步骤1、预定义时间控制；步骤2、设计高超声速飞行器末段制导模型；步骤3、设计带落角约束的弹道可调制导律。本发明设计的制导律能够让高超声速飞行器在命中目标的同时以期望攻击角度攻击目标，从而实现对目标的全方位打击。此外，本发明设计的制导律提供了三个自由度参数，每个参数对弹道轨迹均有一定的调节能力，三个参数配合使用可以实现高超声速飞行器弹道轨迹的大范围可调，从而提高高超声速飞行器轨迹的难以预测性，进而提高突防能力。

主权项：1.一种带攻击角约束的弹道可调末制导律设计方法，其特征在于所述方法包括如下步骤：步骤1、预定义时间控制考虑一个具有不确定扰动的系统： 其中x∈Rn为系统状态变量；d∈Rm为系统的位置干扰量；f:R→Rn是非线性函数；时间t∈[t0,+∞，t0为初始时间；系统初值x0＝x0；R表示实数，上标n与m表示空间维数；针对式1所示系统，如果存在一个径向无界的Lyapunov函数Vx，且满足以下条件：Vx≥0Vx＝0,ifandonlyx＝0 其中0＜α＜1，β＞0，Tc＞0，c为任意常数，系统将在预定义时间Tc内收敛；步骤2、设计高超声速飞行器末段制导模型导弹的二维末制导动力学模型为： 式中，m、θ和v分别为导弹的质量、弹道倾角和速度；x和y是导弹的水平位置和高度；L是导弹的气动升力；D是导弹的受到的气动阻力；g为地球的重力加速度；设伪高度变量τ＝y0-y，将时间域中的时间变量t转换为伪高度变量τ以更好的完成制导任务，公式3所示的时域动力学模型转换为伪高度域动力学模型： 其中，y0为导弹的起始高度，y为导弹在当前时刻的高度；步骤3、设计带落角约束的弹道可调制导律步骤31、设固定目标的位置为xf,yf，导弹初始弹道倾角的范围为-180°≤γ0≤0°，导弹的期望落角为γf，可以在区间[-180°,0°]内任意设定，伪高度变量的终端值为τf＝y0-yf，制导律的目标是当伪高度等于τf时，导弹的水平位置和终端落角均等于期望值；步骤32、由公式5可知，导弹的水平位移x的导数等于负的弹道倾角γ的余切值，为同时满足导弹的约束落角和脱靶量，构造如下两个中间误差变量e1和e2：e1＝x-xf+τ-τfcotθf9 当e1和e2在τ＝τf处等于零时，导弹的水位移x到达目标的水平位置xf，导弹的落角θ等于期望的落角θf；通过公式8和10，可得e2关于伪高度变量τ的一阶导数为： 如此就得到了系统模型： 步骤33、定义如下滑模面： 其中n＞1、τf为末端期望伪高度；步骤34、针对式12所示的系统与式13所示的滑模面，如果控制量ay满足下式： 其中0＜a＜1，n＞1，β＞0，τf＞0为终端收敛伪高度，τs＞0为趋近律的预设定收敛伪高度，那么飞行器将在命中目标的同时满足终端攻击角度约束，此外，通过调整τc、τs、a三个参数可以大范围的调整弹道轨迹，进而提高飞行器的灵活性与反拦截能力。

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