一种高超声速导弹转弹收星方法

摘要

本发明提出一种高超声速飞行器旋转收星方法，具体为：(1)飞行器在大气层外平飞时，将弹体姿态调整到再入姿态角，滚动角调整至90°，调姿到位后，保持姿态等待伺服舱分离；(2)再入至45km高度，伺服舱分离后，机动弹头起控，滚动通道标准姿态角为90°，即机动段飞行过程中滚动角保持90°姿态飞行；(3)制导系统将俯仰偏航通道的制导指令及指令跟踪量进行分解，实现偏航与滚转通道转换。本发明通过在中段滚动通道滚转90°飞行、导引方程进行相应优化，将北斗天线转移至背风象限飞行，使飞行器北斗天线处于相对压力阴影区，大幅度改善再入通信环境，可快速实现飞行器收星定位。

主权项

一种高超声速导弹转弹收星方法，包括以下步骤：(1)导弹在大气层外平飞时，将弹体姿态调整到再入姿态角，滚动角调整至90°，调姿到位后，保持姿态等待伺服舱分离；(2)再入至45km高度，伺服舱分离后，机动弹头起控，滚动通道标准姿态角为90°，即机动段飞行过程中滚动角保持90°姿态飞行；(3)制导系统将俯仰偏航通道的制导指令及指令跟踪量进行分解，实现偏航与滚转通道转换，分解公式如下：${\stackrel{·}{\theta }}_{1j}=cos\gamma ·{\stackrel{·}{\theta }}_j-sin\gamma ·{\stackrel{·}{\sigma }}_j$${\stackrel{·}{\sigma }}_{1j}=sin\gamma ·{\stackrel{·}{\theta }}_j+cos\gamma ·{\stackrel{·}{\sigma }}_j$${\stackrel{·}{\theta }}_{1c,j}=cos\gamma ·{\overline{\stackrel{·}{\theta }}}_j-sin\gamma ·{\overline{\stackrel{·}{\sigma }}}_j$${\stackrel{·}{\sigma }}_{1c,j}=\sin \gamma ·{\overline{\stackrel{·}{\theta }}}_j+\cos \gamma ·{\overline{\stackrel{·}{\sigma }}}_j$其中：为分解后得到的法向导引指令，该量作为俯仰通道稳定系统的指令输入值；为分解后得到的横向导引指令，该量作为偏航通道稳定系统的指令输入值,；为分解后得到的法向导引指令跟踪值，该量作为俯仰通道稳定系统的实际跟踪量输入值；为分解后得到的横向导引指令跟踪值，该量作为偏航通道稳定系统的实际跟踪量输入值,；γ为导航计算得到的滚动角；为分解前的实际弹道倾角变化率；为分解前的实际弹道偏角变化率。