楊泗智，王全忠，尹剛，張博浪

(1. 西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，陜西 西安　710072 ；2. 西北工業(yè)集團(tuán)有限公司，陜西 西安　710043)

?

導(dǎo)彈技術(shù)

基于GPS簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭彈控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究*

楊泗智1,2，王全忠2，尹剛2，張博浪2

(1. 西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，陜西 西安710072 ；2. 西北工業(yè)集團(tuán)有限公司，陜西 西安710043)

摘要：提出了一種基于GPS簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭彈的比例導(dǎo)引加重力補(bǔ)償?shù)目刂品椒?。制?dǎo)火箭彈利用GPS的實(shí)時(shí)測(cè)量的飛行狀態(tài)參數(shù)，并與目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)參數(shù)進(jìn)行對(duì)比，生成彈目視線角(line-of-sight,LOS)的變化率，隨后按照比例導(dǎo)引律進(jìn)行制導(dǎo)控制。并利用簡(jiǎn)易慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行重力補(bǔ)償，可以實(shí)現(xiàn)純比例導(dǎo)引律的功能，同時(shí)可有效增大末端落角，提高作戰(zhàn)毀傷效能，具有一定的工程實(shí)際意義。

關(guān)鍵詞：全球定位系統(tǒng)；制導(dǎo)火箭彈；比例導(dǎo)引律；重力補(bǔ)償；慣導(dǎo)；末端落角

0引言

火箭彈能在短時(shí)間內(nèi)將大量彈藥投放到敵方陣地，火力猛、威力大，是各國(guó)爭(zhēng)相發(fā)展的炮兵武器[1]。但是由于傳統(tǒng)無(wú)控火箭彈散布大、精度差，無(wú)法滿足現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)對(duì)精確打擊的要求[2]，為了滿足遠(yuǎn)程精確打擊的能力，制導(dǎo)火箭彈的發(fā)展適應(yīng)了現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)的作戰(zhàn)需求，這也促進(jìn)了炮兵制導(dǎo)火箭彈的出現(xiàn)。本文以某型簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭彈為背景，研究低成本、高效費(fèi)比的遠(yuǎn)程制導(dǎo)火箭彈[3]，為制導(dǎo)火箭彈系統(tǒng)的工程化研制提供理論基礎(chǔ)。

1制導(dǎo)火箭系統(tǒng)設(shè)計(jì)原理

1.1飛行特性分析

制導(dǎo)火箭彈采用彈箭組合的設(shè)計(jì)模式，在發(fā)射前將目標(biāo)信息及射擊諸元裝定完畢后，利用火箭動(dòng)力進(jìn)行發(fā)射，GPS接收機(jī)開(kāi)始實(shí)時(shí)測(cè)量火箭彈的飛行狀態(tài)參數(shù)，待火箭彈飛行到預(yù)定速度時(shí)實(shí)施彈箭分離，將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)拋掉，火箭彈進(jìn)入自由飛行狀態(tài)，這樣有利于減小火箭彈氣動(dòng)阻力和提高火箭彈的控制能力。當(dāng)火箭彈無(wú)控飛行至彈道頂點(diǎn)附近時(shí)，由預(yù)先裝定的啟控時(shí)間感應(yīng)裝置使空間定向陀螺轉(zhuǎn)子解鎖，陀螺轉(zhuǎn)子開(kāi)始高速旋轉(zhuǎn)以保持此時(shí)的陀螺慣性軸指向基本不變，隨著火箭彈飛行過(guò)程中彈體的不斷低頭，當(dāng)彈體與陀螺軸夾角達(dá)到預(yù)定角度時(shí)，舵機(jī)張開(kāi)慣導(dǎo)系統(tǒng)開(kāi)始對(duì)火箭彈的飛行進(jìn)行重力補(bǔ)償控制，火箭彈在重力補(bǔ)償條件下按照比例導(dǎo)引律飛向目標(biāo)[4-5]。

1.2控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

制導(dǎo)火箭彈的重力補(bǔ)償控制系統(tǒng)是通過(guò)在空間定向陀螺外環(huán)軸上安裝的接觸式傳感器確定彈體上的重力方向。通過(guò)陀螺外框架上的滑片來(lái)敏感彈體縱軸與陀螺慣性軸之間夾角的變化，當(dāng)彈體姿態(tài)角與空間定向陀螺夾角大于設(shè)計(jì)平衡點(diǎn)時(shí)(彈道過(guò)于下傾)，升力將增加使彈道上抬；當(dāng)彈體姿態(tài)角與陀螺夾角小于設(shè)計(jì)平衡點(diǎn)時(shí)(彈道過(guò)于上抬)，升力將減小使彈道下傾，以閉環(huán)方式維持彈丸基本沿直線彈道飛行，實(shí)現(xiàn)彈道重力補(bǔ)償，達(dá)到滑翔增程的作用[6]。其控制原理如圖1所示。

圖1　重力補(bǔ)償控制系統(tǒng)控制原理Fig.1　Control principle of the gravity compensation for control system

2制導(dǎo)控制系統(tǒng)建模

火箭彈的運(yùn)動(dòng)是由彈丸質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程、彈丸繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程、彈丸質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程、彈丸繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程以及彈丸相對(duì)攻角和相對(duì)側(cè)滑角的幾何關(guān)系方程描述的，按照文獻(xiàn)[8-10]建立制導(dǎo)火箭彈的動(dòng)力學(xué)模型。

2.1簡(jiǎn)易慣導(dǎo)控制系統(tǒng)

制導(dǎo)火箭彈為低速滾轉(zhuǎn)彈，采用鴨舵控制，為了減小體積、和降低成本，采用單通道的控制方式。通過(guò)在空間定向陀螺外環(huán)軸上安裝的接觸式傳感器可以確定彈體上的重力方向，當(dāng)彈體處于重力上方區(qū)時(shí)，控制系統(tǒng)控制舵機(jī)打正舵，當(dāng)彈體處于重力反向區(qū)時(shí)，控制系統(tǒng)控制舵機(jī)打反舵。利用舵機(jī)控制補(bǔ)償重力的法向分量，舵機(jī)的控制模型為[11]

(1)

式中：δ為導(dǎo)彈的舵偏角；θg為彈軸與陀螺軸之間的夾角。

由式(1)可以看出：彈體滾轉(zhuǎn)一周，舵機(jī)工作兩次，產(chǎn)生的空氣動(dòng)力對(duì)重力法向分量進(jìn)行補(bǔ)償。假設(shè)彈體不滾轉(zhuǎn)時(shí)，可將彈體滾轉(zhuǎn)一周舵機(jī)工作兩次的作用效果通過(guò)對(duì)δ積分等效為舵機(jī)的有效舵偏角δyx，其表達(dá)式為彈體縱軸與陀螺軸夾角θg的函數(shù)。

δyx=Fyδ(θg).

(2)

在不考慮彈體動(dòng)態(tài)特性變化的影響時(shí)，攻角與有效舵偏角的關(guān)系為(鴨舵控制)

(3)

(4)

2.2比例導(dǎo)引控制

按照比例導(dǎo)引律的定義，需要研究制導(dǎo)火箭彈運(yùn)動(dòng)的視線角。為了直觀起見(jiàn)，在地面坐標(biāo)系下火箭彈與目標(biāo)的相對(duì)幾何關(guān)系如圖2所示。

由圖2可知，按照制導(dǎo)火箭彈與目標(biāo)的相對(duì)幾何關(guān)系可以確定，在彈道的縱向和橫向平面內(nèi)的視線角分別為

(5)

(6)

圖2　制導(dǎo)火箭彈與目標(biāo)的相對(duì)幾何關(guān)系Fig.2　Relative geometric relations between guided rocket and target

式中：qz，qy為制導(dǎo)火箭彈的縱向和橫向的視線角；(xt，yt，zt)為目標(biāo)在地面坐標(biāo)系下的坐標(biāo)值，由火箭彈發(fā)射前裝定到彈上計(jì)算機(jī)；xm，ym，zm為火箭彈在地面坐標(biāo)系下的坐標(biāo)值，由GPS實(shí)時(shí)測(cè)量信號(hào)給出[12-14]，其坐標(biāo)之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系詳見(jiàn)文獻(xiàn)[12]。

對(duì)縱向和橫向平面內(nèi)的視線角進(jìn)行求導(dǎo)，可以得到視線角的變化率為

(7)

(8)

2.3控制特性分析

按照理想條件下的比例導(dǎo)引律可以知道，導(dǎo)彈速度方向的變化率只與視線角的變化率成正比，而實(shí)際中由于重力的存在，對(duì)制導(dǎo)律產(chǎn)生一定的影響，因此需要對(duì)重力的法向分量進(jìn)行補(bǔ)償控制，這里采用末制導(dǎo)炮彈的慣導(dǎo)滑翔控制系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)

按照純比例導(dǎo)引率設(shè)計(jì)：彈道傾角的變化率為

(9)

彈道偏角的變化率為

(10)

式中：θ和ψv分別為彈道傾角和偏角；k為比例導(dǎo)引系數(shù)；cosθ為坐標(biāo)轉(zhuǎn)換時(shí)俯仰角對(duì)偏航速度矢量的耦合影響。

在不考慮重力影響的情況下導(dǎo)彈動(dòng)力學(xué)模型為

(11)

(12)

式中：Fy，F(xiàn)z分別為由比例導(dǎo)引控制引起的縱向和橫向的控制力，由導(dǎo)彈按照比例導(dǎo)引信號(hào)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)產(chǎn)生。

導(dǎo)彈在飛行過(guò)程中在縱向彈道面內(nèi)不可避免地要受到重力的影響，不能夠滿足理想比例導(dǎo)引控制，在重力法向分量的影響下其彈道傾角變化率為

(13)

增加重力補(bǔ)償時(shí)，彈道傾角變化率為

(14)

當(dāng)Ybc=mgcosθ時(shí)，為重力補(bǔ)償系統(tǒng)；當(dāng)Ybc>mgcosθ時(shí)，為過(guò)重力補(bǔ)償系統(tǒng)；當(dāng)Ybc

由于重力補(bǔ)償系統(tǒng)采用了慣導(dǎo)陀螺閉環(huán)控制，控制輸入為陀螺軸與彈軸之間夾角，一般為重力補(bǔ)償[15]，但是可以按照實(shí)際需要對(duì)陀螺與彈軸間夾角?g進(jìn)行重新設(shè)置，也可通過(guò)調(diào)整裝定參數(shù)(陀螺啟控時(shí)間)來(lái)改變控制角度。

3仿真分析

這里以某制導(dǎo)火箭彈的設(shè)計(jì)參數(shù)為例進(jìn)行仿真分析。首先定義地面坐標(biāo)系Oxyz，坐標(biāo)原點(diǎn)O選擇在火箭彈發(fā)射點(diǎn)，Ox軸為彈道面與水平面的交線指向目標(biāo)為正，Oy軸沿垂線向上，Oz軸與其他2軸垂直并構(gòu)成右手坐標(biāo)系。仿真的初始條件如下：目標(biāo)點(diǎn)在地面坐標(biāo)系下的坐標(biāo)值為x=50 km，y=0 m，z=5 km，火箭彈的物理量參數(shù)和氣動(dòng)參數(shù)采用實(shí)測(cè)和吹風(fēng)試驗(yàn)值，發(fā)動(dòng)機(jī)推力采用點(diǎn)火試驗(yàn)數(shù)據(jù)，當(dāng)火箭彈飛行速度達(dá)到1 050 m/s時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)工作結(jié)束，彈箭分離，火箭彈進(jìn)入被動(dòng)飛行段，當(dāng)制導(dǎo)火箭彈飛行時(shí)間達(dá)到50 s時(shí)，比例導(dǎo)引控制系統(tǒng)開(kāi)始工作，設(shè)定比例導(dǎo)引系數(shù)k=4，分3種情況進(jìn)行仿真分析，即：不考慮重力的影響時(shí)的純比例導(dǎo)引控制，考慮重力影響時(shí)的比例導(dǎo)引控制和考慮重力影響但增加重力補(bǔ)償控制的比例導(dǎo)引控制。

仿真分析結(jié)果如下：

(1) 不考慮重力的影響時(shí)，按照純比例導(dǎo)引律控制，仿真結(jié)果如圖3～6所示。

圖3　純比例導(dǎo)引條件下的射程Fig.3　Range under pure proportional navigation

圖4　純比例導(dǎo)引條件下的側(cè)向修正Fig.4　Lateral correction under pure proportional navigation

圖5　純比例導(dǎo)引速度變化曲線Fig.5　Curve of velocity changing under pure proportional navigation

圖6　純比例導(dǎo)引彈道傾角變化曲線Fig.6　Curve of trajectory angle changing under pure proportional navigation

通過(guò)圖3～6可以看出在純比例導(dǎo)引控制條件下，制導(dǎo)火箭彈在能夠有效的時(shí)間內(nèi)準(zhǔn)確到達(dá)目標(biāo)點(diǎn)位置，彈道傾角處于一直往上抬的趨勢(shì)，導(dǎo)彈的落角為-11.2°。

(2) 考慮重力的影響時(shí)，采用比例導(dǎo)引控制，仿真結(jié)果如圖7～10所示。

圖7　在重力影響下比例導(dǎo)引射程Fig.7　Range of proportional navigation under the influence of gravity

圖8　重力影響下比例導(dǎo)引側(cè)向修正Fig.8　Lateral correction of proportional navigation under the influence of gravity

圖9　重力影響下比例導(dǎo)引速度變化曲線Fig.9　Curve of velocity changing of the proportional under the influence of gravity

圖10　重力影響下比例導(dǎo)引彈道傾角變化曲線Fig.10　Curve of trajectory angle changing of the proportional under the influence of gravity

通過(guò)圖7～10可以看出，在考慮重力影響時(shí)，與無(wú)控彈道對(duì)比制導(dǎo)火箭彈按照比例導(dǎo)引律進(jìn)行了修正控制，但在修正過(guò)程中由于受到重力法向分量的影響導(dǎo)致火箭彈而提前落地，射程方向飛了42 312 m，側(cè)偏方向1 058 m，沒(méi)有到達(dá)預(yù)定的目標(biāo)點(diǎn)。因此，為了導(dǎo)彈能夠順利到達(dá)目標(biāo)點(diǎn)位置需要進(jìn)行重力補(bǔ)償控制。

(3) 在考慮重力影響和進(jìn)行重力補(bǔ)償控制的條件下采用比例導(dǎo)引控制，結(jié)果如圖11～14所示。

圖11　在重力補(bǔ)償條件下比例導(dǎo)引射程Fig.11　Range of proportional navigation >under the gravity compensation

圖12　在重力補(bǔ)償條件下比例導(dǎo)引側(cè)向修正Fig.12　Lateral correction of proportional navigation under the gravity compensation

圖13　在重力補(bǔ)償條件下比例導(dǎo)引速度隨變化曲線Fig.13　Curve of velocity changing of the proportional under the gravity compensation

圖14　在重力補(bǔ)償條件下比例導(dǎo)引彈道傾角變化曲線Fig.14　Curve of trajectory angle changing of the proportional under the gravity compensation

通過(guò)圖11～14可以看出，制導(dǎo)火箭彈在有重力補(bǔ)償?shù)臈l件下可以有效地進(jìn)行制導(dǎo)控制，能夠準(zhǔn)確到達(dá)目標(biāo)點(diǎn)位置，并且落角接近-30°，相對(duì)于純比例導(dǎo)引律對(duì)裝甲目標(biāo)的毀傷效能方面有較大提高。

通過(guò)上述仿真可以看出：對(duì)于GPS制導(dǎo)火箭彈采用比例導(dǎo)引律進(jìn)行控制，當(dāng)不考慮重力影響的時(shí)候，火箭彈可以準(zhǔn)確到達(dá)目標(biāo)位置。當(dāng)考慮重力影響時(shí)，火箭彈由于受到重力法向分量的影響而提前落地，而達(dá)不到預(yù)定的射程和修偏。為了消除重力的影響，這里采用了重力補(bǔ)償控制，在比例導(dǎo)引回路中加入過(guò)重力補(bǔ)償信號(hào)，就會(huì)使彈道在比例導(dǎo)引初始階段向上抬起，同時(shí)又由于閉環(huán)比例導(dǎo)引律的作用使彈道向回拉，這樣彈道末段傾角就會(huì)增大，從而增大導(dǎo)彈的落角，提高對(duì)目標(biāo)的毀傷效能。

4結(jié)束語(yǔ)

本文通過(guò)對(duì)GPS制導(dǎo)火箭彈的飛行特性分析，建立了制導(dǎo)控制系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，研究了重力的法向分量對(duì)制導(dǎo)火箭彈在比例導(dǎo)引控制的影響，提出了重力補(bǔ)償控制方案，并通過(guò)數(shù)學(xué)仿真分析證明了重力補(bǔ)償方案的可行性，通過(guò)仿真分析認(rèn)為在有重力補(bǔ)償?shù)臈l件下，導(dǎo)彈不僅可以有效命中目標(biāo)，并且可以提高導(dǎo)彈落角，達(dá)到提高作戰(zhàn)效能的目的，具有一定的工程實(shí)際意義。當(dāng)然在制導(dǎo)律研究中主要是以理論化研究為主，沒(méi)有考慮工程實(shí)際如制導(dǎo)控制系統(tǒng)的控制能力飽和、GPS誤差影響以及慣導(dǎo)陀螺漂移等因素的影響，后續(xù)研究中再進(jìn)一步完善。

參考文獻(xiàn)：

[1]張成. 大機(jī)動(dòng)制導(dǎo)火箭彈控制方法研究[J].北京理工大學(xué)學(xué)報(bào)，2010, 30(12)：1432-1435.

ZHANG Cheng. Research on Guided-Rockets of Maneuvering Control System Design Transactions[J] .Beijing Institute of Technology，2010,30(12):1432-1435.

[2]佘浩平，楊樹(shù)興. 基于GPS/INS的制導(dǎo)型火箭彈系統(tǒng)概念設(shè)計(jì)[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2003，23(4)：173-175.

SHE Hao-ping, YANG Shu-xing. System Concept Design of the Guided Artillery Rocket Based on GPS/INS[J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance， 2003，23(4)：173-175.

[3]楊泗智,胡寬榮.遠(yuǎn)程火箭彈滑翔增程技術(shù)研究[J].現(xiàn)代防御技術(shù)，2011，39(4)：15-18.

YANG Si-zhi,HU Kuan-rong. Research on Gliding Extended Range in Long Rang Rocket Missile[J]. Modern Defence Technology,2011,39(4):15-18.

[4]楊洋.GPS/INS深組合導(dǎo)航中的關(guān)鍵技術(shù)研究[D].南京：南京理工大學(xué),2013:4-11.

YANG yang.Research on the Key Technologies of SINS/GPS Deeply Coupled Navigation System[D]. Nanjing:Nanjing University of Science & Technology,2013:4-11.

[5]丁傳炳,王良明,鄭翠翠.過(guò)重力補(bǔ)償GPS/INS末制導(dǎo)炮彈彈道仿真研究[J].飛行力學(xué),2010,28(5):47-50.

DING Chuan-bing, WANG Liang-ming, ZHENG Cui-cui. The Research of Trajectory Simulation of Gravity Compensation GPS/INS Terminal Guided Projectile[J]. Flight Dynamics,2010,28(5):47-50.

[6]牟宇,祁載康,林德福.末制導(dǎo)炮彈慣性制導(dǎo)仿真及橫向散布研究[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào),2009 ,21(20):6560-6563.

MOU Yu, QI Zai-kang, LIN De-fu. Terminal Guided Projectile Inertial Navigation Simulation and Lateral Distribution Study[J]. Journal of System Simulation, 2009, 21(20):6560-6563.

[7]張建偉,黃樹(shù)彩,韓朝超. 基于Matlab的比例導(dǎo)引彈道仿真分析[J].戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù),2009,1(3):60-64.

ZHANG Jian-wei, HUANG Shu-cai, HAN Chao-chao. Analysis of Trajectory Simulation of Proportional Guidance Based on Matlab[J].Tactical Missile Technology,2009,1(3):60-64.

[8]錢杏芳, 林瑞雄, 趙亞男.導(dǎo)彈飛行力學(xué)[M].北京:北京理工大學(xué)出版社,2000：42-48.

QIAN Xing-fang,LIN Rui-Xiong, ZHAO Ya-nan. Missile Flight Mechanics [M]. Beijing: Beijing Institute of Technology Press，2000：42-48.

[9]張有濟(jì).戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈飛行力學(xué)設(shè)計(jì)(上)[M].北京:宇航出版,1998：90-121.

ZHANG You-ji. Flight Mechanics Design of Tactical Missile(UP) [M].Beijing: Aerospace Publishing, 1998:90-121.

[10]丁傳炳.制導(dǎo)彈箭彈道測(cè)量及彈道重構(gòu)技術(shù)研究[D]. 南京：南京理工大學(xué), 2011：11-22.

DING Chuan-bing. Investigation on Ballistic Measurement and Teehnology of Trajectory Reconstruction for Guided Projectile[D]. Nanjing:Nanjing University of Science &Technology,2011：11-22.

[11]唐成榮,宋衛(wèi)東,許芹祖,等. 某型激光末制導(dǎo)炮彈六自由度彈道仿真[J].科學(xué)技術(shù)與工程,2010, 26(10):6453-6456.

TANG Cheng-rong, SONG Wei-dong, XU Qin-zu. A Type of Laser Terminal Guided Projectile Six Degree of Freedom Trajectory Simulation[J]. Science Technology and Engineering, 2010, 26(10):6453-6456.

[12]宋偉鋒，楊泗智，王全忠,等. GPS 在制導(dǎo)火箭彈中應(yīng)用研究[J]. 沈陽(yáng)理工大學(xué)學(xué)報(bào)，2013,32(5):59-63.

SONG Wei-feng，YANG Si-zhi，WANG Quan-zhong.et al. Coordinate Transformation Analysis of GPS Applied in Guidance Rocket Missile[J]. Journal of Shenyang Ligong University, 2013,32(5):59-63.

[13]CHWA D Y, CHOI J Y, ANAVATTI S G. Observer Based Adaptive Guidance Law Considering Target Uncertainties and Control Loop Dynamics[J]. IEEE Transactions on Control Systems Technology, 2006,14(1): 112-117.

[14]李輝,王子濱. 國(guó)外GPS/INS復(fù)合制導(dǎo)技術(shù)的發(fā)展[J].現(xiàn)代防御技術(shù),2004,32(2):50-59.

LI Hui ,WANG Zi-bin. Development of GPS/INS Composite Guidance Technique Abroad[J]. Modern Defence Technology，2004,32(2)：50-59.

[15]林德福,祁載康,夏群力.帶過(guò)重力補(bǔ)償?shù)谋壤龑?dǎo)引制導(dǎo)律參數(shù)設(shè)計(jì)與辨識(shí)[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào), 2006,18(10):2753-2755.

LIN De-fu，QI Zai-kang，XIA Qun-li. Design and Identification on Parameters of Proportional Navigation Guidance Law with Gravity Over Compensation[J]. Journal of System Simulation,2006,18(10):2753-2755.

Control System Design of Simple Guided Rocket Based on GPS

YANG Si-zhi1，2，WANG Quan-zhong2,YIN Gang2,ZHANG Bo-lang2

(1.Northwestern Polytechnical University, School of Astronautics，Shanxi Xi’an 710072，China；2.Northwest Industry Company LTD, Shaanxi Xi’an 710043，China)

Abstract:A design principle of the proportional navigation and the gravity compensation for the guided rocket has been proposed. The guided rocket makes use of real time flight information measured by GPS, and is compared with the motion state information of the target, which generates the rate of the line of sight (LOS). According to the proportional guidance law for guidance and control, a simple inertial navigation system for gravity compensation is used, which can realize the function of the pure proportional guidance law, and at the same time can enlarge the terminal angle, and effectively improve the combat damage effectiveness. The principle has some actual engineering significance.

Key words:globle position system(GPS)；guided rocket;proportional guidance law;gravity compensation;inertial navigation;terminal angle

*收稿日期：2015-06-03；修回日期：2015-07-07

作者簡(jiǎn)介：楊泗智(1981-)，男，江蘇贛榆人。高工，博士生，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)彈總體設(shè)計(jì)。

通信地址：710043陜西省西安市幸福南路1號(hào)設(shè)計(jì)一所E-mail：yangsizhi00124@163.com

doi:10.3969/j.issn.1009-086x.2016.02.009

中圖分類號(hào)：TJ765.2

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號(hào)：1009-086X(2016)-02-0055-06