[發明專利]超近射程的飛行器精確制導控制方法

有效

• 申請號: 202010048525.8
• 申請日: 2020-01-16
• 公開（公告）號: CN111692919B
• 公開（公告）日: 2021-05-28
• 發明（設計）人: 溫求遒;劉拴照;李威;周建平
• 申請（專利權）人: 北京理工大學
• 主分類號: F41G3/22
• 分類號: F41G3/22;F42B15/01
• 代理公司: 北京康思博達知識產權代理事務所(普通合伙) 11426
• 代理人: 范國鋒;劉冬梅

本發明公開了一種超近射程的飛行器精確制導控制方法，該方法中解算飛行器的實際射程，根據實際射程確定初始射角，進而選擇名義參考軌跡，通過名義參考軌跡調整慣性制導段的俯仰軌跡，以使得飛行器具備覆蓋全部近射程的精確打擊能力，再通過約束初始的名義傾角，對傾角修正初始幅值做限幅處理，對名義傾角指令進行平滑處理等一系列處理，最終能夠使得飛行器準確命中超近射程內的目標。

技術領域

本發明涉及一種低速旋轉飛行器在超近射程下的精確制導與控制方法，屬于低成本制導武器領域。

背景技術

人們對于飛行器控制精度等要求越來越高，對于飛行器其他性能要求也在日益提高，飛行器一般都具有一個比較明確適用的射程范圍，對于如何對超近射程(大于最小射程)飛行器進行精確制導，目前相關資料極少。

射程是火箭彈一個很重要的指標，飛行器在出廠之前已經有了自己的射程范圍，這個范圍指的就是可以達到的最大射程和最小射程。這兩個數據也是飛行器重要的戰術指標，也就是有效使用范圍。

對于飛行器超近射程條件下的制導控制系統而言，主要存在以下技術難點：

1)超近射程，飛行器若采用超低射角，飛行時間短，且彈道太低容易撞地；

2)采用大射角，發射裝置限制，無法實現超大射角，且飛行高程和速度變化大，最高點速度近似為零，一方面控制很難保證指令響應精度，另一方面低速度下容易出現大舵偏，會導致舵效下降，控制失敗問題；

3)超近射程下，初速彈道偏差對射程影響極大，待衛星工作正常時，飛行器已飛行一段時間，需快速修正初速發射偏差。

此外，由于發動機工作特性及風等外部干擾，飛行器在上升段會出現彈道傾角跳變現象；發動機工作結束后，彈體質量迅速縮減會影響到升阻比，引起攻角的劇烈變化。這些不確定因素也對火箭彈超近射程條件下的制導控制系統設計提出巨大的挑戰。

由于上述原因，本發明人對現有的超近射程的飛行器精確制導控制做了深入研究，以期待設計出一種能夠解決上述問題的超近射程的飛行器精確制導控制方法。

發明內容

為了克服上述問題，本發明人進行了銳意研究，設計出一種超近射程的飛行器精確制導控制方法，該方法中解算飛行器的實際射程，根據實際射程確定初始射角，進而選擇名義參考軌跡，通過名義參考軌跡調整慣性制導段的俯仰軌跡，以使得飛行器具備覆蓋全部近射程的精確打擊能力，再通過約束初始的名義傾角，對傾角修正初始幅值做限幅處理，對名義傾角指令進行平滑處理等一系列處理，最終能夠使得飛行器準確命中超近射程內的目標，從而完成本發明。

具體來說，本發明的目的在于提供以一種超近射程的飛行器精確制導控制方法，該方法中，解算飛行器的實際射程，當該實際射程在2.88km以上且在8km以下時，確定該飛行器的初始射角為70～80度；

在飛行器的初始射角確定后，向飛行器中灌裝飛控參數、地磁參數和名義參考軌跡；

飛行器按照確定的初始射角發射起飛后，分別解算飛行器的縱向需用過載和側向需用過載，再將需用過載傳遞給舵機，由舵機打舵工作完成制導控制作業。

根據本發明提供的超近射程的飛行器精確制導控制方法，能夠在超近射程內控制飛行器以較大射角發射并最終命中目標。

附圖說明

圖1示出根據本發明仿真實驗例中獲得的滾轉角速率變化曲線圖；

圖2示出根據本發明仿真實驗例中獲得的縱向彈道曲線圖；

圖3示出根據本發明仿真實驗例中獲得的側向彈道曲線圖；

圖4示出根據本發明仿真實驗例中獲得的彈道傾角變化曲線圖；

圖5示出根據本發明仿真實驗例中獲得的俯仰角變化曲線圖。

具體實施方式