[發明專利]一種適用于導彈大攻角飛行機動下的滾動角速度抑制方法

在審

• 申請號: 202310136327.0
• 申請日: 2023-02-17
• 公開（公告）號: CN116069063A
• 公開（公告）日: 2023-05-05
• 發明（設計）人: 余帥先;金一歡;常琪;徐桂甲;馬學銘
• 申請（專利權）人: 上海航天控制技術研究所
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 程何

1.一種適用于導彈大攻角飛行機動下的滾動角速度抑制方法，其特征在于，包括：

(1)獲取導彈的合成攻角、氣流滾轉角、俯仰通道舵偏角、偏航通道舵偏角和滾動通道舵指令；

(2)根據步驟(1)中的合成攻角計算攻角補償系數，并對補償系數進行限幅處理；

(3)根據步驟(1)中的氣流滾轉角以及俯偏通道舵偏角計算氣流滾轉角與合成舵偏夾角正弦值；

(4)根據步驟(3)中的氣流滾轉角與合成舵偏夾角正弦值計算夾角補償系數，并對補償系數進行限幅處理；

(5)根據步驟(1)中的俯仰通道舵偏角和偏航通道舵偏角以及步驟(2)中的攻角補償系數和步驟(4)中的夾角補償系數計算滾動通道補償舵指令；

(6)根據步驟(3)中的氣流滾轉角與合成舵偏夾角正弦值確定滾動通道補償舵指令極性，根據步驟(5)中的滾動通道補償舵指令和步驟(1)中的滾動通道舵指令計算補償后滾動通道舵指令。

2.根據權利要求1所述的一種適用于導彈大攻角飛行機動下的滾動角速度抑制方法，其特征在于，所述步驟(2)中攻角補償系數的計算公式為：

其中，ALF為合成攻角，ALF_bc為攻角補償系數。

3.根據權利要求1所述的一種適用于導彈大攻角飛行機動下的滾動角速度抑制方法，其特征在于，所述步驟(3)中氣流滾轉角與合成舵偏夾角正弦值的計算公式為：其中PHI為氣流滾轉角，DP為俯仰通道舵偏角，DY為偏航通道舵偏角，jiajiao_sin為氣流滾轉角與合成舵偏夾角正弦值。

4.根據權利要求1所述的一種適用于導彈大攻角飛行機動下的滾動角速度抑制方法，其特征在于，所述步驟(4)中夾角補償系數的計算公式為：

其中jiajiao_sin為步驟(3)中計算所得氣流滾轉角與合成舵偏夾角正弦值，jiajiao_bc為夾角補償系數。

5.根據權利要求1所述的一種適用于導彈大攻角飛行機動下的滾動角速度抑制方法，其特征在于，所述步驟(5)中滾動通道補償舵指令的計算公式為：

其中DP為俯仰通道舵偏角，DY為偏航通道舵偏角，ALF_bc為步驟(2)中攻角補償系數，jiajiao_bc為步驟(4)中夾角補償系數，DR_bc為滾動通道補償舵指令。

6.根據權利要求1所述的一種適用于導彈大攻角飛行機動下的滾動角速度抑制方法，其特征在于，所述步驟(6)中補償后滾動通道舵指令的計算公式為：

其中DR為滾動通道舵指令，DR_bc為步驟(5)中滾動通道補償舵指令，jiajiao_sin為步驟(3)中氣流滾轉角與合成舵偏夾角正弦值，DR_b為補償后滾動通道舵指令。

7.根據權利要求1所述的一種適用于導彈大攻角飛行機動下的滾動角速度抑制方法，其特征在于，所述步驟(1)中俯仰通道舵偏角、偏航通道舵偏角、滾動通道舵指令根據導彈的速度、位置、姿態以及舵機反饋得到。

8.根據權利要求1所述的一種適用于導彈大攻角飛行機動下的滾動角速

度抑制方法，其特征在于，所述步驟(1)中合成攻角、氣流滾轉角根據導彈的姿態、速度得到。

9.一種計算機可讀存儲介質，所述的計算機可讀存儲介質存儲有計算機程序，其特征在于，所述的計算機程序被處理器執行時實現如權利要求1～權利要求8任一所述方法的步驟。

10.一種適用于導彈大攻角飛行機動下的滾動角速度抑制設備，包括存儲器、處理器以及存儲在所述存儲器中并可在所述處理器上運行的計算機程序，其特征在于：所述的處理器執行所述的計算機程序時實現如權利要求1～權利要求8任一所述方法的步驟。