[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

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，屬于飛行控制技術領域。本發明提供的方法包括：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；根據合成攻角計算攻角補償系數，并對補償系數進行限幅處理；計算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；計算滾動通道補償舵指令；根據氣流滾轉角與合成舵偏夾角正弦值確定滾動通道補償舵偏角極性，計算補償后滾動通道舵指令。本發明能夠解決導彈大攻角下滾動斜吹干擾力矩大引起滾動角速度大幅振蕩的問題，有效補償大攻角條件下氣流滾轉角和合成舵偏夾角帶來的滾動斜吹干擾力矩。

技術領域

本發明涉及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，屬于導彈飛行控制技術領域。

背景技術

為具備攔截高速、高機動目標的能力，減少脫靶量，提高制導精度，防空導彈需要具有高機動、快響應的能力。當攔截高空高速迎頭目標時，需要導彈建立大攻角來響應大過載指令。同時在導彈快速高機動響應過程中，由于探測信息信噪比較小，導致過載指令交變情況嚴重。該情況下氣流滾轉角與俯偏通道合成舵偏角夾角較大，滾動通道出現較大斜吹干擾力矩，導致滾動通道角速度大幅振動甚至發散。因此，針對大攻角飛行條件下滾動干擾力矩增大的導彈，采用滾動通道舵指令補償的方法，抑制滾動通道角速度，從而提高導彈的飛行品質。

發明內容

本發明解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供了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，根據合成攻角、氣流滾轉角、俯仰通道舵偏角以及偏航通道舵偏角計算所得滾動通道補償舵指令，能夠有效抑制滾動通道斜吹干擾，防止滾動通道角速度振蕩。

本發明的技術解決方案是：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，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。

進一步地，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。

進一步地，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。

進一步地，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。

進一步地，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。

進一步地，所述步驟(6)中補償后滾動通道舵指令的計算公式為：