[发明专利]一种飞行器末端直接力脉宽调制方法

说明书

本发明的一种飞行器末端直接力脉宽调制方法，包括以下步骤：分析现有飞行器轨控式直接力控制方式特点，提出直接力脉宽调制控制方法，即直接发动机喷口采用十字分布，直接推力大小不可调节，通过打开对面阀门达到控制直接力持续时间的目的；所述控制方法的直接力控制策略，包括针对所述控制方法特点提出推力等效原则，并推导直接发动机开机时间；所述控制方法根据推力等效原则，需要计算剩余飞行时间、预估脱靶量，设计了基于扩张状态观测器对目标的机动估计；所述控制方法根据推力等效原则存在的位移纠偏极限问题，设计了基于零脱靶量的变结构导引律。

技术领域

本发明涉及一种飞行器末端直接力脉宽调制方法，尤其涉及一种直接推力大小恒定、推力时间可调节的直接力冲量控制技术。

背景技术

目前已有的轨控式直接力/气动力复合控制技术主要集中于两种推力方式：一种以欧洲Aster-15、Aster-30为代表，直接推力发动机通过燃气开关阀进行调制，直接推力大小连续可调；第二种以是俄罗斯S-400防御系统中的9M96E、9M96E2为代表，在导弹的质心位置沿周向遍布一定数量喷口，通过在控制特定方向上开关一定数量喷口来调节直接推力的方向和大小，这种调节方式的合成推力大小及方向均存在一定的最低分辨率，不能实现连续可调节，为方便描述，将其定义为直接推力离散可调的控制方式。

直接推力离散可调的控制方式，为了提高推力调节的分辨率，须沿弹体周向排布一定数量的喷口，而同一时间只能打开指定数量喷口提供需用超载。由于多个喷口在合成推力时在垂直于需要推力的方向上存在力抵消，因此受弹体能携带燃料限制，能提供的最大推力不高。直接推力连续可调的控制方法能够实时提供需用超载，其最大挑战是快响应、高可靠性的高温燃气调节阀。虽然降低燃气温度可简化阀门结构，提高可靠性和工艺性，但同时也降低了发动机的能量质量特性。因此这两种主要的传统意义上的轨控式直接推力方式，都存在各自的优缺点，并且这些优缺点可以互相弥补。

发明内容

本发明在综合分析已有的两种轨控推力方式基础上，提供一种飞行器末端直接力脉宽调制方法。

本发明提供的飞行器末端直接力脉宽调制方法中，直接力发动机的喷口位于导弹质心所在的平面，且采用十字型分布，所述平面垂直于导弹的中心轴，直接力发动机提供的直接力大小固定，通过控制直接力发动机工作时间控制直接力末端冲量，其步骤包括：

步骤一、设计冲量控制产生的纠偏位移等于预估脱靶量的等效原则，确定直接发动机开启策略，计算直接力持续时间；

步骤二、根据所述的等效原则，利用弹目相对运动方程，基于扩张状态观测器估计目标运动信息，计算预估脱靶量值；

步骤三、根据所述的等效原则，设计基于零脱靶量的变结构制导律。

进一步，所述步骤一包括：

步骤1.1、满足开机条件时，以纵向平面内为例，预估脱靶量为：

其中，ZEM表示目标不做机动的零效脱靶量、T_go表示剩余飞行时间、R_t表示t时刻开机时的弹目相对距离、V_Rt表示t时刻开机时弹目相对速度，a_Ry表示纵向平面内弹目相对加速度垂直于相对速度的分量；T_go为开机时刻剩余飞行时间，由式确定，其中V_R为导弹目标相对速度、μ为导弹目标相对速度与视线方向的夹角；

步骤1.2、直接力位移纠偏量ΔS等于预估脱靶量，n_t为直接力产生的过载大小，直接力发动机持续时间Δt按以下方法获得：

(1)当时，Δt＝T_go；

(2)当时，Δt由下式确定：

直接力开机时间达到Δt后，通过打开对面喷口达到关闭直接力效果。