[发明专利]一种抑制发动机干扰的引入方法

说明书

本发明提供了一种抑制发动机干扰的引入方法，包括以下步骤：提取发动机干扰力矩‑确定引入时间及无干扰条件下的引入角‑获取不同干扰条件下的引入角‑获取初制导引入命令。本发明克服了单一高低引入角设计造成的覆盖发动机干扰范围不足而导致试验失败的问题；给出了针对不同发动机干扰条件下的高低引入角的设计方法；确保了能在最大范围抑制发动机干扰的基础上，保证精度最高以及制导控制回路性能的最优。

技术领域

本发明涉及一种抑制发动机干扰的引入方法，属于航空航天应用领域制导控制回路设计模块技术领域，适用于较大发动机干扰条件下，飞行器制导控制系统设计中。

背景技术

在飞行器发射过程中，发射架扰动、发动机推力偏心干扰以及飞行器安装误差等多种因素将对飞行器飞行轨迹产生影响，从而造成飞行器不能够按照理论设定的轨迹完成飞行任务，严重情况下将造成飞行试验的失败。

为了抑制发射架扰动及发动机推力偏心干扰等对飞行器飞行轨迹的影响，和给初中制导交班创造良好的轨迹条件，在制导控制回路设计的时，需要在飞行器发射初始阶段，开展抑制发射干扰的引入初制导设计。但传统的引入初制导引入角的设计，只针对不同飞行任务选取一个合适的引入角进行引入指令的计算，虽然能够在一定程度上抑制发射干扰，可在发动机干扰超出设计引入角抑制能力的条件下，会造成飞行器偏离理论航迹，甚至造成试验失败。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提供了一种抑制发动机干扰的引入方法，该抑制发动机干扰的引入方法在满足制导控制系统验证的基础上，解决了单一引入角设计造成的覆盖发动机干扰范围不足的问题。

本发明通过以下技术方案得以实现。

本发明提供的一种抑制发动机干扰的引入方法，包括以下步骤：

①提取发动机干扰力矩：通过无控状态飞行试验和独立回路飞行试验的惯组数据、转动惯量，提取识别发动机干扰引起的转动力矩；

②确定引入时间及无干扰条件下的引入角：根据发动机工作时间、飞行器平均速度及飞行距离，确定初制导结束时间；根据初制导采用三点法，中制导采用比例导引法，确定无干扰条件下的引入角；

③获取不同干扰条件下的引入角：将步骤①中识别的发动机干扰力矩代入仿真，并结合步骤②中无干扰条件下的引入角，获取不同发动机干扰条件下的引入角，再对不同发动机干扰条件下的引入角进行线性拟合；

④获取初制导引入命令：根据步骤③，获取方位偏航方向上的引入指令，在设置引入初制导结束时间之前，按引入指令控制飞行器飞行。

所述步骤①分为以下步骤：

(1.1)分析飞行试验的角速度惯组数据；

(1.2)分段求取转折点之间角速度的微分，与相应轴的转动惯量作乘，得到不同方向发动机的干扰力矩。

所述步骤(1.1)中，角速度惯组数据用于记录不同转折点角速度数据大小和时刻。

所述步骤②分为以下步骤：

(2.1)通过飞行距离和飞行器平均速度，获取飞行时间；

(2.2)当初制导结束时间大于发动机工作时间，同时初制导结束时间小于飞行时间的五分之一时，确定初制导结束时间；

(2.3)根据初制导结束时间和飞行距离，同时结合初制导采用三点法、中制导采用比例导引法，确定无干扰条件下的高低引入角ε_yr0和方位引入角β_yr0。

所述三点法为：飞行器在攻击目标的导引过程中，飞行器始终处于制导站与目标的连线上。

所述比例导引法为：飞行器在攻击目标的导引过程中，飞行器速度矢量的旋转角速度与飞行器目标连线的旋转角速度成比例。