[发明专利]超近射程的飞行器精确制导控制方法

说明书

本发明公开了一种超近射程的飞行器精确制导控制方法，该方法中解算飞行器的实际射程，根据实际射程确定初始射角，进而选择名义参考轨迹，通过名义参考轨迹调整惯性制导段的俯仰轨迹，以使得飞行器具备覆盖全部近射程的精确打击能力，再通过约束初始的名义倾角，对倾角修正初始幅值做限幅处理，对名义倾角指令进行平滑处理等一系列处理，最终能够使得飞行器准确命中超近射程内的目标。

技术领域

本发明涉及一种低速旋转飞行器在超近射程下的精确制导与控制方法，属于低成本制导武器领域。

背景技术

人们对于飞行器控制精度等要求越来越高，对于飞行器其他性能要求也在日益提高，飞行器一般都具有一个比较明确适用的射程范围，对于如何对超近射程(大于最小射程)飞行器进行精确制导，目前相关资料极少。

射程是火箭弹一个很重要的指标，飞行器在出厂之前已经有了自己的射程范围，这个范围指的就是可以达到的最大射程和最小射程。这两个数据也是飞行器重要的战术指标，也就是有效使用范围。

对于飞行器超近射程条件下的制导控制系统而言，主要存在以下技术难点：

1)超近射程，飞行器若采用超低射角，飞行时间短，且弹道太低容易撞地；

2)采用大射角，发射装置限制，无法实现超大射角，且飞行高程和速度变化大，最高点速度近似为零，一方面控制很难保证指令响应精度，另一方面低速度下容易出现大舵偏，会导致舵效下降，控制失败问题；

3)超近射程下，初速弹道偏差对射程影响极大，待卫星工作正常时，飞行器已飞行一段时间，需快速修正初速发射偏差。

此外，由于发动机工作特性及风等外部干扰，飞行器在上升段会出现弹道倾角跳变现象；发动机工作结束后，弹体质量迅速缩减会影响到升阻比，引起攻角的剧烈变化。这些不确定因素也对火箭弹超近射程条件下的制导控制系统设计提出巨大的挑战。

由于上述原因，本发明人对现有的超近射程的飞行器精确制导控制做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的超近射程的飞行器精确制导控制方法。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种超近射程的飞行器精确制导控制方法，该方法中解算飞行器的实际射程，根据实际射程确定初始射角，进而选择名义参考轨迹，通过名义参考轨迹调整惯性制导段的俯仰轨迹，以使得飞行器具备覆盖全部近射程的精确打击能力，再通过约束初始的名义倾角，对倾角修正初始幅值做限幅处理，对名义倾角指令进行平滑处理等一系列处理，最终能够使得飞行器准确命中超近射程内的目标，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供以一种超近射程的飞行器精确制导控制方法，该方法中，解算飞行器的实际射程，当该实际射程在2.88km以上且在8km以下时，确定该飞行器的初始射角为70～80度；

在飞行器的初始射角确定后，向飞行器中灌装飞控参数、地磁参数和名义参考轨迹；

飞行器按照确定的初始射角发射起飞后，分别解算飞行器的纵向需用过载和侧向需用过载，再将需用过载传递给舵机，由舵机打舵工作完成制导控制作业。

根据本发明提供的超近射程的飞行器精确制导控制方法，能够在超近射程内控制飞行器以较大射角发射并最终命中目标。

附图说明

图1示出根据本发明仿真实验例中获得的滚转角速率变化曲线图；

图2示出根据本发明仿真实验例中获得的纵向弹道曲线图；

图3示出根据本发明仿真实验例中获得的侧向弹道曲线图；

图4示出根据本发明仿真实验例中获得的弹道倾角变化曲线图；

图5示出根据本发明仿真实验例中获得的俯仰角变化曲线图。

具体实施方式