一种旋转制导飞行器的增程系统及方法与流程

本发明涉及制导飞行器领域，特别涉及一种旋转制导飞行器的增程系统及方法。

背景技术：

传统的旋转制导飞行器在发射后无法做到对目标点的自动校准，且飞行器内部系统也较为复杂，同时旋转制导飞行器在滑翔段的控制策略并没有充分发挥舵机资源，即没有发挥旋转制导飞行器应有的潜力以增大射程。现有技术中，虽然有一些增加旋转制导飞行器射程的方法，然而单纯的一种增程技术已经不能满足飞行器远程飞行的要求。因此采用控制方法相对简单、可实现全面数字化的机载速度方向控制系统结合复合增程技术以最大程度地发挥多种增程方式的优势是当前急需解决的问题。

技术实现要素：

为了解决上述问题，本发明人设计出一种旋转制导飞行器的增程系统，所述增程系统包括底排-火箭助推系统、速度方向控制系统和位于地面的辅助系统。飞行器发射后即采用底排系统有效减阻，随着飞行高度的增加启用火箭助推系统进行加速。在下降阶段，采用速度方向控制系统结合辅助系统控制飞行器在滑翔段以设定的轨道倾角θ₀飞向目标区域，在达到预定的目标区域后改变滑翔姿态进入末制导段，速度方向控制系统在飞行轨道的末制导段采用过重补比例导引的方式制导，控制飞行器准确打击目标或着落，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供以下方面：

(1)一种旋转制导飞行器的增程系统，其中，所述增程系统包括位于飞行器上的速度方向控制系统，所述速度方向控制系统用于控制飞行器在飞行轨道的滑翔段以设定轨道倾角θ₀滑向目标区域，其中，

所述飞行轨道包括上升阶段和下降阶段，所述下降阶段包括滑翔段和滑翔段结束后的末制导段。

在一种优选的实施方式中，所述速度方向控制系统包括：

执行模块，所述执行模块包括第一对舵机和第二对舵机，所述第一对舵机用于在滑翔段和末制导段打舵工作产生升力；所述第二对舵机用于在滑翔段打舵工作产生升力，在末制导段打舵工作产生偏航力进而调节飞行器的偏航角度；

阻尼回路模块，其用于获得飞行器的姿态角速率信息，并将获得的姿态角速率信息传送至中央控制模块Ⅰ；

导航模块Ⅰ，其用于测得飞行器的速度方向信息，并将获得的速度方向信息传送至中央控制模块Ⅰ；和

中央控制模块Ⅰ，其用于接收姿态角速率信息和速度方向信息，并根据接收到的姿态角速率信息和速度方向信息控制执行模块工作。

(2)一种旋转制导飞行器的增程方法，该增程方法包括以下步骤：

步骤(1)，采用底排系统和火箭助推系统在飞行器的上升阶段对飞行器进行加速；

步骤(2)，采用速度方向控制系统控制飞行器在飞行轨道的滑翔段以设定轨道倾角θ₀滑向目标区域，具体包括以下过程：

1)采用阻尼回路模块获得飞行器的姿态角速率信息，并将获得的姿态角速率信息传送至中央控制模块Ⅰ；

2)采用导航模块Ⅰ测得飞行器的速度方向信息，并将获得的速度方向信息传送至中央控制模块Ⅰ；

3)采用中央控制模块Ⅰ接收姿态角速率信息和速度方向信息，并根据接收到的姿态角速率信息和速度方向信息控制执行模块工作；

4)采用位于地面的辅助系统获得飞行器着落点的位置信息，并将该位置信息传送至中央控制模块Ⅰ，实时校正飞行器设定的轨道倾角θ₀和实际的轨道倾角θ；

5)采用执行模块打舵工作产生升力，调节飞行器的飞行高度；

步骤(3)，采用速度方向控制系统控制飞行器在末制导段以过重补比例导引的方式制导。

根据本发明提供的旋转制导飞行器的增程系统及方法，具有以下有益效果：

(1)通过底排系统和火箭助推系统的合理调配，实现了飞行器上升阶段的最大增程；

(2)本发明中速度方向控制系统包括姿态角速率信号通路和速度方向信号通路，通过姿态角速率信号通路提升速度方向控制系统的响应速度；通过速度方向信号通路获得实际的轨道倾角θ；结合两通路反馈的信息(姿态角速率信息和速度方向信息)，速度方向控制系统可以实现飞行器以设定轨道倾角θ₀稳定滑翔，有效增加射程；

(3)现有的飞行器在滑翔段以一对舵机提供升力，升力不能平衡重力；本发明中的飞行器以两对舵机全部工作产生平衡重力的升力，飞行器旋转一圈，两对舵机工作四次，飞行器可沿着直线轨迹飞向目标区域；

(4)本发明采用的导航模块Ⅰ为GPS/北斗复合导航模块，与传统的激光制导相比，GPS/北斗复合导航模块可以实现制导控制的全面数字化，使飞行器具备自动化飞行能力，提升了飞行器的系统性能。

附图说明

图1示出本发明一种优选实施方式中旋转制导飞行器的飞行轨道示意图；

图2示出本发明一种优选实施方式中增程系统的模块组成。

附图标号说明：

A-飞行器发射点；

B-飞行轨道的顶点；

C-滑翔段结束点；

D-飞行器的着落点；

θ₀-预设的轨道倾角；

H-舵机最初打舵时飞行器到地面的高度；

X_M-飞行器高度H时对应的飞行器在地面上的横坐标；

X_T-着落点在地面上的横坐标。

具体实施方式

下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。

根据本发明提供的一种旋转制导飞行器的增程系统，所述增程系统包括在飞行轨道上升阶段启用的底排系统和/或火箭助推系统，以及在滑翔段和末制导段启用的速度方向控制系统，其中，

所述飞行轨道包括上升阶段和下降阶段，所述下降阶段包括滑翔段和滑翔段结束后的末制导段。图1示出本发明一种优选实施方式中旋转制导飞行器的飞行轨道，AB段为飞行轨道的上升阶段，其中，A点为飞行器发射点，B点为飞行轨道的顶点，此时飞行器在重力方向的速度为0；BC段为飞行轨道的滑翔段，滑翔段为近似直线的飞行轨道；CD段为飞行轨道的末制导段，D点为飞行器的着落点。

飞行器在轨道初始段具有大初速，且空气密度较大，当飞行器在空气中高速飞行时，其头部的空气比较稠密，侧面的空气从飞行器表面滑过，不能马上在底部汇合，因而底部的空气相对稀薄，以致空气对飞行器头部的压力大于对底部的压力，形成一种阻碍飞行器飞行的压差阻力。所述底排系统即底部排气系统一方面在底部喷出气体，填补飞行器底部低压区，使飞行器底部压力升高，另一方面，加热飞行器底部空气，以减小空气阻力，提高飞行器射程。

随着飞行高度的增加，飞行器的飞行速度和空气密度均减小，底排系统减阻效果降低，此时可通过采用火箭助推系统对飞行器进行加速。优选地，采用底排-火箭复合增程技术，兼顾二者优点，在飞行器上升阶段有效减小飞行阻力、增大飞行速度，实现增程的目的。

在一种优选实施方式中，所述底排系统包括设置在飞行器底部的排气装置和燃烧药剂，所述排气装置与燃烧药剂所在的燃烧室相连。底排系统最佳的点火时机是飞行器发射的瞬间，所述燃烧药剂点燃后产生的气体和热量通过所述排气装置排出，减小底阻，提高飞行器飞行速度。

在另一种优选实施方式中，所述火箭助推系统包括设置在飞行器上的发动机和与所述发动机相连并延伸至飞行器底部的火箭排气管。发动机点火工作后，瞬间产生大量的热并迅速通过火箭排气道排出，增大飞行器速度。复合增程飞行器的正常工作方式是先底部排气、后火箭助推。排气-火箭助推系统可为同步工作方式，此时飞行器上升阶段的轨道分为：底排工作轨道；底排与火箭同时工作轨道；底排工作轨道；自由飞行轨道。底排-火箭助推系统也可为异步工作方式，此时飞行器上升阶段的轨道分为：底排工作轨道；火箭工作轨道；自由飞行轨道。

本发明中，所述速度方向控制系统位于飞行器上，用于控制飞行器在飞行轨道的滑翔段以设定轨道倾角θ₀滑向目标区域。如图2所示，所述速度方向控制系统包括执行模块、阻尼回路模块、导航模块Ⅰ和中央控制模块Ⅰ。

在一种优选的实施方式中，所述执行模块包括第一对舵机和第二对舵机，第一对舵机中两舵机和第二对舵机中两舵机垂直，在飞行器尾部交替安装呈十字形。所述第一对舵机用于在滑翔段和末制导段打舵工作产生升力；所述第二对舵机用于在滑翔段打舵工作产生升力，在末制导段打舵工作产生偏航力进而调节飞行器的偏航角度。第一对舵机和第二对舵机在飞行器上升阶段均不打舵工作。其中，所述舵机包括舵面，所述打舵即为舵机舵面的偏转，舵机打舵用于改变飞行器受力的大小和方向。所述升力是指作用于飞行器的方向向上的力。所述偏航力是指使飞行器的偏航角发生改变的力。

传统的飞行器在滑翔段采用一对舵机打舵的工作模式，产生的升力不足以抵消重力分量，因而不利于飞行器的滑翔。本发明为充分发挥飞行器应有的潜力，实现最大升力，提出在滑翔段采用飞行器的两对舵机控制的增程策略，即飞行器的两对舵机均提供向上的升力，使得升力足以和重力分量平衡，实现飞行器的滑翔。升力越大，飞行器滑翔的轨道倾角越小，滑翔距离越长，从而实现增程。

在一种优选的实施方式中，所述中央控制模块Ⅰ控制第一对舵机和第二对舵机交替工作，使飞行器实际轨道倾角θ接近设定轨道倾角θ₀。所述第一对舵机打舵的开始时刻为第二对舵机的舵面进入铅垂面的时刻，此时第二对舵机相对于第一对舵机在相位上滞后90°；所述第二对舵机打舵的开始时刻为第一对舵机的舵面进入铅垂面的时刻。第一对舵机相邻两次打舵的开始时刻之间的时间间隔为飞行器滚转周期的1/2；第二对舵机相邻两次打舵的开始时刻之间的时间间隔为飞行器滚转周期的1/2；第一对舵机和第二对舵机相邻两次打舵的开始时刻之间的时间间隔为飞行器滚转周期的1/4。所述滚转周期是指飞行器滚转一周所用的时间。通过这种设计，滚转制导飞行器每转过90°，就有相应的一对舵机偏转，提供升力，可实现飞行器每旋转一圈，舵机工作4次，维持固定的轨道倾角实现滑翔。

在一种优选的实施方式中，所述阻尼回路模块用于获得飞行器的姿态角速率信息，并将获得的姿态角速率信息传送至中央控制模块Ⅰ；所述导航模块Ⅰ用于测得飞行器的速度方向信息，并将获得的速度方向信息传送至中央控制模块Ⅰ；所述中央控制模块Ⅰ接收姿态角速率信息和速度方向信息，并根据接收到的姿态角速率信息和速度方向信息控制执行模块工作。

其中，所述导航模块Ⅰ为GPS/北斗复合导航模块，GPS/北斗复合导航模块在飞行器飞行过程中全程使用，如在上升阶段为底排系统和火箭助推系统提供启动信息(即系统的启动需满足一定的高度，通过GPS/北斗复合导航模块提供高度信息)，在下降阶段提供速度方向信息，与传统的激光末制导飞行器相比，可以实现制导控制的全面数字化，使飞行器具备自动化飞行能力，提升了飞行器的系统性能。

所述姿态角包括俯仰角、偏航角和滚转角，定义飞行器的质心为坐标原点，沿轨道前进的切线方向为x轴，垂直轨道面的方向为y轴，垂直xy平面的方向为z轴，绕x轴旋转的姿态角，称之为翻转角；绕y轴旋转的姿态角，称之为俯仰角；绕z轴旋转的姿态角，称之为航偏角。姿态角速率信息是指俯仰角、偏航角和滚转角在单位时间内偏转的角度信息。

本发明中，设定的轨道倾角θ₀可通过以下方式获得：

第一种方式：在着落点和飞行状况确定的条件下，轨道倾角θ₀可在飞行器发射前装定在中央控制模块Ⅰ中；

第二种方式：在着落点确定的条件下，轨道倾角θ₀可在滑翔段开始时通过导航模块Ⅰ和中央控制模块Ⅰ获得并存储在中央控制模块Ⅰ；

第三种方式：在着落点确定或者移动的条件下，轨道倾角θ₀可在滑翔段期间通过导航模块Ⅰ和中央控制模块Ⅰ以及地面辅助系统获得并存储在中央控制模块Ⅰ中。

在滑翔段开始时，如图1所示，设定的轨道倾角θ₀通过下式获得：

其中，H表示舵机最初打舵时飞行器到地面的高度；

X_M表示飞行器高度H时对应的飞行器在地面上的横坐标；

X_T表示着落点在地面上的横坐标。

轨道倾角θ₀的设定需综合考虑射程、末端速度和飞行器极限升力，在保证末端速度不是很低的情况下，考虑飞行器能提供的极限升力。具体数值可根据实际工况确定，原则上是角度越低越有利于增程，但控制难度相应增加，通过设置适宜的轨道倾角能够有效地在保证精度的情况下提高飞行器的射程，达到制导飞行器增程的效果。

在飞行器的滑翔过程中，当中央控制模块Ⅰ计算得到的实际的轨道倾角θ大于预设的轨道倾角θ₀时，中央控制模块Ⅰ控制第一对舵机和第二对舵机交替工作，使飞行器实际轨道倾角θ接近设定轨道倾角θ₀。当中央控制模块Ⅰ计算得到的实际的轨道倾角θ小于预设的轨道倾角θ₀时舵机不工作，从而有效地保证飞行器的滑翔轨迹，提高飞行器射程。

在飞行器的滑翔段，为使飞行器的实际轨道倾角θ可以较快的达到设定的轨道倾角θ₀，阻尼回路模块和中央控制模块Ⅰ形成姿态角速率信号通路，用于抑制飞行器姿态抖动；导航模块Ⅰ和中央控制模块Ⅰ形成速度方向信号通路，用于获得实际的轨道倾角θ。中央控制模块Ⅰ以存储的设定轨道倾角θ₀、接受的姿态角速率信息和速度方向信息作参数，完成发送至执行模块的指令信息，即控制执行模块的指令信息由设定的轨道倾角与反馈的实际轨道倾角和姿态角速度信息共同作用生成，满足控制指令

其中，u为发送至执行模块的指令信息；

k_g＞0，为姿态角速率信号通路反馈增益，其与动力学系数相关，需根据实际飞行器参数通过自控原理进行设计，使轨道倾角跟踪的过渡时间满足要求；

为飞行器的俯仰角速率。

在一种优选的实施方式中，如图2所示，所述增程系统还包括位于地面的辅助系统，所述辅助系统包括导航模块Ⅱ和中央控制模块Ⅱ，所述导航模块Ⅱ用于获得飞行器着落点的位置信息，并将位置信息传送至中央控制模块Ⅱ；所述中央控制模块Ⅱ用于将接收到的着落点的位置信息传送至中央控制模块Ⅰ，在着落点移动的情况下实时校正飞行器的设定的轨道倾角θ₀和实际的轨道倾角θ。

滑翔段实现了滚转制导飞行器的增程，为了精准着落或对目标实施精确打击，末制导段不可或缺，所述速度方向控制系统在飞行轨道的末制导段采用基于导航模块Ⅰ的过重补比例导引的方式制导，所述导航模块Ⅰ为GPS/北斗复合导航模块。同时，过重补比例导引也可在一定程度上抬高轨道，增加射程。

所述过重补比例导引是在比例导引的基础上添加常值过重力补偿项得到的，通过所述常值过重力补偿项平衡或者抵消重力对飞行器的影响，从而尽量提高飞行器的射程；具体来说：通常所说的比例导引是指飞行器产生的过载正比于飞行器与目标的接近速度乘以二者视线角的变化率，但对于地面目标，比例导引将会导致飞行器的落角较小，对于打击目标的飞行器较为不利，在比例导引的基础上加上常值过重力补偿项可以在末制导段开始处抬高飞行器飞行轨道，在末段一定程度上增加飞行器落角。

在滑翔段和末制导段交接处，飞行器的俯仰角会产生一定的振荡，需要充分考量脱靶量(或着落准确性)这一重要指标。为了降低脱靶量，末制导时间的选取需要充分考虑，既能够保证脱靶量小，又最大程度地增加滑翔段时间，这样既可实现滚转制导飞行器的增程，又能实现对远程目标的精确打击或精确着落。

理论上，当选取末制导时间至少为15倍的制导环节时间常数时，脱靶量就可满足收敛至0。所述制导环节时间常数是指导航模块提供的相邻两组数据的更新时间，可作为制导环节的时间常数。由于本发明中制导飞行器采用GPS/北斗复合导航模块获取飞行器信息，导航模块数据更新频率为10Hz，飞行器上制导信号更新频率为10Hz，即0.1s。因此，理想情况下只需若干秒就可实现无脱靶量，为了增加制导控制系统的鲁棒性(即稳健性)，末制导时间应稍大于理论边界值。经过仿真分析，设定末制导时间应不小于5s，优选为10s-5s。合理末制导时间的选择，一方面可使滑翔段时间充分长，又可保证飞行器脱靶量接近0或准确着落。

带有根据本发明提供的增程系统的制导飞行器的全程增程过程包括：在飞行器发射瞬间，底排系统的燃烧药剂点燃，底排装置排气；升至一定高度后，火箭助推系统的发动机点火，与底排系统同步工作，工作时长0.8～2s，迅速增大飞行器速度；火箭助推系统工作结束后，底排装置继续工作；在飞行器接近轨道顶点处或轨道顶点(飞行器重力方向的速度为0)时飞行器进入滑翔段，速度方向控制系统控制两对舵机偏转产生升力，使飞行器抵抗重力影响，按设定的倾角平稳滑翔，当到达末制导段后，速度方向控制系统控制一对舵机打舵产生升力，另一对舵机产生偏航力，以调整飞行器的姿态和飞行方向，使飞行器准确飞向目标。

根据本发明提供的一种旋转制导飞行器的增程方法，该方法是通过设置如上文所述的旋转制导飞行器的增程系统来实现的，该方法中，

首先采用底排系统和火箭助推系统在飞行器上升阶段分别对飞行器进行减阻和加速，通过两个系统协同作用达到硬件增程的目的；

然后，采用速度方向控制系统控制飞行器在飞行轨道的滑翔段以设定轨道倾角θ₀滑向目标区域，具体过程为：

1)采用阻尼回路模块获得飞行器的姿态角速率信息，并将获得的姿态角速率信息传送至中央控制模块Ⅰ；

2)采用导航模块Ⅰ测得飞行器的速度方向信息，并将速度方向信息传送至中央控制模块Ⅰ；

3)采用中央控制模块Ⅰ接收姿态角速率信息和速度方向信息，并根据接收到的姿态角速率信息和速度方向信息控制执行模块工作；

4)采用位于地面的辅助系统获得飞行器着落点的位置信息，将该位置信息传送至中央控制模块Ⅰ，校正飞行器的设定的轨道倾角θ₀和实际的轨道倾角θ；

5)采用执行模块打舵工作产生升力，调节飞行器的飞行高度；

最后，采用速度方向控制系统控制飞行器在末制导段以过重补比例导引的方式制导。过重补比例导引的方式可在一定程度上抬高轨道，增加射程。

通过硬件增程(底排系统和火箭助推系统)、滑翔增程以及末制导段增程这三种增程方式的复合使用，极大地提高了制导飞行器的射程，提高了制导飞行器的应用领域，具有极大的实用价值。

实施例

选用设定的飞行器(如制导炮弹)，在飞行器上加载底排系统、火箭助推系统和两回路速度方向控制系统，所述两回路速度方向控制系统包括阻尼回路模块、导航模块Ⅰ、中央控制模块Ⅰ和执行模块。

其中，阻尼回路模块选用角速度陀螺DLA141(AD采样精度12位，主频18Mhz，电源10～12V，输出幅值12V)，导航模块Ⅰ选用GPS/北斗复合导航模块(能实时对运动载体的位置、速度进行测定，实现三维定位和导航；水平二维位置误差小于12米，高程方向位置精度小于15米；东北天向速度误差小于0.5米/秒)，中央控制模块Ⅰ选用TI公司DSP微型处理器TMS320F28355(系统时钟最大到150MHz；自带256kⅹ16位flash；自带16路12位ADC；自带3路SCI串口；尺寸小)，执行模块包括第一对舵机和第二对舵机。

飞行器旋转速率为10转每秒，在上升阶段启用底排系统和火箭助推系统，滑翔段以设定轨道倾角滑翔，飞行器所能达到的最大射程为50km。

对比例

对比例1

选用与实施例中相同型号批次的飞行器，在飞行器上加载底排系统，飞行器旋转速率为7转每秒，在上升阶段启用底排系统，飞行器所能达到的最大射程为35km。

对比例2

选用与实施例中相同型号批次的飞行器，在飞行器上加载火箭助推系统，飞行器旋转速率为9转每秒，在上升阶段启用火箭助推系统，飞行器所能达到的最大射程为38km。

对比例3

选用与实施例中相同型号批次的飞行器，在飞行器上加载两回路速度方向控制系统，飞行器旋转速率为6转每秒，在两回路速度方向控制系统的作用下飞行器以近似直线滑翔，飞行器所能达到的最大射程为45km。

以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。