一种高超声速导弹转弹收星方法与流程

本发明属于航天飞行器总体设计技术，具体涉及一种高超声速飞行器旋转收星方法。

背景技术：

飞行器以高超声速在稠密大气层中飞行时，空气受到强烈压缩和剧烈的摩擦作用，弹头的大部分动能转化为热能，致使弹头周围的空气温度急剧升高，高温气体与弹头表面之间产生巨大温差，部分热能迅速向物面传递，随着马赫数增加，气动加热现象愈加严重。气动加热使传统防热材料如酚醛基树脂玻璃钢不断碳化，高温碳化现象将对电磁波传输产生损耗，严重时将导致收星定位失效。同时，高温气体和被烧蚀的防热材料的分子分解和电离，该电离气体层对电磁波产生吸收、反射和折射等影响，可能造成飞行器与地面的测控和通信信号的中断，产生通信黑障。

再入通信黑障的问题，实质上是电磁波穿透等离子鞘套传播的问题。北斗、GPS或GNSS信号为固定频段，因此无法通过调整频段方式改变电磁波穿透能力。一般地，为减轻或消除再入通信黑障问题，通过注入亲电子物质降低等离子层电子密度，而大多数亲电子液体有产生环境污染的缺点；或采用磁窗口在再入通信天线附近外加静态磁场，改变电磁波的传播模式，但受限于磁性材料使用温度较低、附加质量和体积条件等因素，未能被较好采用；再者更换透波性能更好的复合石英陶瓷，可使透射系数增加，优异的抗烧蚀性能均有利于电磁波穿透，但须在弹体表面开设窗口，破坏飞行器外防热整体结构，而一般地受到结构和窗口尺寸限制，窗口位置选择在距离整流罩较近区域，受到来流分离区影响，激波干扰严重，马赫数达到一定水平将导致窗口材料与弹体材料烧蚀不匹配，增加防热设计成本，同时复合石英陶瓷价格相对传统玻璃钢材料昂贵。

技术实现要素：

本发明目的在于提出一种高超声速飞行器旋转收星方法，沿用传统热防护方案，通过在中段滚动通道滚转90°飞行、导引方程进行相应更改等措施，将北斗天线转移至背风象限飞行，使飞行器北斗天线处于相对压力阴影区，大幅度改善再入通信环境，而上述更改属于软件修改，可快速实现飞行器收星定位。

一种高超声速导弹转弹收星方法，包括以下步骤：

(1)导弹在大气层外平飞时，将弹体姿态调整到再入姿态角，滚动角调整至90°，调姿到位后，保持姿态等待伺服舱分离；

(2)再入至45km高度，伺服舱分离后，机动弹头起控，滚动通道标准姿态角为90°，即机动段飞行过程中滚动角保持90°姿态飞行；

(3)制导系统将俯仰偏航通道的制导指令及指令跟踪量进行分解，实现偏航与滚转通道转换，分解公式如下：

其中：

为分解后得到的法向导引指令，该量作为俯仰通道稳定系统的指令输入值；

为分解后得到的横向导引指令，该量作为偏航通道稳定系统的指令输入值,；

为分解后得到的法向导引指令跟踪值，该量作为俯仰通道稳定系统的实际跟踪量输入值；

为分解后得到的横向导引指令跟踪值，该量作为偏航通道稳定系统的实际跟踪量输入值,；

γ为导航计算得到的滚动角；

为分解前的实际弹道倾角变化率；

为分解前的实际弹道偏角变化率。

总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案能够取得下列有益效果：

本发明方法通过在中段滚动通道滚转90°飞行、导引方程进行相应优化，将北斗天线转移至背风象限飞行，使飞行器北斗天线处于相对压力阴影区，大幅度改善再入通信环境，可快速实现飞行器收星定位。采用本发明方法无需更改导弹任何硬件，可使飞行器在再入大气层之前，水平方向北斗窗口旋转至背风象限，较大程度改善再入通信环境。

附图说明

下面将结合附图及实施例对本发明作进一步说明，附图中：

图1为本发明飞行程序图。

图2为本发明实例酚醛基高硅氧玻璃钢温度改善示意图。

图3为本发明实例酚醛基高硅氧玻璃钢材料地面不同温度电性能测试结果。

图4为本发明实例旋转前后变轨姿控舱分离时刻北斗收星情况。

图5为本发明实例旋转前后姿控分离段衰减常数改善效果图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

本发明提供一种高超声速飞行器旋转收星方法，该方法包括以下步骤：

(1)飞行器在大气层外平飞时，将弹体姿态调整到再入姿态角，滚动角调整至90°，调姿到位后，保持姿态等待伺服舱分离。

(2)再入至45km高度，伺服舱分离后，机动弹头起控，滚动通道标准姿态角为90°，即机动段飞行过程中滚动角保持90°姿态飞行。

(3)为了适应滚动角90°的飞行状态，制导系统将俯仰偏航通道的制导指令及指令跟踪量进行分解，实现偏航与滚转通道转换，分解公式如下：

其中：

为分解后得到的法向导引指令，该量作为俯仰通道稳定系统的指令输入值,单位为(rad/s)；

为分解后得到的横向导引指令，该量作为偏航通道稳定系统的指令输入值,单位为(rad/s)；

为分解后得到的法向导引指令跟踪值，该量作为俯仰通道稳定系统的实际跟踪量输入值,单位为(rad/s)；

为分解后得到的横向导引指令跟踪值，该量作为偏航通道稳定系统的实际跟踪量输入值,单位为(rad/s)；

γ为导航计算得到的滚动角，单位(rad)。

为分解前的实际弹道倾角变化率，单位为(rad/s)；

为分解前的实际弹道偏角变化率,单位为(rad/s)。

采用本发明方法无需更改导弹任何硬件，可使导弹在再入大气层之前，水平方向北斗窗口旋转至背风象限，较大程度改善再入通信环境。

实例：

1号点为弹体分离时刻点，在该时刻实现头体分离，飞行器末修级以较高马赫数飞离大气层；2号点为中段组合制导结束点，该时刻后中段飞行可靠惯组实现导航定位，无需北斗/GPS/GNSS等导航信号，选择在中段组合制导结束后的3号点时刻，将滚动角调整至90°，调姿到位后，保持姿态等待姿控舱分离；4号点位再入至45km高度标志，在飞行器到达4号点之前，通过软件程序控制实现滚动通道与偏航通道转换；飞行器到达4号点，即实现姿控舱分离，机动弹头起控，滚动通道标准姿态角为90°，即机动段飞行过程中滚动角保持90°姿态飞行。

应用本发明方法的实例技术效果如下：

低温段改善效果：姿控舱分离后10s以内，外壁温度低于400℃，材料性能变化对透波特性影响较小，电磁波信号衰减主要来自等离子层影响，转弹后，可使电磁波传输衰减常数有一定程度降低，并起到延迟失锁作用。其具体改善效果见图5。

高温段改善效果：转弹后，外壁峰值温度相对下降300℃，与小射程水平象限峰值温度相当，地面试验结果表明：酚醛基高硅氧玻璃钢材料外表面温度超过780℃时，高温及材料微观结构变化将对北斗频段电磁波传输产生较大损耗，温度越高，这种损耗的不可逆转程度越明显。由图2可知，旋转后可使酚醛基高硅氧玻璃钢材料温度降低，同时结合图3可知，温度降低有利于减小透波损耗。

未转弹时变轨姿控舱分离前北斗收星正常，收星数10颗，分离后出现3s正常的短暂失锁现象，分离后4s-5s正常捕获北斗卫星，且北斗卫星信噪恢复至分离前水平。分离后5s北斗收星信噪比急剧降低，绝大部分信噪比低于跟踪门限或在跟踪门限附近(跟踪门限为35db)，只有105#星信噪比正常，直至落地，机动段北斗不能定位。

旋转后变轨姿控舱分离前迎风面和背风面天线北斗收星正常，收星数共10颗，背风面8颗，平均信噪比40dB，迎风面5颗，平均信噪比39dB，定位正常。分离后4s～5s收星数为0，分离后6s背风面北斗收星数量逐步恢复，收星数4颗左右(102#、103#、105#和107#)，平均信噪比39dB，迎风面北斗收星数在1颗左右(103#)，信噪比36dB左右，直至落地，机动段北斗定位正常。

本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。