一种利用炮射偏航力矩摆脱袭击的方法技术

本发明专利技术涉及一种利用炮射偏航力矩摆脱袭击的方法，包括如下步骤：由飞行器中的机载飞行雷达实时扫描并确定来袭飞行物的第一飞行参数，并将第一飞行参数输入飞行器中的机载控制器；机载控制器根据内置数据库匹配并识别来袭飞行物型号并确认来袭飞行物攻击半径；由机载控制器从惯性导航系统实时获取飞行器的第二飞行参数；由机载控制器依据第一飞行参数预测来袭飞行物的航迹，若来袭飞行物与飞行器的直线距离等于攻击半径，则由机载控制器自动控制位于飞行器机翼底部的发射器迅速发射炮弹，以躲避袭击。本发明专利技术提供的方法中，通过机载控制器的控制利用炮射瞬间产生的强大力矩快速改变飞行器航向，以躲避来袭飞行物的袭击。

【技术实现步骤摘要】
一种利用炮射偏航力矩摆脱袭击的方法
本专利技术涉及航天航空
，尤其涉及一种利用炮射偏航力矩摆脱袭击的方法。
技术介绍
在空中激战的战斗机，无论性能多么优良多么先进，在遇到来袭飞行物袭击的时候也只能在飞行员的操纵杆下做出各种有限度的机动动作，上述机动动作虽然可以暂时改变飞行轨迹，但由于产生的偏航力矩有限，且飞行员直接操作的形式仍存在一定的时间差，使得偏航后的飞行器仍不能有效摆脱来袭飞行物的攻击，使得战斗机在面对导弹袭击时仍损失较大。
技术实现思路
针对现有的战斗机偏航存在的上述问题，现提供一种利用炮射偏航力矩摆脱袭击的方法，以在机载控制器的控制下利用炮射瞬间产生的强大力矩快速改变飞行器航向，躲避来袭飞行物的袭击。具体技术方案如下：一种利用炮射偏航力矩摆脱袭击的方法，具有这样的特征，包括如下步骤：步骤一：由飞行器中的机载飞行雷达实时扫描并确定来袭飞行物的第一飞行参数，并将第一飞行参数输入飞行器中的机载控制器；步骤二：机载控制器根据内置数据库匹配并识别来袭飞行物型号并确认来袭飞行物攻击半径；步骤三：由机载控制器从惯性导航系统实时获取飞行器的第二飞行参数；步骤四：由机载控制器依据第一飞行参数预测来袭飞行物的航迹，并依据来袭飞行物的航迹和第二飞行参数计算来袭飞行物与飞行器的直线距离，若来袭飞行物与飞行器的直线距离小于或等于攻击半径，则由机载控制器自动控制位于飞行器机翼底部的发射器迅速发射炮弹，以快速产生偏航力矩，改变飞行器的飞行航向角，躲避来袭飞行物的袭击。上述的方法，还具有这样的特征，第一飞行参数包括来袭飞行物的高度、速度、加速度和飞行航向角。上述的方法，还具有这样的特征，第二飞行参数包括飞行器的高度、速度、加速度和飞行航向角。上述的方法，还具有这样的特征，惯性导航系统通过陀螺仪和加速度计获得三维方向信息和三维加速度信息，并以此计算获得第二飞行参数。上述的方法，还具有这样的特征，来袭飞行物为导弹。上述的方法，还具有这样的特征，炮弹为空包弹。上述方案的有益效果是：本专利技术提供的利用炮射偏航力矩摆脱袭击的方法中，通过机载控制器的控制利用炮射瞬间产生的强大力矩快速改变飞行器航向，以躲避来袭飞行物的袭击。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。需要说明的是，在不冲突的情况下，本专利技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面结合具体实施例对本专利技术作进一步说明，但不作为本专利技术的限定。一种利用炮射偏航力矩摆脱袭击的方法，包括如下步骤：步骤一：由飞行器中的机载飞行雷达实时扫描并确定来袭导弹的第一飞行参数，主要包括高度、速度、加速度和飞行航向角，并将第一飞行参数输入飞行器中的机载控制器；步骤二：机载控制器根据内置数据库(由现今公开导弹的外观、性能数据生成)匹配并识别来袭导弹型号并确认来袭飞行物攻击半径；步骤三：由机载控制器从惯性导航系统实时获取飞行器的第二飞行参数，主要包括高度、速度、加速度和飞行航向角，本实施例中考虑到惯性导航技术不依赖外界信息，而且不易受到电磁干扰，因而选自由惯性导航系统实时获取第二飞行参数，为了进一步提高精度，也可选择由卫星导航系统，如全球卫星定位系统、伽利略系统或北斗系统实时获取第二飞行参数；步骤四：由机载控制器依据第一飞行参数建模并实时预测来袭飞行物未来一段时间的航迹，并依据来袭飞行物的航迹和第二飞行参数计算来袭飞行物与飞行器的直线距离，若来袭飞行物与飞行器的直线距离小于或等于攻击半径，则由机载控制器自动控制位于飞行器机翼底部的发射器迅速发射空包炮弹，以快速产生偏航力矩，改变飞行器的飞行航向角，躲避来袭飞行物的袭击；具体的，本实施例中惯性导航系统通过陀螺仪和加速度计获得三维方向信息和三维加速度信息，并以此计算获得第二飞行参数。本实施例中利用炮射时产生的巨大后坐力产生偏航力矩，以实现飞行航向的快速改变，以躲避来袭导弹的袭击，为了便于在需要的方向上及时产生偏航力矩，本实施例中可于飞行器两侧机翼的底部均设置旋转式炮塔，以根据机载控制器的控制快速旋转至合适角度并发射炮弹，以迅速产生有效偏航力矩，使飞行器快速旋转、翻滚，并通过飞行器的急速翻滚运动脱离来袭导弹的攻击半径，也可通过飞行器的急速翻滚运动逃离来袭导弹破片的杀伤半径。以上仅为本专利技术较佳的实施例，并非因此限制本专利技术的实施方式及保护范围，对于本领域技术人员而言，应当能够意识到凡运用本专利技术说明书内容所作出的等同替换和显而易见的变化所得到的方案，均应当包含在本专利技术的保护范围内。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种利用炮射偏航力矩摆脱袭击的方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一：由飞行器中的机载飞行雷达实时扫描并确定来袭飞行物的第一飞行参数，并将第一飞行参数输入飞行器中的机载控制器；步骤二：机载控制器根据内置数据库匹配并识别来袭飞行物型号并确认来袭飞行物攻击半径；步骤三：由机载控制器从惯性导航系统实时获取飞行器的第二飞行参数；步骤四：由机载控制器依据第一飞行参数预测来袭飞行物的航迹，并依据来袭飞行物的航迹和第二飞行参数计算来袭飞行物与飞行器的直线距离，若来袭飞行物与飞行器的直线距离小于或等于攻击半径，则由机载控制器自动控制位于飞行器机翼底部的发射器迅速发射炮弹，以快速产生偏航力矩，改变飞行器的飞行航向角，躲避来袭飞行物的袭击。

【技术特征摘要】
1.一种利用炮射偏航力矩摆脱袭击的方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一：由飞行器中的机载飞行雷达实时扫描并确定来袭飞行物的第一飞行参数，并将第一飞行参数输入飞行器中的机载控制器；步骤二：机载控制器根据内置数据库匹配并识别来袭飞行物型号并确认来袭飞行物攻击半径；步骤三：由机载控制器从惯性导航系统实时获取飞行器的第二飞行参数；步骤四：由机载控制器依据第一飞行参数预测来袭飞行物的航迹，并依据来袭飞行物的航迹和第二飞行参数计算来袭飞行物与飞行器的直线距离，若来袭飞行物与飞行器的直线距离小于或等于攻击半径，则由机载控制器自动控制位于飞行器机翼底部的发射器迅速发射炮...

【专利技术属性】
技术研发人员：何振平，
申请(专利权)人：何振平，
类型：发明
国别省市：河南,41