一种旋转制导飞行器的增程系统及方法技术方案

本发明专利技术提供了一种旋转制导飞行器的增程系统，所述增程系统包括底排系统、火箭助推系统和速度方向控制系统，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的轨道倾角θ

Method and system for increasing range of a rotary guided aircraft

The present invention provides a system for increasing spinning guided aircraft, the increasing range of system comprises a bottom exhaust system, rocket system and velocity control system, the speed and direction control system for gliding control aircraft in orbit to preset track angle

【技术实现步骤摘要】
一种旋转制导飞行器的增程系统及方法
本专利技术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。
技术介绍
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。
技术实现思路
为了解决上述问题，本专利技术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，从而完成本专利技术。具体来说，本专利技术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。根据本专利技术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)本专利技术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；本专利技术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)本专利技术采用的导航模块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示出本专利技术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示出本专利技术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；XM-飞行器高度H时对应的飞行器在地面上的横坐标；XT-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专利技术进一步详细说明。通过这些说明，本专利技术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。根据本专利技术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示出本专利技术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。本专利技术中本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种旋转制导飞行器的增程系统，其特征在于，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的轨道倾角θ

【技术特征摘要】
1.一种旋转制导飞行器的增程系统，其特征在于，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的轨道倾角θ0滑向目标区域。2.根据权利要求1所述的增程系统，其特征在于，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飞行轨道的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；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。3.根据权利要求1或2所述的增程系统，其特征在于，所述速度方向控制系统还包括：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。4.根据权利要求3所述的增程系统，其特征在于，所述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，所述导航模块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。5.根据权利要求2至4之一所述的增程系统，其特征在于，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。6.根据权利要求2至5之一所述的增程系统，其特征在于，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；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；所述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。7.根据权利要求1至6之一...

【专利技术属性】
技术研发人员：彭博，王伟，韩丁丁，胡欧磊，林时尧，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京,11