一种舰载火箭弹垂直转弯控制方法技术

本发明专利技术涉及一种舰载火箭弹垂直转弯控制方法，所述的舰载火箭弹采用冷弹垂直发射，通过下述方式实现：首先在火箭弹弹射出筒后，使用固体脉冲姿控发动机完成垂直转弯动作，使弹体的纵轴即弹体系的X轴指向目标所在方位；所述的固体脉冲姿控发动机至少四个且周向均布；然后使用空气舵完成滚转角控制，使弹体系的Y轴垂直于水平面向上；最后通过全弹制导稳定控制，导引火箭弹飞向目标点。

A vertical turning control method of Shipborne rocket

【技术实现步骤摘要】
一种舰载火箭弹垂直转弯控制方法
本专利技术涉及一种火箭弹姿态控制技术，特别涉及一种舰载火箭弹垂直转弯控制技术，属于飞行控制系统设计

技术介绍
从20世纪70年代开始，舰空导弹系统率先引用垂直发射技术。由于垂直发射的导弹具有很多特点，例如：空中快速转弯,反应能力好；装弹量大，火力强，全方位发射，无发射盲区，发射结构简单，工作可靠，生存力强；有利于模块化，通用化设计；成本低等。因此，垂直发射已成为舰载导弹系统发展的必然趋势。火箭弹垂直发射技术具有以下优点:(1)可以向任何方向发射弹药,不存在射击盲区；(2)反应时间短,发射一枚弹药只需一秒钟,而倾斜发射则需要10～30s；(3)通用性好,储弹量大；(4)与雷达联合使用,可大大提高抗饱和攻击的能力等。低成本、高射速的中近程制导火箭弹能够适应舰载作战全天候、强机动、快速性的作战要求，能够进一步提高我国火力驱逐舰的作战能力。对于火箭弹这类低成本、高射速的中近程制导武器而言，为了适应舰载垂直发射系统的使用要求，对制导控制系统提出了全方位快速转弯的要求：导弹的姿态俯仰角和弹道倾角应在初制导段结束时达到预定指向，方位角应控制在拦截目标方位上。具体到舰载武器而言，导弹在垂直发射离筒后的短时间内，须完成导弹的快速大角度转弯，实现全方位作战飞行，而这时导弹速度较低，舵面和翼面产生的控制力及力矩较小，这就产生了导弹初始段弹道大角度拐弯的难题。经对现有技术文献的检索发现，目前对于垂直转弯控制技术存在三类技术方案：第一类技术方案是采用摆动喷管进行姿态控制，如运载火箭、导弹武器等，该方案研制成本较高，不适用于低成本火箭武器，其控制方法可以参考李君，董朝阳，程兴，陈宇等在《导弹与航天运载技术》(2017年6期)上发表的文章“基于姿控喷管开关控制的全量耦合动力学建模与控制优化技术研究”等相关文献；第二类技术方案是采用燃气舵+空气舵进行姿态控制，如防空导弹等，该方案中的燃气舵机构复杂，需要做大量的风洞试验确定燃气舵的特性，研制成本同样不低，其控制方法可以参考汤善同、陈素贞在《北京航空航天大学学报》(1991年第4期)发表的文章“最优控制理论在垂直发射箭空导弹转弯控制中的应用”以及朱成、陈谋、姜长生在《电光与控制》(2014年05期)发表的“基于四元数的垂直发射拦截导弹姿态自抗扰控制”等相关文献；第三类技术方案是采用固体脉冲发动机阵列，如旋转火箭弹，该技术方案成本较低、无需大量额外试验，比较适合低成本火箭武器，其控制方法可以参考张璐华、廖欣、姜中昊、葛朓琳、杨永强在《上海航天》(第34卷2017年增刊)上发表的“垂直发射旋转导弹空中转弯控制技术研究”。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种转弯系统成本较低，简单有效，适合于工程实现的一种舰载火箭弹垂直转弯控制方法。本专利技术解决技术的方案是：一种舰载火箭弹垂直转弯控制方法，所述的舰载火箭弹采用冷弹垂直发射，通过下述方式实现：首先在火箭弹弹射出筒后，使用固体脉冲姿控发动机阵列完成垂直转弯动作，使弹体的纵轴即弹体系的X轴指向目标所在方位；所述的固体脉冲姿控发动机阵列至少四个发动机且周向均布；然后使用空气舵完成滚转角控制，使弹体系的Y轴垂直于水平面向上；最后通过全弹制导稳定控制，导引火箭弹飞向目标点。优选的，依次通过启动转弯的点火逻辑、停止转弯的点火逻辑以及主发动机的点火逻辑三部分配合完成垂直转弯的控制；其中启动转弯的点火逻辑是在抑制俯仰和偏航通道角速率的同时使火箭弹纵轴指向目标所在方位；停止转弯的点火逻辑是抑制俯仰和偏航通道的角速率；主发动机的点火逻辑是满足俯仰偏航通道姿态及角速度的约束条件并防止主发动机的推力偏斜对转弯产生影响，完成转弯后才进行主发动机点火。优选的，姿控发动机的编号顺序为投影在垂直弹体纵轴的横截面即弹体系YOZ平面上，从0#开始逆时针顺序编号，其中0#发动机位于弹体正Z轴。优选的，所述的启动转弯的点火逻辑通过计算姿控发动机产生的角速度增量使得与俯仰和偏航通道角速度的合成矢量指向转弯角速度矢量所在方位。优选的，所述的启动转弯的点火逻辑具体操作如下：a.计算发射方向与弹体纵轴的夹角θ；b.如果满足条件：θ>Δ，则按照①～⑦计算开始转弯的姿控发动机开机指令；否则，跳转至c；所述的Δ预设的角度偏差上限；①计算期望的姿态变化方向在弹体YOZ平面的相角θexp；②计算干扰角速度产生的姿态变化方向在弹体YOZ平面的相角θdis；③计算姿控发动机需要产生的角速度增量在弹体YOZ平面的相角θcmd；④计算推力在弹体YOZ平面的相角θpush，并将取值调整到[0°,360°)范围内；⑤根据步骤④调整后的相角θpush以及姿控发动机的安装角度间隔σ，计算姿控发动机开机阵列的中心编号以及开机相位的余角；⑥计算姿控发动机的开机阵列最小序号non_min和最大序号non_max，并将该序号的范围调整至[0,N-1]范围内的整数；N为姿控发动机数量；⑦设置姿控发动机阵列的开机指令：如果non_min≤non_max，则设置序号为non_min,…,non_max的姿控发动机点火；否则，设置序号为non_max,…,N-1,0,…,non_min的姿控发动机点火。c.计算结束。优选的，所述的停止转弯的点火逻辑通过计算姿控发动机产生的角速度增量使得与俯仰和偏航通道角速度的合成矢量指向相反。优选的，所述的停止转弯的点火逻辑具体操作如下：①计算发射方向与弹体纵轴的夹角θ以及弹体纵轴与发射系Y轴正向的夹角θXY；②如果条件1与条件2同时满足，则执行③；否则，跳转至⑨；条件1：已经执行过启动转弯；条件2：π/2-θXY≤Θ，其中，θXY为弹体纵轴与天向的夹角，Θ为装订的发射高低角；③如果则执行④～⑧；否则，跳转至⑨；所述的δ为预设的角速度偏差上限；④根据俯仰和偏航合成角速度计算推力在弹体YOZ平面的相角，并将取值调整到[0°,360°)范围内；⑤计算姿控发动机开机阵列的中心编号以及开机的扇区角，调整姿控发动机开机阵列的中心编号，计算姿控发动机的开机阵列最小序号和最大序号，并将该序号的范围调整至[0,N-1]范围内的整数；⑥初步确定点火的姿控发动机序号；如果non_min≤non_max，则设置序号为non_min,…,non_max的姿控发动机点火；否则，设置序号为non_max,…,N-1,0,…,non_min的姿控发动机点火；⑦统计本次点火的发动机序号中在开始转弯的姿控过程中已经用过的发动机数量，调整需要点火的姿控发动机序号，排除已用过的发动机序号，然后将调整后序号的范围调整至[0,N-1]范围内的整数；⑧设置姿控发动机阵列的开机指令：如果non_min≤non_max，则设置序号为non_min,…,non_max的姿控发动机点火；否则，设置序号为non_max,…,N-1,0,…,non_本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种舰载火箭弹垂直转弯控制方法，所述的舰载火箭弹采用冷弹垂直发射，其特征在于通过下述方式实现：/n首先在火箭弹弹射出筒后，使用固体脉冲姿控发动机阵列完成垂直转弯动作，使弹体的纵轴即弹体系的X轴指向目标所在方位；所述的固体脉冲姿控发动机阵列至少包含四个发动机且周向均布；/n然后使用空气舵完成滚转角控制，使弹体系的Y轴垂直于水平面向上；/n最后通过全弹制导稳定控制，导引火箭弹飞向目标点。/n

【技术特征摘要】
1.一种舰载火箭弹垂直转弯控制方法，所述的舰载火箭弹采用冷弹垂直发射，其特征在于通过下述方式实现：
首先在火箭弹弹射出筒后，使用固体脉冲姿控发动机阵列完成垂直转弯动作，使弹体的纵轴即弹体系的X轴指向目标所在方位；所述的固体脉冲姿控发动机阵列至少包含四个发动机且周向均布；
然后使用空气舵完成滚转角控制，使弹体系的Y轴垂直于水平面向上；
最后通过全弹制导稳定控制，导引火箭弹飞向目标点。


2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：依次通过启动转弯的点火逻辑、停止转弯的点火逻辑以及主发动机的点火逻辑三部分配合完成垂直转弯的控制；其中启动转弯的点火逻辑是在抑制俯仰和偏航通道角速率的同时使火箭弹纵轴指向目标所在方位；停止转弯的点火逻辑是抑制俯仰和偏航通道的角速率；主发动机的点火逻辑是满足俯仰偏航通道姿态及角速度的约束条件并防止主发动机的推力偏斜对转弯产生影响，完成转弯后才进行主发动机点火。


3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：姿控发动机的编号顺序为投影在垂直弹体纵轴的横截面即弹体系YOZ平面上，从0#开始逆时针顺序编号，其中0#发动机位于弹体正Z轴。


4.根据权利要求2或3所述的方法，其特征在于：所述的启动转弯的点火逻辑通过计算姿控发动机产生的角速度增量使得与俯仰和偏航通道角速度的合成矢量指向转弯角速度矢量所在方位。


5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：所述的启动转弯的点火逻辑具体操作如下：
a.计算发射方向与弹体纵轴的夹角θ；
b.如果满足条件：θ>Δ，则按照①～⑦计算开始转弯的姿控发动机开机指令；否则，跳转至c；所述的Δ为预设的角度偏差上限；
①计算期望的姿态变化方向在弹体YOZ平面的相角θexp；
②计算干扰角速度产生的姿态变化方向在弹体YOZ平面的相角θdis；
③计算姿控发动机需要产生的角速度增量在弹体YOZ平面的相角θcmd；
④计算推力在弹体YOZ平面的相角θpush，并将取值调整到[0°,360°)范围内；
⑤根据步骤④调整后的相角θpush以及姿控发动机的安装角度间隔σ，计算姿控发动机开机阵列的中心编号以及开机相位的余角；
⑥计算姿控发动机的开机阵列最小序号non_min和最大序号non_max，并将该序号的范围调整至[0,N-1]范围内的整数；N为姿控发动机数量；
⑦设置姿控发动机阵列的开机指令：如果non_min≤non_max，则设置序号为non_min,…,non_max的姿控发动机点火；否则，设置序号为non_max,…,N-1,0,…,non_min的姿控发动机点火。
c.计算结束。


6.根据权利要求2或3所述的方法，其特征在于：所述的停止转弯的点火逻辑通过计算姿控发动机产生的角速度增量使得与俯仰和偏航通道角速度的合成矢量指向相反。...

【专利技术属性】
技术研发人员：田源，吴莉萍，王君，李涛，张超，宋蔚阳，方海红，方岳，邓博伟，王东东，王洪波，赵春明，孙月光，黄朝东，苏淼，姚跃民，薛强，赵苑辰，
申请(专利权)人：北京航天长征飞行器研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11