抗高过载的一体化制导控制系统技术方案

本发明专利技术公开了一种抗高过载的一体化制导控制系统，该系统中将导航系统、制导系统、控制系统进行一体化设计，都将数据传输至微处理器模块中进行处理，避免了子系统之间传递信号的时间滞后对飞行器控制的影响，其中，特别设计了呈片状的抗高过载天线，相比传统的锥形天线以及改良后的环形天线，该片状天线不仅具有更强的卫星信号接受能力，还具有抗高过载的特性，能够在高动态高过载的情况下稳定工作；另外，由于导航模块和制导模块获得的视线角速率都不够准确，存在误差，微处理器模块中使用融合解算后的视线角速度进行导航计算，能够进一步提升命中精度。

【技术实现步骤摘要】
抗高过载的一体化制导控制系统
本专利技术涉及飞行器的制导控制系统，具体涉及一种能够抗高过载的一体化制导控制系统。
技术介绍
制导控制系统是高动态飞行器不可替代的核心组成部分之一，是决定高动态飞行器性能的关键之处，传统的制导控制系统通常由空间定向陀螺、平台激光导引头、气动舵机等构成，但上述元件在本质上决定了所设计的高动态飞行器无法抵抗高过载对系统的破坏性影响，很多原件在高动态的情况下不再具备理论上的工作性能，而且传统的制导控制系统往往需要根据具体型号对导航系统、制导系统、控制系统分别进行设计，如此不仅需要花费大量的时间和精力，而且也存在子系统之间不协调、不匹配的问题。尤其在高过载的作用下，这种传统的设计方案使导航系统、制导系统与控制系统之间的传递指令滞后更加严重，从而造成严重的后果。因此，设计一种可抗高过载的通用一体化导航制导控制系统，使其在高过载、大机动的飞行条件下可以集成为一体并正常工作，对提升高动态飞行器的性能具有重要的意义。由于上述原因，本专利技术人对现有的制导控制系统做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的新的制导控制系统。
技术实现思路
为了克服上述问题，本专利技术人进行了锐意研究，设计出一种抗高过载的一体化制导控制系统，该系统中将导航系统、制导系统、控制系统进行一体化设计，都将数据传输至微处理器模块中进行处理，避免了子系统之间传递信号的时间滞后对飞行器控制的影响，其中，特别设计了呈片状的抗高过载天线，相比传统的锥形天线以及改良后的环形天线，该片状天线不仅具有更强的卫星信号接受能力，还具有抗高过载的特性，能够在高动态高过载的情况下稳定工作；另外，由于导航模块和制导模块获得的视线角速率都不够准确，存在误差，微处理器模块中使用融合解算后的视线角速度进行导航计算，能够进一步提升命中精度，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一种抗高过载的一体化制导控制系统，该系统能够在高过载的情况下精准控制飞行器的姿态。其中，该系统包括一体化的微处理器模块1，其用于为精准控制飞行器的姿态提供需用过载，并生成舵偏指令。其中，该系统还包括：导航模块2，其用于实时获知飞行器的位置和速度信息；制导模块3，其用于实时获知飞行器的滚转角、转速和视线角信息；控制模块4，其用于执行舵偏指令，并实时将舵偏状态反馈至微处理器模块1，对舵偏指令进行反馈补偿，提高打舵精度。其中，所述导航模块2包括抗高过载天线21、抗干扰子模块22和卫星制导子模块23；所述抗高过载天线21的形状为片材形状，用以在高过载时接收卫星信号，所述抗干扰子模块22与所述抗高过载天线21相连，用以对所述卫星信号做滤波处理，所述卫星制导子模块23接收经滤波处理的卫星信号并根据该信号实时解算出飞行器的位置和速度信息。其中，抗高过载天线21设置在飞行器外壁上，优选地，在所述飞行器的外壁上设置有内凹的容纳槽5，所述抗高过载天线21安装在所述容纳槽5内，且在抗高过载天线21外部设置有防护挡板51。其中，所述抗高过载天线21设置有多片，均布在飞行器周围，优选地，所述抗高过载天线21设置有4片。其中，所述制导模块3包括地磁传感器31和捷联激光导引头32，所述地磁传感器31用于实时敏感飞行器的滚转角和转速，捷联激光导引头32用于实时敏感飞行器的视线角。其中，所述控制模块4包括舵机伺服子模块41和电动舵机42；所述舵机伺服子模块41用于接收舵偏指令，并将其转换为舵机信号，控制电动舵机42打舵工作；所述舵机伺服子模块41还用于敏感电动舵机的舵偏状态。其中，在所述微处理器模块1中，根据从导航模块2获得的飞行器的位置和速度信息得到第一视线角速率再根据从制导模块3获得的飞行器的视线角得到第二视线角速率将对所述和做融合处理后得到的最终视线角速率作为飞行器的视线角速率。本专利技术所具有的有益效果包括：(1)本专利技术的制导控制系统中以地磁传感器代替传统的空间定向陀螺、以捷联激光导引头代替平台导引头、以电动舵机代替气动舵机，使得该系统具有良好的抗高过载能力，可应用于高过载、大机动飞行器中，既能够提供准确的制导数据信息，还能够降低损毁风险；(2)本专利技术的制导控制系统中将导航系统、制导系统、控制系统进行一体化设计，避免了子系统之间传递信号的时间滞后对飞行器控制的影响；(3)本专利技术的制导控制系统中使用捷联激光导引头来替代平台导引头，并对导航系统、制导系统、控制系统进行一体化设计，节省了飞行器的装载空间，提高了飞行器的负荷能力；(4)本专利技术的制导控制系统具有广谱适应性，可适用于各种型号的飞行器上，是一种通用的制导控制系统方案。附图说明图1示出根据本专利技术一种优选实施方式的抗高过载的一体化制导控制系统整体结构图；图2示出根据本专利技术一种优选实施方式的抗高过载的一体化制导控制系统中抗高过载天线的结构示意图；图3示出实验例中三种角速率条件下的飞行器轨迹。附图标号说明：1-微处理器模块2-导航模块21-抗高过载天线22-抗干扰子模块23-卫星制导子模块3-制导模块31-地磁传感器32-捷联激光导引头4-控制模块41-舵机伺服子模块42-电动舵机5-容纳槽51-防护挡板6-电源模块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。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。根据本专利技术提供的抗高过载的一体化制导控制系统，如图1中所示，该系统能够在高过载的情况下精准控制飞行器的姿态。本专利技术中所述的高过载是指作用在飞行器上的气动力和发动机推力的合力与飞行器重力的比值在10000及以上；高动态是指飞行器可进行大机动飞行，具有较大的法向加速度(一般将法向加速度在10g以上的飞行情况称之为大机动飞行，g表示重力加速度)；一般在高过载/高动态的情况下，飞行器自身上的敏感设备如空间陀螺、惯性陀螺、平台式激光导引头等会失去其测量基准，从而难以获得精确测量结果。在一个优选的实施方式中，该系统包括一体化的微处理器模块1，其用于为精准控制飞行器的姿态提供需用过载，并生成舵偏指令。所述一体化是指该制导控制系统中的导航模块、制导模块和控制模块的计算部分都集合为一体，在敏感得到基础数据后都传输至该微处理器模块中，由微处理器模块统一处理，从而避免导航系统、制导系统与控制系统之间传递指令滞后的问题，也能够降低各个信号彼此干扰带来的系统噪声；优选地，如图1中所示，该系统还包括：导航模块2、制导模块3和控制模块4；其中，导航模块2本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种抗高过载的一体化制导控制系统，其特征在于，该系统能够在高过载的情况下精准控制飞行器的姿态。/n

【技术特征摘要】
1.一种抗高过载的一体化制导控制系统，其特征在于，该系统能够在高过载的情况下精准控制飞行器的姿态。


2.根据权利要求1所述的制导控制系统，其特征在于，
该系统包括一体化的微处理器模块(1)，其用于为精准控制飞行器的姿态提供需用过载，并生成舵偏指令。


3.根据权利要求2所述的制导控制系统，其特征在于，
该系统还包括：
导航模块(2)，其用于实时获知飞行器的位置和速度信息；
制导模块(3)，其用于实时获知飞行器的滚转角、转速和视线角信息；
控制模块(4)，其用于执行舵偏指令，并实时将舵偏状态反馈至微处理器模块(1)，对舵偏指令进行反馈补偿，提高打舵精度。


4.根据权利要求3所述的制导控制系统，其特征在于，
所述导航模块(2)包括抗高过载天线(21)、抗干扰子模块(22)和卫星制导子模块(23)；
所述抗高过载天线(21)的形状为片材形状，用以在高过载时接收卫星信号，
所述抗干扰子模块(22)与所述抗高过载天线(21)相连，用以对所述卫星信号做滤波处理，
所述卫星制导子模块(23)接收经滤波处理的卫星信号并根据该信号实时解算出飞行器的位置和速度信息。


5.根据权利要求4所述的制导控制系统，其特征在于，
抗高过载天线(21)设置在飞行器外壁上，
优选地，在所述飞行器的外壁上设置有内凹的容纳槽(5)，所述抗高过载天线(21)安装在所述容...

【专利技术属性】
技术研发人员：师兴伟，王伟，林德福，王江，王辉，纪毅，韩丁丁，程文伯，赵健廷，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京;11