抗高过载的飞行器侧偏修正系统的制作方法

本发明涉及高过载飞行器的制导控制领域，具体涉抗高过载的飞行器侧偏修正系统。

背景技术：

对于远程制导飞行器而言，为提高其射程，在飞行弹道的爬升段多采用各种措施使飞行器爬升高度更高，如火箭增程、底排技术或采用高威力火药等，但这些措施往往延长了飞行器爬升段的飞行时间，这使得飞行器的启控时间一般会设定在发射后50s以后。而较长的启控前飞行时间，使得飞行器在这段时间里不能控制其沿着期望的弹道飞向目标，加上侧风、自身旋转产生的马格努斯力以及发射端干扰的影响，往往会迫使飞行器在启控时的侧偏距离较大，而一般的侧向制导方法及系统即使能控制飞行器飞向目标，但进入末制导段时，一般的侧向制导方法及系统往往难以控制飞行器使目标进入导引头的视场域，一般进入视场域的评判标准为：距目标3km时，侧偏小于600m。

另外，对于高过载的远程制导飞行器而言，与普通飞行器的区别较大，在高过载的作用下，传统的制导控制系统中由空间定向陀螺、平台激光导引头、气动舵机等构的设计方案会使导航系统、制导系统与控制系统之间的传递指令滞后更加严重，导航系统获得的信息也不够准确，不能连续，波动较大，从而造成严重的后果。

如果飞行器在进入末制导段时未能使得目标进入导引头的视场域，飞行器在末制导段内难以捕获到目标，最终会大概率脱靶；在飞行器的制导控制过程中，如果针对不同阶段采用差异较大的制导律，必然造成飞行器飞行轨迹的大幅度振动，降低飞行器的稳定性；

由于上述原因，本发明人对现有的抗高过载的飞行器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抗高过载的飞行器侧偏修正系统。

技术实现要素：

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种抗高过载的飞行器侧偏修正系统该系统包括微处理器模块、导航模块和导航比输出模块，通过微处理器模块计算飞行器侧偏修正所需的侧偏需用过载，通过导航模块为微处理器模块提供飞行器的位置和速度信息，通过导航比输出模块为微处理器模块提供实时变化的导航比，并且所述导航模块包括抗高过载天线，能够在高过载的情况下提供稳定的制导信息，所述导航比输出模块将飞行器启控时的总射程、实时侧偏距离以及飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度纳入制导算法的考量中，得到科学合理的实时变化的导航比，从而提高其制导性能，保证其在进入末制导时使目标进入导引头的视场域范围内，另外，由于导航比是连续小幅度变动的，不会引起飞行轨迹的大幅度振动，确保飞行过程平稳，最终的命中精度高，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供一种抗高过载的飞行器侧偏修正系统，该系统包括：

微处理器模块1，其用于计算飞行器侧偏修正所需的侧偏需用过载；

导航模块2，其用于实时获知飞行器的位置和速度信息。

其中，在所述微处理器模块1中，通过导航比、飞行器的飞行速度及侧偏方向弹目视线角速率相乘得到侧偏需用过载；

优选地，所述侧偏需用过载实时通过下式(一)获得：

其中，am侧表示侧偏需用过载，n表示导航比，v表示飞行器的飞行速度，表示飞行器的侧偏方向弹目视线角速率。

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4，所述抗高过载天线21安装在所述容纳槽4内，且在抗高过载天线21外部设置有防护挡板41。

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，该系统中还设置有用于计算导航比的导航比输出模块3；

所述导航比输出模块3根据起控时飞行器的侧偏距离zm的大小选择对应的导航比n，并将导航比n实时输送给微处理器模块1。

其中，起控时飞行器的侧偏距离zm为大侧偏时，

当时，

当且xm＞3km时，

当xm≤3km时，n＝4

其中，xm表示飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度，xm的值是实时测算得到的值，随着飞行器的位置变化而变化；x^*表示在起控时刻，飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度，x^*在计算过程中取恒定值。

其中，起控时飞行器的侧偏距离zm为中等侧偏时，

当xm＞3km时，

当xm≤3km时，n＝4。

其中，起控时飞行器的侧偏距离zm为小侧偏时，

n＝4。

其中，当起控时飞行器的侧偏距离zm取值在1800m以上时，侧偏距离zm为大侧偏；

当起控时飞行器的侧偏距离zm取值介于600m～1800m之间时，侧偏距离zm为中等侧偏；

当起控时飞行器的侧偏距离zm取值在600m以下时，侧偏距离zm为小侧偏。

本发明所具有的有益效果包括：

根据本发明提供的抗高过载的飞行器侧偏修正系统，将飞行器启控时距目标的径向射程、实时侧偏距离以及飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度纳入制导算法的考量中，使导航比可根据飞行器自身的侧偏情况以及飞行情况进行自适应调节，即，当侧偏大时增大导航比，当侧偏小时减小导航比；

另外，本发明提供抗高过载的飞行器侧偏修正系统中，导航比的变化是光滑连续的，避免了由于控制量的不连续性造成执行机构的偏转失效；

通过设置多片抗高过载天线能够在高过载的情况下持续提供稳定的飞行器的位置和速度信息，确保高过载时制导控制的平稳准确。

附图说明

图1示出根据本发明一种优选实施方式的抗高过载的飞行器侧偏修正系统整体结构逻辑图；

图2示出根据本发明一种优选实施方式的抗高过载的飞行器侧偏修正系统中抗高过载天线的结构示意图；

图3示出根据本发明一种优选实施方式的目标点、发射点及飞行器所在位置之间的示意图；

图4示出本发明仿真实验中，起控后，与侧偏和射向距离相关的弹道曲线图，即起控后的侧向弹道曲线图；

图5示出本发明仿真实验中，起控后，在末制导段前，与侧偏和射向距离相关的弹道曲线图，即进入末制导段前的侧向弹道曲线图。

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-导航比输出模块

4-收纳槽

41-防护挡板

具体实施方式

下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明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。

根据本发明提供的抗高过载的飞行器侧偏修正系统，如图1中所示，该系统包括：微处理器模块1、导航模块2和导航比输出模块3；其中，

微处理器模块1用于计算飞行器侧偏修正所需的侧偏需用过载；

导航模块2用于实时获知飞行器的位置和速度信息。

所述的需用过载是用以控制飞行器上舵机工作量的指标数据，飞行器上的舵机根据计算得到的需用过载打舵工作。侧偏需用过载是为了消除侧偏而需要由舵机提供的侧向过载。

本发明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)。在一个优选的实施方式中，在所述微处理器模块1中，通过导航比、飞行器的飞行速度及弹目视线角速率相乘得到侧偏需用过载；

优选地，所述侧偏需用过载实时通过下式(一)获得：

其中，am侧表示侧偏需用过载，n表示导航比，v表示飞行器的飞行速度，表示飞行器的侧偏方向弹目视线角速率。由于本申请中旨在研究侧偏修正，侧偏方向弹目视线角速率简写为弹目视线角速率，侧偏需用过载也会简写为需用过载。

所述飞行器的飞行速度由飞行器上的导航模块2实时测量得到，所述弹目视线角速率即可以通过传感元件实时测量得到，也可以通过计算得到，一般来说，在中制导段可以通过卫星信号解算出的飞行器位置信息和目标点位置信息得到法向弹目视线角速率和侧偏方向弹目视线角速率；在末制导段时通过平台激光导引头直接测量得到法向弹目视线角速率和侧偏方向弹目视线角速率，本申请中对此不做特别限定。

所述需用过载是本领域中的专用名词，在制导飞行器的制导控制过程中，必须首先解算出需用过载，将之转换为过载指令，再据此控制舵机进行打舵工作；

在一个优选的实施方式中，如图1、图2中所示，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，如图2中所示，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，所述容纳槽5的深度尺寸大于所述天线的厚度尺寸，且在抗高过载天线21外部设置有防护挡板51。

抗高过载天线21固定在容纳槽5的底部，优选地，所述容纳槽刚好能够容纳抗高过载天线21，容纳槽的侧壁能够为抗高过载天线21提供侧向限位，防止抗高过载天线21串动，所述防护挡板51固定在容纳槽的顶部，其自身完全置于容纳槽内部，可使得飞行器外表面基本平滑，所述防护挡板外部形状与飞行器的外形轮廓相适应，可以是弧形，也可以是平板形，所述防护挡板内侧与抗高过载天线21相抵接，用以固定抗高过载天线21，确保在加速过程中抗高过载天线21不会移动和破坏。

所述防护挡板51用于在飞行器加速阶段保护其内侧的抗高过载天线21，防止抗高过载天线21在加速过程中破损，当所述飞行器进入到制导阶段时，所述防护挡板51从飞行器上脱离，使得抗高过载天线21裸露在外，进而方便与抗高过载天线21接收卫星信号，避免防护挡板51屏蔽/干扰卫星信号。优选地，抗高过载天线21与飞行器上的舵机类似，都是在制导阶段才需要启动工作，所以所述防护挡板51与飞行器舵机外部的挡板可同步控制，同步脱离。

所述抗高过载天线21的形状为片材形状，即所述抗高过载天线21为片状天线或者薄板状天线，该天线可以是矩形的平板状，也可以是带有弧度的弧形板状，可根据飞行器外形轮廓设置，本申请中优选为带有弧度的弧形板状，与飞行器的外形轮廓相配合，并且在飞行器滚转的过程中，带有弧度的弧形板状天线接收卫星信号的时间更长，信号强度更好，

优选地，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，本申请中优选地，该抗高过载天线21沿着飞行器滚转的周向方向布置，以保证飞行器在高速滚转时卫星信号接收能力不会被削弱。

本申请中的片状的抗高过载天线21相比传统的锥形天线或环形天线，由于片状天线占用空间面积小，不易受外部噪音或干扰的影响，而且片状式天线集成度更高，其卫星信号接受能力更强。

优选地，所述片状的抗高过载天线21可与传统的环形天线或者锥形天线采用同种材料进行制备，该抗高过载天线21可以在保证稳定及物理强度的基础上尽量降低厚度，以降低成本；

优选地，所述抗高过载天线21的长度尺寸优选为120～200mm，所述抗高过载天线21的宽度尺寸优选为50～70mm，其厚度为4～8mm。

优选地，卫星制导子模块23包括gps接收机、北斗接收机和glonass接收机，设置上述多个接收机的可提高获取卫星信息的精度和接受能力。

上式(一)也是本领域中应用最广泛的比例导引制导律的需用过载计算式，但是现有技术中的导引律一般都取固定值，本申请中通过导航比输出模块3调整其中的导航比来给出不同的需用过载。

所述导航比输出模块3根据起控时飞行器的侧偏距离zm的大小选择对应的导航比n，并将导航比n实时输送给微处理器模块1。

本发明中将飞行器所在位置、目标位置和发射位置都看做一个点，即得到飞行器所在点、目标点和发射点；

所述侧偏距离zm如图3中所示，将目标点与发射点之间用直线连接，飞行器所在点与该直线之间的距离即为所述侧偏距离；用以指代飞行器在侧向上，偏离航行的程度。

本发明中所述的起控点是飞行器飞行过程中的一个时间节点，在起控点之前，飞行器是无控制的惯性飞行，飞行器在经过该时间节点时，飞行器上的制导控制系统启动工作，从而开始调整飞行器的飞行方向，修正飞行偏差，使得飞行器最终能够命中目标。

在一个优选的实施方式中，根据起控时飞行器的侧偏距离zm的大小选择对应的导航比n来计算侧偏需用过载。

其中，优选地，起控时飞行器的侧偏距离zm为大侧偏时，

当时，

当且xm＞3km时，

当xm≤3km时，n＝4

其中，xm表示飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度，xm的值是实时测算得到的变动值；随着飞行器的位置变化而变化；x^*表示在起控时刻，飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度，x^*在计算过程中取恒定值；xm、x^*和zm的定义可以参见

图3中所示的示意图；

由上述计算式可知，当时，导航比n的计算式发生变化，但是n的取值一直是沿着曲线渐变的，并不存在突变点，是光滑连续的，飞行器可以只提供持续稳定的过载，不必因导航比的突变而提供较大的瞬时过载，从而避免了由于控制量的不连续性造成执行机构的偏转失效。

在一个优选的实施方式中，起控时飞行器的侧偏距离zm为中等侧偏时，

当xm＞3km时，

当xm≤3km时，n＝4。

在xm≤3km时，飞行器进入末制导段，侧偏已经被修正到可以允许的范围内，从而使得飞行器上的导引头能够捕获到目标，此时采用比例导引制导律进行制导即可，所述导引头可以为激光导引头等。

在一个优选的实施方式中，起控时飞行器的侧偏距离zm为小侧偏时，

n＝4；即在小侧偏时只需利用固定的导航比进行制导计算即可。

在一个优选的实施方式中，当起控时飞行器的侧偏距离zm取值在1800m以上时，侧偏距离zm为大侧偏；

当起控时飞行器的侧偏距离zm取值介于600m～1800m之间时，侧偏距离zm为中等侧偏；

当起控时飞行器的侧偏距离zm取值在600m以下时，侧偏距离zm为小侧偏。针对不同的侧偏量选择相应的导航比计算式，从而使得处于不同侧偏量情况下的弹药都能够在末制导段以前使得目标点进入到视场域之中，即导引头捕获到目标。

在一个优选的实施方式中，所述xm和zm都是实时解算得到的，其解算过程包括

调取预存的发射点经纬度坐标和目标点经纬度坐标，

通过导航模块，实时解算出飞行器所在位置的经纬度坐标，

进而根据实时的飞行器所在位置与发射点、目标点之间的位置关系解算出xm和zm，其解算关系可以如图3所示，其具体的解算方法可以采用本领域中已知的方法，本申请中不做特别限定。

本发明中的飞行器在末制导段以前采用基于卫星信号的导航比渐变的比例导引制导律进行制导，在末制导段时能够捕获到激光信号，从而在末制导段切换为激光制导，能够极大程度地提高命中精度。

在一个优选的实施方式中，由于本发明旨在研究飞行器的侧偏修正方法及系统，在研究过程中，需将所有的点均投影到同一个平面上进行研究，所以本发明中涉及到的所有的点，如飞行器所在点、发射点、目标点、起控点等等，都特指该点在同一个水平面上的投影点。

实验例

为了验证本申请提供的抗高过载的飞行器侧偏修正系统相对于传统的制导控制系统具有更好的侧偏修正能力，能够提高命中率，本申请中采用仿真验证的方式进行仿真模拟；

设定飞行器启控时距目标的射向距离为20km，侧偏为3km；需在距目标3km处保证侧偏在600m以内，即能够使得在进入末制导段时导引头捕获到目标，飞行器飞行速度为300m/s，飞行方向与发射点至目标点的连线平行；针对该例，通过弹道仿真得到图4及图5中的阶段性的弹道曲线，其中方案一(实线)表示采用本申请提供的抗高过载的飞行器侧偏修正系统得到的弹道曲线，方案二(虚线)表示采用传统比例导引算法，其中n＝4，得到的弹道曲线。

图4中给出了两种方案中，飞行器起控后的侧向弹道轨迹图；图5给出了两种方案中，飞行器进入末制导段以前的侧向弹道轨迹图，即，图4和图5都并非完整的侧向弹道轨迹图，都是部分飞行阶段的侧向弹道轨迹图。

本发明中所述的射向距离是指：从飞行器起控时起算，飞行器在发射点与目标点连线上投影的飞行距离；本实验例中，在起控时的射向距离为0，恰好命中目标时的射向距离为20km；

由图4可知，通过本申请提供的抗高过载的飞行器侧偏修正系统获得的弹道修正情况明显由于传统比例导引算法获得的弹道修正情况，在相同的大侧偏情况下，即侧偏为3km时，本申请提供的抗高过载的飞行器侧偏修正系统能够有效控制飞行器飞向目标，而传统的比例导引算法最终有大约300m的脱靶量，并不能精确命中目标。

由图5可知，采用本申请提供的抗高过载的飞行器侧偏修正系统能够按照期望，在xm为3km时将侧偏修正至600m以内，且能够精确到500米左右；而传统的比例导引算法不能完成任务指标，在xm为3km时侧偏仍有850米左右；

因此，通过上述对比能够说明本申请提供的抗高过载的飞行器侧偏修正系统可以有效地在高过载的情况下修正侧偏，降低脱靶量。

以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。