CN107270783A - 一种基于理论弹道扰动控制的弹道修正方法 - Google Patents
一种基于理论弹道扰动控制的弹道修正方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明一种基于理论弹道扰动控制的弹道修正方法，采用在飞行器内部加装弹道位置测量装置和简易的扰动执行机构，构成简单且成本低；通过设计基于理论弹道误差检测和扰动控制的方法，在弹体飞行过程中提供扰动修正力，能够有效地调整弹体姿态，修正弹道偏差，弹道修正效率高。本发明的推广应用必将带来良好的经济效益和社会效益。
Description
技术领域
本发明涉及一种飞行器制导化改造的弹道修正方法，是一种基于理论弹道扰动控制的修正方法。
背景技术
“扰动”的物理含义是泛指某个系统受到非预期的、导致状态特征突变的干扰作用。人类飞行技术的发展，一直围绕如何克服扰动或者利用扰动这个关键问题开展研究。对于早期的飞行器，其设计意图往往是力图消除扰动及降低扰动影响，以便于保持预期的飞行状态。随着现代对高速飞行器的研究越来越深入，人们更加关注如何充分利用扰动，以便获得优化的飞行包线，从而衍生出飞行器扰动控制技术，它是现代飞行器控制理论的重要分支。外界的扰动是无控飞行器落点散布大的主要原因。如果能够在无控飞行器中加入简易测量装置和控制机构，提供人为的扰动来修正飞行器姿态，就能够减小落点散布，提高落点精度。
现有的飞行器弹道修正技术多为基于惯性导航技术的弹道初始修正或弹道测量末段修正，缺陷在于：惯导系统成本高、要求复杂，极大地制约了飞行器弹道修正技术的推广和应用，同时弹道测量末段修正技术的修正能力有限。
发明内容
为了解决现有飞行控制机构设计成本高、设计难度大、修正能力有限等缺陷，本发明提出一种基于理论弹道扰动控制的弹道修正方法，通过弹道测量和执行机构的设计，可以较好的解决和弥补现有技术存在的不足，推广应用于飞行器的制导化改造。
本发明的目的及解决其技术问题是采用以下技术方案来实现。依据本发明提出的一种基于理论弹道扰动控制的弹道修正方法，包括下述步骤：
(1)理论弹道装订：在投放前，由投放系统的控制单元为飞行器实时动态装订理论弹道；
(2)实际弹道测量：在投放后，由飞行器内部安装的弹道位置测量装置实时检测飞行器的实际弹道与理论弹道的偏差；
(3)弹道扰动修正：当前述偏差大于扰动控制系统所设定的允许值时，扰动控制系统激活安装在飞行器上的扰动执行机构，对弹道偏差进行实时修正。
进一步的，所述弹道位置测量装置为高动态飞行器全球定位接收装置。
借由上述技术方案，本发明提出的弹道修正方法采用在飞行器内部加装弹道位置测量装置和简易的扰动执行机构，构成简单且成本低；通过设计基于理论弹道误差检测和扰动控制的方法，在弹体飞行过程中提供扰动修正力，能够有效地调整弹体姿态，修正弹道偏差，弹道修正效率高。本发明的推广应用必将带来良好的经济效益和社会效益。
上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举较佳实施例，并配合附图，详细说明如下。
附图说明
图1是本发明一种基于理论弹道扰动控制的弹道修正方法的原理图。
具体实施方式
现结合图1对本发明作进一步描述：
图1为飞行器的理论弹道与实际弹道的飞行轨迹图。图中标注有若干起控点和停控点分别表示扰动控制和执行机构起作用和停止作用的时刻。
在飞行前，首先将理论弹道装订在弹体内部。飞行过程中，高动态飞行器全球定位接收装置实时测量弹道信息，当探测得到的实际弹道与理论弹道的差值超过系统所设定的允许值时，扰动控制系统激活扰动执行机构，进入弹道修正阶段，控制扰动执行机构动作，对偏差进行实时修正。经过一段时间修正后，当实时测量的实际弹道位置落入与装订的理论弹道最大偏差值范围内时，控制系统停止执行机构的动作，飞行器将在自由状态下继续飞行。当弹道偏差再次大于允许值时，将再次激活扰动控制系统和扰动执行机构动作进行新一轮的扰动弹道修正。
以上所述，仅是本发明专利的较佳实施例而已，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本专利技术方案范围内，依据本专利的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本专利技术方案的范围内。
Claims (2)
1.一种基于理论弹道扰动控制的弹道修正方法，其特征在于包括下述步骤：
(1)理论弹道装订：在投放前，由投放系统的控制单元为飞行器实时动态装订理论弹道；
(2)实际弹道测量：在投放后，由飞行器内部安装的弹道位置测量装置实时检测飞行器的实际弹道与理论弹道的偏差；
(3)弹道扰动修正：当前述偏差大于扰动控制系统所设定的允许值时，扰动控制系统激活安装在飞行器上的扰动执行机构，对弹道偏差进行实时修正。
2.根据权利要求1所述的一种基于理论弹道扰动控制的弹道修正方法，其特征在于所述弹道位置测量装置为高动态飞行器全球定位接收装置。
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112857466A (zh) * | 2021-03-04 | 2021-05-28 | 渤海大学 | 一种弹载传感器 |
| CN117288047A (zh) * | 2023-10-10 | 2023-12-26 | 北京理工大学 | 一种对模型误差不敏感的二维修正引信落点预测控制方法 |
| CN117628996A (zh) * | 2023-11-28 | 2024-03-01 | 北京理工大学 | 一种用于二维弹道修正引信的在线摄动落点预测控制方法 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2199715C2 (ru) * | 2001-05-21 | 2003-02-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Управляемый снаряд |
| CN105184109A (zh) * | 2015-10-27 | 2015-12-23 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 扰动引力作用下弹道助推段状态偏差解析计算方法 |
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2017
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Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2199715C2 (ru) * | 2001-05-21 | 2003-02-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Управляемый снаряд |
| CN105184109A (zh) * | 2015-10-27 | 2015-12-23 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 扰动引力作用下弹道助推段状态偏差解析计算方法 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 谭凤岗: "弹道修正弹的概念研究", 《弹道技术》 * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112857466A (zh) * | 2021-03-04 | 2021-05-28 | 渤海大学 | 一种弹载传感器 |
| CN117288047A (zh) * | 2023-10-10 | 2023-12-26 | 北京理工大学 | 一种对模型误差不敏感的二维修正引信落点预测控制方法 |
| CN117288047B (zh) * | 2023-10-10 | 2024-04-12 | 北京理工大学 | 一种对模型误差不敏感的二维修正引信落点预测控制方法 |
| CN117628996A (zh) * | 2023-11-28 | 2024-03-01 | 北京理工大学 | 一种用于二维弹道修正引信的在线摄动落点预测控制方法 |
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