CN109823515A - 设置在制导飞行器上的扰流板系统及应用其的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种设置在制导飞行器上的扰流板系统及应用其的方法，该系统包括设置在飞行器尾部内部的扰流板，该能够从飞行器内部伸出或收回；当所述扰流板从飞行器内部伸出时能够改变飞行器的飞行姿态，由于飞行器在行进过程中是持续旋转的，所以扰流板在飞行器上的方位也是事实变化的，通过调节扰流板伸出的时机，能够通过扰流板为飞行器提供不同的作用力和力矩，当扰流板位于飞行器上方时伸出，能够提供促使飞行器前端上扬的作用力；当扰流板位于飞行器左侧时伸出，能够提供促使飞行器前端左偏的作用力。

Description

设置在制导飞行器上的扰流板系统及应用其的方法

技术领域

本发明涉及制导飞行器的控制系统及方法，具体涉及一种设置在制导飞行器上的扰流板系统及应用其的方法。

背景技术

制导飞行器的制导性是以改变自身的气动力为驱动的，例如阻力环、阻力片、鸭舵等都是气动控制的执行机构。通过气动力的改变，制导飞行器可达成一些既定目标。在高过载的条件下，飞行器的机动性也能得到进一步提升。

现有技术中还通过在合适的位置打开阻力板，来调整阻力与侧向力，从而达到调整落点的目的。

但是现有技术中的方案也存在着很多不足之处，例如，阻力板过大或者持续展开的话，对于飞行器的远程机动性能会有负面影响；另外，对于滚转的制导飞行器来说，阻力板的展开时机和展开时间也难以控制，极有可能造成飞行器受力紊乱，弹体抖动增加，降低最终的命中精度。

所述阻力板的设置位置也直接影响了力矩的作用方向，对于飞行器设计来说也是至关重要的。

由于上述原因，本发明人对现有的制导飞行器做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的控制系统及控制方法。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种设置在制导飞行器上的扰流板系统及应用其的方法，该系统包括设置在飞行器尾部内部的扰流板，该能够从飞行器内部伸出或收回；当所述扰流板从飞行器内部伸出时能够改变飞行器的飞行姿态，由于飞行器在行进过程中是持续旋转的，所以扰流板在飞行器上的方位也是事实变化的，通过调节扰流板伸出的时机，能够通过扰流板为飞行器提供不同的作用力和力矩，当扰流板位于飞行器上方时伸出，能够提供促使飞行器前端上扬的作用力；当扰流板位于飞行器左侧时伸出，能够提供促使飞行器前端左偏的作用力，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供以一种设置在制导飞行器上的扰流板系统，该系统包括设置在飞行器尾部的扰流板1，

所述扰流板1位于飞行器的尾部内部，

所述扰流板1能够往复移动，从而能够从飞行器内部伸出或收回；当所述扰流板1从飞行器内部伸出时，该扰流板1能够改变飞行器的飞行姿态。

其中，所述扰流板1的板面朝向飞行器的行进方向，从而提高扰流板所在位置的空气阻力；

优选地，所述扰流板设置在相邻的两片尾翼2之间；

更优选地，在所述制导飞行器上只设置有一个扰流板1。

其中，所述扰流板系统还包括控制模块3，

所述控制模块3用于控制所述扰流板1在特定时间段内从飞行器中伸出。

其中，所述控制模块3与制导飞行器上的滚转角测量模块4 和需用过载解算模块5相连，

所述控制模块3接收所述需用过载解算模块5解算出的需用过载和所述滚转角测量模块4实时测量出的制导飞行器滚转角信息，并根据所述需用过载和滚转角信息控制所述扰流板1 在特定时间段内从飞行器中伸出，从而改变飞行器的飞行姿态。

其中，所述扰流板系统还包括执行机构，所述执行机构与所述扰流板1相连，

所述执行机构用于根据控制模块3的指令在特定时间段内推动扰流板1从飞行器中伸出。

其中，所述执行机构包括凸轮61，

在所述扰流板1上设置有连杆62，

所述凸轮61与连杆62相连，通过凸轮61旋转带动连杆62 与扰流板1往复移动。

其中，在所述凸轮61的边缘，沿其外轮廓开设有豁槽63，在所述连杆62的外部套设有限位套管64，通过所述限位套管64限定连杆62的自由度，使其仅能沿长度方向往复移动，

在所述连杆62的端部设置有可旋转的短轴65，

所述短轴65嵌入到所述豁槽63中，

在凸轮旋转过程中，所述短轴65与豁槽63相对滑动，从而在所述限位套管64的作用下，所述短轴65、连杆62及扰流板1 沿所述连杆62的长度方向往复移动。

其中，所述执行机构还包括电机66，通过所述电机66带动所述凸轮61旋转。

本发明还提供一种制导飞行器的侧偏修正方法，

在该制导飞行器中设置有如上文所述的扰流板系统，

当该制导飞行器上存在左侧偏时，通过控制模块3控制扰流板1在旋转至飞行器右半周时从飞行器中伸出；

当该制导飞行器上存在右侧偏时，通过控制模块3控制扰流板1在旋转至飞行器左半周时从飞行器中伸出。

本发明还提供一种制导飞行器的增程方法，

在该制导飞行器中设置有如上文所述的扰流板系统，

在发射点与目标点之间的距离大于预设值的情况下，

在中制导段时，通过控制模块3控制扰流板1在旋转至飞行器上半周时从飞行器中伸出。

本发明所具有的有益效果包括：

(1)根据本发明提供的设置在制导飞行器上的扰流板系统能够快速修正飞行器的侧偏，确保飞行器最终命中目标；

(2)根据本发明提供的设置在制导飞行器上的扰流板系统能够增加飞行器射程；

(3)根据本发明提供的设置在制导飞行器上的扰流板系统中通过凸轮结构控制扰流板的伸缩，使得控制系统更为稳定可靠。

附图说明

图1示出根据本发明一种优选实施方式的制导飞行器上的扰流板系统整体结构示意图；

图2示出根据本发明一种优选实施方式的扰流板系统中执行机构主视结构示意图；

图3示出根据本发明一种优选实施方式的扰流板系统中执行机构俯视结构示意图；

图4示出实验例中针对18km远处的目标进行打击，得到的弹道轨迹图；

图5示出实验例中针对20km远处的目标进行打击，得到的弹道轨迹图；

图6示出实验例中针对16km远处的目标进行打击，在起控后的侧偏量约为1100米，得到的弹道修正轨迹图。

附图标号说明：

1-扰流板

2-尾翼

3-控制模块

4-滚转角测量模块

5-需用过载解算模块

61-凸轮

62-连杆

63-豁槽

64-限位套管

65-短轴

66-电机

67-变速器

7-转速测量模块

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。

根据本发明提供的设置在制导飞行器上的扰流板系统，如图1中所示，该设置在制导飞行器上的扰流板系统包括设置在飞行器尾部的扰流板1；优选地，所述扰流板设置在相邻的两片尾翼2之间；所述扰流板的板面尺寸较小，为尾翼面积的二十分之一至三十分之一左右；

所述扰流板1位于飞行器的尾部内部，即当扰流板位于飞行器内部时，该扰流板不会为飞行器带来额外的空气阻力；

所述扰流板1能够往复移动，从而能够从飞行器内部伸出或收回；当所述扰流板1从飞行器内部伸出时，该扰流板1能够改变飞行器的飞行姿态。即扰流板1伸出时，扰流板受到空气阻力，空气阻力通过扰流板作用到飞行器上，为飞行器添加额外的作用力。

在一个优选的实施方式中，如图1中所示，所述扰流板1的板面朝向飞行器的行进方向，即所述扰流板1正面迎风，从而提高扰流板所在位置的空气阻力；

在一个优选的实施方式中，所述扰流板只设置一个，通过控制其伸出时机来为飞行器提供不同的作用力，也通过控制其伸出时机来控制其作用力的平衡与稳定。

在一个优选的实施方式中，所述扰流板系统还包括控制模块3，

所述控制模块3用于控制所述扰流板1在特定时间段内从飞行器中伸出。

所述控制模块可以根据射程的需要来控制该扰流板，也可以根据侧偏修正的需要来控制该扰流板，所述控制模块为处理芯片，可以是单独的放置在飞行器中的芯片，也可以是与飞行器上核心计算芯片集成为一体的芯片，本申请对此不做特别限定。

在一个优选的实施方式中，所述控制模块3与制导飞行器上的滚转角测量模块4和需用过载解算模块5相连，

所述控制模块3接收所述需用过载解算模块5解算出的需用过载和所述滚转角测量模块4实时测量出的制导飞行器滚转角信息，并根据所述需用过载和滚转角信息控制所述扰流板1在特定时间段内从飞行器中伸出，从而改变飞行器的飞行姿态。

所述需用过载解算模块5是飞行器上核心计算芯片中的一部分，用于根据飞行器上的各个传感模块获得的信息解算出飞行器还需要的过载量，该过载量包括为了修正飞行器的侧偏而需要提供的过载量，从而通过舵机等机构为飞行器提供相应的过载量，由于舵机提供的过载量是有上限的，当需要的过载量较大时，舵机不能满足需求，此时就可以通过所述控制模块控制扰流板工作，为飞行器提供侧偏修正的额外动力力矩；另外，即使舵机能够提供足够大的过载量，也可以通过扰流板配合工作，从而加快飞行器侧偏的修正速率，提高飞行器的稳定性，即所述扰流板可以与飞行器上的舵机并行工作，同时作为飞行器的执行机构；

由于所述扰流板只设置有一个，且飞行器是实时滚转的，扰流板1随着飞行器的滚转而实时变换相对于飞行器中心的方位，通过接收滚转角信息获知飞行器当前的滚转角度，即可获知所述扰流板相对于飞行器中心的方位，从而获知当前状态下，若扰流板1从飞行器中伸出能够为飞行器提供哪个方向上的作用力矩，同时获知扰流板的伸出时间，获知扰流板需要在飞行器滚转到何种姿态前从外部缩回；

优选地，假设飞行器滚转一周所需的时间为一个时间单位，则所述扰流板每次伸出时间的总时长为0.4～0.5个时间单位；

当需要修正左侧偏时，即飞行器向左偏离预定轨迹，需要控制飞行器向右偏转时，所述扰流板在位于飞行器右半周时伸出，即对于右旋的飞行器来说，扰流板位于飞行器最顶端时伸出，扰流板旋转到位于飞行器最底端时缩回，或者延迟0.05个时间单位伸出，再提前0.05个时间单位缩回，以确保飞行器的周向上受到的作用力均匀；

当需要修正右侧偏时，即飞行器向右偏离预定轨迹，需要控制飞行器向左偏转时，所述扰流板在位于飞行器左半周时伸出，即对于右旋的飞行器来说，扰流板位于飞行器最底端时伸出，扰流板旋转到位于飞行器最顶端时缩回，或者延迟0.05个时间单位伸出，再提前0.05个时间单位缩回，以确保飞行器的周向上受到的作用力均匀；

当需要增加射程时，即需要抬升飞行器的前端，调高飞行轨迹时，所述扰流板在位于飞行器上半周时伸出，即扰流板位于飞行器最左端时伸出，扰流板旋转到位于飞行器最右端时缩回，或者延迟0.05个时间单位伸出，再提前0.05个时间单位缩回，以确保飞行器的周向上受到的作用力均匀；

优选地，所述一个时间单位一般为0.05s左右，具体数值取决于飞行器的转速，并且在飞行过程中，该飞行器的转速可以是变化的。

所述改变飞行器的飞行姿态包括控制飞行器向右偏转、控制飞行器向左偏转、抬升飞行器的前端。

在一个优选的实施方式中，所述滚转角测量模块4包括地磁测量模块，所述制导飞行器通过所述地磁测量模块或者飞行器的滚转角等参数信息，并据此进行飞行器的制导，所述地磁测量模块为飞行器上的常用配置，可以选用本领域中已有的地磁测量模块，本申请对此不做特别限定。

所述控制模块3还接收在飞行器发射前灌装到需用过载解算模块5中的目标位置信息和发射点位置信息，从而使得所述控制模块3中记载有总射程信息，当该总射程信息大于预设值时，所述预设值为飞行器在没有额外增程措施的情况下所能够飞行的理论射程，当总射程比该理论射程大时，通过所述控制模块3 控制扰流板为飞行器增程，以使得该飞行器能够最终命中目标，或者，当总射程比该理论射程的80％大时，通过所述控制模块3 控制扰流板为飞行器增程，以使得该飞行器能够以更优的角度命中目标。

在一个优选的实施方式中，如图2、图3中所示，所述扰流板系统还包括执行机构，所述执行机构与所述扰流板1相连，

所述执行机构用于根据控制模块3的指令在特定时间段内推动扰流板1从飞行器中伸出。具体的特定时间根据该扰流板的工作目的以及飞行器的滚转姿态确定。

在一个优选的实施方式中，如图2、图3中所示，所述执行机构包括凸轮61，所述凸轮61上主要包括两个半径尺寸不同的类半圆，所述类半圆是指比标准半圆小一些的类似半圆型的结构，且两个类半圆平滑过渡连接；

在所述扰流板1上设置有连杆62，所述连杆为直杆，其横截面可以为圆形或者矩形；扰流板1和连杆62固接，二者之间不能有任何相对移动，可以将连杆62和扰流板1做成一体式结构。

所述凸轮61与连杆62相连，通过凸轮61旋转带动连杆62 与扰流板1往复移动。当凸轮上较小的类半圆与连杆连接时，所述连杆62相对靠近凸轮的旋转中心，当凸轮上较大的类半圆与连杆连接时，所述连杆62相对远离凸轮的旋转中心。

在一个优选的实施方式中，如图2、图3中所示，在所述凸轮61的边缘，沿其外轮廓开设有豁槽63，

在所述连杆62的外部套设有限位套管64，通过所述限位套管64限定连杆62的自由度，使其仅能沿长度方向往复移动，

在所述连杆62的端部设置有可旋转的短轴65，

所述短轴65嵌入到所述豁槽63中，所述豁槽的宽度尺寸固定，等于或者略大于所述短轴的外径尺寸，所述豁槽的深度尺寸基本等于或者略小于所述短轴的长度尺寸；

在凸轮旋转过程中，所述短轴65与豁槽63相对滑动，从而在所述限位套管64的作用下，所述短轴65、连杆62及扰流板1 沿所述连杆62的长度方向往复移动。

所述豁槽沿着凸轮的边缘开设，当短轴65位于较大的类半圆对应的豁槽63中时，所述扰流板处于伸出状态，即此时扰流板从飞行器中伸出；当短轴65位于较小的类半圆对应的豁槽63 中时，所述扰流板处于缩回状态，即此时扰流板从飞行器外部收回至飞行器内部。

所述凸轮每旋转一周，即可完成一次扰流板的伸缩作业，

所述执行机构还包括电机66，通过所述电机66带动所述凸轮61旋转；

飞行器的转速一般都是渐变的，现有的电机转速难以做到精确地实时调整，而且由于凸轮的结构及扰流板的伸缩周期决定了该凸轮的实际转速需要与飞行器的转速一致，为此，

优选地，在电机66和凸轮61之间还设置有变速器67，所述变速器67与飞行器中的转速测量模块7相连，所述变速器67用于根据制导飞行器的转速调节凸轮61的转速，使得凸轮61的转速与制导飞行器的转速一致；更优选地，所述电机选用直流永磁伺服电机，控制该电机在工作时的转速保持一致。

所述变速器可以选用本领域中已有的变速器，如无级变速箱、KRG锥环无级变速器等，本申请中对此不做特别限定。

控制模块3与电机66相连，或者所述控制模块3与变速器67 相连；控制模块3与电机66相连时，控制模块3通过控制电机66 启动和关闭来控制扰流板是否执行伸出作业；控制模块3与变速器67相连时，控制模块3通过控制变速器67将电机与凸轮61之间的扭矩传递接通或者断开。

优选地，控制模块3与变速器67相连，所述电机66在飞行器起控后启动工作，从而能够确保在电机与凸轮61之间的扭矩传递接通时，电机处于匀速转动状态。

本发明还提供一种制导飞行器的侧偏修正方法，该方法中的制导飞行器上设置有上文所述的扰流板系统，

制导飞行器上的核心计算芯片/需用过载解算模块在起控后通过定位解算时获知该飞行器存在侧偏时，

若存在左侧偏，则通过控制模块3控制扰流板1在旋转至飞行器右半周时从飞行器中伸出；同时还会通过舵机打舵工作，一并修正侧偏，所述舵机是制导飞行器上的通用执行机构，本申请对此不做特别限定；

若存在右侧偏，则通过控制模块3控制扰流板1在旋转至飞行器左半周时从飞行器中伸出。

优选地，当所述侧偏值小于设定值以后，即使存在侧偏，该扰流板系统也不再工作，仅通过舵机进行修正，即所述扰流板系统仅在侧偏值较大的时候工作，更优选地，所述设定值为 500～600米，即侧偏值大于该设定值时所述扰流板系统启动工作。

本发明还提供一种制导飞行器的增程方法，该方法中的制导飞行器上设置有上文所述的扰流板系统，

通过所述控制模块3还接收在飞行器发射前灌装到需用过载解算模块5中的目标位置信息和发射点位置信息，从而使得所述控制模块3中记载有总射程信息，当该总射程信息大于理论射程，或者，当总射程大于理论射程的80％时，

在中制导段过程中，通过控制模块3控制扰流板1在旋转至飞行器上半周时从飞行器中伸出。

优选地，在通过该扰流板系统执行增程作业时，所述扰流板连续从飞行器中伸出10～20次以后，该扰流板系统暂停工作 1～2秒后，所述扰流板系统再次工作，再次控制流板连续从飞行器中伸出10～20次以后暂停工作。

更优选地，所述扰流板系统的工作时间根据需要增程的距离有关；

需要增程距离在理论射程的7％以内时，所述扰流板系统的工作时间为中制导段的后半段和末制导段，需要增程距离在理论射程的7％～12％时，所述扰流板系统的工作时间为全部中制导段和末制导段。

实验例：

为了验证本申请提供的本申请提供的扰流板系统即能够用于修正侧偏，还能够提高飞行器射程，通过仿真模拟，在制导飞行器中添加本申请所述的扰流板系统，该扰流板系统中同样设置有控制模块，该控制模块与需用过载解算模块、滚转角测量模块、和执行机构相连，通过该控制模块能够控制扰流板从飞行器中伸出，为飞行器提供额外的作用力矩；

实验例1，在制导飞行器未安装本申请所述的扰流板系统时，针对18km远处的目标进行打击，得到的弹道轨迹如图4中实线所示，再将目标设定为20km进行打击，由于该飞行器动力设计不足以命中20km的目标，最终得到的弹道轨迹如图5中实线所示；

实验例2，在将本申请所述的扰流板系统安装到制导飞行器以后，针对18km远处的目标进行打击，此时该扰流板也启动工作，得到的弹道轨迹如图4中虚线所示，再将目标设定为 20km进行打击，由于该飞行器中设置了扰流板系统，最终能够命中目标，最终得到的弹道轨迹如图5中虚线所示；

通过上述实验例1和实验例2进行比较可知，本发明提供的扰流板系统能够有效地提高飞行器射程，并且不会降低命中精度。

实验例3，在制导飞行器未安装本申请所述的扰流板系统时，针对16km远处的目标进行打击，在起控后的侧偏量约为1100米，其弹道修正轨迹如图6中实线所示，

实验例4，在将本申请所述的扰流板系统安装到制导飞行器以后，针对16km远处的目标进行打击，在起控后的侧偏量约为1100米，其弹道修正轨迹如图6中虚线所示，

通过上述实验例3和实验例4进行比较可知，本发明提供的扰流板系统能够有效地修正侧偏，带有本申请所述的扰流板系统的制导飞行器的侧偏修正效率更高。

在上述图4、图5和图6中，X轴表示发射点与目标点连线的方向，Y轴表示高度方向，Z轴表示水平的侧偏方向，单位都是米。

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。

Claims (10)

1.一种设置在制导飞行器上的扰流板系统，其特征在于，该系统包括设置在飞行器尾部的扰流板(1)，

所述扰流板(1)位于飞行器的尾部内部，

所述扰流板(1)能够往复移动，从而能够从飞行器内部伸出或收回；当所述扰流板(1)从飞行器内部伸出时，该扰流板(1)能够改变飞行器的飞行姿态。

2.根据权利要求1所述的扰流板系统，其特征在于，

所述扰流板(1)的板面朝向飞行器的行进方向，从而提高扰流板所在位置的空气阻力；

优选地，所述扰流板设置在相邻的两片尾翼(2)之间；

更优选地，在所述制导飞行器上只设置有一个扰流板(1)。

3.根据权利要求1所述的扰流板系统，其特征在于，

所述扰流板系统还包括控制模块(3)，

所述控制模块(3)用于控制所述扰流板(1)在特定时间段内从飞行器中伸出。

4.根据权利要求3所述的扰流板系统，其特征在于，

所述控制模块(3)与制导飞行器上的滚转角测量模块(4)和需用过载解算模块(5)相连，

所述控制模块(3)接收所述需用过载解算模块(5)解算出的需用过载和所述滚转角测量模块(4)实时测量出的制导飞行器滚转角信息，并根据所述需用过载和滚转角信息控制所述扰流板(1)在特定时间段内从飞行器中伸出，从而改变飞行器的飞行姿态。

5.根据权利要求4所述的扰流板系统，其特征在于，

所述扰流板系统还包括执行机构，所述执行机构与所述扰流板(1)相连，

所述执行机构用于根据控制模块(3)的指令在特定时间段内推动扰流板(1)从飞行器中伸出。

6.根据权利要求5所述的扰流板系统，其特征在于，

所述执行机构包括凸轮(61)，

在所述扰流板(1)上设置有连杆(62)，

所述凸轮(61)与连杆(62)相连，通过凸轮(61)旋转带动连杆(62)与扰流板(1)往复移动。

7.根据权利要求6所述的扰流板系统，其特征在于，

在所述凸轮(61)的边缘，沿其外轮廓开设有豁槽(63)，

在所述连杆(62)的外部套设有限位套管(64)，通过所述限位套管(64)限定连杆(62)的自由度，使其仅能沿长度方向往复移动，

在所述连杆(62)的端部设置有可旋转的短轴(65)，

所述短轴(65)嵌入到所述豁槽(63)中，

在凸轮旋转过程中，所述短轴(65)与豁槽(63)相对滑动，从而在所述限位套管(64)的作用下，所述短轴(65)、连杆(62)及扰流板(1)沿所述连杆(62)的长度方向往复移动。

8.根据权利要求6所述的扰流板系统，其特征在于，

所述执行机构还包括电机(66)，通过所述电机(66)带动所述凸轮(61)旋转。

9.一种制导飞行器的侧偏修正方法，其特征在于，

在该制导飞行器中设置有如权利要求1-8所述的扰流板系统，

当该制导飞行器上存在左侧偏时，通过控制模块(3)控制扰流板(1)在旋转至飞行器右半周时从飞行器中伸出；

当该制导飞行器上存在右侧偏时，通过控制模块(3)控制扰流板(1)在旋转至飞行器左半周时从飞行器中伸出。

10.一种制导飞行器的增程方法，其特征在于，

在该制导飞行器中设置有如权利要求1-8所述的扰流板系统，

在发射点与目标点之间的距离大于预设值的情况下，

在中制导段时，通过控制模块(3)控制扰流板(1)在旋转至飞行器上半周时从飞行器中伸出。