CN111284690B - 能够修正侧偏的复合增程飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种能够修正侧偏的复合增程飞行器，该飞行器中同时设置有火箭增程模块、底排增程模块、滚转增程模块和滑翔增程模块，各个模块之间协同工作，按照预定顺序，在不同的飞行阶段交替工作，彼此互不干扰，都能够提高飞行器的射程，从而使得飞行器的最终射程得到最大程度的提高；另外，还在飞行器上设置微处理器模块，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，其中，通过导航比输出模块给出实时变化的导航比给所述微处理器模块，从而根据不同的侧偏状态提供相应的侧偏需用过载，从而最大程度地修正侧偏。
Description
技术领域
本发明涉及知道控制飞行器领域，具体涉及一种能够修正侧偏的复合增程飞行器。
背景技术
现代战场对制导飞行器的射程提出了更高的要求，增大射程可以提高作战人员的生存概率，并产生更丰富的战略与战术。但是在现有技术中，虽然有一些增加飞行器射程的方法，如通过火箭发动机助推，进一步增加高度和速度，如通过底排方法提高飞行器尾部空气温度来降低阻力等，这些方法未能协调统一，未能集中在同一个飞行器中；还有的方案中调整滑翔段的滑翔角度，但是过度调节该滑翔角度会降低飞行器命中目标时的速度值，即降低落速，所以很多时候不得不舍弃该增程方案；另外，现有技术中的增程效果仍然不能满足日益增加的高射程需求，还需要考虑设计更多更好的增程方案。
另外，随着飞行器射程的逐渐增大，飞行器启控前的惯性飞行时间延长，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，然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，修正侧偏，但是侧偏修正的速率往往难以满足大侧偏的修正需要，致使在末制导段及着陆时仍然存在预期之外的侧偏量。
由于上述原因，本发明人对现有的飞行器增程系统及方法做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的增程飞行器，并在该飞行器中设置侧偏修正模块，以便于在增大射程的同时提高命中精度。
发明内容
为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出能够修正侧偏的复合增程飞行器，飞行器中同时设置有火箭增程模块、底排增程模块、滚转增程模块和滑翔增程模块，各个模块之间协同工作，按照预定顺序，在不同的飞行阶段交替工作，彼此互不干扰，都能够提高飞行器的射程，从而使得飞行器的最终射程得到最大程度的提高；还在飞行器上设置微处理器模块，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，其中，通过导航比输出模块给出实时变化的导航比给所述微处理器模块，从而根据不同的侧偏状态提供相应的侧偏需用过载，从而完成本发明。
具体来说，本发明的目的在于提供能够修正侧偏的复合增程飞行器，在该飞行器上设置有多种可协同工作的增程模块，从而提高飞行器的射程；
在所述飞行器上还设置有微处理器模块9，其用于计算飞行器侧偏修正所需的侧偏需用过载。
其中，在该飞行器上设置有火箭增程模块，
所述火箭增程模块包括设置在飞行器尾部的火箭发动机1，
所述火箭发动机1在飞行器上升阶段启动工作，用于提高飞行器的速度和最大高度；
优选地，所述火箭发动机1的工作时间为5～10秒。
其中，在所述飞行器尾部设置有与所述火箭发动机1相连的火箭燃料箱2；
优选地，所述飞行器尾部可从飞行器主体上分离；
更优选地，所述飞行器尾部在飞行器处于最高点附近时与飞行器主体分离。
其中，在该飞行器上设置有底排增程模块，
所述底排增程模块包括设置在飞行器尾部侧方的排气装置3和与之相连的燃烧室4，
所述燃烧室4中的燃料燃烧后产生的高温气体从所述排气装置排出后提高飞行器底部空气的温度，改变空气流场，从而降低飞行器底部阻力，提高飞行器射程。
其中，所述底排增程模块在飞行器到达最高点以前持续工作至燃烧室4中的燃料耗尽；
优选地，所述燃烧室4中燃料的燃烧时间为15～25秒。
其中，所述飞行器中还包括滚转增程模块，
所述滚转增程模块包括设置在飞行器主体侧部，与尾翼间隔设置的脉冲喷气装置5，
所述脉冲喷气装置5通过喷气推力的作用，降低飞行器的摇摆幅度，提高飞行器射程。
其中，所述脉冲喷气装置5在启动工作后，每隔特定时间向尾翼左侧，以垂直于飞行器主体的方向喷射气体，从而提高飞行器的转速，降低飞行器的摇摆幅度；；
优选地，所述尾翼设置有8片，与之对应地，所述喷气装置也设置有8个。
其中，在该飞行器上设置有滑翔增程模块，
所述滑翔增程模块包括滑翔倾角调节模块，所述滑翔倾角调节模块用于在滑翔段控制飞行器的倾角，
优选地，所述滑翔倾角调节模块在滑翔段将飞行器的倾角角度控制在20度以下。
其中，所述滑翔增程模块还包括设置在飞行器主体底部的末制导增速喷口7，
所述末制导增速喷口7在飞行器进入末制导阶段预定时间后启动工作，通过从所述末制导增速喷口7中喷出高温高压气体来提高飞行器的落速，使得飞行器在滑翔角度满足小于20度的条件时仍然具有大于300米/秒的落速；
优选地，末制导增速喷口7在飞行器进入末制导阶段3秒后启动工作，工作时间为2～3秒。
其中，在所述微处理器模块9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。
其中，该飞行器中还设置有用于计算导航比的导航比输出模块10；
所述导航比输出模块10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9；
优选地，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。
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。
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。
本发明所具有的有益效果包括：
(1)本发明提供的能够修正侧偏的复合增程飞行器中设置有至少四种增程模块，能够在飞行器飞行的各个阶段增加飞行速度、降低阻力、降低能能量损耗，最终增加飞行器的射程；
(2)本发明提供的能够修正侧偏的复合增程飞行器中，安装有火箭增程模块和底排增程模块的飞行器尾部能够在完成工作后与飞行器主体分离，为飞行器减负，进一步提高飞行器的射程；
(3)本发明提供的能够修正侧偏的复合增程飞行器中，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。
附图说明
图1示出根据本发明一种优选实施方式的能够修正侧偏的复合增程飞行器整体结构示意图；
图2示出根据本发明一种优选实施方式的能够修正侧偏的复合增程飞行器工作过程中对应的飞行器轨迹图；
图3示出实验例中多种飞行器的飞行轨迹；
图4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5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6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-火箭发动机
2-火箭燃料箱
3-排气装置
4-燃烧室
5-脉冲喷气装置
6-脉冲燃料箱
7-末制导增速喷口
8-末制导增速燃料箱
9-微处理器模块
10-导航比输出模块
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。
飞行器从发射点发射至最终命中目标的过程中，一般包括如下过程，如图2中所示，飞行器从发射装置中飞出后，首先尾翼弹出，在飞行器上升过程中，快到顶点时，开始程装，陀螺解锁，为启控做准备，在启控后，经过最高点，飞行器进入滑翔阶段，以尽量平滑的曲线滑向目标，在接近目标时进入末制导段，通过舵机调整飞行器的姿态及方向，以便于最终能够命中目标。
根据本发明提供的能够修正侧偏的复合增程飞行器，如图1和图2中所示，该飞行器包含多种可协同工作的增程模块，从而提高飞行器的射程。所述多种增程模块包括火箭增程模块、底排增程模块、滚转增程模块和滑翔增程模块；在飞行器飞行的各个阶段为飞行器提供动力或者降低能量损耗，以便达到增程的目的。
在一个优选的实施方式中，如图1、图2中所示，所述火箭增程模块包括设置在飞行器尾部的火箭发动机1，
所述火箭发动机1在飞行器上升阶段启动工作，用于提高飞行器的速度和最大高度；
优选地，所述火箭发动机1的工作时间为5～10秒，在这段时间内，能够为飞行器提供总冲为100000～130000(牛顿·秒)的能量，将飞行器的速度从200～400米/秒提高至900～1300米/秒。
更优选地，在所述飞行器尾部设置有与所述火箭发动机1相连的火箭燃料箱2；其工作过程为：火箭发动机燃烧所述火箭燃料箱2中存储的燃料，将燃烧所得的高温气体快速地从飞行器尾部排出，从而具有极大的反作用力，为飞行器加速提供助力，由于在此过程中，飞行器处于上升阶段，其速度越大，其上升的高度越远，后续能够滑翔的距离也就越远，自然能够延长其射程；
优选地，所述飞行器尾部可从飞行器主体上分离，该分离也可以称之为弹箭分离，通过分离能够降低飞行器主体的体积和重量，能够降低后续的能量损耗，延长飞行器的飞行距离，即提高射程；
更优选地，所述飞行器尾部在飞行器处于最高点附近时与飞行器主体分离，此时安装在飞行器尾部的底排增程模块也已经完成工作内容，携带的燃料用尽，无法再为增程提供助力，所以此时分离，使得火箭增程模块和底排增程模块一并脱离，还使得飞行器主体的底部裸露在外，为后续进一步地增程作业留出足够的作业空间。
本发明中，所述飞行器尾部与飞行器主体之间通过爆炸螺栓连接，可通过飞行器的速度或者飞行器的飞行时间选择确定弹箭分离的时机，飞行器发射后内置时钟开始计时，当时间达到分离时间或飞行器速度达到分离速度时，内置电池开始供电，使爆炸螺栓起爆，从而使飞行器尾部与飞行器主体分离，通常分离时间为3～5秒，分离速度为500～1100米/秒，即分离时间或者分离速度中的任意一个达到预设值时，执行弹箭分离作业；本发明中所述的爆炸螺栓等连接/分离结构为本领域已知的结构，具体可以参见“低过载火箭弹弹箭分离机构改进设计”张世林，王刚《弹箭与制导学报》2017；
在一个优选的实施方式中，如图1、图2中所示，所述底排增程模块包括设置在飞行器尾部侧方的排气装置3和与之相连的燃烧室4，
所述燃烧室4中的燃料燃烧后产生的高温气体从所述排气装置排出后提高飞行器底部空气的温度，改变空气流场，从而降低飞行器底部阻力，提高飞行器射程。该高温气体从排气装置中以较慢的速度排出，其与火箭发动机的工作目的不同，无需借助喷气的反作用力加速，仅仅提高飞行器底部的温度即可。
由于所述排气装置位于飞行器尾部侧方，与飞行器尾部上安装的火箭发动机1互不干扰，能够协同共存，甚至可以同时工作。
优选地，所述底排增程模块在飞行器到达最高点以前持续工作至燃烧室4中的燃料耗尽；所述底排增程模块可以在尾翼弹出后就开始工作，具体工作时间取决于装药量，在燃料耗尽前可以一直工作。
优选地，所述燃烧室4中燃料的燃烧时间为15～25秒，即携带的燃料能够允许底排增程模块工作15～25秒，更优选为20～25秒。
在一个优选的实施方式中，如图1、图2中所示，所述滚转增程模块包括设置在飞行器主体侧部，与尾翼间隔设置的脉冲喷气装置5，
所述脉冲喷气装置5通过喷气推力的作用，降低飞行器的摇摆幅度，降低飞行器在飞行过程中的能力损耗，从而提高飞行器射程。脉冲喷气装置5与脉冲燃料箱6相连，脉冲燃料箱6为所述脉冲喷气装置5提供燃料；所述脉冲喷气装置5在飞行器尾部与飞行器主体分离后启动工作，主要工作于滑翔段；所述脉冲喷气装置5的工作时间为70～100秒，该工作时间取决于滑翔段的时长，需要根据滑翔段的时长选择对应的工作时间；
在所述脉冲喷气装置5启动工作后，所述脉冲喷气装置5每隔特定时间向尾翼左侧，以垂直于飞行器主体的方向喷射气，其中，所述特定时间优选为3秒，从而提高飞行器的转速，降低飞行器的摇摆幅度；
优选地，所述尾翼设置有8片，与之对应地，所述喷气装置也设置有8个。相对于传统的4片尾翼飞行器，本申请中通过设置8片尾翼，提高飞行器的稳定性，降低飞行器的摇摆幅度，降低飞行过程中的能量损耗，在此基础上设置喷气装置，能够更进一步地降低能量损耗，提高飞行器射程。
多个脉冲喷气装置同步工作，使得整体受力均匀。
在一个优选的实施方式中，如图1、图2中所示，所述滑翔增程模块包括滑翔倾角调节模块，所述滑翔倾角调节模块用于在滑翔段控制飞行器的倾角，
优选地，所述滑翔倾角调节模块在滑翔段将飞行器的倾角角度控制在20度以下，优选为15～20度。现有技术中，飞行器在滑翔阶段的滑翔倾角一般都维持在30-50度的范围内，从而获得足够的落速，其滑翔距离自然较短；
具体来说，滑翔倾角调节模块通过控制舵机打舵来调整飞行器的方向和姿态，并使得飞行器以该特定的速度和倾角滑翔；即小于20度的倾角，优选地，选择15～20度的倾角；
所述滑翔倾角调节模块可以选用TI公司的DSP28335的单片机；
优选地，所述滑翔增程模块还包括设置在飞行器主体底部的末制导增速喷口7；
所述末制导增速喷口7在飞行器进入末制导阶段预定时间后启动工作，通过从所述末制导增速喷口7中喷出高温高压气体来提高飞行器的落速，使得飞行器在滑翔角度满足小于20度的条件时仍然具有大于300米/秒的落速；现有技术中将滑翔倾角控制在30-50度的范围内，能够使得飞行器的落速达到200～240米/秒，基本能够满足最基本的使用需求，当然如果能够提高落速，自然能够进一步提高飞行器的作用效果。
所述末制导增速喷口7与末制导增速燃料箱8相连，末制导增速燃料箱8为末制导增速喷口7提供燃料，燃料燃烧产生的高温高压气体从末制导增速喷口7中喷出，在反作用力的作用下，为飞行器主体提供向前的动力，提高飞行器主体的速度，即增加飞行器的落速。
优选地，末制导增速喷口7在飞行器进入末制导阶段3秒后启动工作，工作时间为2～3秒。在这段时间内，能够为飞行器提供总冲为18000～32000(牛顿·秒)的能量，将飞行器的速度从100～150米/秒提高至300～500米/秒。
在一个优选的实施方式中，在所述微处理器模块9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。
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。
本申请中的多个模块在修正侧偏、调整滑翔倾角、制导控制时产生的各种过载指令，最终都要汇集到舵机中，舵机根据各种过载指令的加和后的结果进行打舵工作，以使得最终产生的过载为所有需用过载的矢量和。
在一个优选的实施方式中，在所述微处理器模块9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。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传感元件实时测量得到，如卫星信号接收装置或者惯性器件等，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。
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10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10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9。
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4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，
通过接收卫星信号或者利用惯导系统，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4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。
在一个优选的实施方式中，本发明在研究侧偏修正的过程中，将所有的点均投影到同一个平面上进行研究；进一步地，本发明中涉及到的所有飞行器所在点、发射点、目标点、起控点，都特指该点在同一个水平面上的投影点。
本发明中优选地，在所述飞行器上设置有激光导引头，为此，需要在末制导段前修正侧偏，使得进入到末制导段时，在距目标3km时，侧偏小于600m，从而使得目标点进入到导引头的视场域，导引头顺利捕获目标，进行激光制导；所述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。
实验例：
通过飞行器仿真模拟系统模拟飞行器的飞行轨迹，在仿真实验中，在同一发射地点，向同一方向发射相同型号的六颗飞行器，每一颗飞行器都选择尽量远的目标，以判断该飞行器在满足落速约束的情况下所能命中的最远目标，其中，在本试验中落速约束为大于300米/秒。
在第一颗飞行器为本发明所述的能够修正侧偏的复合增程飞行器，如图1中所示，在该飞行器上设置有火箭增程模块、底排增程模块、滚转增程模块和滑翔增程模块和用于计算侧偏需用过载微处理器模块，并且上述模块协同工作，最大程度地提高飞行器射程，并且修正侧偏；该飞行器的飞行轨迹如图3中方案一所示，其在满足落速大于300米/秒的情况下，能够命中113公里以外的目标，并且确保圆概率误差在15米以内；
在第二颗飞行器中仅仅安装有本发明中所述的能够修正侧偏的复合增程飞行器中的火箭增程模块和用于计算侧偏需用过载微处理器模块，即安装有火箭发动机和火箭燃料箱，且该飞行器的尾部与飞行器主体不能分离；该飞行器的飞行轨迹如图3中方案二所示，其在满足落速为大于300米/秒的情况下，能够命中42公里距离以外的目标，并且确保圆概率误差在15米以内；
在第三颗飞行器中仅仅安装有本发明中所述的能够修正侧偏的复合增程飞行器中的火箭增程模块和底排增程模块和用于计算侧偏需用过载微处理器模块，即安装有火箭发动机、火箭燃料箱、排气装置和燃烧室，且该飞行器的尾部与飞行器主体不能分离；该飞行器的飞行轨迹如图3中方案三所示，其在满足落速为大于300米/秒的情况下，能够命中53公里距离以外的目标，并且确保圆概率误差在15米以内；
在第四颗飞行器中仅仅安装有本发明中所述的能够修正侧偏的复合增程飞行器中的火箭增程模块、底排增程模块和用于计算侧偏需用过载微处理器模块，即安装有火箭发动机、火箭燃料箱、排气装置和燃烧室，且该飞行器的尾部与飞行器主体之间能够分离，在飞行器到达最高点位置附近时飞行器的尾部与飞行器主体之间分离；该飞行器的飞行轨迹如图3中方案四所示，其在满足落速为大于300米/秒的情况下，能够命中62公里距离以外的目标，并且确保圆概率误差在15米以内；
在第五颗飞行器中不安装任何增程模块，仅安装有用于计算侧偏需用过载微处理器模块；该飞行器的飞行轨迹如图3中方案五所示，其在满足落速为大于300米/秒的情况下，能够命中29公里距离以外的目标，并且确保圆概率误差在15米以内；
通过上述实验对比可知，本申请提供的能够修正侧偏的复合增程飞行器具有高射程特性，其中设置的多种增程模块能够有效地提高飞行器射程。
在第六颗飞行器中装填有本发明所述的火箭增程模块、底排增程模块、滚转增程模块和滑翔增程模块，但不设置用于计算侧偏需用过载微处理器模块，所述增程模块协同工作，最大程度地提高飞行器射程；该飞行器也能够具有一百公里以上的射程；
第六颗飞行器与第一颗飞行器的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如图5和图6中所示，具体来说，飞行器启控时距目标的射向距离为70km，侧偏为9km；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；
其中方案一(实线)表示第一颗飞行器对应的弹道曲线，方案二(虚线)表示第六颗飞行器对应的弹道曲线，其中第六颗飞行器中采用传统比例导引算法，
其中N＝4。
图5中给出了两种方案中，飞行器起控后的侧向弹道轨迹图；图6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5和图6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70km；
由图5可知，通过本申请提供的能够修正侧偏的复合增程飞行器获得的弹道修正情况明显优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9km时，本申请提供的行器能够有效地飞向目标，而传统的采用比例导引算法飞行器最终有大约500m的脱靶量，并不能精确命中目标。
由图6可知，采用本申请提供的能够修正侧偏的复合增程飞行器能够按照期望，在xm为3km时将侧偏修正至600m以内，且能够精确到400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1000米左右；
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 (20)
1.一种能够修正侧偏的复合增程飞行器，其特征在于，在该飞行器上设置有多种可协同工作的增程模块，从而提高飞行器的射程；
在所述飞行器上还设置有微处理器模块(9)，其用于计算飞行器侧偏修正所需的侧偏需用过载；
所述飞行器中还设置有用于计算导航比的导航比输出模块(10)；
所述导航比输出模块(10)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(9)；
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；
起控时所述飞行器的侧偏距离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。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，
在该飞行器上设置有火箭增程模块，
所述火箭增程模块包括设置在飞行器尾部的火箭发动机(1)，
所述火箭发动机(1)在飞行器上升阶段启动工作，用于提高飞行器的速度和最大高度。
3.根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于，
所述火箭发动机(1)的工作时间为5～10秒。
4.根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于，在所述飞行器尾部设置有与所述火箭发动机(1)相连的火箭燃料箱(2)。
5.根据权利要求2至4任一所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器尾部可从飞行器主体上分离。
6.根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器尾部在飞行器处于最高点附近时与飞行器主体分离。
7.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，
在该飞行器上设置有底排增程模块，
所述底排增程模块包括设置在飞行器尾部侧方的排气装置(3)和与之相连的燃烧室(4)，
所述燃烧室(4)中的燃料燃烧后产生的高温气体从所述排气装置排出后提高飞行器底部空气的温度，改变空气流场，从而降低飞行器底部阻力，提高飞行器射程。
8.根据权利要求7所述的飞行器，其特征在于，所述底排增程模块在飞行器到达最高点以前持续工作至燃烧室(4)中的燃料耗尽。
9.根据权利要求7或8所述的飞行器，其特征在于，所述燃烧室(4)中燃料的燃烧时间为15～25秒。
10.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，
在该飞行器上设置有滚转增程模块，
所述滚转增程模块包括设置在飞行器主体侧部，与尾翼间隔设置的脉冲喷气装置(5)，
所述脉冲喷气装置(5)通过喷气推力的作用，降低飞行器的摇摆幅度，提高飞行器射程。
11.根据权利要求10所述的飞行器，其特征在于，所述脉冲喷气装置(5)在启动工作后，每隔特定时间向尾翼左侧，以垂直于飞行器主体的方向喷射气体，从而提高飞行器的转速，降低飞行器的摇摆幅度。
12.根据权利要求11所述的飞行器，其特征在于，所述尾翼设置有8片，与之对应地，所述喷气装置也设置有8个。
13.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，
在该飞行器上设置有滑翔增程模块，
所述滑翔增程模块包括滑翔倾角调节模块，所述滑翔倾角调节模块用于在滑翔段控制飞行器的倾角。
14.根据权利要求13所述的飞行器，其特征在于，所述滑翔倾角调节模块在滑翔段将飞行器的倾角角度控制在20度以下。
15.根据权利要求13或14所述的飞行器，其特征在于，在飞行器主体底部设置有末制导增速喷口(7)，
所述末制导增速喷口(7)在飞行器进入末制导阶段预定时间后启动工作，通过从所述末制导增速喷口(7)中喷出高温高压气体来提高飞行器的落速，使得飞行器在滑翔角度满足小于20度的条件时仍然具有大于300米/秒的落速。
16.根据权利要求15所述的飞行器，其特征在于，末制导增速喷口(7)在飞行器进入末制导阶段3秒后启动工作，工作时间为2～3秒。
17.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，在所述微处理器模块(9)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。
18.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，
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。
19.根据权利要求18所述的飞行器，其特征在于，
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。
20.根据权利要求18所述的飞行器，其特征在于，
起控时飞行器的侧偏距离zm为小侧偏时，
N＝4。
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