CN111361763B - 能够应用于卫星信号不稳定区域的复合增程飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种能够应用于卫星信号不稳定区域的复合增程飞行器，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，还在飞行器上设置处理器模块和拟卫星制导解算模块，所述拟卫星制导解算模块用于在丢星时为处理器模块提供计算需用过载所需的当前时刻的飞行器位置和速度信息，使得在丢星时飞行器仍然能够正常导航制导，不会失控。

Description

能够应用于卫星信号不稳定区域的复合增程飞行器

技术领域

本发明涉及制导控制飞行器领域，具体涉及一种能够应用于卫星信号不稳定区域的复合增程飞行器。

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，飞行器所能够经过的区域增多，受到地形、天气及其他各种信号干扰的可能性更高，尤其是在一些恶劣的环境下极有可能导致飞行器上的卫星信号接收机无法接收到卫星信号，当丢星后，飞行器会失去控制，对于远射程的飞行器来说，其中制导段更为漫长，丢星后导致的侧偏等不良影响会更为严重，最终往往难以通过修正来弥补侧偏量，即无法命中目标。

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拟卫星制导解算模块，以便于在增大射程的同时降低丢星对命中精度的影响。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出能够应用于卫星信号不稳定区域的复合增程飞行器，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；还在飞行器上设置处理器模块和拟卫星制导解算模块，所述拟卫星制导解算模块用于在丢星时为处理器模块提供计算需用过载所需的当前时刻的飞行器位置和速度信息，使得在丢星时飞行器仍然能够正常导航制导，不会失控，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供能够应用于卫星信号不稳定区域的复合增程飞行器，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处理器模块9和拟卫星制导解算模块10；

所述处理器模块9用于计算飞行器的需用过载，

所述拟卫星制导解算模块10用于在丢星时为处理器模块9提供计算需用过载所需的当前时刻的飞行器位置和速度信息。

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，该飞行器中还设置有存储模块11，所述存储模块11用于存储飞行器上连续3个时刻的位置和速度信息，优选地，当丢星时，所述拟卫星制导解算模块10从存储模块11中调取该连续3个时刻的位置和速度信息，并根据调取的信息重构拟合出当前时刻的位置和速度信息；

更优选地，在将所述当前时刻的位置和速度信息传递给处理器模块9的同时还要存储在所述存储模块11中。

其中，该飞行器上还设置有：

天线12，其用于接收卫星信号，

抗干扰模块13，其与所述天线12相连，用以对所述卫星信号做滤波处理，

接收机14，其用于接收经滤波处理的卫星信号，并将该卫星信号转换为导航电文，输送至存储模块11；

卫星制导解算模块15，其用于调取存储模块11中的导航电文，并解算出当前时刻的位置和速度信息。

其中，所述接收机14包括GPS接收机、北斗接收机和GLONASS接收机中的一种或多种；

所述各个接收机分别接收对应的卫星信号。

其中，所述接收机14还用于获知各个卫星信号对应的星数；

当所述各个卫星信号的星数都低于设定值时，认为处于丢星状态，控制拟卫星制导解算模块10启动工作；

当所述各个卫星信号的星数中至少有一个不低于设定值时，将星数最高的卫星信号种类信息传递给卫星制导解算模块15，卫星制导解算模块15从存储模块10中调取该卫星信号对应的导航电文，并据此解算出当前时刻的位置和速度信息。

其中，当丢星时，所述拟卫星制导解算模块10通过下式(一)和式(二)获得当前时刻的飞行器位置和速度信息；

其中，

x_i,y_i,z_i分别为第i时刻下飞行器在地面坐标系下沿x轴、y轴、z轴方向上的坐标；

分别为第i时刻下飞行器在地面坐标系下沿x轴、y轴、z轴方向上的速度；Δt为卫星制导周期。

本发明所具有的有益效果包括：

(1)本发明提供的能够应用于卫星信号不稳定区域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)本发明提供的能够应用于卫星信号不稳定区域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)本发明提供的能够应用于卫星信号不稳定区域的复合增程飞行器中，设置有拟卫星制导解算模块，在丢失卫星信号的情况下仍然能够拟合出卫星信号，从而控制飞行器稳定飞行，解决了飞行器在导航过程中由丢星引起的不可控的难题。

附图说明

图1示出根据本发明一种优选实施方式的能够应用于卫星信号不稳定区域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应用于卫星信号不稳定区域的复合增程飞行器工作过程中对应的飞行器轨迹图；

图3示出根据本发明一种优选实施方式的卫星信号拟合重构结构逻辑图；

图4示能够应用于卫星信号不稳定区域的复合增程飞行器中天线的结构示意图。

图5示出实验例中第一至第五颗飞行器的飞行轨迹；

图6示出实验例中第一、第六和第七颗飞行器的飞行轨迹。

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-处理器模块

10-拟卫星制导解算模块

11-存储模块

12-天线

13-抗干扰模块

14-接收机

15-卫星制导解算模块

16-容纳槽

17-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。

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，在所述飞行器上还设置有处理器模块9和拟卫星制导解算模块10；

所述处理器模块9用于计算飞行器的需用过载，

所述拟卫星制导解算模块10用于在丢星时为处理器模块9提供计算需用过载所需的当前时刻的飞行器位置和速度信息；

本发明中通过模拟生成卫星信号可解算出的飞行器位置及速度信息，并将之输送给需要该信息进行计算的处理器模块，对于执行制导计算的处理器模块来说，并不知道卫星信号是否丢星；所以对于处理器模块来说，本发明中飞行器能够自行提供拟合重构的卫星信号，使得处理器模块在整个制导过程中都处于有卫星信号的正常工作状态之中。

在一个优选的实施方式中，处理器模块中的需用过载n通过下式(三)获得：

其中，x_r＝x_T-x_M，y_r＝y_T-y_M，v_rx＝v_Mx-v_Tx，v_ry＝v_My-v_Ty，

N表示导航比，一般选为2～4；

V表示飞行器与目标的相对速度；

x_T表示目标在地面坐标系下沿x轴方向的位置；

y_T表示目标在地面坐标系下沿y轴方向的位置；

x_M表示飞行器在地面坐标系下沿x轴方向的位置；

y_M表示飞行器在地面坐标系下沿y轴方向的位置；

x_r表示飞行器与目标在地面坐标系下沿x轴方向的相对距离；

y_r表示飞行器与目标在地面坐标系下沿y轴方向的相对距离；

v_Mx表示飞行器在地面坐标系下沿x轴方向的速度；

v_My表示飞行器在地面坐标系下沿y轴方向的速度；

v_Tx表示目标在地面坐标系下沿x轴方向的速度；

v_Ty表示目标在地面坐标系下沿y轴方向的速度；

v_rx表示飞行器与目标在地面坐标系下沿x轴方向的相对速度；

v_ry表示飞行器与目标在地面坐标系下沿y轴方向的相对速度；关于地面坐标系，通常坐标原点取为发射点，x轴方向即为由发射点指向目标点的方向，y轴方向垂直于x轴铅垂向上；在目标为静目标时，目标的速度为0，目标的位置是预先灌装到飞行器上的，飞行器自身的位置及速度是由飞行器上的拟卫星制导解算模块10或者卫星制导解算模块15得到的。

所述处理器模块9是飞行器上卫星制导系统的核心部分，本申请中，处理器模块9可选取TI公司的高性能32位浮点DSP芯片TMS320C6713，片内有8个并行的处理单元，其外部时钟输入选定为50MHz，处理器内部PLL倍频至200MHz。

在一个优选的实施方式中，该飞行器中还设置有存储模块11，所述存储模块11用于存储飞行器上连续3个时刻的位置和速度信息；

当存储模块11中接收到新的位置和速度信息时，自动覆盖最早的位置和速度信息，使得存储模块11中永远只保留3组信息以备调用；每次接收到一次卫星信号都会解算出一组位置和速度信息，每次接收到一次卫星信号称之为一个时刻，优选地，各个时刻之间的时间间隔为50ms。

优选地，当丢星时，所述拟卫星制导解算模块10从存储模块11中调取该连续3个时刻的位置和速度信息，并根据调取的信息重构拟合出当前时刻的位置和速度信息；

更优选地，在将所述当前时刻的位置和速度信息传递给处理器模块9的同时还要存储在所述存储模块11中，传递给处理器模块9使得处理器模块9可以据此计算出需要过载，为飞行器提供制导控制，传递给存储模块11使得存储模块11中的位置和速度信息得到实时更新，方便于随时调用该信息计算下一时刻的位置和速度信息。

在一个优选的实施方式中，如图3和图4中所示，该飞行器中还设置有：

天线12，其用于接收卫星信号，

抗干扰模块13，其与所述天线12相连，用以对所述卫星信号做滤波处理，消除卫星信号中的噪音干扰；

接收机14，其用于接收经滤波处理的卫星信号，并将该卫星信号转换为导航电文，输送至存储模块11；本发明中所述的导航电文是由导航卫星播发给用户的描述导航卫星运行状态参数的电文，包括系统时间、星历、历书、卫星时钟的修正参数、导航卫星健康状况和电离层延时模型参数等内容；导航电文的参数给用户提供了时间信息，利用导航电文参数可以计算用户的位置坐标和速度；

卫星制导解算模块15，其用于调取存储模块11中的导航电文，并据此解算出当前时刻的飞行器所在位置和速度信息。

其中，优选地，所述接收机14包括GPS接收机、北斗接收机和GLONASS接收机中的一种或多种；更优选地，所述接收机14包括GPS接收机、北斗接收机和GLONASS接收机；

所述各个接收机分别接收对应的卫星信号，即GPS接收机接收GPS卫星信号，北斗接收机接收北斗卫星信号，GLONASS接收机接收GLONASS卫星信号。

进一步优选地，所述接收机14还用于获知各个卫星信号对应的星数；即GPS接收机用于获知GPS卫星信号对应的星数，北斗接收机用于获知北斗卫星信号对应的星数，GLONASS接收机用于获知GLONASS卫星信号对应的星数；

当所述各个卫星信号的星数都低于设定值时，认为处于丢星状态，控制拟卫星制导解算模块10启动工作；本发明中所述设定值可根据实际工况设定，可以为4-5，本发明中优选地设置为4；上述具体判断过程可以在接收机中进行，也可以将星数信息汇总至处理器模块，由处理器模块统一判断并发出控制指令；

当所述各个卫星信号的星数中至少有一个不低于设定值时，认为此时没有丢星，将星数最高的卫星信号种类信息传递给卫星制导解算模块15，卫星制导解算模块15从存储模块11中调取该卫星信号对应的导航电文，并据此解算出当前时刻的位置和速度信息；即如果GPS卫星信号的星数最多，就调取该GPS卫星信号对应的导航电文，并据此解算出当前时刻的位置和速度信息，如果北斗卫星信号的星数最多，就调取该北斗卫星信号对应的导航电文，并据此解算出当前时刻的位置和速度信息。

优选地，在将所述当前时刻的位置和速度信息传递给处理器模块9的同时还要存储在所述存储模块11中，传递给处理器模块9使得处理器模块9可以据此计算出需要过载，为飞行器提供制导控制，传递给存储模块11使得存储模块11中的位置和速度信息得到实时更新，方便于随时调用该信息计算下一时刻的位置和速度信息。

一个优选的实施方式中，如图4中所示，所述天线12的形状为片材形状，用以在高过载时接收卫星信号，

优选地，天线12设置在飞行器外壁上，

更优选地，在所述飞行器的外壁上设置有内凹的容纳槽16，所述天线12安装在所述容纳槽16内，所述天线12安装在所述容纳槽16内，所述容纳槽16的深度尺寸大于所述天线的厚度尺寸，且在天线12外部设置有防护挡板17。

天线12固定在容纳槽16的底部，优选地，所述容纳槽刚好能够容纳天线12，容纳槽的侧壁能够为天线12提供侧向限位，防止天线12串动，所述防护挡板17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天线12相抵接，用以固定天线12，确保在加速过程中天线12不会移动和破坏。

所述防护挡板17用于在飞行器加速阶段保护其内侧的天线12，防止天线12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17从飞行器上脱离，使得天线12裸露在外，进而方便与天线12接收卫星信号，避免防护挡板17屏蔽/干扰卫星信号。优选地，天线12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17与飞行器舵机外部的挡板可同步控制，同步脱离。

所述天线12的形状为片材形状，即所述天线12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，所述天线12设置有多片，均布在飞行器周围，优选地，所述天线12设置有4片，本申请中优选地，该天线12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。

本申请中的片状的天线12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，所述片状的天线12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，该天线12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，所述天线12的长度尺寸优选为120～200mm，所述天线12的宽度尺寸优选为50～70mm，其厚度为4～8mm。

在一个优选的实施方式中，该系统还包括电源供电模块，其负责对其他模块供电，其主要功能包括：保证各模块在额定电压下工作，对各模块提供特定的复位信号；保护电路。

在一个优选的实施方式中，接收机14与存储模块，存储模块与处理器模块3、拟卫星制导解算模块10、卫星制导解算模块15等模块之间的数据传输都通过数据总线进行，所述数据总线上集成了A/D转换器、D/A转换器、422/485/232接口、SPI/SCI接口，能够更快速、小损耗地传递信息。

在一个优选的实施方式中，当丢星时，所述拟卫星制导解算模块通过下式(一)和式(二)获得当前时刻的飞行器位置和速度信息；

其中，

x_i,y_i,z_i分别为第i时刻下飞行器在地面坐标系下沿x轴、y轴、z轴方向上的坐标；

分别为第i时刻下飞行器在地面坐标系下沿x轴、y轴、z轴方向上的速度；以此类推，x_i-1,y_i-1,z_i-1分别为第i-1时刻下飞行器在地面坐标系下沿x轴、y轴、z轴方向上的坐标；

分别为第i-1时刻下飞行器在地面坐标系下沿x轴、y轴、z轴方向上的速度，即x_i-1,y_i-1,z_i-1共同表示第_i-1时飞行器的位置信息，

共同表示第_i-1时飞行器的速度信息；x_i-2,y_i-2,z_i-2分别为第i-2时刻下飞行器在地面坐标系下沿x轴、y轴、z轴方向上的坐标；

分别为第i-2时刻下飞行器在地面坐标系下沿x轴、y轴、z轴方向上的速度；Δt为卫星制导周期，Δt的一般取值为50ms。

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七颗飞行器，前五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应用于卫星信号不稳定区域的复合增程飞行器，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需用过载处理器模块，并且上述模块协同工作，最大程度地提高飞行器射程；该飞行器的飞行轨迹如图5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应用于卫星信号不稳定区域的复合增程飞行器中的火箭增程模块和用于计算需用过载处理器模块，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5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应用于卫星信号不稳定区域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需用过载处理器模块，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5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应用于卫星信号不稳定区域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需用过载处理器模块，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5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，仅安装有用于计算需用过载处理器模块；该飞行器的飞行轨迹如图5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，本申请提供的能够应用于卫星信号不稳定区域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。

在第六颗和第七颗飞行器中都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，用于计算需用过载的处理器模块、拟卫星制导解算模块和存储模块，在同一发射地点，发射向同一目标位置，设定第六颗和第七颗飞行器的目标为113公里以外的目标；

在仿真模拟过程中，实时通过计算机模拟计算出飞行器所在位置及速度信息，并将之转化为卫星信号，以卫星信号的形式输送给飞行器的控制系统，可以根据仿真模拟实验的需要，在特定时段内暂停该卫星信号的输送，或者将该卫星信号的星数调低，使之变为丢星信号。

在第六颗和第七颗飞行器都上本发明所述的能够应用于卫星信号不稳定区域的复合增程飞行器，通过如图4中所示的天线接收卫星信号，通过抗干扰模块对所述卫星信号做滤波处理，通过接收机接收经滤波处理的卫星信号，并将该卫星信号转换为导航电文，输送至存储模块；通过处理器模块判断是否丢星，在丢星时，通过拟卫星制导解算模块拟合重构卫星信号，获知当前刻的飞行器位置和速度信息；在未丢星时，通过卫星制导解算模块解算出当前时刻的位置和速度信息，再通过处理器模块计算需用过载，在制导段持续为飞行器提供制导指令。

将第一颗飞行器和第六颗、第七颗飞行器的轨迹曲线并行放置在图6中进行比较，其中，第一颗飞行器在飞行过程中未遇到丢星的问题，最终顺利到达目标点，图6中用未丢星轨迹曲线表示；

第六颗飞行器在发射后100s至105s这5s内丢失卫星信号，最终仍然顺利到达目标点，图6中用丢星1轨迹曲线表示；

第七颗飞行器在距发射点50000m-55000m的区域丢失卫星信号，最终仍然顺利到达目标点，图6中用丢星2轨迹曲线表示。

通过上述实验能够表明，本发明中所述的能够应用于卫星信号不稳定区域的复合增程飞行器在阶段性丢失卫星信号的情况下仍然能够最终命中目标。

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)

1.一种能够应用于卫星信号不稳定区域的复合增程飞行器，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处理器模块(9)和拟卫星制导解算模块(10)；

所述处理器模块(9)用于计算飞行器的需用过载，

所述拟卫星制导解算模块(10)用于在丢星时为处理器模块(9)提供计算需用过载所需的当前时刻的飞行器位置和速度信息；

该飞行器中还设置有存储模块(11)，所述存储模块(11)用于存储飞行器上连续3个时刻的位置和速度信息，当丢星时，所述拟卫星制导解算模块(10)从存储模块(11)中调取该连续3个时刻的位置和速度信息，并根据调取的信息重构拟合出当前时刻的位置和速度信息；

当丢星时，所述拟卫星制导解算模块(10)通过下式(一)和式(二)重构拟合获得当前时刻的飞行器位置和速度信息；

其中，

x_i,y_i,z_i分别为第i时刻下飞行器在地面坐标系下沿x轴、y轴、z轴方向上的坐标；

分别为第i时刻下飞行器在地面坐标系下沿x轴、y轴、z轴方向上的速度；Δt为卫星制导周期。

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4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，

在将所述当前时刻的位置和速度信息传递给处理器模块(9)的同时还要存储在所述存储模块(11)中。

18.根据权利要求17所述的飞行器，其特征在于，

该飞行器上还设置有：

天线(12)，其用于接收卫星信号，

抗干扰模块(13)，其与所述天线(12)相连，用以对所述卫星信号做滤波处理，

接收机(14)，其用于接收经滤波处理的卫星信号，并将该卫星信号转换为导航电文，输送至存储模块(11)；

卫星制导解算模块(15)，其用于调取存储模块(11)中的导航电文，并解算出当前时刻的位置和速度信息。

19.根据权利要求18所述的飞行器，其特征在于，

所述接收机(14)包括GPS接收机、北斗接收机和GLONASS接收机中的一种或多种；

所述各个接收机分别接收对应的卫星信号。

20.根据权利要求19所述的飞行器，其特征在于，

所述接收机(14)还用于获知各个卫星信号对应的星数；

当所述各个卫星信号的星数都低于设定值时，认为处于丢星状态，控制拟卫星制导解算模块(10)启动工作；

当所述各个卫星信号的星数中至少有一个不低于设定值时，将星数最高的卫星信号种类信息传递给卫星制导解算模块(15)，卫星制导解算模块(15)从存储模块(11 )中调取该卫星信号对应的导航电文，并据此解算出当前时刻的位置和速度信息。

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