一种靶机大俯冲航迹精确控制方法与流程

1.本发明属于试验工程技术领域，主要涉及一种靶机大俯冲航迹精确控制方法。

背景技术：

2.靶机大俯冲机动可模拟敌方俯冲攻击的导弹类目标，用于近程、末端防空武器系统反导试验与训练。传统的靶机俯冲机动是依据俯冲进入点和退出点确定靶机俯仰角度后，进入定俯仰角俯冲模式，该模式存在的主要问题是：靶机俯冲机动采用单一姿态控制回路，传感器动态测量精度存在一定系统误差，且俯冲过程中受气流、空速等剧烈变化影响，实际飞行航迹与理论航迹可能会存在一定偏差，靶机飞行航迹控制精度相对较低，在俯冲末段容易出现未达到预定退出点提前退出，或到达预定退出点时飞行高度偏高等情况，不利于防空武器系统对靶机俯冲机动过程的稳定跟踪和飞行数据的有效录取，试验训练考核质效相对不高。

技术实现要素：

3.本发明通过在靶机俯冲过程中实时测量当前点航迹数据，引入靶机俯仰角跟踪信号、高度跟踪信号和升降速率跟踪信号，增加了靶机俯冲航迹控制的精确性。
4.一种靶机大俯冲航迹精确控制方法，包括：
5.靶机进入俯冲流程后，根据俯冲参数要求和靶机当前点航迹，实时计算靶机俯冲期望航迹角、期望俯仰角信号、期望高度跟踪信号，得到靶机俯冲俯仰角程序信号，进而获得升降舵控制量，实时控制靶机伺服机构工作，实现靶机俯冲机动航迹的精确控制。
6.较佳的，计算靶机俯冲期望航迹角的方法为：
7.靶机进入俯冲流程后，实时记录靶机进入点、退出点和当前点数值，其中进入点数值包括进入俯冲初始高度hs、初始经度λs、初始纬度初始时刻ts，退出点数值包括退出俯冲末端高度he、末端经度λe、末端纬度当前值数值包括当前高度h c
、当前经度λc、当前纬度当前俯仰角θc、当前时刻tc、当前速度vc，按照以下公式计算俯冲过程相关参数：
8.h＝h
s-he[0009][0010][0011][0012][0013]
δh＝h
c-he[0014]
[0015][0016][0017][0018]
其中，h为俯冲垂向高度差，l为俯冲进入点和退出点在水平面的投影距离，δh为俯冲当前点到退出点的垂向高度差，δl为俯冲当前点和退出点在水平面的投影距离，为当前俯冲期望航迹角。
[0019]
较佳的，计算期望俯仰角信号θ
θpr
的具体方法为：：
[0020][0021]
其中，k1为俯仰角软化系数，θ
bal
俯仰角配平值。
[0022]
较佳的，计算计算靶机俯冲期望高度跟踪信号h
pr
、的方法为：
[0023][0024][0025]
其中，k2为高度软化系数，k3为升降速率软化系数。
[0026]
较佳的，计算俯仰角程序信号θ
pr
的具体方法为：
[0027][0028]
θ
pr
＝k
θ
θpr
+khθ
hpr
[0029]
若θ
pr
≤60.0，则θ
pr
取实际值；
[0030]
若θ
pr
》60.0，则θ
pr
就近取60；
[0031]
其中：θ
hpr
为轨迹跟踪回路对应期望俯仰角，k
hp
为高度回路比例控制系数，k
hd
为高度回路微分控制系数，k
θ
为俯仰角跟踪回路比例系数，kh为轨迹跟踪回路比例系数。
[0032]
较佳的，计算靶机升降舵控制量的具体方法为：
[0033]
δe＝k
θp
(θ
c-θ
pr
)+k
θdq[0034]
若|δe|≤15.0，则δe取实际值；
[0035]
若|δe|》15.0，则δe就近取15.0或-15.0；
[0036]
其中：q为俯仰角速率，k
θp
为俯仰角回路比例控制系数，k
θd
为俯仰角回路微分控制系数。
[0037]
进一步的，若当前航迹点满足|h
c-he|≤10.0m或δl≤50.0m，则靶机退出俯冲机动。
[0038]
本发明具有如下有益效果：
[0039]
(1)本发明可以根据靶机实时航迹数据，计算靶机俯仰角程序信号及升降舵控制量，控制靶机伺服机构工作，实时纠正靶机俯冲机动航迹偏差，有效提高了靶机俯冲机动的航迹控制精度。
[0040]
(2)本发明采用实时航迹跟踪控制方法，可以有效模拟俯冲攻击导弹的飞行轨迹，提高了供靶模拟逼真度，满足实战化试验训练急需，实用性良好，军事效益显著。
附图说明
[0041]
图1为靶机传统定俯仰角控制模式飞行航迹与本发明飞行航迹对比示意图。
具体实施方式
[0042]
下面结合附图并举实例，对本发明进行详细描述。
[0043]
传统的靶机定俯仰角俯冲模式采用单一姿态控制回路，由于姿态传感器动态测量精度一般在2
°
左右，假设靶机以-45
°
俯仰角从海高10000m俯冲至1000m，则产生的高度误差或水平误差约为600m左右，很难满足大高差高精度俯冲供靶要求。
[0044]
与传统的定俯仰角俯冲模式不同，本发明采用实时航迹跟踪控制方法，引入了靶机实时航迹数据，由于靶机航迹测量设备单点定位精度一般控制在
±
10m以内，因此采用俯冲航迹跟踪控制方法可以很好的保持俯冲过程和退出时刻的航迹精度。
[0045]
本发明实现方法是：靶机进入俯冲流程后，根据俯冲参数要求和靶机当前点航迹，实时计算靶机俯冲期望航迹角、期望俯仰角信号、期望高度跟踪信号，得到靶机俯冲俯仰角程序信号，进而获得升降舵控制量，实时控制靶机伺服机构工作，实现靶机俯冲机动航迹的精确控制，具体如下：
[0046]
1.计算靶机俯冲相关参数
[0047]
靶机进入俯冲流程后，实时记录靶机进入点、退出点和当前点数值，其中进入点数值包括进入俯冲初始高度hs、初始经度λs、初始纬度初始时刻ts，退出点数值包括退出俯冲末端高度he、末端经度λe、末端纬度当前值数值包括当前高度hc、当前经度λc、当前纬度当前俯仰角θc、当前时刻tc、当前速度vc，按照以下公式计算俯冲过程相关参数：
[0048]
h＝h
s-he[0049][0050][0051][0052][0053]
δh＝h
c-he[0054][0055][0056][0057][0058]
其中，h为俯冲垂向高度差，l为俯冲进入点和退出点在水平面的投影距离，δh为俯冲当前点到退出点的垂向高度差，δl为俯冲当前点和退出点在水平面的投影距离，为当前俯冲期望航迹角。
[0059]
2.计算靶机期望俯仰角信号
[0060]
利用计算得到的当前俯冲期望航迹角，按照以下公式计算期望俯仰角信号θ
θpr
：
[0061][0062]
其中，k1为俯仰角软化系数，θ
bal
俯仰角配平值。
[0063]
3.计算靶机俯冲期望高度跟踪信号
[0064]
利用计算得到的相关俯冲参数，按照以下公式计算靶机俯冲期望高度跟踪信号h
pr
、
[0065][0066][0067]
其中，k2为高度软化系数，k3为升降速率软化系数。
[0068]
4.计算靶机俯仰角程序信号
[0069]
利用计算得到的靶机期望俯仰角信号、俯冲期望高度跟踪信号，按照以下公式计算俯仰角程序信号θ
pr
：
[0070][0071]
θ
pr
＝k
θ
θpr
+khθ
hpr
[0072]
若θ
pr
≤60.0，则θ
pr
取实际值；
[0073]
若θ
pr
》60.0，则θ
pr
就近取60。
[0074]
其中：θ
hpr
为轨迹跟踪回路对应期望俯仰角，k
hp
为高度回路比例控制系数，k
hd
为高度回路微分控制系数，k
θ
为俯仰角跟踪回路比例系数，kh为轨迹跟踪回路比例系数。
[0075]
5.计算靶机升降舵控制量
[0076]
利用计算得到的靶机俯仰角程序信号θ
pr
，按照以下公式计算靶机升降舵控制量δe：
[0077]
δe＝k
θp
(θ
c-θ
pr
)+k
θdq[0078]
若|δe|≤15.0，则δe取实际值；
[0079]
若|δe|》15.0，则δe就近取15.0或-15.0。
[0080]
其中：q为俯仰角速率，k
θp
为俯仰角回路比例控制系数，k
θd
为俯仰角回路微分控制系数。
[0081]
6.靶机伺服机构工作
[0082]
利用计算得到的δe控制靶机伺服机构工作，进而控制靶机俯冲飞行航迹。
[0083]
7.靶机俯冲退出
[0084]
若当前航迹点满足|h
c-he|≤10.0m或δl≤50.0m，则靶机退出俯冲机动。
[0085]
如图1所示，采用传统定俯仰角控制模式，靶机俯冲机动过程中，靶机升降机构保持工作状态不变，受传感器动态测量精度系统误差及气流、空速等因素影响，靶机俯冲机动实际航迹角会存在一定偏差(如偏大或偏小)，如实际航迹角偏大，靶机将提前退出俯冲机动；如实际航迹角偏小，则靶机在到达预定退出点时飞行高度偏高；两种情况都达不到试验训练考核的目的。
[0086]
采用本发明后，靶机在俯冲过程中通过实时测量当前点航迹数据，计算靶机俯仰
角程序信号及升降舵控制量，控制靶机升降机构工作，实时纠正靶机航迹偏差，保证靶机俯冲航迹控制精度。
[0087]
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：

1.一种靶机大俯冲航迹精确控制方法，其特征在于，包括：靶机进入俯冲流程后，根据俯冲参数要求和靶机当前点航迹，实时计算靶机俯冲期望航迹角、期望俯仰角信号、期望高度跟踪信号，得到靶机俯冲俯仰角程序信号，进而获得升降舵控制量，实时控制靶机伺服机构工作，实现靶机俯冲机动航迹的精确控制。2.如权利要求1所述的一种靶机大俯冲航迹精确控制方法，其特征在于，计算靶机俯冲期望航迹角的方法为：靶机进入俯冲流程后，实时记录靶机进入点、退出点和当前点数值，其中进入点数值包括进入俯冲初始高度h
s
、初始经度λ
s
、初始纬度初始时刻t
s
，退出点数值包括退出俯冲末端高度h
e
、末端经度λ
e
、末端纬度当前值数值包括当前高度h
c
、当前经度λ
c
、当前纬度当前俯仰角θ
c
、当前时刻t
c
、当前速度v
c
，按照以下公式计算俯冲过程相关参数：h＝h
s-h
eeee
δh＝h
c-h
eeee
其中，h为俯冲垂向高度差，l为俯冲进入点和退出点在水平面的投影距离，δh为俯冲当前点到退出点的垂向高度差，δl为俯冲当前点和退出点在水平面的投影距离，为当前俯冲期望航迹角。3.如权利要求2所述的一种靶机大俯冲航迹精确控制方法，其特征在于，计算期望俯仰角信号θ
θpr
的具体方法为：：其中，k1为俯仰角软化系数，θ
bal
俯仰角配平值。4.如权利要求3所述的一种靶机大俯冲航迹精确控制方法，其特征在于，计算计算靶机俯冲期望高度跟踪信号h
pr
、的方法为：的方法为：
其中，k2为高度软化系数，k3为升降速率软化系数。5.如权利要求4所述的一种靶机大俯冲航迹精确控制方法，其特征在于，计算俯仰角程序信号θ
pr
的具体方法为：θ
pr
＝k
θ
θpr
+k
h
θ
hpr
若θ
pr
≤60.0，则θ
pr
取实际值；若θ
pr
>60.0，则θ
pr
就近取60；其中：θ
hpr
为轨迹跟踪回路对应期望俯仰角，k
hp
为高度回路比例控制系数，k
hd
为高度回路微分控制系数，k
θ
为俯仰角跟踪回路比例系数，k
h
为轨迹跟踪回路比例系数。6.如权利要求5所述的一种靶机大俯冲航迹精确控制方法，其特征在于，计算靶机升降舵控制量的具体方法为：δ
e
＝k
θp
(θ
c-θ
pr
)+k
θd
q若|δ
e
|≤15.0，则δ
e
取实际值；若|δ
e
|>15.0，则δ
e
就近取15.0或-15.0；其中：q为俯仰角速率，k
θp
为俯仰角回路比例控制系数，k
θd
为俯仰角回路微分控制系数。7.如权利要求1所述的一种靶机大俯冲航迹精确控制方法，其特征在于，若当前航迹点满足|h
c-h
e
|≤10.0m或δl≤50.0m，则靶机退出俯冲机动。

技术总结

本发明是一种靶机大俯冲航迹精确控制方法，属于试验工程技术领域，可用于靶机大俯冲机动供靶，提高靶机俯冲航迹控制的精确性；传统的靶机大俯冲航迹控制采用定俯仰角俯冲模式，受传感器动态测量精度系统误差及飞行气流、空速等剧烈变化影响，靶机大俯冲飞行实际航迹角会存在一定偏差，航迹控制精度相对较低；本发明通过在靶机俯冲过程中实时测量当前点航迹数据，引入俯仰角跟踪信号、高度跟踪信号和升降速率跟踪信号，计算靶机升降舵控制量，实时控制靶机伺服机构工作，实现了靶机大俯冲机动飞行航迹的精确控制，提高了供靶模拟逼真度。逼真度。逼真度。