[发明专利]一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法及系统

权利要求书

1.一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，其特征在于，包括：

确定飞行器进入点火阶段，后根据获取到的俯仰通道力矩指令以及第一参数集计算获得俯仰通道舵面控制指令，所述第一参数集包括：俯仰空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、俯仰通道参考长度以及俯仰通道的设计舵效系数；

根据获取到的所述俯仰通道舵面控制指令、偏航通道力矩指令以及第二参数集计算获得偏航通道舵面控制指令，所述第二参数集包括：偏航空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、偏航通道参考长度、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数、俯仰通道参考长度以及偏航通道的设计舵效系数；

根据获取到的所述俯仰通道舵面控制指令、所述偏航通道舵面控制指令、滚转通道力矩指令以及第三参数集计算获得滚转通道舵面控制指令，所述第三参数集包括：滚转空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、滚转通道参考长度、滚转通道的设计舵效系数、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数、俯仰通道参考长度、偏航通道参考长度以及单位偏航通道舵产生的诱导滚转力矩系数；

将所述俯仰通道舵面控制指令、所述偏航通道舵面控制指令以及所述滚转通道舵面控制指令分别发送至相应的控制通道的舵面，以便各个控制通道的舵面根据相应的控制指令对所述飞行器进行制导。

2.根据权利要求1所述的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，其特征在于，所述俯仰通道舵面控制指令通过以下公式计算获得：

所述偏航舵面控制指令通过以下公式计算获得：

所述滚转舵面控制指令通过以下公式计算获得：

式中：为实时获取的当前飞行动压，为飞行器参考面积，、分别为滚转通道参考长度、偏航通道参考长度、俯仰通道参考长度,、、分别为滚转通道力矩指令、偏航通道力矩指令、俯仰通道力矩指令，、、分别为滚转空气力矩、偏航空气力矩、俯仰空气力矩,、、分别为滚转通道的设计舵效系数、偏航通道的设计舵效系数、俯仰通道的设计舵效系数，为单位偏航通道舵产生的诱导滚转力矩系数，、分别为单位俯仰通道舵产生的诱导滚转力矩系数、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数。

3.根据权利要求2所述的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，其特征在于，所述飞行动压为通过所述飞行器的空速管获得或通过所述飞行器的GPS定位信息经计算获得。

4.根据权利要求2所述的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，其特征在于，所述滚转通道力矩指令、所述偏航通道力矩指令以及所述俯仰通道力矩指令的获取方法包括：

获取实测飞行攻角以及实测飞行侧滑角；

获取滚转角速度指令、偏航速度指令以及俯仰角速度指令；

根据所述滚转角速度指令、所述偏航速度指令以及所述俯仰角速度指令解算获得机体系从质心指向机头方向的轴的角速度指令；

根据所述机体系从质心指向机头方向的轴的角速度指令通过动力学逆解算获得所述滚转通道力矩指令、所述偏航通道力矩指令以及所述俯仰通道力矩指令。

5.根据权利要求4所述的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，其特征在于，使用增加二重微分项的比例-积分-微分控制器获取所述滚转角速度指令、所述偏航速度指令以及所述俯仰角速度指令。

6.根据权利要求1-5中任一项所述的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，其特征在于，所述确定飞行器进入点火阶段的步骤，包括：

确定所述飞行器满足第一目标条件时，确定所述飞行器进入点火阶段；

所述第一目标条件包括获取到的所述飞行器的实测俯仰角大于零且测量法向过载小于预设法向过载。