[发明专利]一种适用于导弹大攻角飞行机动下的滚动角速度抑制方法

说明书

一种适用于导弹大攻角飞行机动下的滚动角速度抑制方法，属于飞行控制技术领域。本发明提供的方法包括：获取导弹的合成攻角、气流滚转角、俯仰通道舵偏角、偏航通道舵偏角和滚动通道舵指令；根据合成攻角计算攻角补偿系数，并对补偿系数进行限幅处理；计算气流滚转角与合成舵偏夹角正弦值；计算夹角补偿系数，并对补偿系数进行限幅处理；计算滚动通道补偿舵指令；根据气流滚转角与合成舵偏夹角正弦值确定滚动通道补偿舵偏角极性，计算补偿后滚动通道舵指令。本发明能够解决导弹大攻角下滚动斜吹干扰力矩大引起滚动角速度大幅振荡的问题，有效补偿大攻角条件下气流滚转角和合成舵偏夹角带来的滚动斜吹干扰力矩。

技术领域

本发明涉及一种适用于导弹大攻角飞行机动下的滚动角速度抑制方法，属于导弹飞行控制技术领域。

背景技术

为具备拦截高速、高机动目标的能力，减少脱靶量，提高制导精度，防空导弹需要具有高机动、快响应的能力。当拦截高空高速迎头目标时，需要导弹建立大攻角来响应大过载指令。同时在导弹快速高机动响应过程中，由于探测信息信噪比较小，导致过载指令交变情况严重。该情况下气流滚转角与俯偏通道合成舵偏角夹角较大，滚动通道出现较大斜吹干扰力矩，导致滚动通道角速度大幅振动甚至发散。因此，针对大攻角飞行条件下滚动干扰力矩增大的导弹，采用滚动通道舵指令补偿的方法，抑制滚动通道角速度，从而提高导弹的飞行品质。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种适用于导弹大攻角飞行机动下的滚动角速度抑制方法，根据合成攻角、气流滚转角、俯仰通道舵偏角以及偏航通道舵偏角计算所得滚动通道补偿舵指令，能够有效抑制滚动通道斜吹干扰，防止滚动通道角速度振荡。

本发明的技术解决方案是：一种适用于导弹大攻角飞行机动下的滚动角速度抑制方法，包括：

(1)获取导弹的合成攻角、气流滚转角、俯仰通道舵偏角、偏航通道舵偏角和滚动通道舵指令；

(2)根据步骤(1)中的合成攻角计算攻角补偿系数，并对补偿系数进行限幅处理；

(3)根据步骤(1)中的气流滚转角以及俯偏通道舵偏角计算气流滚转角与合成舵偏夹角正弦值；

(4)根据步骤(3)中的气流滚转角与合成舵偏夹角正弦值计算夹角补偿系数，并对补偿系数进行限幅处理；

(5)根据步骤(1)中的俯仰通道舵偏角和偏航通道舵偏角以及步骤(2)中的攻角补偿系数和步骤(4)中的夹角补偿系数计算滚动通道补偿舵指令；

(6)根据步骤(3)中的气流滚转角与合成舵偏夹角正弦值确定滚动通道补偿舵指令极性，根据步骤(5)中的滚动通道补偿舵指令和步骤(1)中的滚动通道舵指令计算补偿后滚动通道舵指令。

进一步地，所述步骤(2)中攻角补偿系数的计算公式为：

其中，ALF为合成攻角，ALF_bc为攻角补偿系数。

进一步地，所述步骤(3)中气流滚转角与合成舵偏夹角正弦值的计算公式为：其中PHI为气流滚转角，DP为俯仰通道舵偏角，DY为偏航通道舵偏角，jiajiao_sin为气流滚转角与合成舵偏夹角正弦值。

进一步地，所述步骤(4)中夹角补偿系数的计算公式为：

其中jiajiao_sin为步骤(3)中计算所得气流滚转角与合成舵偏夹角正弦值，jiajiao_bc为夹角补偿系数。

进一步地，所述步骤(5)中滚动通道补偿舵指令的计算公式为：

其中DP为俯仰通道舵偏角，DY为偏航通道舵偏角，ALF_bc为步骤(2)中攻角补偿系数，jiajiao_bc为步骤(4)中夹角补偿系数，DR_bc为滚动通道补偿舵指令。

进一步地，所述步骤(6)中补偿后滚动通道舵指令的计算公式为：