本發(fā)明涉及一種飛行器制導(dǎo)化改造的彈道修正方法，是一種基于理論彈道擾動控制的修正方法。
背景技術(shù)：
“擾動”的物理含義是泛指某個系統(tǒng)受到非預(yù)期的、導(dǎo)致狀態(tài)特征突變的干擾作用。人類飛行技術(shù)的發(fā)展，一直圍繞如何克服擾動或者利用擾動這個關(guān)鍵問題開展研究。對于早期的飛行器，其設(shè)計意圖往往是力圖消除擾動及降低擾動影響，以便于保持預(yù)期的飛行狀態(tài)。隨著現(xiàn)代對高速飛行器的研究越來越深入，人們更加關(guān)注如何充分利用擾動，以便獲得優(yōu)化的飛行包線，從而衍生出飛行器擾動控制技術(shù)，它是現(xiàn)代飛行器控制理論的重要分支。外界的擾動是無控飛行器落點(diǎn)散布大的主要原因。如果能夠在無控飛行器中加入簡易測量裝置和控制機(jī)構(gòu)，提供人為的擾動來修正飛行器姿態(tài)，就能夠減小落點(diǎn)散布，提高落點(diǎn)精度。
現(xiàn)有的飛行器彈道修正技術(shù)多為基于慣性導(dǎo)航技術(shù)的彈道初始修正或彈道測量末段修正，缺陷在于：慣導(dǎo)系統(tǒng)成本高、要求復(fù)雜，極大地制約了飛行器彈道修正技術(shù)的推廣和應(yīng)用，同時彈道測量末段修正技術(shù)的修正能力有限。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
為了解決現(xiàn)有飛行控制機(jī)構(gòu)設(shè)計成本高、設(shè)計難度大、修正能力有限等缺陷，本發(fā)明提出一種基于理論彈道擾動控制的彈道修正方法，通過彈道測量和執(zhí)行機(jī)構(gòu)的設(shè)計，可以較好的解決和彌補(bǔ)現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，推廣應(yīng)用于飛行器的制導(dǎo)化改造。
本發(fā)明的目的及解決其技術(shù)問題是采用以下技術(shù)方案來實(shí)現(xiàn)。依據(jù)本發(fā)明提出的一種基于理論彈道擾動控制的彈道修正方法，包括下述步驟：
(1)理論彈道裝訂：在投放前，由投放系統(tǒng)的控制單元為飛行器實(shí)時動態(tài)裝訂理論彈道；
(2)實(shí)際彈道測量：在投放后，由飛行器內(nèi)部安裝的彈道位置測量裝置實(shí)時檢測飛行器的實(shí)際彈道與理論彈道的偏差；
(3)彈道擾動修正：當(dāng)前述偏差大于擾動控制系統(tǒng)所設(shè)定的允許值時，擾動控制系統(tǒng)激活安裝在飛行器上的擾動執(zhí)行機(jī)構(gòu)，對彈道偏差進(jìn)行實(shí)時修正。
進(jìn)一步的，所述彈道位置測量裝置為高動態(tài)飛行器全球定位接收裝置。
借由上述技術(shù)方案，本發(fā)明提出的彈道修正方法采用在飛行器內(nèi)部加裝彈道位置測量裝置和簡易的擾動執(zhí)行機(jī)構(gòu)，構(gòu)成簡單且成本低；通過設(shè)計基于理論彈道誤差檢測和擾動控制的方法，在彈體飛行過程中提供擾動修正力，能夠有效地調(diào)整彈體姿態(tài)，修正彈道偏差，彈道修正效率高。本發(fā)明的推廣應(yīng)用必將帶來良好的經(jīng)濟(jì)效益和社會效益。
上述說明僅是本發(fā)明技術(shù)方案的概述，為了能夠更清楚了解本發(fā)明的技術(shù)手段，而可依照說明書的內(nèi)容予以實(shí)施，并且為了讓本發(fā)明的上述和其他目的、特征和優(yōu)點(diǎn)能夠更明顯易懂，以下特舉較佳實(shí)施例，并配合附圖，詳細(xì)說明如下。
附圖說明
圖1是本發(fā)明一種基于理論彈道擾動控制的彈道修正方法的原理圖。
具體實(shí)施方式
現(xiàn)結(jié)合圖1對本發(fā)明作進(jìn)一步描述：
圖1為飛行器的理論彈道與實(shí)際彈道的飛行軌跡圖。圖中標(biāo)注有若干起控點(diǎn)和?？攸c(diǎn)分別表示擾動控制和執(zhí)行機(jī)構(gòu)起作用和停止作用的時刻。
在飛行前，首先將理論彈道裝訂在彈體內(nèi)部。飛行過程中，高動態(tài)飛行器全球定位接收裝置實(shí)時測量彈道信息，當(dāng)探測得到的實(shí)際彈道與理論彈道的差值超過系統(tǒng)所設(shè)定的允許值時，擾動控制系統(tǒng)激活擾動執(zhí)行機(jī)構(gòu)，進(jìn)入彈道修正階段，控制擾動執(zhí)行機(jī)構(gòu)動作，對偏差進(jìn)行實(shí)時修正。經(jīng)過一段時間修正后，當(dāng)實(shí)時測量的實(shí)際彈道位置落入與裝訂的理論彈道最大偏差值范圍內(nèi)時，控制系統(tǒng)停止執(zhí)行機(jī)構(gòu)的動作，飛行器將在自由狀態(tài)下繼續(xù)飛行。當(dāng)彈道偏差再次大于允許值時，將再次激活擾動控制系統(tǒng)和擾動執(zhí)行機(jī)構(gòu)動作進(jìn)行新一輪的擾動彈道修正。
以上所述，僅是本發(fā)明專利的較佳實(shí)施例而已，任何熟悉本專業(yè)的技術(shù)人員，在不脫離本專利技術(shù)方案范圍內(nèi)，依據(jù)本專利的技術(shù)實(shí)質(zhì)對以上實(shí)施例所做的任何簡單修改、等同變化與修飾，均仍屬于本專利技術(shù)方案的范圍內(nèi)。