技术领域
[0001] 本
申请属于飞行控制技术领域，特别涉及一种提高助推
滑翔飞行器飞行距离的导引方法及导引装置。
背景技术
[0002] 助推滑翔飞行器是一种以火箭为动
力的飞行器，短时间内通过火箭将飞行器送至很高速度，之后飞行器便处于滑翔状态。
[0003] 而比例导引是目前助推滑翔飞行器最广泛的一种制导飞行方式，其具有数学形式简单、易于编程实现、所需外部信息较少的优点。但随着助推滑翔飞行器对提高飞行距离的需求日益迫切，比例导引越难以满足需求。
[0004] 比例导引会引导飞行器过早地偏向目标，不能充分利用助推滑翔飞行器主动段的
能量优势，使得飞行器大部分飞行都保持在空气
密度较大的中低空，导致由
空气阻力引起的能量消耗过多，飞行距离严重受限；在飞行末端，比例导引会引导飞行器与目标呈现迎头交汇态势，这使得其越难以满足末制导截获需求；以比例导引为
基础的各类改进方法，例如偏执比例导引、过重力补偿比例导引等，只是给飞行器简单的增加一个上仰
姿态，并不能满足不超过最大飞行高度等限制条件。
发明内容
[0005] 本申请的目的是提供一种提高助推滑翔飞行器飞行距离的导引方法及导引装置，在大幅提高助推滑翔飞行器最大飞行距离的同时，同时满足飞行高度不超过限制、飞行过载平滑可控，以及末端与目标精确交汇的要求。
[0006] 在一方面，本申请提供的技术方案是：一种提高助推滑翔飞行器飞行距离的导引方法，所述方法包括：
[0007] 将飞行器的飞行过程分为爬升段、滑翔段和末制导段；
[0008] 在爬升段的过程中，在
俯仰方向上引导飞行器向高空爬升，减小空气阻力以提高滑翔段的平均飞行速度；在方位方向上，始终引导飞行器对准目标。
[0009] 在本申请中，根据初始发射高度和最大飞行高度限制，调节助推滑翔飞行器的爬升过载，使飞行器的爬升过载不超过最大爬上过载及飞行高度不超过最大飞行高度。
[0010] 在本申请中，在飞行器飞行过程中相邻阶段间的过载不发生突变。
[0011] 在另一方面，本申请提供的技术方案是：一种提高助推滑翔飞行器飞行距离的导引装置，所述导引装置包括：
[0012] 飞行阶段划分模
块，用于将飞行器的飞行过程化分为爬升段、滑翔段和末制导段；
[0013] 爬升控
制模块，用于在爬升过程中，在俯仰方向上引导飞行器向高空爬升，减小空气阻力以提高滑翔段的平均飞行速度；在方位方向上，始终引导飞行器对准目标。
[0014] 在本申请的装置中，还包括过载限制模块，用于根据初始发射高度和最大飞行高度限制，调节助推滑翔飞行器的爬升过载，使飞行器的爬升过载不超过最大爬上过载及飞行高度不超过最大飞行高度。
[0015] 在本申请的装置中，还包括过渡模块，用于使飞行器飞行过程中相邻阶段间的过载不发生突变。
[0016] 在最后一方面，本申请提供了技术方案是：一种飞行控制计算机，所述飞行控制计算采用如上任一所述的导引方法，或是采用如上任一所述的导引装置，以引导所述飞行器滑翔。
[0017] 本申请具有以下优点：
[0018] 1)增程效果显著：与传统的比例导引相比，在相同发射条件下，本申请可使助推滑翔飞行器的最大飞行距离提高150％以上；同时，由于避开稠密大气层，使得助推滑翔飞行器的平均飞行速度有所提升，缩短了飞抵目标区域的时间；
[0019] 2)过载变化平稳：与传统的比例导引相比，在主动爬升段过载有所增加，但远低于火箭动力飞行器最大过载限制；在爬升段结束，逐渐改平转入滑翔过程中，飞行过载迅速向1g收敛；
[0020] 3)满足最大飞行高度要求：受
气动性能和控制能力限制，飞行器通常有最大飞行高度限制，本申请具有根据发射条件，自适应调节爬升过载，进而确保飞行高度不超过限制；
[0021] 4)满足末端精确交汇需求：在飞行末端，由于视线
角变化率增大，对飞行器的大过载机动
稳定性提出很高要求，而本申请采用在飞行末端逐渐向比例导引过渡的方法，避免了由于爬升过载补偿等因素对末端稳定性的影响，满足与各类机动目标精确交汇的需求。
附图说明
[0022] 为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些
实施例。
[0023] 图1为本申请的导引方法示意图。
[0024] 图2为本申请的导引装置示意图。
[0025] 图3为本申请一实施例的飞行轨迹对比图。
[0026] 图4为本申请一实施例的飞行速度对比图。
[0027] 图5为本申请一实施例的法向过载对比图。
具体实施方式
[0028] 为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0029] 为了解决背景技术中所指出的问题，本申请提出了一种提高助推滑翔飞行器飞行距离的导引方法及导引装置。
[0030] 如图1所示，本申请提出的提高助推滑翔飞行器飞行距离的导引方法包括：
[0031] S1、将飞行器的飞行过程分为爬升段、滑翔段和末制导段。
[0032] S2、在爬升段的过程中，在俯仰方向上引导飞行器向高空爬升，减小空气阻力以提高滑翔段的平均飞行速度；在方位方向上，始终引导飞行器对准目标。
[0033] 在本申请中，根据初始发射高度和最大飞行高度限制，调节助推滑翔飞行器的爬升过载，使飞行器的爬升过载不超过最大爬上过载及飞行高度不超过最大飞行高度。
[0034] 在本申请中，在飞行器飞行过程中相邻阶段间的过载不发生突变[0035] 如图2所示，本申请提供的提高助推滑翔飞行器飞行距离的导引装置10包括：飞行阶段划分模块11，用于将飞行器的飞行过程化分为爬升段、滑翔段和末制导段；爬升
控制模块12，用于在爬升过程中，在俯仰方向上引导飞行器向高空爬升，减小空气阻力以提高滑翔段的平均飞行速度；在方位方向上，始终引导飞行器对准目标。
[0036] 在本申请中，导引装置10还包括过载限制模块13，用于根据初始发射高度和最大飞行高度限制，调节助推滑翔飞行器的爬升过载，使飞行器的爬升过载不超过最大爬上过载及飞行高度不超过最大飞行高度。
[0037] 在本申请中，导引装置还包括过渡模块14，用于使飞行器飞行过程中相邻阶段间的过载不发生突变。
[0038] 最后，本申请还提供了一种飞行控制计算机，其采用如上所述的导引方法引导飞行器飞行，或是采用如上所述的导引装置引导飞行器飞行。
[0039] 具体的，在本申请一实施例中，首先输入飞行器的初始发射参数，包括发射速度、发射高度、发射姿态等；以发射条件为初值，以飞行计时、与滑翔高度的距离、与目标的相对运动作为参数，实时
迭代计算所需的爬升过载，引导飞行器向高空爬升；接近最大爬升高度时，自动减小爬升过载，控制飞行器逐渐改平，转入平稳滑翔；在滑翔飞行段，持续保持飞行器在高空飞行，避免稠密大气密度带来的空气阻力，同时在方位上对准目标；在飞行末端，以飞行器与目标的视线俯仰角作为控制参数，逐渐向比例导引过渡，俯冲下降高度，并对准目标，直至与目标精确交汇。过载突变主要取决于
舵面、舵机等设备的承受能力。
[0040] 参见图3所示采用本申请的导引方法(虚线)与传统的比例导引方法(实线)飞行轨迹对比。从图中可以看出，在相同发射条件下，与比例导引相比，本申请的导引方法可以使得飞行器的飞行距离大幅提高1.5倍以上，同时确保其飞行高度不超过最大飞行高度25km的限制。
[0041] 参见图4所示采用本申请的导引方法(虚线)与传统的比例导引方法(实线)的飞行速度对比。从图中可以看出，在相同发射条件下，与比例导引相比，本申请的导引方法使得飞行器滑翔段的飞行速度衰减程度大幅降低，高
能量状态的持续时间更为持久。
[0042] 参见图5所示采用本申请的导引方法(虚线)与传统的比例导引方法(实线)的法向过载对比。从图中可以看出，在相同发射条件下，与比例导引相比，本申请的导引方法使得飞行器首先产生一个向上爬升的正过载，随后逐渐收敛于0g过载。在整个飞行过程中，过载值没有出现突变，有利于控制舵机的作动执行。
[0043] 本申请具有以下优点：
[0044] 1)增程效果显著：与传统的比例导引相比，在相同发射条件下，本申请可使助推滑翔飞行器的最大飞行距离提高150％以上；同时，由于避开稠密大气层，使得助推滑翔飞行器的平均飞行速度有所提升，缩短了飞抵目标区域的时间；
[0045] 2)过载变化平稳：与传统的比例导引相比，在主动爬升段过载有所增加，但远低于火箭动力飞行器最大过载限制；在爬升段结束，逐渐改平转入滑翔过程中，飞行过载迅速向1g收敛；
[0046] 3)满足最大飞行高度要求：受气动性能和控制能力限制，飞行器通常有最大飞行高度限制，本申请具有根据发射条件，自适应调节爬升过载，进而确保飞行高度不超过限制；
[0047] 4)满足末端精确交汇需求：在飞行末端，由于视线角变化率增大，对飞行器的大过载机动稳定性提出很高要求，而本申请采用在飞行末端逐渐向比例导引过渡的方法，避免了由于爬升过载补偿等因素对末端稳定性的影响，满足与各类机动目标精确交汇的需求。
[0048] 以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉
本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述
权利要求的保护范围为准。
