本發(fā)明屬于機(jī)載火控,具體涉及一種基于機(jī)翼變形的火箭彈俯沖角修正方法。
背景技術(shù):
1、火箭彈射程的計(jì)算精度受到俯沖角誤差、相對高度誤差、發(fā)射速度誤差、校靶精度、大氣環(huán)境、飛行員瞄準(zhǔn)誤差等多種因素影響,其中俯沖角誤差是眾多影響因素中對射程影響非常顯著的因素。
2、火箭彈懸掛在機(jī)翼下方,在建立火箭彈模型時,一般使用機(jī)體坐標(biāo)系作為計(jì)算參考,但是在實(shí)際飛行過程中,機(jī)翼會有一定的扭轉(zhuǎn)變形,尤其是在載機(jī)在做機(jī)動動作的過程中。影響機(jī)翼變形的因素有很多,例如載機(jī)的掛載狀態(tài)、飛行速度、飛行高度、飛行姿態(tài)、過載、副翼的偏轉(zhuǎn)等,由于影響因素眾多,所以計(jì)算由于機(jī)翼變形引起的俯沖角誤差是比較困難的。但是該誤差又對射程影響明顯,所以需要一種能夠在載機(jī)任務(wù)機(jī)中實(shí)時解算的修正方法,進(jìn)而提高火箭彈的命中精度。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
1、本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是:
2、為了避免現(xiàn)有技術(shù)的不足之處,本發(fā)明提供一種基于機(jī)翼變形的火箭彈俯沖角修正方法,用于通過對火箭彈俯沖角的修正進(jìn)而提高火箭彈的命中精度。
3、為了解決上述技術(shù)問題,本發(fā)明采用的技術(shù)方案為:
4、一種基于機(jī)翼變形的火箭彈俯沖角修正方法,其特征在于,包括:
5、通過空速管獲取載機(jī)馬赫數(shù)、載機(jī)真空速;通過大氣機(jī)獲得大氣密度;通過慣導(dǎo)獲得滾轉(zhuǎn)角速度、法向過載;通過火控任務(wù)機(jī)獲得火箭彈原始火箭彈俯沖角;
6、基于載機(jī)真空速、大氣密度計(jì)算動壓;
7、基于動壓計(jì)算最大滾轉(zhuǎn)角速率;
8、基于最大滾轉(zhuǎn)角速率和滾轉(zhuǎn)角速度計(jì)算副翼偏轉(zhuǎn)角;
9、基于動壓、法向過載計(jì)算總升力;
10、基于動壓、載機(jī)馬赫數(shù)計(jì)算修正量;
11、基于動壓、載機(jī)馬赫數(shù)計(jì)算彈性系數(shù);
12、基于彈性系數(shù)、修正量、總升力、副翼偏轉(zhuǎn)角計(jì)算變形量;
13、通過變形量修正火箭彈俯沖角。
14、本發(fā)明進(jìn)一步的技術(shù)方案:所述基于載機(jī)真空速、大氣密度計(jì)算動壓,具體為:
15、
16、其中,q為動壓,ρ為大氣密度,v為載機(jī)真空速。
17、本發(fā)明進(jìn)一步的技術(shù)方案:所述基于動壓計(jì)算最大滾轉(zhuǎn)角速率,具體為:
18、ωmax=a0+a1*cos(q*w)+b1*sin(q*w)+
19、a2*cos(2*q*w)+b2*sin(2*q*w)+a3*cos(3*q*w)+b3*sin(3*q*w)
20、其中,a0、a1、a2、a3、b1、b2、b3、w為常數(shù),ωmax為最大滾轉(zhuǎn)角速率。
21、本發(fā)明進(jìn)一步的技術(shù)方案:所述基于最大滾轉(zhuǎn)角速率和滾轉(zhuǎn)角速度計(jì)算副翼偏轉(zhuǎn)角,具體為:
22、
23、其中,ω為滾轉(zhuǎn)角速度,為副翼偏轉(zhuǎn)角。
24、本發(fā)明進(jìn)一步的技術(shù)方案:所述基于動壓、法向過載計(jì)算總升力,具體為:
25、cl=0.1677-2.398e-05q+0.5365n+8.783e-10q2-2.145e-05qn-9.139e-15q3+2.374e-10q2n
26、其中,n為法向過載,cl為總升力。
27、本發(fā)明進(jìn)一步的技術(shù)方案:所述基于動壓、載機(jī)馬赫數(shù)計(jì)算修正量,具體為:
28、δ0=-16.94+45.28ma-0.0001142q-29.37ma2-0.0005431qma-6.124e-09q2
29、δ1=-0.1809+0.1334ma-9.655e-05q
30、δ2=-0.1669+0.1187ma-6.967e-05q
31、其中,ma為馬赫數(shù),δ0、δ1、δ2均為修正量。
32、本發(fā)明進(jìn)一步的技術(shù)方案:所述基于動壓、載機(jī)馬赫數(shù)計(jì)算彈性系數(shù),具體為:
33、κ=0.7507-0.02372ma-0.1267q-0.009952ma2?-0.01102maq
34、其中,κ為彈性系數(shù)。
35、本發(fā)明進(jìn)一步的技術(shù)方案:所述基于彈性系數(shù)、修正量、總升力、副翼偏轉(zhuǎn)角計(jì)算變形量,具體為:
36、當(dāng)副翼不偏轉(zhuǎn)時,使用下式計(jì)算變形量τ
37、τ=cl×δ2
38、當(dāng)副翼偏轉(zhuǎn)時,使用下式計(jì)算變形量τ
39、
40、本發(fā)明進(jìn)一步的技術(shù)方案:所述通過變形量修正火箭彈俯沖角,具體為:
41、θ=θ0+τ
42、其中,θ0為火箭彈俯沖角。
43、一種計(jì)算機(jī)系統(tǒng),其特征在于包括:一個或多個處理器,計(jì)算機(jī)可讀存儲介質(zhì),用于存儲一個或多個程序,其中,當(dāng)所述一個或多個程序被所述一個或多個處理器執(zhí)行時,使得所述一個或多個處理器實(shí)現(xiàn)上述的方法。
44、本發(fā)明的有益效果在于:
45、本發(fā)明提供的一種基于機(jī)翼變形的火箭彈俯沖角修正方法,能夠幫助飛行員快速對火箭彈俯沖角進(jìn)行修正,提高火箭彈命中精度。相比于現(xiàn)有技術(shù),具有以下優(yōu)點(diǎn):
46、1.使用簡便:本方法通過獲取載機(jī)的6個參數(shù)就能夠解算機(jī)翼變形的俯沖角修正,比通過建立模型解算用到的參數(shù)少很多,同時也能夠滿足火控任務(wù)機(jī)對解算精度的要求。
47、2.計(jì)算速度快:本方法僅用11個函數(shù)就能解算機(jī)翼變形結(jié)果,必使用模型迭代積分的方法耗時明顯縮短,能夠滿足火控任務(wù)機(jī)的實(shí)時解算要求。
1.一種基于機(jī)翼變形的火箭彈俯沖角修正方法,其特征在于,包括:
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述一種基于機(jī)翼變形的火箭彈俯沖角修正方法,其特征在于,所述基于載機(jī)真空速、大氣密度計(jì)算動壓,具體為:
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述一種基于機(jī)翼變形的火箭彈俯沖角修正方法,其特征在于,所述基于動壓計(jì)算最大滾轉(zhuǎn)角速率,具體為:
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述一種基于機(jī)翼變形的火箭彈俯沖角修正方法,其特征在于,所述基于最大滾轉(zhuǎn)角速率和滾轉(zhuǎn)角速度計(jì)算副翼偏轉(zhuǎn)角,具體為:
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述一種基于機(jī)翼變形的火箭彈俯沖角修正方法,其特征在于,所述基于動壓、法向過載計(jì)算總升力,具體為:
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述一種基于機(jī)翼變形的火箭彈俯沖角修正方法,其特征在于,所述基于動壓、載機(jī)馬赫數(shù)計(jì)算修正量,具體為:
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述一種基于機(jī)翼變形的火箭彈俯沖角修正方法,其特征在于,所述基于動壓、載機(jī)馬赫數(shù)計(jì)算彈性系數(shù),具體為:
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述一種基于機(jī)翼變形的火箭彈俯沖角修正方法,其特征在于,所述基于彈性系數(shù)、修正量、總升力、副翼偏轉(zhuǎn)角計(jì)算變形量,具體為:
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述一種基于機(jī)翼變形的火箭彈俯沖角修正方法,其特征在于,所述通過變形量修正火箭彈俯沖角,具體為:
10.一種計(jì)算機(jī)系統(tǒng),其特征在于包括:一個或多個處理器,計(jì)算機(jī)可讀存儲介質(zhì),用于存儲一個或多個程序,其中,當(dāng)所述一個或多個程序被所述一個或多個處理器執(zhí)行時,使得所述一個或多個處理器實(shí)現(xiàn)權(quán)利要求1所述的方法。