一种巡飞弹筒式发射方法及系统

技术领域

本发明属于航空技术领域，尤其涉及一种巡飞弹筒式发射方法及系统。

背景技术

随着现代战争形式向信息化、体系化、智能化的转变，传统的炮弹、火箭弹、榴弹等非制导弹药已明显显现出不适应性。而近年来随着微处理器、微机电系统、智能传感器等前沿技术的突飞猛进，以小型巡飞弹武器系统为代表的智能化导弹武器装备快速发展，其具备体积小、噪声轻、成本低、协同作战能力强等特点，非常契合未来战争的发展需求。因此，以小型巡飞弹武器系统为代表的智能化导弹武器系统必将逐步取代传统非制导弹药，成为未来前线战场的主力装备。

筒式发射技术是小型巡飞弹武器系统的关键技术之一。小型巡飞弹武器系统常采用贮运发一体发射筒，即未发射时巡飞弹折叠贮存在发射筒内，发射时通过高压冷气或燃气发生器产生瞬时作用力推动巡飞弹出筒，该发射筒可用于单兵、车载等多平台发射。由于出筒瞬间冲击力大，发射筒行程短，导致巡飞弹出筒时存在较大扰动，且在出筒后弹翼展开，导致整弹外形和质心等发生大幅变化，这对巡飞弹来说同样是一个巨大的扰动。若无法克服这些扰动，必将造成巡飞弹的失稳直至落地。

出筒瞬间冲击力导致的扰动以及弹翼展开导致的扰动在产生时间上的间隔不超过100ms，在物理上就难以区分，并且每发具体产品具体情况不一样，具有一定的随机性，在力学和数学建模上两种扰动难以解耦，因此，通过将两种扰动作为一种来解决。

发明内容

本发明的目的在于提供一种巡飞弹筒式发射方法及系统，以解决出筒阶段存在的扰动可能导致巡飞弹失稳问题。

本发明是通过如下的技术方案来解决上述技术问题的：一种巡飞弹筒式发射方法，包括以下步骤：

步骤1：获取弹体的轴向加速度；

步骤2：当所述轴向加速度大于设定加速度时，延迟一时间段，等待弹体完全出筒以及弹翼完全展开；

步骤3：当延迟的时间段大于等于设定时间时，表明弹体完全出筒以及弹翼完全展开，跳转至步骤4；

步骤4：控制电机提供推力和速度，同时控制弹体舵面的偏转以修正飞行姿态，直到飞行姿态达到预期稳定状态；

步骤5：控制电机满速转动，同时控制弹体保持固定的俯仰角和航向角爬升飞行，并获取爬升高度；

所述爬升高度是指弹体当前位置与发射点的相对高度；

步骤6：当所述爬升高度大于或等于设定高度时，弹体进入航线飞行阶段，筒式发射结束。

扰动对巡飞弹的具体影响主要表现在姿态发散上，姿态发散就会导致失稳或坠地，本发明在姿态稳定阶段，通过对电机和舵面的控制保证整个弹体姿态在一个稳定的范围内，使弹体处于非失稳状态，克服了扰动的影响，避免了巡飞弹失稳和坠地。

进一步地，所述步骤2中，设定加速度为8～10g，其中g表示重力加速度。

进一步地，所述步骤3中，设定时间为弹体出筒时间的2～3倍。

进一步地，所述步骤3中，设定时间为100～150ms。

进一步地，所述步骤4中，飞行姿态达到预期稳定状态的条件为：

滚转角控制在[－5°，5°]以内，以及俯仰角控制在[10°，20°]以内。

本发明还提供一种巡飞弹筒式发射系统，包括：

获取单元，用于获取弹体的轴向加速度以及爬升高度；

判断单元，用于判断所述轴向加速度是否大于设定加速度，判断延迟的时间段是否大于等于设定时间，以及判断爬升高度是否大于或等于设定高度；

第一控制单元，用于在所述轴向加速度大于设定加速度时，控制电机和弹体舵面延迟一时间段再启动，以及用于在所述轴向加速度大于设定加速度且延迟的时间段小于设定时间时，控制电机和弹体舵面处于锁死状态，同时控制弹体出筒以及弹翼展开；

第二控制单元，用于在所述轴向加速度大于设定加速度且延迟的时间段大于等于设定时间时，控制电机提供推力和速度，同时控制弹体舵面的偏转以修正飞行姿态，直到飞行姿态达到预期稳定状态；

第三控制单元，用于在飞行姿态达到预期稳定状态时，控制电机满速转动，同时控制弹体保持固定的俯仰角和航向角爬升飞行；以及用于在所述爬升高度大于或等于设定高度时，控制弹体进入航线飞行阶段。

有益效果

与现有技术相比，本发明的优点在于：

本发明所提供的一种巡飞弹筒式发射方法及系统，在姿态稳定阶段，通过对电机和舵面的控制来克服出筒瞬间冲击力和弹翼展开所带来的扰乱，保证了整个弹体姿态在一个稳定范围内，使弹体处于非失稳状态，克服了扰动的影响，避免了巡飞弹失稳和坠地。

附图说明

为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一个实施例，对于本领域普通技术人员来说，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例中一种巡飞弹筒式发射方法流程图。

具体实施方式

下面结合本发明实施例中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

下面以具体地实施例对本申请的技术方案进行详细说明。下面这几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

本实施例所提供的一种巡飞弹筒式发射方法，实现小型巡飞弹武器系统稳定的筒式发射，该筒式发射方法分为发射待机阶段、离筒阶段、姿态稳定阶段、爬升阶段以及航线飞行阶段，各阶段按照顺序逐步执行。如图1所示，该筒式发射方法包括以下步骤：

步骤1：获取弹体的轴向加速度。

巡飞弹武器系统上电后即进入发射待机阶段，在发射待机阶段，系统不断获取弹体的轴向加速度，通过轴向加速度与设定加速度的比较来判断是否发射点火。

步骤2：判断轴向加速度是否大于设定加速度，如果是，则表明已发射点火，跳转至步骤3，否则未发射点火，跳转至步骤1。

将轴向加速度与设定加速度进行对比来判断是否发射点火，在发射待机阶段，最大轴向加速度即设定加速度通常取值为8～10g，其中g表示重力加速度。当轴向加速度大于设定加速度时，表明已发射点火，可以进入到离筒阶段；否则未发射点火，继续获取轴向加速度，直到轴向加速度大于设定速度。

设定加速度的选取主要依据巡飞弹加速度传感器的测量量程以及巡飞弹实际使用情况。

步骤3：延迟一时间段，等待弹体完全出筒以及弹翼完全展开。

发射点火后进入离筒阶段，在离筒阶段，控制电机和弹体舵面启动的程序延迟一时间段T

步骤4：判断延迟的时间段是否大于等于设定时间，如果是，则跳转至步骤5，否则跳转至步骤4，直到延迟的时间段大于等于设定时间。

为了保证弹体完全出筒以及弹翼完全展开，延迟的时间段需要大于等于设定时间，设定时间通常为弹体出筒时间的2～3倍。弹体出筒时间一般不会超过50ms，因此，本实施例中，设定时间为100～150ms。

步骤5：控制电机提供推力和速度，同时控制弹体舵面的偏转以修正飞行姿态，直到飞行姿态达到预期稳定状态。

通过延迟的时间段是否大于等于设定时间来判断弹体是否完全出筒以及弹翼是否完全展开，当延迟的时间段大于等于设定时间，则表明弹体完全出筒以及弹翼完全展开，离筒阶段完成，进入姿态稳定阶段。

扰动对巡飞弹的具体影响主要表现在姿态发散上，姿态发散就会导致失稳或坠地，因此，在姿态稳定阶段，启动及控制电机和弹体舵面(以克服出筒瞬间冲击力和弹翼展开所带来的扰动)，不断地修正弹体舵面的偏转，当滚动角控制在[-R

在姿态稳定阶段，各姿态角判断依据R

步骤6：控制电机满速转动，同时控制弹体保持固定的俯仰角和航向角爬升飞行，并获取爬升高度。

步骤7：当爬升高度大于或等于设定高度时，弹体进入航线飞行阶段，筒式发射结束。

姿态稳定后进入爬升阶段，此时电机满速运转，控制弹体保持固定的俯仰角和航向角爬升飞行，并不断获取爬升高度h(爬升高度是指弹体当前位置与发射点的相对高度)，通过与设定高度h

巡飞弹爬升到设定高度后进入航线飞行阶段，此时保存或修改发射过程相关状态量和标志位后，发射过程结束。整个巡飞弹筒式发射过程严格按照预设的条件执行，不同阶段可通过调节预设值来适应其发射过程。

本实施例还提供一种巡飞弹筒式发射系统，包括：

获取单元，用于获取弹体的轴向加速度以及爬升高度。

轴向加速度用来判断发射待机阶段是否发射点火，爬升高度用来判断是否进入航线飞行阶段。

判断单元，用于判断轴向加速度是否大于设定加速度，判断延迟的时间段是否大于等于设定时间，以及判断爬升高度是否大于或等于设定高度。

将轴向加速度与设定加速度进行对比来判断是否发射点火，在发射待机阶段，最大轴向加速度即设定加速度通常取值为8～10g，其中g表示重力加速度。当轴向加速度大于设定加速度时，表明已发射点火，可以进入到离筒阶段；否则未发射点火，继续获取轴向加速度，直到轴向加速度大于设定速度。

发射点火后进入离筒阶段，在离筒阶段，控制电机和弹体舵面启动的程序延迟一时间段T

姿态稳定后进入爬升阶段，此时电机满速运转，控制弹体保持固定的俯仰角和航向角爬升飞行，并不断获取爬升高度h(爬升高度是指弹体当前位置与发射点的相对高度)，通过与设定高度h

第一控制单元，用于在轴向加速度大于设定加速度时，控制电机和弹体舵面延迟一时间段再启动，以及用于在轴向加速度大于设定加速度且延迟的时间段小于设定时间时，控制电机和弹体舵面处于锁死状态，同时控制弹体出筒以及弹翼展开。

第一控制单元通过控制发射筒内点火装置引爆火药产生的巨大推力来控制弹体出筒，通过控制扭簧自动展开来控制弹翼展开。

第二控制单元，用于在轴向加速度大于设定加速度且延迟的时间段大于等于设定时间时，控制电机提供推力和速度，同时控制弹体舵面的偏转以修正飞行姿态，直到飞行姿态达到预期稳定状态。

扰动对巡飞弹的具体影响主要表现在姿态发散上，姿态发散就会导致失稳或坠地，因此，在姿态稳定阶段，启动及控制电机和弹体舵面，不断地修正弹体舵面的偏转，当滚动角控制在[-R

在姿态稳定阶段，各姿态角判断依据R

第三控制单元，用于在飞行姿态达到预期稳定状态时，控制电机满速转动，同时控制弹体保持固定的俯仰角和航向角爬升飞行；以及用于在爬升高度大于或等于设定高度时，控制弹体进入航线飞行阶段。

以上所揭露的仅为本发明的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或变型，都应涵盖在本发明的保护范围之内。