一种微型红外惯组复合制导控制系统及其控制方法与流程

1.本发明涉及导弹制导技术领域，特别涉及一种微型红外惯组复合制导控制系统。还涉及一种微型红外惯组复合制导控制方法。


背景技术：

2.传统的微型火箭弹没有制导组件，命中精度差，难以精确打击，效费比低；微型火箭弹对制导控制系统的要求较高，尤其是对制导控制器的直径和长度。
3.单一制导方式具有的控制模块较少，需要的结构空间也会相应的减少，因此现阶段大多数微型火箭弹都是采用单一制导方式来实现火箭弹的制导。高精度的制导导弹虽然命中精度高，但造价昂贵，生产和维护技术复杂；与此同时，随着使用背景的复杂化、干扰方式的便利化单一制导方式的火箭弹越来越不能满足现阶段的使用需求。
4.因此，如何能够提供一种适用于低成本复合制导火箭弹的微型红外惯组复合制导控制系统是本领域技术人员亟需解决的技术问题。


技术实现要素：

5.本发明的目的是提供一种微型红外惯组复合制导控制系统，将火箭弹的飞行过程进行划分，采用复合制导方式，实现更好的组合导航，具有射程远、精度高和成本低的特点。本发明的另一目的是提供一种微型红外惯组复合制导控制方法。
6.为实现上述目的，本发明提供一种微型红外惯组复合制导控制系统，包括设置于壳体中的弹载控制器、舵系统、与所述弹载控制器连接的惯性单元和光学单元以及用于供电的电池，所述舵系统驱动舵片，所述弹载控制器根据所述惯性单元得到的惯性导航信息和所述光学单元得到的红外成像信息控制所述舵系统实现复合制导。
7.优选地，所述壳体包括固定连接的控制舱段壳体和导引头壳体，所述惯性单元、所述舵系统和所述舵片设于所述控制舱段壳体，所述光学单元和所述弹载控制器设于所述导引头壳体。
8.优选地，所述惯性单元包括惯性组件，所述光学单元包括光学组件和光学传感器。
9.优选地，所述弹载控制器装设于控制器壳体，所述控制器壳体设于所述控制舱段壳体，所述弹载控制器包括设有接插件i印制板a和设有接插件ii的印制板b。
10.优选地，所述舵系统包括用于驱动所述舵片偏转的电动舵机和用于检测偏转角度的角位移传感器。
11.优选地，所述电动舵机包括电机、减速器、传动螺母、传动螺杆和输出转轴，所述电机通过所述减速器连接所述传动螺杆，所述传动螺杆带动所述传动螺母，所述传动螺母带动所述输出转轴，所述角位移传感器检测所述输出转轴的角度。
12.优选地，所述电动舵机还包括锁紧螺帽、压簧、锁销和扭簧，所述扭簧连接所述舵片，所述压簧连接所述锁销，所述舵片设有供所述锁销推入锁紧的卡槽。
13.优选地，所述弹载控制器具有红外成像模块、图像识别算法模块、惯组解算模块、
目标位置解算模块、采集电路模块、运算控制模块、电机控制模块和对外接口模块，所述惯组解算模块连接所述惯性单元，所述红外成像模块连接所述光学单元，所述电机控制模块连接所述舵系统。
14.优选地，包括设于所述控制舱段壳体的舵机电池安装板，所述电池通过所述舵机电池安装板固定，所述电池为呈中部空心的环状的热电池，所述惯性单元位于所述电池的空心位置。
15.本发明还提供一种微型红外惯组复合制导控制方法，应用于如上述任一项所述的微型红外惯组复合制导控制系统，包括：
16.在初始飞行过程以及中制导过程中，启动惯性单元，通过弹载控制器解算得到惯性导航信息控制舵系统，所述舵系统驱动舵片控制弹体偏转后稳定飞行姿态；
17.在末制导过程中，启动光学单元，通过弹载控制器解算得到红外成像信息控制舵系统，所述舵系统驱动舵片控制弹体偏转后准确命中目标。
18.相对于上述背景技术，本发明所提供的微型红外惯组复合制导控制系统包括壳体及设置于壳体中的弹载控制器、舵系统、惯性单元、光学单元和电池，舵系统驱动舵片，电池为其他元器件供电，惯性单元和光学单元与弹载控制器连接，弹载控制器根据惯性单元得到的惯性导航信息和光学单元得到的红外成像信息，实现对舵系统及其舵片的复合制导。该微型红外惯组复合制导控制系统用于火箭弹的制导控制，将火箭弹的飞行过程进行划分，采用复合制导方式，初始飞行过程以及中制导过程采用成本低的惯性单元，末制导过程采用精度高的光学单元，实现更好的组合导航，具有射程远、精度高和成本低的特点。
附图说明
19.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术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实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。
20.图1为本发明实施例提供的微型红外惯组复合制导控制系统的结构示意图；
21.图2为本发明实施例提供的舵系统的结构示意图；
22.图3为本发明实施例提供的舵片张紧装置的剖视图；
23.图4为本发明实施例提供的控制器的结构示意图；
24.图5为本发明实施例提供的火箭弹飞行控制分段图；
25.图6为本发明实施例提供的弹载控制器的结构示意图。
26.其中：
[0027]1‑
控制舱段壳体、2
‑
电动舵机、3
‑
舵片、4
‑
角位移传感器、5
‑
舵机电池安装板、6
‑
惯性组件、7
‑
电池、8
‑
弹载控制器、9
‑
控制器壳体、10
‑
光学传感器、11
‑
导引头壳体、12
‑
光学组件、81
‑
红外成像模块、82
‑
图像识别算法模块、83
‑
惯组解算模块、84
‑
目标位置解算模块、85
‑
采集电路模块、86
‑
运算控制模块、87
‑
电机控制模块、88
‑
对外接口模块、201
‑
电机、202
‑
减速器、203
‑
传动螺母、204
‑
传动螺杆、205
‑
输出转轴、206
‑
锁紧螺帽、207
‑
压簧、208
‑
锁销、209
‑
扭簧、801
‑
印制板a、802
‑
印制板b、803
‑
接插件i、804
‑
接插件ii。
具体实施方式
[0028]
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例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做出创造性劳动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。
[0029]
为了使本技术领域的技术人员更好地理解本发明方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。
[0030]
请参考图1至图6，其中，图1为本发明实施例提供的微型红外惯组复合制导控制系统的结构示意图，图2为本发明实施例提供的舵系统的结构示意图，图3为本发明实施例提供的舵片张紧装置的剖视图，图4为本发明实施例提供的控制器的结构示意图，图5为本发明实施例提供的火箭弹飞行控制分段图，图6为本发明实施例提供的弹载控制器的结构示意图。
[0031]
在第一种具体的实施方式中，本发明所提供的微型红外惯组复合制导控制系统用于火箭弹的制导控制，设置于其弹体上，包括外壳及设置于壳体中的弹载控制器8、舵系统、惯性单元、光学单元和电池7，舵系统驱动舵片3，电池7为弹体上的元器件供电，惯性单元和光学单元与弹载控制器8连接，弹载控制器8根据惯性单元得到的惯性导航信息和光学单元得到的红外成像信息控制舵系统实现复合制导。
[0032]
需要说明的是，本发明的核心改进点之一在于火箭弹的制导控制即复合制导方式，相当于在现有火箭弹上进行了替换改装，将原有火箭弹头部的单一制导控制系统替换为上述系统；利用惯性单元实现惯性导航的原始信息获取，利用光学单元实现红外成像的原始信息获取，再由弹载控制器8接收处理，将火箭弹的飞行过程进行划分，初始飞行过程以及中制导过程采用成本低的惯性单元，末制导过程采用精度高的光学单元，实现更好的组合导航，具有射程远、精度高和成本低的特点。
[0033]
需要强调的是，为了解决现有火箭弹控制系统尺寸大、精度低、成本高、各个单机独立等问题，本发明提出一种微型化、高精度、低成本、一体化、组合化的微型红外惯组复合制导控制系统。该微型红外惯组复合制导控制系统通过一体化设计思想对各个单机结构整合，实现了在较小内径范围中各单机合理布局，打破传统的以功能划分的子系统为基础的单独设计的思路，优化布局、功能组合、控制成本和合理设计，实现控制系统微型化、一体化设计要求。
[0034]
进一步的，壳体包括通过径向沉头螺钉固定连接的控制舱段壳体1和导引头壳体11，惯性单元、舵系统和舵片3设于控制舱段壳体1，光学单元和弹载控制器8设于导引头壳体11。
[0035]
其中，光学单元与导引头壳体11组成红外导引头方案，设计时采用偏航、俯仰全捷联稳定方案，取消了现有导引头的伺服结构，通过将原本导引头的框架结构改为捷联式，将导引头的空间极大的压缩，减小了控制系统前端直径，实现导引头结构的精简，减小系统尺寸；惯性单元的尺寸与精度成正比，为实现微型化要求，在满足末制导要求的情况下，选用精度较小惯性单元，减小系统尺寸。
[0036]
在本实施例中，优化舱段结构设计，将弹壁内部异形结构简化，各个单机及控制系统均采用径向螺钉方式固定，减少整个舱段的加工难度，节约加工成本。
[0037]
进一步的，惯性单元包括惯性组件6，光学单元包括光学组件12和光学传感器10。
[0038]
在本实施例中，光学组件12位于导引头壳体11的端部，控制舱段壳体1、导引头壳体11和光学组件12构成主体外轮廓结构；其中控制舱段壳体1内部设有舵机段、电池段、惯性组件段、控制器段；光学组件12按照顺序依次装入导引头壳体11并用隔圈、挡圈对各个镜片进行调整固定，使光学元件各光轴重合；光学传感器10装入导引头壳体11内，安装过程中需保证光学传感器10平面垂直于光学组件12的光轴，并且光轴尽可能位于光学传感器10中心。
[0039]
进一步的，弹载控制器8装设于控制器壳体9，控制器壳体9设于控制舱段壳体1，弹载控制器8包括设有接插件i803印制板a801和设有接插件ii804的印制板b802。
[0040]
在本实施例中，印制板a801主要为图像处理模块以及主控芯片及其配置电路，用于处理导引头传感器即光学单元的光学传感器10采集的图像信息、飞行控制；印制板b802主要为舵机控制放大电路、惯性导航解析电路、电源滤波处理电路、对外通信电路，用于处理惯性单元即惯性组件6采集的惯导信息、舵机控制，电源模块等功能。
[0041]
其中，系统将各单机一体化设计，采用整体装配方式，将各个单机控制系统壳体取消，改为使用一体化的弹载控制器8，取消了除弹载控制器8外其他单机控制系统壳体空间；取消了各个单机独立控制模块，电源模块；将原有的控制模块，电源模块均集成到弹载控制器8上，不仅减少各单机重复器件的使用，也通过器件的融合实现了减小系统尺寸。
[0042]
其中，系统将各单机一体化设计，将原有通过接插件，连接线缆等连接方式改为采用柔性印制板，既减少了接插件及线缆所使用的空间，由将各个单机印制板整合到一处，减少各单机印制板与壳体等间的空间；取消了各个单机间的机械接口，将各个单机间由于机械接口尺寸对整个系统的影响减少；设计印制板采用微小型封装电子元器件，并合理规划布局，改用微型接插件，减小系统尺寸。
[0043]
除此以外，采用单一主控芯片，多个功能模块的一体化设计，将目标位置解算(测角精度)、mimu的数据处理、姿态控制和飞行控制、舵机位置测量、舵机闭环控制、火箭弹距目标距离解算统一处理。
[0044]
进一步的，舵系统包括用于驱动舵片3偏转的电动舵机2和用于检测偏转角度的角位移传感器4。
[0045]
进一步的，电动舵机2包括电机201、减速器202、传动螺母203、传动螺杆204和输出转轴205，电机201通过减速器202连接传动螺杆204，传动螺杆204带动传动螺母203，传动螺母203带动输出转轴205，角位移传感器4检测输出转轴205的角度。
[0046]
在本实施例中，使用微小型电动舵机减速结构，采用螺杆螺母传动方式，并通过输出转轴205实现舵片3的偏转，减少原本齿轮组减速器较大的空间。
[0047]
进一步的，电动舵机2还包括锁紧螺帽206、压簧207、锁销208和扭簧209，扭簧209连接舵片3，压簧207连接锁销208，舵片3设有供锁销208推入锁紧的卡槽。
[0048]
在本实施例中，火箭弹位于发射筒舱内时，扭簧209具有预紧力，舵片3的向外展开受到发射筒壁的约束；当火箭弹离开发射筒舱后，扭簧209顺势将舵片3弹出，舵片3展开后，压簧207将锁销208推入舵片3的卡槽内，将舵片3锁紧。在此基础上，弹载控制器8发出舵机控制信号，实现对电动舵机2的控制；电机201通过减速比为2的减速器202后通过传动螺杆204带动传动螺母203运动，传动螺母203带动输出转轴205旋转，输出转轴205再驱动舵片3。
[0049]
其中，输出转轴205与角位移传感器4连接，角位移传感器4将输出转轴205的转动角度以电压形式输出给弹载控制器8，弹载控制器8根据飞行需求以及角位移传感器4反馈信息对电机201进行控制。
[0050]
进一步的，弹载控制器8具有红外成像模块81、图像识别算法模块82、惯组解算模块83、目标位置解算模块84、采集电路模块85、运算控制模块86、电机控制模块87和对外接口模块88，惯组解算模块83连接惯性单元，红外成像模块81连接光学单元，电机控制模块87连接舵系统。
[0051]
进一步的，包括设于控制舱段壳体1的舵机电池安装板5，电池7通过舵机电池安装板5固定，电池7为呈中部空心的环状的热电池，惯性单元位于电池7的空心位置。
[0052]
在本实施例中，电池7为热电池，根据具体使用情况进行放电曲线设计，惯性组件6放置在电池7中节省空间。
[0053]
需要说明的是，本发明采用模块化思维，包括功能模块化和器件模块化，即通过将传统火箭弹制导控制系统所包含的红外导引头、惯性导航组件、弹载控制器8、弹载电池、电动舵机2、接口与驱动电路、配电器、舵机控制器等一系列单机器件与功能一体集成，作为火箭弹的一个独立器件模块和功能模块。控制组件电气系统的一体集成设计并非只是简单地将所有相关硬件与功能相加，做成一个单机模块，必须基于组件整体功能与指标及成本，对组件硬件架构进行统筹分析和优化设计，将原先各子系统结构的板卡电路、接插件、电缆、接口等集成设计，形成结构紧凑和功能完整的一体模块，减少了时钟的不匹配，以便降低生产制造成本，提高系统整体的维修性与可靠性。
[0054]
本发明还提供一种微型红外惯组复合制导控制方法，应用于上述微型红外惯组复合制导控制系统，应具有上述微型红外惯组复合制导控制系统的全部有益效果；其将火箭弹的飞行过程进行划分，实现更好的组合导航，复合导引使火箭弹抗干扰性增强，能够适应复杂多变的应用环境。
[0055]
具体包括以下步骤：在初始飞行过程以及中制导过程中，启动惯性单元，通过弹载控制器8解算得到惯性导航信息控制舵系统，舵系统驱动舵片3控制弹体偏转后稳定飞行姿态；在末制导过程中，启动光学单元，通过弹载控制器8解算得到红外成像信息控制舵系统，舵系统驱动舵片3控制弹体偏转后准确命中目标。
[0056]
在本实施例中，根据不同飞行过程对指标的要求的不同，采用复合制导方式，将原本低精度、短射程的单一制导，改为高精度，较大射程的复合制导方式；初始飞行过程以及中制导过程采用大射程、低成本的惯性单元，末制导采用高精度的光学单元，既提高精度，又减少对使用高精度惯组产生性能冗余导致的成本，以及由于单一制导方式产生的干扰而导致无法完成预期目的而产生的成本。
[0057]
示例性的，以机载发射为例：
[0058]
作战时，直升机上吊舱系统搜索、发现目标，并在捕获目标后跟踪目标；
[0059]
将测量到的目标位置信息、目标图像信息、载机信息、火箭弹操控信息传给弹载控制器8；
[0060]
构成发射条件后，射手发下击发按钮，火箭弹发射离轨，舵片3在脱离发射筒约束后弹出并被锁紧，电池7激活，控制系统转为由电池7供电；
[0061]
光学传感器10开机预热，惯性组件6开始工作，目标位置解算模块84调用惯组解算
模块83解算的信息确定弹目距离以及当前姿态，并根据采集电路模块85反馈的舵片3偏角，运算控制模块86对弹体姿态进行处理，并对电机控制模块87进行控制；
[0062]
电机控制模块87控制4台电动舵机2转动，舵片3偏转至相应角度，舵偏角影响弹体的姿态运动和弹体质心在发射坐标系中的位置从而控制弹体偏转；
[0063]
弹载控制器8解算惯性导航信息并稳定火箭弹姿态；
[0064]
火箭弹姿态稳定后，进入中制导飞行段，弹载控制器8采用速度追踪导引法控制，弹体保持一定攻角的条件下向目标方位飞行；
[0065]
在火箭弹距目标到达探测条件下，导引头的光学组件12开始工作，导引头探测目标并进行比对，弹载控制器8根据目标方位以及惯导信息，控制弹道，使目标进入导引头有效探测范围，准备导引头捕获目标和末制导启动；
[0066]
当导引头识别目标并锁定目标，导引头根据弹体俯仰角和俯仰角速率解算目标视线角、视线角速率信息，控制系统根据比例导引律生成制导指令，制导指令以过载的形式给姿态控制系统进行控制，配平舵偏角直接加入通道舵控量，控制舵机偏转，控制制导火箭弹准确命中目标。
[0067]
需要说明的是，在本说明书中，诸如第一和第二之类的关系术语仅仅用来将一个实体与另外几个实体区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体之间存在任何这种实际的关系或者顺序。
[0068]
以上对本发明所提供的微型红外惯组复合制导控制系统及其控制方法进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。