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申请/专利权人：南京航空航天大学

摘要：本发明提供了一种热烧蚀后的弹体回收方法，包括：在导弹发射后，导弹通过弹上定位算法解算到一个目标点坐标，并引导导弹向目标点飞行，在不影响飞行试验考核项目和不需要回收装置前提下，仅依靠对飞行轨迹控制方法实现对弹体减速和控制落地姿势，实现对热烧蚀后的弹体主要结构回收。本发明回收方法简单，不需要额外回收装置下，在不影响飞行考核试验项目和不需要回收装置前提下，仅依靠控制飞行轨迹方法实现导弹减速和控制落地姿势，能对烧蚀后的弹体的主要结构回收。

主权项：1.一种热烧蚀后的弹体回收方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，在导弹发射后，导弹通过弹上定位算法解算到一个目标点坐标，并引导导弹向目标点飞行，所述目标点坐标为弹上解算的目标点坐标；步骤2，导弹攻击的目标为地面目标，在飞行末端，在降高阶段，为了实现回收，导弹飞行轨迹在高度上最佳形式为呈向下凸出形状，来保证飞行轨迹上每一时刻的弹道倾角的绝对值大于弹目视线角的绝对值，并且导弹以正攻角飞行，通过气动升力和阻力降低向下和向前的飞行速度；步骤3，在飞行末端，为了实现导弹能在攻击目标后有足够的距离由俯冲改为升起，对于导弹的倾角，期望在一个小的弹道倾角飞向目标，将弹道倾角控制在一定范围内，具体的倾角调整方法和策略由导弹控制算法来实现，通过对落地倾角的约束，得到期望的攻击角度；步骤4，在导弹到达解算的目标点之前，在高度轨迹上，当导弹高度和目标高度差为h时，导弹更新目标点坐标值，导弹不再以解算的目标点作为目标，而是以当前高度点的坐标作为目标的坐标，所述当前高度点为设计目标点；步骤5，导弹在以设计目标点坐标作为目标飞行时，不再对弹道倾角约束，设计目标点已在导弹后方；步骤6，导弹飞行到设计目标点下方后，不再通过导引信号进行引导，开始通过过载控制指令进行理论计算引导导弹飞行；步骤7，导弹飞过设计目标点后，弹目视线角由负值突跃为正值后，逐渐减小，弹道倾角仍为负值，逐渐增大，此飞行阶段产生正过载指令，控制导弹产生向上力，当升力为一定值时，导弹开始向上飞行，此时弹道倾角；步骤8，弹体从高度上的第一个波峰高点开始第二次向下飞行，在向下飞行过程中，由于控制系统会给出正过载指令，弹体升力逐渐增加；在航向上，速度逐渐在减小，相对应升力也逐渐减小，当速度减小到失速速度时，导弹飞行时的升力小于重力，导弹会落到地面；步骤9，在导弹触地时刻，导弹飞行姿态为正攻角，舵面位于弹体的尾部，舵面的外包络尺寸大于弹身包络尺寸，弹翼位于弹体的中部，外包络尺寸大于弹身的外包络尺寸，舵面首先与地面发生碰撞，然后弹翼与地面发生碰撞，最后头部与地面发生碰撞；步骤10，在触地后，在航向仍存在剩余速度，通过弹体和地面摩擦，弹体变形吸收最后的动能，最后停止在地面上；步骤3中，所述导弹控制算法包括：导弹的空中实时位置由惯导提供，以弹目距离R为极轴，以俯仰视线角为极角，建立极坐标系，则弹目距离R和俯仰视线角计算公式为： ， ，其中为导弹在地面坐标系实时位置，为解算的目标点在地面坐标系固定位置；导弹在空中飞行的飞行轨迹方程为： ， ，其中d是积分符号，x是坐标系上x轴方向的位移，y是坐标系上y轴方向的位移，t是时间，为导弹实时矢量速度，为弹道倾角，表示速度矢量与惯性系水平面的夹角；导弹末端，已进入无动力飞行，简化飞行模型为： ， ， ，其中是某一时刻的弹目视线角；为导弹加速度；表示视线角的导数；倾角变化率公式为： ， ，其中为期望的攻击角度；在某一时刻，速度及高度坐标是已知量，目标点坐标为已知量，求得弹目视线角、弹目距离和弹道倾角随时间的变化率，得到下一时刻弹道参数，通过对倾角的变化率约束，得到期望的攻击角度；步骤4中，导弹高度和目标高度差h计算公式为： ，其中为导弹实时高度，为目标点的高度。

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