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1、(10)申请公布号 CN 103727849 A (43)申请公布日 2014.04.16 CN 103727849 A (21)申请号 201410017464.3 (22)申请日 2014.01.14 F42B 15/01(2006.01) F41G 3/00(2006.01) (71)申请人 北京电子工程总体研究所 地址 100854 北京市海淀区142信箱30分箱 (72)发明人 郑咏岚 钟凌伟 邹忠望 李向林 (74)专利代理机构 北京正理专利代理有限公司 11257 代理人 张雪梅 (54) 发明名称 一种防空导弹轨控直接力的可调式控制方法 (57) 摘要 本发明公开了一种防空导弹。
2、轨控直接力的可 调式控制方法， 包括如下步骤 ： 将第一喷管、 第二 喷管、 第三喷管和第四喷管均匀地设置于轨控发 动机的燃烧室的四周， 第一喷管和第三喷管位于 同一条直线上， 第二喷管和第四喷管位于同一条 直线上， 且第一喷管和第三喷管所在的直线与第 二喷管和第四喷管所在的直线相垂直 ； 在第一喷 管、 第二喷管、 第三喷管和第四喷管与燃烧室的连 接处依次分别设置第一阀门、 第二阀门、 第三阀门 和第四阀门 ； 通过第一阀门、 第二阀门、 第三阀门 和第四阀门依次分别控制第一喷管、 第二喷管、 第 三喷管和第四喷管的开度。所述可调式控制方法 能够实现施加给防空导弹的轨控直接力的大小和 方向的。
3、连续可调， 提高防空导弹的控制精度。 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 4 页 附图 1 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书1页 说明书4页 附图1页 (10)申请公布号 CN 103727849 A CN 103727849 A 1/1 页 2 1. 一种防空导弹轨控直接力的可调式控制方法， 其特征在于， 该可调式控制方法包括 如下步骤 ： 将第一喷管、 第二喷管、 第三喷管和第四喷管均匀地设置于轨控发动机的燃烧室的四 周， 第一喷管和第三喷管位于同一条直线上， 第二喷管和第四喷管位于同一条直线上， 且第 一喷管和第三喷管所在的直线与。
4、第二喷管和第四喷管所在的直线相垂直 ； 在第一喷管、 第二喷管、 第三喷管和第四喷管与燃烧室的连接处依次分别设置第一阀 门、 第二阀门、 第三阀门和第四阀门 ； 通过第一阀门、 第二阀门、 第三阀门和第四阀门依次分别控制第一喷管、 第二喷管、 第 三喷管和第四喷管的开度， 使得第一喷管与第三喷管的开度增减幅度相等且增减趋势相 反， 第二喷管与第四喷管的开度增减幅度相等且增减趋势相反， 且在任意时刻第一喷管与 第三喷管的开度之和等于任意一个喷管的全开度， 在任意时刻第二喷管与第四喷管的开度 之和等于任意一个喷管的全开度。 2. 根据权利要求 1 所述的防空导弹轨控直接力的可调式控制方法， 其特征。
5、在于， 第一 喷管、 第二喷管、 第三喷管和第四喷管的开度的控制同时进行。 3. 根据权利要求 1 所述的防空导弹轨控直接力的可调式控制方法， 其特征在于， 在轨 控发动机工作之前， 第一喷管、 第二喷管、 第三喷管和第四喷管的开度都为半开度。 4. 根据权利要求 1 所述的防空导弹轨控直接力的可调式控制方法， 其特征在于， 每一 个喷管产生的推力与该喷管的开度成线性比例关系。 5. 根据权利要求 1 所述的防空导弹轨控直接力的可调式控制方法， 其特征在于， 第一 喷管、 第二喷管、 第三喷管和第四喷管产生的推力分别为 ： ； 其中， T1为第一喷管产生的推力 ； T2为第二喷管产生的推力 ；。
6、 T3为第三喷管产生的推 力 ； T4为第四喷管产生的推力 ； Tdouble为在任意时刻四个喷管产生的推力的代数和 ； T 为四 个喷管共同产生的轨控直接力， 且 0 T Tdouble； 为任意相邻的两个喷管的夹角的角平 分线与四个喷管共同产生的轨控直接力的夹角， 且 0 360。 6. 根据权利要求 5 所述的防空导弹轨控直接力的可调式控制方法， 其特征在于， 当 cos(-45 ) 0 时， signcos(-45 ) 的值等于 1 ； 当 cos(-45 ) 0 时， signcos(-45 ) 的值等于 -1。 权 利 要 求 书 CN 103727849 A 2 1/4 页 3 。
7、一种防空导弹轨控直接力的可调式控制方法 技术领域 0001 本发明涉及防空导弹的轨控直接力控制技术领域， 特别涉及一种防空导弹轨控直 接力的可调式控制方法。 背景技术 0002 众所周知， 随着高度的增加， 大气密度逐渐降低， 这将影响对防空导弹的控制。现 有技术中， 气动控制方式下防空导弹的可用过载很小， 影响了防空导弹的机动能力。 为弥补 防空导弹在高空飞行时空气动力的不足， 可引入直接力来控制防空导弹， 以提高防空导弹 的机动能力。固体轨控直接力即是解决该技术问题的方案之一。 0003 现有技术中， 防空导弹轨控直接力的控制方法施加给防空导弹的轨控直接力的大 小恒定， 且轨控直接力的方向。
8、仅仅限于固定的方向， 即施加给防空导弹的轨控直接力的大 小无法调节， 其方向也受到限制。 因此， 现有技术的防空导弹轨控直接力的控制方法对防空 导弹的控制精度较低。 发明内容 0004 本发明的目的是针对现有技术的上述缺陷， 提供一种防空导弹轨控直接力的可调 式控制方法。 0005 本发明提供的防空导弹轨控直接力的可调式控制方法包括如下步骤 ： 0006 将第一喷管、 第二喷管、 第三喷管和第四喷管均匀地设置于轨控发动机的燃烧室 的四周， 第一喷管和第三喷管位于同一条直线上， 第二喷管和第四喷管位于同一条直线上， 且第一喷管和第三喷管所在的直线与第二喷管和第四喷管所在的直线相垂直 ； 0007。
9、 在第一喷管、 第二喷管、 第三喷管和第四喷管与燃烧室的连接处依次分别设置第 一阀门、 第二阀门、 第三阀门和第四阀门 ； 0008 通过第一阀门、 第二阀门、 第三阀门和第四阀门依次分别控制第一喷管、 第二喷 管、 第三喷管和第四喷管的开度， 使得第一喷管与第三喷管的开度增减幅度相等且增减趋 势相反， 第二喷管与第四喷管的开度增减幅度相等且增减趋势相反， 且在任意时刻第一喷 管与第三喷管的开度之和等于任意一个喷管的全开度， 在任意时刻第二喷管与第四喷管的 开度之和等于任意一个喷管的全开度。 0009 优选地， 第一喷管、 第二喷管、 第三喷管和第四喷管的开度的控制同时进行。 0010 优选地。
10、， 在轨控发动机工作之前， 第一喷管、 第二喷管、 第三喷管和第四喷管的开 度都为半开度。 0011 优选地， 每一个喷管产生的推力与该喷管的开度成线性比例关系。 0012 优选地， 第一喷管、 第二喷管、 第三喷管和第四喷管产生的推力分别为 ： 0013 说 明 书 CN 103727849 A 3 2/4 页 4 0014 0015 0016 0017 其中， T1为第一喷管产生的推力 ； T2为第二喷管产生的推力 ； T3为第三喷管产生的 推力 ； T4为第四喷管产生的推力 ； Tdouble为在任意时刻四个喷管产生的推力的代数和 ； T 为 四个喷管共同产生的轨控直接力， 且 0 T 。
11、Tdouble； 为任意相邻的两个喷管的夹角的角 平分线与四个喷管共同产生的轨控直接力的夹角， 且 0 360。 0018 优 选 地， 当 cos(-45 ) 0 时， signcos(-45 ) 的 值 等 于 1 ； 当 cos(-45 ) 0 时， signcos(-45 ) 的值等于 -1。 0019 本发明具有如下有益效果 ： 0020 本发明的防空导弹轨控直接力的可调式控制方法能够实现施加给防空导弹的轨 控直接力的大小和方向的连续可调， 从而能够提高防空导弹的控制精度。 附图说明 0021 图 1 为本发明实施例的防空导弹轨控直接力的可调式控制方法的流程图 ； 0022 图 2 。
12、为本发明实施例的防空导弹轨控直接力的可调式控制方法的示意图。 具体实施方式 0023 下面结合附图及实施例对本发明的发明内容作进一步的描述。 0024 如图 1 所示， 本实施例提供的防空导弹轨控直接力的可调式控制方法包括如下步 骤 ： 0025 S1 ： 将第一喷管2、 第二喷管3、 第三喷管4和第四喷管5均匀地设置于轨控发动机 的燃烧室 1 的四周， 第一喷管 2 和第三喷管 4 位于同一条直线 EF 上， 第二喷管 3 和第四喷 管 5 位于同一条直线 GH 上， 且第一喷管 2 和第三喷管 4 所在的直线 EF 与第二喷管 3 和第 四喷管 5 所在的直线 GH 相垂直， 如图 2 所。
13、示 ； 0026 S2 ： 在第一喷管 2 与燃烧室 1 的连接处设置第一阀门 6 ； 在第二喷管 3 与燃烧室 1 的连接处设置第二阀门 7 ； 在第三喷管 4 与燃烧室 1 的连接处设置第三阀门 8 ； 在第四喷管 5 与燃烧室 1 的连接处设置第四阀门 6 ； 0027 S3 ： 通过第一阀门 6 控制第一喷管 2 的开度， 通过第二阀门 7 控制第二喷管 3 的开 度， 通过第三阀门 8 控制第三喷管 4 的开度， 通过第四阀门 6 控制第四喷管 5 的开度， 使得 第一喷管 2 与第三喷管 4 的开度增减幅度相等且增减趋势相反， 第二喷管 3 与第四喷管 5 的开度增减幅度相等且增减。
14、趋势相反， 且在任意时刻第一喷管 2 与第三喷管 4 的开度之和 等于任意一个喷管的全开度， 在任意时刻第二喷管 3 与第四喷管 5 的开度之和等于任意一 说 明 书 CN 103727849 A 4 3/4 页 5 个喷管的全开度 ； 换言之， 第一喷管2的开度增大时， 第三喷管4的开度相应减小， 第三喷管 4 的开度增大时， 第一喷管 2 的开度相应减小， 反之亦然 ； 第二喷管 3 的开度增大时， 第四喷 管 5 的开度相应减小， 第四喷管 5 的开度增大时， 第二喷管 3 的开度相应减小， 反之亦然。 0028 在轨控发动机工作之前， 第一喷管 2、 第二喷管 3、 第三喷管 4 和第。
15、四喷管 5 的开度 都为半开度。 0029 在上述步骤 S3 中， 四个喷管的开度的控制同时进行， 即第一喷管、 第二喷管、 第三 喷管和第四喷管的开度的控制同时进行。 0030 在上述步骤 S3 中， 每一个喷管产生的推力与该喷管的开度成线性比例关系。 0031 在上述步骤 S3 中， 第一喷管 2、 第二喷管 3、 第三喷管 4 和第四喷管 5 产生的推力 分别为 ： 0032 0033 公式 (1) ； 0034 0035 0036 公式 (1) 中， T1为第一喷管 2 产生的推力 ； T2为第二喷管 3 产生的推力 ； T3为第三 喷管 4 产生的推力 ； T4为第四喷管 5 产生的。
16、推力 ； Tdouble为在任意时刻四个喷管产生的推力 的代数和 ； T 为四个喷管共同产生的轨控直接力， 该轨控直接力 T 为第一喷管 2 产生的推力 T1、 第二喷管 3 产生的推力 T2、 第三喷管 4 产生的推力 T3和第四喷管 5 产生的推力 T4的矢 量和， 该轨控直接力 T 施加给防空导弹， 且 0 T Tdouble； 为任意相邻的两个喷管的夹 角的角平分线与四个喷管共同产生的轨控直接力 T 的夹角， 且 0 360。 0037 公式 (1) 中， 当 cos(-45 ) 0 时， signcos(-45 ) 的值等于 1 ； 当 cos(-45 ) 0 时， signcos(。
17、-45 ) 的值等于 -1。 0038 在本实施例中， 第一喷管2与第四喷管5的夹角的角平分线为直线OB ； 第一喷管2 与第二喷管 3 的夹角的角平分线为直线 OC ； 第二喷管 3 与第三喷管 4 的夹角的角平分线为 直线 OA ； 第三喷管 4 与第四喷管 5 的夹角的角平分线为直线 OD。例如将第一喷管 2 与第四 喷管 5 的夹角的角平分线 OB 标记为参考线。四个喷管共同产生的轨控直接力 T 的方向为 直线 OP 方向。四个喷管共同产生的轨控直接力 T 的方向与参考线的夹角为 ， 即直线 OP 与参考线 OB 之间的夹角为 。 0039 本实施例的防空导弹轨控直接力的可调式控制方法。
18、能够实现施加给防空导弹的 轨控直接力的大小和方向的连续可调， 从而能够提高防空导弹的控制精度。 0040 应当理解， 以上借助优选实施例对本发明的技术方案进行的详细说明是示意性的 而非限制性的。 本领域的普通技术人员在阅读本发明说明书的基础上可以对各实施例所记 说 明 书 CN 103727849 A 5 4/4 页 6 载的技术方案进行修改， 或者对其中部分技术特征进行等同替换 ； 而这些修改或者替换， 并 不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。 说 明 书 CN 103727849 A 6 1/1 页 7 图 1 图 2 说 明 书 附 图 CN 103727849 A 7 。