CN103486916B - 一种主动抑制脉冲力控制弹体摆动的双脉冲点火方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种主动抑制脉冲力控制弹体摆动的双脉冲点火方法，其特征在于具有如下步骤：控制周期开始，弹上计算机采集捷联探测器输出信号和转速计输出信号；弹上计算机根据脉冲发动机点火控制算法计算延时Δt₁，并选择第一个脉冲发动机点火；弹上计算机在第一个脉冲发动机点火后开始计时，延迟延迟时间Δt₂后，控制第二个脉冲发动机在相同的方向上点火，且第二个脉冲发动机与第一个脉冲发动机的位置关于弹体轴对称；该控制周期结束，判断是否命中目标，是则结束制导，否则经过时间间隔τ_d后，开始下个控制周期，并返回。

Description

一种主动抑制脉冲力控制弹体摆动的双脉冲点火方法

技术领域

本发明涉及一种主动抑制弹体摆动的方法，尤其是一种主动抑制脉冲力控制导弹弹体摆动的双脉冲点火方法。

背景技术

脉冲推力矢量制导控制技术作为一门新颖的控制技术，简称脉冲力控制，它主要利用小型固体或液体脉冲发动机工作产生的脉冲力作为控制力，即使在稀薄的大气或太空中，仍能产生有效的控制力，从而该技术被应用于多种导弹中，例如地基拦截弹、标准SM-3导弹和战区高空区域防御系统THAAD拦截弹以及先进爱国者先进能力的导弹。由于小型脉冲发动机的作用时间一般很短，大约为几毫秒到几十毫秒之间，所以要求其响应非常快，才能完成导弹的快速机动。一般情况下，脉冲发动机主要是工作在导弹的末段，导引头探测目标误差，控制系统根据一定的点火逻辑控制脉冲发动机点火，利用脉冲力迅速改变导弹的飞行轨迹，控制导弹与目标交汇。

在低成本的脉冲力控制导弹设计中，脉冲发动机的位置一般位于导弹的质心附近。当脉冲发动机工作后，由于脉冲力作用在质心上，导致速度矢量发生改变，弹体纵轴会绕着速度矢量产生摆动。简易修正弹药由于受到成本的限制，一般没有自动驾驶仪，弹体阻尼很低，弹体动态特性较差，只能依靠弹体的气动设计来改善其动态特性。

此外，脉冲力控制的简易修正弹药一般将探测器捷联在弹体上，采用弹体追踪制导律时，探测器同弹体做相同的姿态运动，所以希望弹体在受到干扰后，尽快恢复稳定，只有这样探测器给出的目标方位信息才是可信的，否则会造成正反馈。并且在实际应用中，导弹进入有控后，当弹体受到连续的脉冲力激励后，有可能会震荡起来。

目前对于脉冲力控制的导弹一般采用单脉冲点火的方式，即弹上计算机采集探测器输出目标方位信息后，根据相应的控制算法，选择一个需要点火的脉冲发动机进行控制，该发动机点火后，弹体产生摆动，此时利用弹体本身的气动特性恢复稳定后，弹上计算机再采集下一次探测器目标方位信息，进入下一轮控制。采用单脉冲点火方案的主要问题在于，两次控制间隔时间较长，在末端制导时间一定的情况下，脉冲发动机的控制次数受到了限制，且末端无法实现连续点火，降低了脉冲力控制导弹的修正能力和修正精度，使脉冲力控制导弹的作战使用效能大大降低。

本发明为了克服上述缺陷，进行了有益的改进。

发明内容

本发明针对简易修正弹药在脉冲发动机工作后面临的弹体扰动问题，提出了一种利用双脉冲点火的弹体摆动主动抑制技术来抑制弹体震荡，改善弹体动态特性。

为本发明的技术方案为：一种主动抑制脉冲力控制弹体摆动的双脉冲点火方法，其特征在于具有如下步骤：

步骤1、根据观测到的目标方位参数、目标位置参数、发射平台参数以及气象数据等装定射击诸元，发射脉冲力控制制导弹药；

进一步的说，制导弹药为末段脉冲力修正制导弹药。

步骤2：弹上电源激活，弹上控制系统启动；

步骤3、捷联探测器对目标进行探测，确定目标与弹体的相对位置，生成待控制信号；

进一步的说，捷联探测器为四象限激光探测器。

步骤4：控制周期开始，弹上计算机采集捷联探测器输出信号和转速计输出信号；

步骤5：弹上计算机根据脉冲发动机点火控制算法计算延时Δt₁，并选择第一个脉冲发动机点火；

进一步的说，所述点火控制算法具体计算过程如下：

(1)在时刻t，转速计测量得到弹体转速为ωx，脉冲发动机点火的脉冲宽度为t1；

(2)随着弹体的转动，脉冲发动机工作产生的脉冲力形成了一个扇形，且脉冲力合力方向位于扇形的对称轴线上；

(3)θ为第一个脉冲发动机开始工作时的位置与脉冲合力作用方向超前的角度，

(4)选择点火的第一个脉冲发动机与脉冲合力作用方向夹角θ1，应当满足条件min(θ₁-θ)，且θ₁＞θ；

(5)延时Δt₁时间后，第一个脉冲发动机工作点火，其中：

${\mathrm{\Δt}}_1=\frac{{\mathrm{\θ}}_1-\mathrm{\θ}}{{\mathrm{\ω}}_x}=\frac{{\mathrm{\θ}}_1}{{\mathrm{\ω}}_x}-\frac{t_1}{2}.$

进一步的说，脉冲发动机为微型脉冲火箭发动机。

进一步的说，脉冲合力作用方向为预定点火方向。

步骤6：弹上计算机在第一个脉冲发动机点火后开始计时，延迟延迟时间Δt₂后，控制第二个脉冲发动机在相同的方向上点火，且第二个脉冲发动机与第一个脉冲发动机的位置关于弹体轴对称；

进一步的说，延迟时间Δt₂具体计算过程如下：

(1)动力学系数a_ω、a_α、b_α的计算：

动力学系数包括静稳定动力系数a_α、阻尼动力系数a_ω、法向力动力系数b_α，a_ω、a_α为力矩系数；b_α为力系数，

各系数表达式如下：

$a_{\mathrm{\α}}=\frac{{-m}_z^{\mathrm{\α}}\mathrm{\ρ}{V}^2\mathrm{SL}}{{2J}_z},$

$a_{\mathrm{\ω}}=\frac{{-m}_z^{{\mathrm{\ω}}_z}\mathrm{\ρ}{\mathrm{VSL}}^2}{{2J}_z},$

$b_{\mathrm{\α}}=\frac{c_y^{\mathrm{\α}}\mathrm{\ρVS}}{2m}+\frac{P}{\mathrm{mV}};$

(2)弹体开环时间常数T_m的计算：

$T_m=\frac{1}{\sqrt{a_{\mathrm{\α}}+a_{\mathrm{\ω}}{b}_{\mathrm{\α}}}};$

(3)弹体摆动周期f_m的计算：

$f_m=\frac{T_m}{2\mathrm{\π}}=\frac{1}{2\mathrm{\π}\sqrt{a_{\mathrm{\α}}+a_{\mathrm{\ω}}{b}_{\mathrm{\α}}}};$

(4)延迟时间Δt₂的计算：

${\mathrm{\Δt}}_2=\frac{f_m}{2}=\frac{1}{4\mathrm{\π}\sqrt{a_{\mathrm{\α}}+a_{\mathrm{\ω}}{b}_{\mathrm{\α}}}},$

其中，ρ为大气密度，V为弹体飞行速度，S为参考面积，L为参考长度，J_z为转动惯量，为恢复力矩系数导数，为阻尼力矩系数导数，为攻角升力系数导数，P为发动机推力，m为弹体质量。

步骤7：该控制周期结束，判断是否命中目标，是则结束制导，否则经过时间间隔τ_d后，开始下个控制周期，并返回步骤4。

本发明的有益效果：本发明进行了数学仿真验证，仿真结果表明，该方案切实可行，便于工程实现。采用双脉冲控制后，弹体空间角运动很快收敛，改善了弹体动态特性，减少了过渡过程时间。这种情况下能够缩短探测间隔时间，增加了脉冲发动机控制频率。

附图说明

图1为单脉冲下弹体攻角响应曲线；

图2为本发明的双脉冲点火原理图；

图3为脉冲发动机工作示意图；

图4为本发明的控制系统工作逻辑图；

图5为双脉冲点火攻角响应曲线；

图6为单脉冲点火弹体姿态角曲线；

图7为双脉冲点火弹体姿态角曲线；

图8为单脉冲点火攻角、侧滑角响应曲线；

图9为双脉冲点火攻角、侧滑角响应曲线；

图10为单脉冲点火弹体空间角运动；

图11为双脉冲点火弹体空间角运动。

图1中，T_c为控制系统的控制周期，t_s为弹体系统响应的过渡过程时间；

图3中，θ₁为脉冲发动机与脉冲合力作用方向夹角，θ为脉冲发动机开始工作时的位置与脉冲合力作用方向超前的角度，脉冲发动机点火的脉冲宽度为t₁，转速计测量得到弹体转速为ω_x。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步的说明。

脉冲力控制导弹弹体开环阻尼很低，小于0.1，因此弹丸在脉冲力作用后，弹体的动力学特性很差。

如图1所示，为了达到降低弹丸的成本的目的，弹上没有安装加速度表和角速率陀螺，因此无法人工增加弹体的阻尼，形成阻尼回路；在脉冲修正过程中，由于弹丸的弹体动态特性较差，系统响应时间较长。在弹道修正过程中，探测器也跟随弹体的动力学运动，只有在攻角过渡过程结束后，下一次目标探测才真实可用，因此控制周期也必须大于弹体动态响应过渡过程时间：t_s≤T_c(其中T_c为控制系统的控制周期，t_s为弹体系统响应的过渡过程时间)，这样的控制结果必然导致控制频率降低，离散程度加大，影响系统得修正精度。双脉冲点火原理如图2所示，双脉冲点火技术即每次修正需要由连续两个发动机点火实现，弹体受到第一次点火激励后，弹体姿态运动到半个周期时第二个脉冲发动机在相同方向点火，用来抑制弹体姿态摆动。

双脉冲点火的基本原理是根据能量守恒，即E＝E_动能+E_势能，E_动能取值与弹体摆动角速度成正比，而E_势能取值与攻角大小成正比，E是恒定的。脉冲力作用可改变E_势能一项，所以，第二个脉冲发动机向减小E_势能的方向点火即可快速消除E_势能，而E_动能保持不变。该控制方案通过改善弹体动态特性来加快控制频率，提高制导精度。

控制系统工作逻辑图如图4所示，弹体摆动主动抑制技术实现步骤：

步骤1：根据目标方位信息，发射脉冲力控制导弹；

步骤2：弹上电源激活，弹上控制系统启动；

步骤3：探测器不停地对目标进行探测，确定目标与弹丸的相对位置，生成待控制信号；

步骤4：控制周期开始，弹上计算机采集探测器输出信号和转速计输出信号；

步骤5：弹上计算机根据脉冲发动机点火控制算法选择相应一个脉冲发动机点火；

脉冲发动机点火控制算法如下，如图3所示的脉冲发动机工作示意图，设某一时刻t，转速计测量得到弹体转速为ω_x，脉冲发动机点火的脉冲宽度为t₁，因此，随着弹体的转动，脉冲发动机工作产生的脉冲力形成了一个扇形，且脉冲力合力方向位于扇形的中心线上。其中θ为脉冲发动机开始工作时的位置与脉冲合力作用方向(预定点火方向)超前的角度，由公式(1)计算可得：

$\mathrm{\θ}={\mathrm{\ω}}_x\frac{t_1}{2}---\left(1\right)$

选择的脉冲发动机与脉冲合力作用方向夹角θ₁在大于θ角的同时，要求θ₁-θ尽可能小。在弹上计算机采集到探测器信号后，延时Δt₁时间后，该选定的脉冲发动机工作，其中Δt₁由公式(13)计算给出：

${\mathrm{\Δt}}_1=\frac{{\mathrm{\θ}}_1-\mathrm{\θ}}{{\mathrm{\ω}}_x}=\frac{{\mathrm{\θ}}_1}{{\mathrm{\ω}}_x}-\frac{t_1}{2}---\left(2\right)$

步骤6：弹上计算机在第一个脉冲发动机点火后开始计时，延迟Δt₂后，控制第二个脉冲发动机在相同的方向上点火；

延迟时间Δt₂的计算。脉冲力作用下导弹纵向运动动力学特性可用如下方程描述：

$\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}=b_{\mathrm{\α}}\·\mathrm{\α}+F/\mathrm{mv}$ (3)

$f_y=V\·\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}$

上式(3)中，输入控制变量为脉冲力F，作用在弹丸质心。输出变量为弹体响应的侧向加速度f_y，弹体俯仰姿态角俯仰姿态角速度俯仰姿态角加速度弹体攻角α，弹道倾角θ，弹道倾角导弹飞行速度V。

上述方程中的3个系数：a_ω、a_α、b_α称为动力学系数，它们与导弹的结构布局、气动外形、质心位置以及飞行的状态有关。其中a_ω、a_α为力矩系数；b_α为力系数。

各系数的物理意义分别表示如下：

静稳定动力系数：

$a_{\mathrm{\α}}=\frac{-m_z^{\mathrm{\α}}{\mathrm{\ρV}}^2\mathrm{SL}}{{2J}_z}---\left(4\right)$

它代表了导弹的静稳定性。当a_α＞0，即时，导弹是静稳定的；反之，若a_α＜0，时，导弹是静不稳定的。

阻尼动力系数：

$a_{\mathrm{\ω}}=\frac{{-m}_z^{{\mathrm{\ω}}_z}\mathrm{\ρ}{\mathrm{VSL}}^2}{{2J}_z}---\left(5\right)$

它表征导弹的气动阻尼对弹体转动的影响。

法向力动力系数：

$b_{\mathrm{\α}}=\frac{c_y^{\mathrm{\α}}\mathrm{\ρVS}}{2m}+\frac{P}{\mathrm{mV}}---\left(6\right)$

它是由单位攻角所引起的弹道倾角变化速率，表示导弹的机动能力。

上面各式中涉及到的参数说明如下：ρ为大气密度，S为参考面积，L为参考长度，J_z为转动惯量，为恢复力矩系数导数，为阻尼力矩系数导数，为攻角升力系数导数，P为发动机推力，m为弹体质量。

弹体开环时间常数为

$T_m=\frac{1}{\sqrt{a_{\mathrm{\α}}+a_{\mathrm{\ω}}{b}_{\mathrm{\α}}}}---\left(7\right)$

而弹体摆动周期为

$f_m=\frac{T_m}{2\mathrm{\π}}=\frac{1}{2\mathrm{\π}\sqrt{a_{\mathrm{\α}}+a_{\mathrm{\ω}}{b}_{\mathrm{\α}}}}---\left(8\right)$

则延时时间为

${\mathrm{\Δt}}_2=\frac{f_m}{2}=\frac{1}{4\mathrm{\π}\sqrt{a_{\mathrm{\α}}+a_{\mathrm{\ω}}{b}_{\mathrm{\α}}}}---\left(9\right)$

步骤7：该控制周期结束，为了有效利用弹上脉冲发动机修正资源和减少脉冲发动机点火后弹体摆动对探测器工作性能的影响，两次控制周期之间必须保持适当的时间间隔τ_d；

步骤8：开始下个控制周期，直到命中目标。

图5给出双脉冲点火攻角响应曲线，可以看出第二个脉冲发动机点火后攻角迅速衰减，明显改善了弹体的动态特性。

下面通过脉冲力修正六自由度数学模型仿真分别给出单脉冲控制和双脉冲控制下弹体动态响应曲线，如图6～11所示。可以看出采用双脉冲控制后，弹体空间角运动很快收敛，改善了弹体动态特性，减少了过渡过程时间。这种情况下能够缩短探测间隔时间，增加了脉冲发动机控制频率。但是当脉冲发动机资源有限时，只能根据弹体动态响应特性适当加大脉冲发动机点火间隔，当脉冲发动机工作结束后攻角衰减到较小值时，探测器再探测目标进行下一次控制。

综上所述，采用脉冲发动机作为执行机构的简易修正弹药在脉冲发动机工作后弹体会产生扰动，简易修正弹药弹上没有自动驾驶仪，弹体阻尼很低，弹体动态特性较差，只能依靠弹体的气动设计来改善其动态特性。

通过采用弹体摆动主动抑制技术，抑制弹体震荡，改善弹体动态特性。数学仿真表明，采用该技术后能有效的抑制脉冲力作用对弹体产生的扰动，有利于制导精度的提高。

以上所述实施方式仅表达了本发明的一种实施方式，但并不能因此而理解为对本发明范围的限制。应当指出，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种主动抑制脉冲力控制弹体摆动的双脉冲点火方法，其特征在于具有如下步骤：

步骤1、根据观测到的目标方位参数、目标位置参数、发射平台参数以及气象数据装定射击诸元，发射脉冲力控制制导弹药；

步骤2：弹上电源激活，弹上控制系统启动；

步骤3、捷联探测器对目标进行探测，确定目标与弹体的相对位置，生成待控制信号；

步骤4：控制周期开始，弹上计算机采集捷联探测器输出信号和转速计输出信号；

步骤5：弹上计算机根据脉冲发动机点火控制算法计算延时Δt₁，并选择第一个脉冲发动机点火；

步骤6：弹上计算机在第一个脉冲发动机点火后开始计时，延迟延迟时间Δt₂后，控制第二个脉冲发动机在相同的方向上点火，且第二个脉冲发动机与第一个脉冲发动机的位置关于弹体轴对称；

步骤7：该控制周期结束，判断是否命中目标，是则结束制导，否则经过时间间隔τ_d后，开始下个控制周期，并返回步骤4；

所述步骤5中的点火控制算法具体计算过程如下：

(1)在时刻t，转速计测量得到弹体转速为ω_x，脉冲发动机点火的脉冲宽度为t₁；

(2)随着弹体的转动，脉冲发动机工作产生的脉冲力形成了一个扇形，且脉冲力合力方向位于扇形的对称轴线上；

(3)θ为第一个脉冲发动机开始工作时的位置与脉冲合力作用方向超前的角度， $\mathrm{\θ}={\mathrm{\ω}}_x\frac{t_1}{2};$

(4)选择点火的第一个脉冲发动机与脉冲合力作用方向夹角θ₁，应当满足条件min(θ₁-θ)，且θ₁>θ；

(5)延时Δt₁时间后，第一个脉冲发动机工作点火，其中：

${\mathrm{\Δt}}_1=\frac{{\mathrm{\θ}}_1-\mathrm{\θ}}{{\mathrm{\ω}}_x}=\frac{{\mathrm{\θ}}_1}{{\mathrm{\ω}}_x}-\frac{t_1}{2};$

所述步骤6中的延迟时间Δt₂具体计算过程如下：

(1)动力学系数a_ω、a_α、b_α的计算：

动力学系数包括静稳定动力系数a_α、阻尼动力系数a_ω、法向力动力系数b_α，a_ω、a_α为力矩系数；b_α为力系数，

各系数表达式如下：

$a_{\mathrm{\α}}=-\frac{M_z^{\mathrm{\α}}}{J_z}=\frac{-M_z^{\mathrm{\α}}{\mathrm{\ρV}}^{2}SL}{2J_z},$

$a_{\mathrm{\ω}}=\frac{-M_z^{{\mathrm{\ω}}_z}}{J_z}=\frac{-m_z^{{\mathrm{\ω}}_z}{\mathrm{\ρVSL}}^2}{2J_z},$

$b_{\mathrm{\α}}=\frac{Y^{\mathrm{\α}}+P}{mV}=\frac{c_y^{\mathrm{\α}}\mathrm{\ρ}VS}{2m}+\frac{P}{mV};$

(2)弹体开环时间常数T_m的计算：

$T_m=\frac{1}{\sqrt{a_{\mathrm{\α}}+a_{\mathrm{\ω}}{b}_{\mathrm{\α}}}};$

(3)弹体摆动周期f_m的计算：

$f_m=\frac{T_m}{2\mathrm{\π}}=\frac{1}{2\mathrm{\π}\sqrt{a_{\mathrm{\α}}+a_{\mathrm{\ω}}{b}_{\mathrm{\α}}}};$

(4)延迟时间Δt₂的计算：

${\mathrm{\Δt}}_2=\frac{f_m}{2}=\frac{1}{4\mathrm{\π}\sqrt{a_{\mathrm{\α}}+a_{\mathrm{\ω}}{b}_{\mathrm{\α}}}},$

其中，ρ为大气密度，S为参考面积，L为参考长度，J_z为转动惯量，为恢复力矩系数导数，为阻尼力矩系数导数，为攻角升力系数导数，P为发动机推力，m为弹体质量。

2.根据权利要求1所述的主动抑制脉冲力控制弹体摆动的双脉冲点火方法，其特征在于，所述制导弹药为末段脉冲力修正制导弹药。

3.根据权利要求1所述的主动抑制脉冲力控制弹体摆动的双脉冲点火方法，其特征在于，所述捷联探测器为四象限激光探测器。

4.根据权利要求1所述的主动抑制脉冲力控制弹体摆动的双脉冲点火方法，其特征在于，所述脉冲发动机为微型脉冲火箭发动机。

5.根据权利要求1所述的主动抑制脉冲力控制弹体摆动的双脉冲点火方法，其特征在于，所述脉冲合力作用方向为预定点火方向。

6.根据权利要求3-5任意一项所述的主动抑制脉冲力控制弹体摆动的双脉冲点火方法，其特征在于，所述制导弹药为末段脉冲力修正制导弹药。