CN106871742B - 一种设置在弹体上的控制系统 - Google Patents

一种设置在弹体上的控制系统 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种设置在弹体上的控制系统，包括：固定翼鸭舵和控制组件；控制组件设置在弹体前部的控制舱处，包括：永磁电机和用于控制永磁电机的控制器；永磁电机包括：转子、定子和轴承；定子固定在弹体纵轴上，转子设置在定子的外围；转子和定子通过轴承连接；控制器设置在控制舱内，通过控制电路与永磁电机连接；固定翼鸭舵设置在转子的外壁上；固定翼鸭舵包括：两对固定舵角的舵片；其中，一对舵片的偏转方向相反，用于提供鸭舵反向旋转所需的外部气动导转力矩；另一对舵片的偏转方向相同，用于提供弹体姿态调整的气动控制力矩矢量。通过使用本发明的设置在弹体上的控制系统，可以大幅降低迫击炮弹控制舱的成本和体积，大大提高费效比。

Description

一种设置在弹体上的控制系统
技术领域
本发明涉及控制技术领域，特别涉及一种设置在弹体上的控制系统。
背景技术
传统的战术导弹在大气中飞行时一般采用伺服机构控制空气舵的方式进行控制，但是，该方式并不适应于弹体内部空间特别狭小、成本要求低的应用场合，例如，无法适用于迫击炮弹。
现有技术中的迫击炮弹，在发射前根据目标射程和射表计算迫击炮的射角和发射初速。在理想无误差的条件下，迫击炮弹发射后可按抛物线弹道飞抵目标。但是在实际应用环境中，由于受到弹道诸元误差、目标机动以及各类随机干扰(例如，弹体加工误差、炮口初始扰动、初速误差、随机风等)因素的影响，迫击炮弹的实际落点将偏离目标，产生距离偏差。为了修正距离偏差，需要在迫击炮弹上安装2维修正控制舱实现迫击炮弹的绕质心姿态修正。
然而，现有技术中所使用的基于十字鸭舵的6自由度控制方式，虽然可以精确实现横法向过载修正，但是整体设计成本较高，费效比低。
发明内容
有鉴于此，本发明提供一种设置在弹体上的控制系统，从而可以大幅降低迫击炮弹控制舱的成本和体积，大大提高费效比。
本发明的技术方案具体是这样实现的：
一种设置在弹体上的控制系统，该控制系统包括：固定翼鸭舵和控制组件；
所述控制组件设置在弹体前部的控制舱处，所述控制组件包括：永磁电机和用于控制永磁电机的控制器；
所述永磁电机包括：转子、定子和轴承；所述定子固定在弹体纵轴上，所述转子设置在所述定子的外围；所述转子和定子通过轴承连接；
所述控制器设置在所述控制舱内，通过控制电路与所述永磁电机连接；
所述固定翼鸭舵设置在所述转子的外壁上；
所述固定翼鸭舵包括：两对固定舵角的舵片；其中，一对舵片的偏转方向相反，用于提供鸭舵反向旋转所需的外部气动导转力矩；另一对舵片的偏转方向相同，用于提供弹体姿态调整的气动控制力矩矢量。
较佳的，所述控制电路包括：电子负载、整流模块和运算放大器；
所述功率场效应管的D端分别与整流模块的输出端以及直流电枢电压连接；所述功率场效应管的S端与采样电阻连接；所述功率场效应管的G端与运算放大器的输出端连接；所述采样电阻的另一端与整流模块的负端连接；
所述运算放大器的负端与所述功率场效应管的S端连接；所述运算放大器的正端与控制器连接；
所述整流模块的三个输出端分别与永磁电机的三相A、B和C连接。
较佳的，所述控制系统还进一步包括：斜切尾翼；
所述斜切尾翼设置在弹体的尾部。
较佳的，所述控制系统还进一步包括：GPS接收机和X轴陀螺仪；
所述GPS接收机，用于接收卫星定位信息，并根据卫星定位信息计算得到弹体质心运动的位置和速度信息、弹体绕质心运动的俯仰角和偏航角；
所述X轴陀螺仪，用于测量所述固定翼鸭舵的滚转角速度。
较佳的，所述控制器包括：第一采集模块、无线数据采集模块、姿态计算模块和制导控制模块；
所述第一采集模块，用于接收GPS接收机接收到的信息，并采集斜切尾翼的尾翼导转力矩；并将接收和采集的信息发送给所述姿态计算模块；
所述无线数据采集模块，用于接收X轴陀螺仪采集到的固定翼鸭舵的滚转角速度，并将接收的固定翼鸭舵的滚转角速度发送给所述姿态计算模块；
所述姿态计算模块，用于根据接收到的信息计算弹体的姿态数据，并将姿态数据发送给制导控制模块；
所述制导控制模块，用于根据接收到的姿态数据向控制组件发送控制指令，使得所述控制组件根据所述控制指令调整固定翼鸭舵的外部导转力矩，以调整弹体的姿态。
较佳的，所述永磁电机为三相永磁电机。
较佳的，所述整流模块为三相整流桥。
如上可见，在本发明中的设置在弹体上的控制系统中，由于将传统弹体上的鸭舵改装为固定翼鸭舵，并设置了相应的控制组件，而该固定翼鸭舵可通过内部的永磁电机的轴承绕弹体纵轴旋转，从而可以通过调节永磁电机内部的电磁力矩大小，调整固定翼鸭舵的外部导转力矩，控制固定翼鸭舵的滚转姿态，实现迫击炮弹的落点偏差修正；而且，相对于现有技术中的十字鸭舵内部采用的双舵机，本发明中的控制系统的成本更低廉，占用控制舱的体积更小，可以大幅降低迫击炮弹控制舱的成本和体积，具有费效比高的特点，非常适合于常规弹药的制导化改造。
另外，在本发明的上述控制系统中，还可以进一步地将现有技术中的迫击炮弹的群式尾翼更改为斜切尾翼，使得迫击炮弹弹体为双旋弹体，通过该斜切尾翼提供的导转力矩带动弹体滚转，并通过固定翼鸭舵与弹体之间的差动转速，使固定翼鸭舵内部的永磁电机发电，因此可以取消控制组件的供电电池，从而可以大大提高费效比和控制可靠性，并大幅减小了控制舱的体积和成本。
此外，在本发明的上述控制系统中，还可以进一步地取消在弹体上安装6自由度IMU惯组模块，而代之以GPS接收机和X轴陀螺仪，通过GPS接收机和X轴陀螺仪实现迫击炮弹质心运动和绕质心运动的信息采集，根据3自由度绕质心运动信息，通过制导控制算法，调整固定翼鸭舵滚转控制组件的电磁力矩Mg输入量，实现鸭舵内部滚转阻尼力矩的实时控制，并可以进一步降低控制系统的成本。
附图说明
图1为本发明实施例中的控制系统的结构示意图。
图2为本发明实施例中的固定翼鸭舵和控制组件的结构示意图。
图3为本发明实施例中的控制系统的原理示意图。
图4为本发明实施例中的控制电路的结构示意图。
图5为本发明实施例中的质心运动信息在基准坐标系Cx1y1z1和发射坐标系OXEYEZE中的投影示意图。
图6为本发明的一个实施例中的控制系统的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。
本实施例提供了一种设置在弹体上的控制系统，从而可以大幅降低迫击炮弹控制舱的成本和体积，大大提高费效比。
图1为本发明实施例中的控制系统的结构示意图，图2为本发明实施例中的固定翼鸭舵和控制组件的结构示意图，图3为本发明实施例中的控制系统的原理示意图。如图1～3所示，本发明实施例中的设置在弹体上的控制系统主要包括：固定翼鸭舵和控制组件；
所述控制组件设置在弹体前部的控制舱处，所述控制组件包括：永磁电机和用于控制永磁电机的控制器(图2中未示出)；
所述永磁电机包括：转子、定子和轴承；所述定子固定在弹体纵轴上，所述转子设置在所述定子的外围；所述转子和定子通过轴承连接；
所述控制器设置在所述控制舱内，通过控制电路与所述永磁电机连接；
所述固定翼鸭舵设置在所述转子的外壁上；
所述固定翼鸭舵包括：两对固定舵角的舵片；其中，一对舵片的偏转方向相反(例如，图1中滚转舵片1和舵片3)，用于提供鸭舵反向旋转所需的外部气动导转力矩；另一对舵片的偏转方向相同(例如，图1中俯仰舵片2和舵片4)，用于提供弹体姿态调整的气动控制力矩矢量。
在上述的控制系统中，由于将传统弹体上的鸭舵改装为固定翼鸭舵，而该固定翼鸭舵可通过内部的轴承绕弹体纵轴旋转，在弹体固定坐标系CxBPFyBPFZBPF中，当固定翼鸭舵的滚转角速度为零时，固定翼鸭舵相对弹体纵轴静止。此时，固定翼鸭舵的俯仰舵片产生鸭舵气动控制力，考虑绕质心运动，可以得到鸭舵气动控制力矩。由于迫击炮弹为静稳定弹，因此弹体压心在全弹质心之后，考虑弹体绕质心的动力学方程，可知弹体静力矩和鸭舵气动控制力矩能够满足力矩平衡条件，使迫击炮弹产生相应的合成攻角αT，考虑全弹质心运动的动力学方程，可知弹体纵轴向鸭舵气动力矢量方向移动。
由于固定翼鸭舵内部的控制组件中包括一个永磁电机，而该永磁电机的转子的外壁上就设置有固定翼鸭舵，永磁电机的定子固定在弹体纵轴上，转子与定子之间通过轴承连接。因此，相对于现有技术中的十字鸭舵内部采用的双舵机，上述固定翼鸭舵的控制机构的成本更低廉，占用控制舱的体积更小。
而且，上述永磁电机定子与转子之间的电磁力矩提供了固定翼鸭舵绕弹体纵轴正向旋转的阻尼力矩，固定翼鸭舵滚转舵片产生的气动导转力矩提供了固定翼鸭舵绕弹体纵轴反向旋转的外部力矩，如图2所示。根据鸭舵绕弹体纵轴转动的动力学方程可知，通过调节永磁电机内部的电磁力矩大小，就可以控制固定翼鸭舵的滚转姿态。
根据迫击炮弹的工作原理可知，弹体纵轴指向目标射点时，迫击炮弹可以命中目标。因此，通过调节固定翼鸭舵绕弹体纵轴的滚转角φN，使鸭舵控制力矢量方向始终指向目标射点，即可保证弹体纵轴的指向位置逐渐靠近目标射点位置，最终使迫击炮弹命中目标。
较佳的，在本发明的具体实施例中，所述永磁电机为：三相永磁电机。
另外，在本发明的技术方案中，可以使用多种形式的控制电路来控制上述的永磁电机。以下将以其中的一种具体实现形式为例，对本发明的技术方案进行介绍。
例如，较佳的，图4为本发明实施例中的控制电路的结构示意图，如图4所示，在本发明的具体实施例中，所述控制电路包括：电子负载、整流模块和运算放大器；上述电子负载、整流模块与三相永磁电机可以构成电枢电流Iarmature的控制闭环回路；
其中，所述电子负载包括：功率场效应管IRF3710和采样电阻R1；
所述功率场效应管IRF3710的D端与整流模块的正端，即直流电枢电压Uarmature的正端连接；所述功率场效应管IRF3710的S端与采样电阻R1连接；所述功率场效应管IRF3710的G端与运算放大器OP27的输出端连接；所述采样电阻R1的另一端与整流模块的负端连接；
所述运算放大器的负端与所述功率场效应管IRF3710的S端连接；所述运算放大器的正端与控制器连接；
所述整流模块的三个输出端分别与永磁电机的三相A、B和C连接。
另外，较佳的，在本发明的具体实施例中，所述整流模块为：三相整流桥。
根据上述的控制电路的结构可知，上述控制电路中的整流模块可以将三相电转换为电子负载输入端的直流电枢电压Uarmature，作为电枢电流Iarmature的能量来源。功率场效应管IRF3710、采样电阻R1、整流模块和永磁电机构成永磁电机电枢电流的闭环回路。其中，永磁电机的A相通过整流模块输出电枢电流到场效应管IRF3710的D端，通过控制功率场效应管IRF3710的G端的导通量，即可调节电枢电流的大小，随后通过功率场效应管IRF3710的S端输出电枢电流，利用整流模块输入到永磁电机的B相。通过增大电枢电流，进而增大永磁电机内部A相和B相之间的电磁转矩，从而增大固定翼鸭舵内部的滚转阻尼力矩以达到降低永磁电机转子转速的目的，实现设置在永磁电机转子外壁上的固定翼鸭舵的转速控制。
更进一步的，在本发明的较佳具体实施例中，所述控制系统还可以进一步包括：斜切尾翼；
所述斜切尾翼设置在弹体的尾部。
在本发明的技术方案中，可以将现有技术中的迫击炮弹的群式尾翼更改为斜切尾翼，使得迫击炮弹弹体为双旋弹体。通过该斜切尾翼提供的导转力矩带动弹体滚转，从而通过固定翼鸭舵与弹体之间的差动转速，使固定翼鸭舵内部的永磁电机发电(产生电磁力矩Mg)，为设置在控制舱(例如，二维修正控制舱)内部的控制组件提供能量来源，并利用鸭舵外部导转力矩LF和内部电磁力矩Mg的动力学关系，实现鸭舵控制力矢量方向的调整。因此，在设置了上述斜切尾翼之后，可以取消控制组件的供电电池，从而可以大大提高费效比和控制可靠性，并大幅减小了控制舱的体积和成本。
再进一步的，为了进一步降低整个控制系统的成本，还可以取消在弹体上安装6自由度IMU惯组模块，而代之以GPS接收机和X轴陀螺仪。
例如，较佳的，图6为本发明的一个实施例中的控制系统的结构示意图，如图6所示，在本发明的具体实施例中，所述控制系统还可以进一步包括：GPS接收机和X轴陀螺仪；
所述GPS接收机，用于接收卫星定位信息，并根据卫星定位信息计算得到弹体质心运动的位置和速度信息、弹体绕质心运动的俯仰角和偏航角；
例如，双旋弹质心运动的位置(xE,yE,zE)和速度信息可以通过GPS接收机解算卫星定位信息中的伪距和伪距变率得到；
再例如，双旋弹绕质心运动的俯仰角θ和偏航角Ψ可以通过速度矢量的投影近似求取，如图5所示。
所述X轴陀螺仪，用于测量所述固定翼鸭舵的滚转角速度。
如图4所示，由于迫击炮弹为静稳定弹，因此弹体纵轴始终绕质心向飞行速度矢量方向运动，因此飞行控制过程中，并不需要精确的弹体飞行姿态信息用于飞行稳定的控制。在本发明的技术方案中，为了降低2维控制舱的成本，可以不在弹体上安装6自由度IMU惯导模块，而是通过上述的GPS接收机和X轴陀螺仪实现迫击炮弹质心运动和绕质心运动的信息采集，并通过速度矢量投影信息计算速度倾角θGPS和速度偏航角ΨGPS，飞行过程中近似为双旋弹绕质心运动的俯仰角θ和偏航角Ψ。
例如，较佳的，在本发明的具体实施例中，速度倾角θGPS和速度偏航角ΨGPS可以通过如下所述的公式计算得到：
较佳的，在本发明的具体实施例中，X轴陀螺仪和控制器(例如，控制处理器)之间可以采用无线通信方式进行数据通信，
在弹体固定坐标系下，鸭舵绕弹体纵轴转动的运动学方程如下，通过下式能够实时积分求取鸭舵绕弹体纵轴的滚转角φN：
其中，φN为固定翼鸭舵相对弹体纵轴的滚转角；ωFx为X轴陀螺仪测量的鸭舵角速度；为小量，近似为零。
因此，通过上述的GPS接收机和X轴陀螺仪，可以实现迫击炮弹质心运动和绕质心运动的信息采集，根据3自由度绕质心运动信息，通过制导控制算法，调整固定翼鸭舵滚转控制组件的电磁力矩Mg输入量，实现鸭舵内部滚转阻尼力矩的实时控制，并可以进一步降低控制系统的成本。
另外，如图6所示，较佳的，在本发明的一个具体实施例中，所述控制器包括：第一采集模块、无线数据采集模块、姿态计算模块和制导控制模块；
其中，所述第一采集模块，用于接收GPS接收机接收到的信息，并采集斜切尾翼的尾翼导转力矩；并将接收和采集的信息发送给所述姿态计算模块；
所述无线数据采集模块，用于接收X轴陀螺仪采集到的固定翼鸭舵的滚转角速度，并将接收的固定翼鸭舵的滚转角速度发送给所述姿态计算模块；
所述姿态计算模块，用于根据接收到的信息计算弹体的姿态数据，并将姿态数据发送给制导控制模块；
所述制导控制模块，用于根据接收到的姿态数据向控制组件发送控制指令，使得所述控制组件根据所述控制指令调整固定翼鸭舵的外部导转力矩，以调整弹体的姿态。
综上可知，在本发明中的设置在弹体上的控制系统中，由于将传统弹体上的鸭舵改装为固定翼鸭舵，并设置了相应的控制组件，而该固定翼鸭舵可通过内部的永磁电机的轴承绕弹体纵轴旋转，从而可以通过调节永磁电机内部的电磁力矩大小，调整固定翼鸭舵的外部导转力矩，控制固定翼鸭舵的滚转姿态，实现迫击炮弹的落点偏差修正；而且，相对于现有技术中的十字鸭舵内部采用的双舵机，本发明中的控制系统的成本更低廉，占用控制舱的体积更小，可以大幅降低迫击炮弹控制舱的成本和体积，具有费效比高的特点，非常适合于常规弹药的制导化改造。
另外，在本发明的上述控制系统中，还可以进一步地将现有技术中的迫击炮弹的群式尾翼更改为斜切尾翼，使得迫击炮弹弹体为双旋弹体，通过该斜切尾翼提供的导转力矩带动弹体滚转，并通过固定翼鸭舵与弹体之间的差动转速，使固定翼鸭舵内部的永磁电机发电，因此可以取消控制组件的供电电池，从而可以大大提高费效比和控制可靠性，并大幅减小了控制舱的体积和成本。
此外，在本发明的上述控制系统中，还可以进一步地取消在弹体上安装6自由度IMU惯组模块，而代之以GPS接收机和X轴陀螺仪，通过GPS接收机和X轴陀螺仪实现迫击炮弹质心运动和绕质心运动的信息采集，根据3自由度绕质心运动信息，通过制导控制算法，调整固定翼鸭舵滚转控制组件的电磁力矩Mg输入量，实现鸭舵内部滚转阻尼力矩的实时控制，并可以进一步降低控制系统的成本。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明保护的范围之内。

Claims (7)

1.一种设置在弹体上的控制系统，其特征在于，该控制系统包括：固定翼鸭舵和控制组件；
所述控制组件设置在弹体前部的控制舱处，所述控制组件包括：永磁电机和用于控制永磁电机的控制器；
所述永磁电机包括：转子、定子和轴承；所述定子固定在弹体纵轴上，所述转子设置在所述定子的外围；所述转子和定子通过轴承连接；
所述控制器设置在所述控制舱内，通过控制电路与所述永磁电机连接；
所述固定翼鸭舵设置在所述转子的外壁上；
所述固定翼鸭舵包括：两对固定舵角的舵片；其中，一对舵片的偏转方向相反，用于提供鸭舵反向旋转所需的外部气动导转力矩；另一对舵片的偏转方向相同，用于提供弹体姿态调整的气动控制力矩矢量。
2.根据权利要求1所述的控制系统，其特征在于，所述控制电路包括：电子负载、整流模块和运算放大器；
所述电子负载包括功率场效应管和采样电阻，所述功率场效应管的D端分别与整流模块的输出端以及直流电枢电压连接；所述功率场效应管的S端与采样电阻连接；所述功率场效应管的G端与运算放大器的输出端连接；所述采样电阻的另一端与整流模块的负端连接；
所述运算放大器的负端与所述功率场效应管的S端连接；所述运算放大器的正端与控制器连接；
所述整流模块的三个输出端分别与永磁电机的三相A、B和C连接。
3.根据权利要求2所述的控制系统，其特征在于，所述控制系统还进一步包括：斜切尾翼；
所述斜切尾翼设置在弹体的尾部。
4.根据权利要求3所述的控制系统，其特征在于，所述控制系统还进一步包括：GPS接收机和X轴陀螺仪；
所述GPS接收机，用于接收卫星定位信息，并根据卫星定位信息计算得到弹体质心运动的位置和速度信息、弹体绕质心运动的俯仰角和偏航角；
所述X轴陀螺仪，用于测量所述固定翼鸭舵的滚转角速度。
5.根据权利要求4所述的控制系统，其特征在于，所述控制器包括：第一采集模块、无线数据采集模块、姿态计算模块和制导控制模块；
所述第一采集模块，用于接收GPS接收机接收到的信息，并采集斜切尾翼的尾翼导转力矩；并将接收和采集的信息发送给所述姿态计算模块；
所述无线数据采集模块，用于接收X轴陀螺仪采集到的固定翼鸭舵的滚转角速度，并将接收的固定翼鸭舵的滚转角速度发送给所述姿态计算模块；
所述姿态计算模块，用于根据接收到的信息计算弹体的姿态数据，并将姿态数据发送给制导控制模块；
所述制导控制模块，用于根据接收到的姿态数据向控制组件发送控制指令，使得所述控制组件根据所述控制指令调整固定翼鸭舵的外部导转力矩，以调整弹体的姿态。
6.根据权利要求1所述的控制系统，其特征在于：
所述永磁电机为三相永磁电机。
7.根据权利要求2所述的控制系统，其特征在于：
所述整流模块为三相整流桥。
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