CN109579617B - 鸭式气动布局导弹的滚转控制方法、系统及介质 - Google Patents

鸭式气动布局导弹的滚转控制方法、系统及介质 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种鸭式气动布局导弹的滚转控制方法、系统及介质，包括：滚转运动隔离步骤：利用分别与弹体的前段(11)和弹体的后段(12)固连的滚转陀螺测量前后相对运动转速，乘以电机反电动势系数获得反电动势，前馈到电机控制输入，实现前后段滚转运动隔离；滚转稳定控制步骤：令陀螺测量弹体前段滚转角速度，比例积分控制器根据获得的弹体前段滚转角速度形成反馈信号，再经控制增益调节和功率放大形成稳定控制输入，驱动电机输出控制力矩，实现弹体前段滚转稳定。本发明解决了鸭舵洗流的干扰力矩问题，同时通过反馈回路控制弹体前段滚转稳定，避免弹体旋转给制导控制组件工作带来的不利影响。

Description

鸭式气动布局导弹的滚转控制方法、系统及介质
技术领域
本发明涉及导弹控制领域，具体地，涉及一种鸭式气动布局导弹的滚转控制方法。
背景技术
鸭式气动布局是各类弹箭兵器所采用的一种重要气动布局方式，其控制执行机构在弹体的前段，有利于导弹总体的结构布局、简化设计；相比于正常式布局，鸭舵的响应速度快，舵偏产生正升力，控制效率更高。尽管如此，鸭舵的滚转控制效率低，舵面洗流作用于弹体尾翼产生扰动力矩，可能导致滚转控制反效，给鸭式气动布局导弹的总体设计带来很大困难。鸭式气动布局导弹的滚转控制方式主要由以下几种：
(1)使弹体飞行中绕纵轴旋转，滚转通道不控制，如美国的RAM舰空导弹、Stinger便携式防空导弹等，该方法对导弹的制导控制装置提出了特殊要求，必须能够在较大的弹体滚转速度下工作；
(2)尾翼安装陀螺舵对滚转运动进行被动阻尼(无伺服控制)，降低飞行中的滚转角速度，如美国的AIM-9 Sidewinder空空导弹，该方法仅适用于尾翼较大的情况；
(3)采用独立的滚转控制舵面，如俄罗斯的R-73空空导弹尾翼后沿增加了滚转舵、以色列的Python5空空导弹在俯仰鸭舵后增加了一对滚转控制表面，该方法的缺点是控制系统复杂；
(4)通过鸭舵进行三通道控制，通过自由滚转尾翼或尾段消除鸭舵洗流导致的滚转扰动力矩，如法国的Magic空空导弹、美国的GMLRS火箭弹，该方法具有一定优势，但鸭式三通道控制实现复杂，对于弹径较小的弹体设计困难。
因此，需要提出一种新的鸭式气动布局导弹滚转控制方案，集中发挥优势，达到以下4个目的：
(1)解决鸭舵洗流作用于尾翼引起的滚转干扰力矩；
(2)简化控制系统设计；
(3)能避免弹体旋转导致制导控制组件设计困难；
(4)适用于各类鸭式气动布局弹箭，特别是小弹径、筒式发射。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种鸭式气动布局导弹的滚转控制方法、系统及介质。
根据本发明提供的一种鸭式气动布局导弹的滚转控制方法，包括：
滚转运动隔离步骤：利用分别与弹体的前段和弹体的后段固连的滚转陀螺测量前后相对运动转速，乘以电机反电动势系数获得反电动势，前馈到电机控制输入，实现前后段滚转运动隔离；
滚转稳定控制步骤：令陀螺测量弹体前段滚转角速度，比例积分控制器根据获得的弹体前段滚转角速度形成反馈信号，再经控制增益调节和功率放大形成稳定控制输入，驱动电机输出控制力矩，实现弹体前段滚转稳定。
优选地，所述弹体包括：
前段、后段、鸭舵系统、尾翼、电机的转子、定子、导电滑环；
鸭舵系统设置于前段上，尾翼设置于后段；
前段和后段通过电机伺服控制装置连接；
电机的转子与前段连接，定子与后段连接,前段和后段通过导电滑环进行电信号传输。
优选地，所述滚转运动隔离步骤：
与弹体后段固连的陀螺A测量输出弹体后段的滚转角速度，与弹体前段固连的陀螺B测量输出弹体前段的滚转角速度，根据滚转角速度与滚转角速度获得角速度之差，根据角速度之差获得前后段转速差n；
根据电机控制原理，获得电机反电动势，电机反电动势计算公式如下：
E＝kEn
其中，
n为前后段转速差；
kE为电机反电动势系数；
E为反电动势；
根据反电动势E形成前馈控制输入信号；
根据前馈控制输入信号，将反电动势E前馈到电机输入，使得弹体前段与后段的滚转运动隔离。
优选地，所述滚转稳定控制步骤：
陀螺B测量输出弹体前段的滚转角速度，经过PI控制器形成反馈信号，反馈信号与输入点的控制指令结合后，再经过控制增益调节和功率放大形成稳定控制输入信号，电动机根据稳定控制输入信号及前馈控制输入信号输出力矩，力矩与扰动输入点扰动力矩结合后输入至前段，经前段负载特性作用后输出至输出点；
所述PI控制器经过比例积分形成反馈信号，所述比例积分公式如下：
Figure GDA0002632059210000031
其中，
kP表示比例环节增益；
kI表示积分环节增益；
s表示传递函数；
所述电动机将稳定控制输入信号及前馈控制输入信号通过电机传递函数输出力矩，所述电机传递函数如下：
Figure GDA0002632059210000032
其中，
kM表示电机增益；
TM表示电机时间常数；
s表示传递函数；
所述前段负载特性如下：
Figure GDA0002632059210000033
其中，
kN表示弹体响应增益；
TN表示弹体响应时间常数；
s表示传递函数；
指令输入点到输出点的传递函数如下：
Figure GDA0002632059210000041
其中，
kA表示控制增益和功放增益的乘积；
扰动输入点到输出点的传递函数如下：
Figure GDA0002632059210000042
对于斜坡输入和斜坡扰动输入，输出为常值，其值分别为输入斜率的1kI和1/(kAkMkI)；
在稳定控制回路作用下，使得弹体前段滚转稳定。
根据本发明提供的一种存储有计算机程序的计算机可读存储介质，所述计算机程序被处理器执行时实现上述任一项所述的鸭式气动布局导弹的滚转控制方法的步骤。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明将导弹分为前后两段，包含鸭舵系统的制导控制装置安装在弹体前段，尾翼安装在弹体后段，前后段通过电机伺服控制连接，通过前馈回路实现了弹体前后段滚转运动隔离，允许后段在导弹飞行中自由滚转，解决了鸭舵洗流的干扰力矩问题，同时通过反馈回路控制弹体前段滚转稳定，避免弹体旋转给制导控制组件工作带来的不利影响；鸭舵系统仅需执行俯仰和偏航运动控制，简化了控制系统设计。
2、本发明有利于导弹小型化和低成本设计，特别适用于采用筒式发射的中小型导弹。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1是一种鸭式气动布局导弹的滚转控制原理示意图。
图2是一种鸭式气动布局导弹的滚转控制方法示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
根据本发明提供的一种鸭式气动布局导弹的滚转控制方法，包括：
滚转运动隔离步骤：利用分别与弹体的前段11和弹体的后段12固连的滚转陀螺测量前后相对运动转速，乘以电机反电动势系数获得反电动势，前馈到电机控制输入，实现前后段滚转运动隔离；
滚转稳定控制步骤：令陀螺测量弹体前段滚转角速度，比例积分控制器根据获得的弹体前段滚转角速度形成反馈信号，再经控制增益调节和功率放大形成稳定控制输入，驱动电机输出控制力矩，实现弹体前段滚转稳定。
具体地，所述弹体包括：
前段11、后段12、鸭舵系统13、尾翼14、电机的转子15、定子16、导电滑环17；
鸭舵系统13设置于前段11上，尾翼14设置于后段12；
前段11和后段12通过电机伺服控制装置连接；
电机的转子15与前段11连接，定子16与后段12连接,前段11和后段12通过导电滑环17进行电信号传输。
具体地，所述滚转运动隔离步骤：
与弹体后段12固连的陀螺A测量输出弹体后段的滚转角速度3，与弹体前段11固连的陀螺B测量输出弹体前段的滚转角速度4，根据滚转角速度3与滚转角速度4获得角速度之差5，根据角速度之差5获得前后段转速差n；
根据电机控制原理，获得电机反电动势，电机反电动势计算公式如下：
E＝kEn
其中，
n为前后段转速差；
kE为电机反电动势系数；
E为反电动势；
根据反电动势E形成前馈控制输入信号6；
根据前馈控制输入信号6，将反电动势E前馈到电机输入，使得弹体前段11与后段12的滚转运动隔离。
具体地，所述滚转稳定控制步骤：
陀螺B测量输出弹体前段的滚转角速度4，经过PI控制器形成反馈信号，反馈信号与输入点9的控制指令结合后，再经过控制增益调节和功率放大形成稳定控制输入信号7，电动机根据稳定控制输入信号7及前馈控制输入信号6输出力矩8，力矩8与扰动输入点17扰动力矩结合后输入至前段11，经前段负载特性作用后输出至输出点10；
所述PI控制器经过比例积分形成反馈信号，所述比例积分公式如下：
Figure GDA0002632059210000061
其中，
kP表示比例环节增益；
kI表示积分环节增益；
s表示传递函数；
所述电动机将稳定控制输入信号7及前馈控制输入信号6通过电机传递函数输出力矩8，所述电机传递函数如下：
Figure GDA0002632059210000062
其中，
kM表示电机增益；
TM表示电机时间常数；
s表示传递函数；
所述前段负载特性如下：
Figure GDA0002632059210000063
其中，
kN表示弹体响应增益；
TN表示弹体响应时间常数；
s表示传递函数；
指令输入点9到输出点10的传递函数如下：
Figure GDA0002632059210000064
其中，
kA表示控制增益和功放增益的乘积；
扰动输入点17到输出点10的传递函数如下：
Figure GDA0002632059210000071
对于斜坡输入和斜坡扰动输入，输出为常值，其值分别为输入斜率的1/kI和1/(kAkMkI)；
在稳定控制回路2作用下，使得弹体前段滚转稳定。
本发明提供的鸭式气动布局导弹的滚转控制系统，可以通过本发明给的鸭式气动布局导弹的滚转控制方法的步骤流程实现。本领域技术人员可以将所述鸭式气动布局导弹的滚转控制方法，理解为所述鸭式气动布局导弹的滚转控制系统的一个优选例。
根据本发明提供的一种存储有计算机程序的计算机可读存储介质，所述计算机程序被处理器执行时实现上述任一项所述的鸭式气动布局导弹的滚转控制方法的步骤。
下面通过优选例，对本发明进行更为具体地说明。
实施例1：
如图1、图2所示，本实施例的一种鸭式气动布局导弹的滚转控制方法将导弹分为前段11和后段12两部分，包含鸭舵系统13的制导控制装置安装在弹体前段11，尾翼14安装在弹体后段12；弹体前段11和后段12通过电机伺服控制连接，电机的转子15与弹体前段11固连，定子16与弹体后段12固连,前后段通过导电滑环17进行电信号传输。
电机伺服控制通过滚转隔离回路1和稳定控制回路2实现以下两个目标：
1)隔离弹体前后段的滚转运动；
2)控制弹体前段滚转稳定。
具体实现方法如下。
与弹体后段12固连的陀螺A测量输出弹体后段的滚转角速度3，与弹体前段11固连的陀螺B测量输出弹体前段的滚转角速度4，两个角速度之差5即为前后段的相对滚转运动，也是电机的转速。根据电机控制原理，电机反电动势正比于转速
E＝kEn
其中E表示电机反电动势；
kE表示电机反电动势系数；
n表示电机转速。
因此可以通过前后段转速差n乘以反电动势系数kE得到反电动势E，形成前馈控制输入信号6。
电机方程
Figure GDA0002632059210000081
T＝kTi
其中U为输入电压；
i表示电流；
R表示线圈电阻；
L表示线圈电感；
Figure GDA0002632059210000082
表示电流对时间的导数；
T表示电机输出力矩；
kT表示电机力矩系数。
可知，当U＝E时，电机线圈电流i为0，输出力矩T为0，即滚转隔离回路1可以隔离弹体前后段的相对滚转运动。
陀螺B测量输出弹体前段的滚转角速度4经过PI控制器形成反馈信号，再经过控制增益调节和功率放大形成稳定控制输入信号7，定义稳定控制输入为ΔU，则电机输入U＝ΔU+E，根据电机方程可推导得到
Figure GDA0002632059210000083
其中ΔU表示输入电压；
Figure GDA0002632059210000084
表示输出力矩对时间的导数；
R表示线圈电阻；
L表示线圈电感；
T表示电机输出力矩；
kT表示电机力矩系数。
即电机输出力矩8由稳定控制输入7决定。
定义电机传递函数
Figure GDA0002632059210000085
其中kM表示电机增益；
TM表示电机时间常数；
s表示传递函数。
弹体前段负载特性
Figure GDA0002632059210000091
其中kN表示弹体响应增益；
TN表示弹体响应时间常数；
s表示传递函数。
比例积分环节
Figure GDA0002632059210000092
其中kP表示比例环节增益；
kI表示积分环节增益；
s表示传递函数。
可推导指令输入点9到输出点10的传递函数为
Figure GDA0002632059210000093
其中kA表示控制增益和功放增益的乘积。
扰动输入到输出点10的传递函数为
Figure GDA0002632059210000094
可见系统对于常值输入和常值扰动输入，输出为0；对于斜坡输入和斜坡扰动输入，输出为常值，其值分别为输入斜率的1/kI和1/(kAkMkI)。因此，在稳定控制回路2作用下，可使得弹体前段滚转稳定。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (5)

1.一种鸭式气动布局导弹的滚转控制方法，其特征在于，包括：
滚转运动隔离步骤：利用分别与弹体的前段(11)和弹体的后段(12)固连的滚转陀螺测量前后相对运动转速，乘以电机反电动势系数获得反电动势，前馈到电机控制输入，实现前后段滚转运动隔离；
滚转稳定控制步骤：令陀螺测量弹体前段滚转角速度，比例积分控制器根据获得的弹体前段滚转角速度形成反馈信号，再经控制增益调节和功率放大形成稳定控制输入，驱动电机输出控制力矩，实现弹体前段滚转稳定。
2.根据权利要求1所述的鸭式气动布局导弹的滚转控制方法，其特征在于，所述弹体包括：
前段(11)、后段(12)、鸭舵系统(13)、尾翼(14)、电机的转子(15)、定子(16)、导电滑环(17)；
鸭舵系统(13)设置于前段(11)上，尾翼(14)设置于后段(12)；
前段(11)和后段(12)通过电机伺服控制装置连接；
电机的转子(15)与前段(11)连接，定子(16)与后段(12)连接,前段(11)和后段(12)通过导电滑环(17)进行电信号传输。
3.根据权利要求2所述的鸭式气动布局导弹的滚转控制方法，其特征在于，所述滚转运动隔离步骤：
与弹体后段(12)固连的陀螺A测量输出弹体后段的滚转角速度(3)，与弹体前段(11)固连的陀螺B测量输出弹体前段的滚转角速度(4)，根据滚转角速度(3)与滚转角速度(4)获得角速度之差(5)，根据角速度之差(5)获得前后段转速差n；
根据电机控制原理，获得电机反电动势，电机反电动势计算公式如下：
E＝kEn
其中，
n为前后段转速差；
kE为电机反电动势系数；
E为反电动势；
根据反电动势E形成前馈控制输入信号(6)；
根据前馈控制输入信号(6)，将反电动势E前馈到电机输入，使得弹体前段(11)与后段(12)的滚转运动隔离。
4.根据权利要求3所述的鸭式气动布局导弹的滚转控制方法，其特征在于，所述滚转稳定控制步骤：
陀螺B测量输出弹体前段的滚转角速度(4)，经过PI控制器形成反馈信号，反馈信号与输入点(9)的控制指令结合后，再经过控制增益调节和功率放大形成稳定控制输入信号(7)，电动机根据稳定控制输入信号(7)及前馈控制输入信号(6)输出力矩(8)，力矩(8)与扰动输入点(17)扰动力矩结合后输入至前段(11)，经前段负载特性作用后输出至输出点(10)；
所述PI控制器经过比例积分形成反馈信号，所述比例积分公式如下：
Figure FDA0002632059200000021
其中，
kP表示比例环节增益；
kI表示积分环节增益；
s表示传递函数；
所述电动机将稳定控制输入信号(7)及前馈控制输入信号(6)通过电机传递函数输出力矩(8)，所述电机传递函数如下：
Figure FDA0002632059200000022
其中，
kM表示电机增益；
TM表示电机时间常数；
s表示传递函数；
所述前段负载特性如下：
Figure FDA0002632059200000023
其中，
kN表示弹体响应增益；
TN表示弹体响应时间常数；
s表示传递函数；
指令输入点(9)到输出点(10)的传递函数如下：
Figure FDA0002632059200000031
其中，
kA表示控制增益和功放增益的乘积；
扰动输入点(17)到输出点(10)的传递函数如下：
Figure FDA0002632059200000032
对于斜坡输入和斜坡扰动输入，输出为常值，其值分别为输入斜率的1/kI和1/(kAkMkI)；
在稳定控制回路(2)作用下，使得弹体前段滚转稳定。
5.一种存储有计算机程序的计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至4中任一项所述的鸭式气动布局导弹的滚转控制方法的步骤。
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