CN109612675A - 全弹伺服气弹稳定性验证地面试验方法 - Google Patents

全弹伺服气弹稳定性验证地面试验方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及导弹飞行控制技术领域，公开了一种全弹伺服气弹稳定性验证地面试验方法。该方法包括：S100，创建全弹控制系统半实物仿真试验环境；S102，仿真机接收到T0信号后，根据飞行器的数学模型和实际的舵反馈信号实时仿真计算飞行器相关的飞行参数；S104，接口机将仿真计算的飞行参数与实际测量的飞行参数叠加并转发给综控机；S106，所述综控机接收到T0信号后，根据叠加后的参数和对应的控制规律解算舵控信号；S108，舵机根据所述舵控信号控制舵面偏转并将舵反馈信号通过所述接口机发送至所述仿真机，返回至S102。由此，可以为飞行器提供全弹控制系统半实物仿真试验环境，并在该环境下对全弹伺服气弹稳定性进行验证。

Description

全弹伺服气弹稳定性验证地面试验方法
技术领域
本发明涉及导弹飞行控制技术领域，尤其涉及一种全弹伺服气弹稳定性验证地面试验方法。
背景技术
高超声速飞行器在结构上普遍采用轻质多功能材料，具有结构质量系数非常小的特点，气动外形一般采用细长体、升力体或乘波体构型。另外，高超声速飞行器在飞行过程中，质量惯量大幅度变化，飞行器固有动态特性相应的发生较大变化；跨大空域、大速域的飞行器，使得气动力特性和动压剧烈变化；高超声速气动加热的影响，也使得弹性模量随温度升高而下降；以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器，气动、动力、结构、控制之间耦合严重。这些特点都给高超声速飞行器的伺服气动弹性问题带来了严峻挑战。为了保证结构安全和飞行性能，防止飞行器在飞行包线范围内发生伺服气动弹性失稳，迫切需要对高超声速飞行器伺服气动弹性问题进行机理分析和工程方法研究，同时也对地面验证试验提出了迫切的需求。
当前飞机全机地面结构耦合试验已成为飞机气动伺服弹性稳定性研究中一项常规的地面试验手段，沈飞在2000年还首次开展了飞机的气动伺服弹性风洞试验，开创了气动伺服弹性研究全面地面试验的先河，但有翼导弹及类似导弹飞行器的气动伺服弹性稳定性研究多采用理论分析方式，尚没有关于地面试验的记载。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种全弹伺服气弹稳定性验证地面试验方法，能够解决上述现有技术的问题。
本发明的技术解决方案：一种全弹伺服气弹稳定性验证地面试验方法，其中，该方法包括：
S100，创建全弹控制系统半实物仿真试验环境；
S102，仿真机接收到T0信号后，根据飞行器的数学模型和实际的舵反馈信号实时仿真计算飞行器相关的飞行参数；
S104，接口机将仿真计算的飞行参数与实际测量的飞行参数叠加并转发给综控机；
S106，所述综控机接收到T0信号后，根据叠加后的参数和对应的控制规律解算舵控信号；
S108，舵机根据所述舵控信号控制舵面偏转并将舵反馈信号通过所述接口机发送至所述仿真机，返回至S102。
优选地，在S104之前，该方法还包括：
所述接口机对实际测量的飞行参数进行成倍放大，并基于成倍放大后的飞行参数执行S104至S108。
优选地，仿真计算的飞行参数包括速度、位置、加速度和姿态信息。
优选地，所述实际测量的飞行参数通过惯导和速率陀螺测得。
优选地，创建全弹控制系统半实物仿真试验环境包括：
通过多组橡皮绳将飞行器水平悬吊在吊梁上，以使飞行器在试验时处于自由-自由状态。
通过上述技术方案，可以为飞行器(导弹)提供全弹控制系统半实物仿真试验环境，并在该环境下对全弹伺服气弹稳定性进行验证，为后续导弹伺服气弹稳定性地面试验验证方法提供有益借鉴。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的一种全弹伺服气弹稳定性验证地面试验方法的流程图；
图2为本发明实施例提供的一种全弹伺服气弹稳定性验证地面试验中仿真机、接口机与弹上信号传输关系示意图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。
图1为本发明实施例提供的一种全弹伺服气弹稳定性验证地面试验方法的流程图。
如图1所示，本发明实施例提供了一种全弹伺服气弹稳定性验证地面试验方法，其中，该方法可以包括：
S100，创建全弹控制系统半实物仿真试验环境；
S102，仿真机接收到T0信号(起飞零点信号)后，根据飞行器的数学模型和实际的舵反馈信号实时仿真计算飞行器相关的飞行参数；
举例来讲，数学模型可以包括弹性体导弹运动学、动力学模型等。实际的舵反馈信号可以通过接口机(接口计算机)转发给仿真机。仿真计算的飞行参数可以通过光线发送给接口机。
S104，接口机将仿真计算的飞行参数与实际测量的飞行参数叠加并转发给综控机；
也就是，接口机可以将控制舵面作用下的弹体弹性信号(实际测量的飞行参数)与仿真机解算的刚体信号(仿真计算的飞行参数)进行叠加，模拟真实飞行过程中的弹体响应。
S106，所述综控机接收到T0信号后，根据叠加后的参数和对应的控制规律解算舵控信号；
举例来讲，控制规律例如可以包括叠加后的参数和舵控信号的对应关系，本发明不对此进行限定。
S108，舵机根据所述舵控信号控制舵面偏转并将舵反馈信号通过所述接口机发送至所述仿真机，返回至S102。
也就是，舵机实际的舵反馈信号送给仿真机进行刚体运动学、动力学解算，整个流程形成考虑刚体、弹性体后的闭环仿真。
举例来讲，在S108中将舵反馈信号通过所述接口机发送至所述仿真机后，仿真机可以根据舵反馈信号进行气动力和运动参数等的解算，同时舵面偏转使得实际测量的飞行参数(例如，惯导、速率陀螺敏感到角度、角速度信号)发生变化，仿真机解算信号和惯导、速率陀螺敏感的角度、角速度信号通过接口机组合后，发送给综控机，从而开始下一周期的闭环控制解算。
其中，T0信号可以在发控流程运行完毕后，由测试设备(自动化测试系统)发给综控机和仿真机，开始模拟导弹飞行。
举例来讲，通过创建一个基于全弹的控制系统半实物仿真试验环境，可以在所创建的环境下通过仿真机、接口机和综控机之间的交互控制尽可能真实地模拟导弹在飞行过程中由于舵面偏转引起的弹性振动(即，模拟弹性信号)，进而可以对模拟的弹性振动进行观察，基于观察结果验证在基准弹性信号下控制系统的稳定性(例如，飞行器的抖动在允许的范围内、舵机工作电流正常，则验证控制系统的稳定性为稳定；飞行器的抖动超出允许的范围内、舵机工作电流急剧增大接近其限幅值，则验证控制系统的稳定性为不稳定)。
通过上述技术方案，可以为飞行器(导弹)提供全弹控制系统半实物仿真试验环境，并在该环境下对全弹伺服气弹稳定性进行验证，为后续导弹伺服气弹稳定性地面试验验证方法提供有益借鉴。
图2为本发明实施例提供的一种全弹伺服气弹稳定性验证地面试验中仿真机、接口机与弹上信号传输关系示意图。
如图2所示，对于仿真机10、接口机12和综控机14而言，可以首先通过地面电缆对弹上电缆实现转接(例如，将接到飞行器16上的综控机14的X201插座上的电缆进行分叉，先与接口机12进行连接；由接口机12实现弹上各设备实测信号与接口机模拟信号的组合后，再与综控机14的X201插座进行连接)，测控地面站18与飞行器16通信，在保证不更改弹上电缆的情况下，将弹上设备与仿真试验设备(仿真机10和接口机12)连接在一起。在流程运行到T0后，通过仿真机10、接口机12及弹上设备的共同作用下，完成控制系统闭环仿真试验。
其中，测试设备20(自动化测试系统)与综控机14和仿真机10连接，向综控机14和仿真机10发送T0信号。飞行器16可以水平悬吊在吊梁22上。
根据本发明一种实施例，在S104之前，该方法还可以包括：
所述接口机对实际测量的飞行参数进行成倍放大，并基于成倍放大后的飞行参数执行S104至S108。
也就是，根据本发明一种实施例，可以开展弹性信号放大数倍下的典型弹道仿真试验：可以将惯导、速率陀螺敏感的角速度信号(即，实际测量的飞行参数)放大数倍后与仿真机计算的飞行参数叠加进行闭环控制仿真，进而观察系统响应，以此判断系统的稳定裕度如何。
举例来讲，在试验过程中，弹性信号倍数可以不断增大，从而可以摸清伺服气弹稳定性的边界。当参数达到一定范围、飞行器出现发散趋势时，或者倍数放大到很大系统仍然稳定，则可以停止试验过程，由此可以基本摸清伺服弹性稳定性边界。
其中，本领域技术人员可以根据实际情况确定具体需要放大的倍数，本发明不对此进行限定。
根据本发明一种实施例，仿真计算的飞行参数包括速度、位置、加速度和姿态信息。
根据本发明一种实施例，所述实际测量的飞行参数可以通过惯导和速率陀螺测得。
根据本发明一种实施例，创建全弹控制系统半实物仿真试验环境包括：
通过多组橡皮绳将飞行器水平悬吊在吊梁上，以使飞行器在试验时处于自由-自由状态(如图2所示)。
也就是，可以与通常模态试验时保持一致，用多组橡皮绳水平悬吊导弹，在试验时模拟导弹自由-自由状态，以便于近似真实反映飞行过程中导弹的结构动力学特性。
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
本发明以上的方法可以由硬件实现，也可以由硬件结合软件实现。本发明涉及这样的计算机可读程序，当该程序被逻辑部件所执行时，能够使该逻辑部件实现上文所述的装置或构成部件，或使该逻辑部件实现上文所述的各种方法或步骤。本发明还涉及用于存储以上程序的存储介质，如硬盘、磁盘、光盘、DVD、flash存储器等。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (5)

1.一种全弹伺服气弹稳定性验证地面试验方法，其特征在于，该方法包括：
S100，创建全弹控制系统半实物仿真试验环境；
S102，仿真机接收到T0信号后，根据飞行器的数学模型和实际的舵反馈信号实时仿真计算飞行器相关的飞行参数；
S104，接口机将仿真计算的飞行参数与实际测量的飞行参数叠加并转发给综控机；
S106，所述综控机接收到T0信号后，根据叠加后的参数和对应的控制规律解算舵控信号；
S108，舵机根据所述舵控信号控制舵面偏转并将舵反馈信号通过所述接口机发送至所述仿真机，返回至S102。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在S104之前，该方法还包括：
所述接口机对实际测量的飞行参数进行成倍放大，并基于成倍放大后的飞行参数执行S104至S108。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，仿真计算的飞行参数包括速度、位置、加速度和姿态信息。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述实际测量的飞行参数通过惯导和速率陀螺测得。
5.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，创建全弹控制系统半实物仿真试验环境包括：
通过多组橡皮绳将飞行器水平悬吊在吊梁上，以使飞行器在试验时处于自由-自由状态。
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