CN111486755B - 一种可变气动外形制导装备的落速控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于可变气动外形制导装备的落速控制方法，能够适用于不同的运动情况，保证其真实落速能够控制在一定的范围内，实现良好的落速控制效果，且对伺服控制系统和弹上其他各元器件要求不高。在制导装备的降弧段飞行过程中，计算估计落速，当估计落速满足设定条件后，改变火箭的气动外形，增大弹体的轴向力系数，进而显著影响落速。

Description

一种可变气动外形制导装备的落速控制方法

技术领域

本发明涉及弹药制导控制技术领域，具体涉及一种可变气动外形制导装备的落速控制方法，其使用范围包括可变气动外形的制导火箭弹、可变气动外形的制导炮弹、制导航弹或制导导弹等。

背景技术

对于某些战斗部而言，落速是决定其战斗部威力的重大因素之一。以二次起爆云爆战斗部为例，通过一次引信起爆抛洒装药，将云爆剂高速分散与空气混合形成燃料空气炸药团，再通过二次引信起爆燃料空气炸药云团形成云雾爆轰。通常情况下，燃料的抛洒范围越大，覆盖目标的区域越广，爆轰威力范围也就越大。燃料的抛撒范围除受战斗部自身结构影响，还与战斗部的运动速度有关，云爆剂抛洒时除沿径向膨胀，还受轴向牵连速度的影响。但对于大多数的制导弹药系统而言，在攻击不同射程和不同海拔高度地区的目标时，其落速会存在显著的差异，对战斗部二次引信的设计带来了很大的困难。基于此，落速控制是装备此类战斗部的制导弹药设计领域不可忽视的问题。

落速控制的制导律等研究相关领域也一直在开展，论文《带末端角度和速度约束的再入飞行器滑模变结构导引律》(谢道成，胡亚忠，张宏强.带末端角度和速度约束的再入飞行器滑模变结构导引律[J].电光与控制，2014,(11))推导了满足末端角度约束和速度约束的滑模变结构导引律，给出了俯仰平面和转弯平面的导引方程。但该方法将落速控制与落角控制和制导精度耦合起来了，针对不同的运动情况，其鲁棒性较差，且对于落速的控制效果会影响落角的控制效果和落点的精度。论文《考虑终端约束的末制导方法研究》(翁雪花.考虑终端约束的末制导方法研究[D].哈尔滨工业大学，2015)根据飞行器特点分段设计期望速度曲线，通过增大攻角来增大诱导阻力，将速度控制到期望速度曲线上。但是这种方法在制导弹药后期会出现长时间的攻角剧烈摆动，对伺服控制系统和弹上其他各元器件提出了非常高的要求，并且由于其弹体姿态在短时间内变化剧烈，对于抛撒型战斗部而言并不适用。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种基于可变气动外形制导装备的落速控制方法，能够适用于不同的运动情况，保证其真实落速能够控制在一定的范围内，实现良好的落速控制效果，且对伺服控制系统和弹上其他各元器件要求不高。

本发明是通过以下技术方案来实现的：

在制导装备的降弧段飞行过程中，所述制导装备的气动外形发生一次变化，以增大弹体轴向力系数；

其中，制导装备进入降弧段后，使用变化后弹体的气动数据估计击中目标时制导装备的速度；若估计落速大于理想落速，则改变气动外形；否则，保持当前气动结构直至估计落速首次大于理想落速，改变制导装备的气动外形。

其中，所述理想落速针对制导装备的作战任务和战斗部设计要求，在不同海拔不同射程的作战任务下设定。

其中，以打开阻力环的方式改变制导装备的气动外形。

其中，获得估计速度的具体方式为：根据当前飞行时刻的弹目运动信息以及其制导律生成剩余估计弹道，使用变化后弹体的气动数据计算在剩余估计弹道上击中目标时制导装备的速度作为估计速度。

其中，所述剩余估计弹道采用制导装备刚体六自由度弹道动力学方程通过弹载计算机的数值积分得到。

其中，在飞行包线范围内以剩余估计弹道数值积分初值作为表头，以积分终点输出的估计落速作为表格值，预先通过离线计算生成数据表格，并将其写入弹载计算机，在实时飞行过程中通过插值运算得到估计落速。

其中，飞行包线内积分初值网格划分密度同时达到：长度网格宽度400m以下、速度网格宽度大小10m/s以下和角度网格宽度1°以下。

其中，采用代理模型对离线生成的数据表格进行回归和拟合，生成代数公式，在实时飞行过程中通过代数运算得到估计落速。

其中，所述代理模型为多项式函数或神经元网络。

其中，所述制导装备包括制导火箭弹、制导炮弹、制导航弹或制导导弹。

有益效果：

本发明在制导装备的降弧段飞行过程中，计算估计落速，当估计落速满足设定条件后，改变火箭的气动外形，继续进行制导控制直到击中目标。其中可变气动外形制导装备的气动外形可以根据需要进行一次变化，以打开阻力环的方式增大弹体的轴向力系数，进而显著影响落速。本发明在火箭弹飞行的降弧段发挥作用，有利于减小制导装备在不同射程和不同海拔高度的作战任务下的落速散布范围，在面对较大的大气密度变化和飞行距离变化的情况下，保证其真实落速能够人为控制在一定的范围内，降低战斗部二次引信的设计难度；对于已经成型的制导弹药使用本方法进行改进，有利于完全发挥出战斗部的作战效能；在完成改变气动结构工作后落速控制就停止，出让计算资源，对弹载计算机计算能力的要求不高，易于实现。

附图说明

图1为本发明基于可变气动外形制导装备的落速控制方法流程图。

图2为本发明基于可变气动外形制导装备的落速控制方法示意图。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本发明提供了一种基于可变气动外形制导装备的落速控制方法，在制导装备飞行的降弧段发挥作用。本发明基于某可变气动外形制导装备，其气动外形可以根据需要进行一次变化，以打开阻力环的方式增大弹体的轴向力系数，进而显著影响落速。在制导装备的降弧段飞行过程中，计算估计落速(即：根据当前飞行时刻的弹目运动信息以及其使用的制导律生成剩余估计弹道，使用变化后弹体的气动数据计算在剩余的飞行弹道上击中目标时制导装备的速度，该速度称为估计落速)。当估计落速满足设定条件后，改变火箭的气动外形，制导控制系统继续工作直到击中目标。其流程图如图1所示。

制导装备进入降弧段后，保持气动外形不变，使用变化后弹体的气动数据、当前的弹目运动信息以及其使用的制导律，以一定的频率估计其剩余飞行弹道，进而计算其估计落速。估计弹道可以通过弹载计算机的数值积分得到。以制导火箭弹为例，其动力学方程为：

式(1)为常规的制导火箭弹刚体六自由度弹道动力学方程，能够较为精确的描述制导火箭弹的质心运动和姿态运动。对于中远程的制导火箭弹来说，一般弹上装有惯导，式(1)中的状态变量初值可以通过惯导输出的当前值得到。当前时刻t_v接收自导航系统的制导火箭当前位置v_o、θ₀、

x_o、y_o、z_v、

ψ_v、γ₀值，采用定步长数值积分算法对式(2)进行数值积分求解，取积分初值为导航系统测量的导弹运动信息的当前时刻t₀的运动信息值，即

如图2所示，目标点T坐标为(x_T,y_T)，对该动力学方程进行数值积分，积分终止条件为y≤y_t，即可得到制导火箭弹的理想估计弹道。

对式(1)进行数值积分，得到的估计落速精度能满足制导要求，但是仍然无法完全避免数值积分带来的耗时问题。为此，可以在飞行包线范围内，以剩余估计弹道数值积分初值作为表头，以积分终点输出的估计落速作为表格值，预先通过离线计算生成数据表格并将其写入弹载计算机，在实时飞行过程中通过插值运算得到估计落速。试算表明，当飞行包线内网格划分密度同时达到：长度网格宽度400m以下，速度网格宽度大小10m/s以下以及角度网格宽度1°以下时，足以满足本发明的制导需求。

进一步的，在已有落速估计的网格对应数据的情况下，采用插值法来求取估计落速的速度与存储的网格数据量大小有关。若在飞行包线范围较大，或网格划分较密的情况下，插值计算的速度会非常显著地变慢，甚至慢于直接在线采用六自由度模型积分预测的速度。为此，可以采用多项式函数或神经元网络等代理模型对离线生成的先验数据进行回归和拟合，生成代数公式，采用代数计算来代替插值计算，从而进一步降低计算量。

其中，若制导装备进入降弧段后估计落速就大于理想落速，即在图2中B点处计算出的理想估计弹道的落速就大于理想落速，则直接改变气动外形，尽量降低落速。若制导装备进入降弧段后估计落速小于理想落速，则保持当前气动结构继续按照制导指令飞行。当估计落速首次大于理想落速之后，改变火箭的气动外形。在整个降弧段飞行过程中，落速控制与制导装备的制导控制相互独立。在改变制导装备气动外形后，落速控制就可以停止，为弹上其他计算任务出让计算资源。

本发明公开的一种基于可变气动外形制导装备的落速控制方法，在弹药飞行的降弧段开始使用，采用了惯性导航、卫星导航或地面无线电定位导航等手段，获取制导装备飞行中的速度和位置等运动状态信息。

以本发明相关的某可变气动外形制导装备的攻击任务和制导律举例，详细说明该落速控制方法的具体实施步骤：

步骤1，建立描述制导火箭弹运动的地面坐标系，其中X轴位于水平面内指向炮目连线的方向，Y轴垂直于水平面向上，X、Y、Z轴构成发射坐标系；

建立动力学方程，其中第一阶段的运动模型已经由式(1)给出，式(1)中v、θ、ψ_v分别为制导火箭弹的速度、弹道倾角和弹道偏角，m为质量，g为重力加速度，

ψ、γ分别为俯仰角、偏航角、滚转角。α^*、β^*为攻角和侧滑角，

是速度倾斜角，x、y、z分别为制导火箭弹位置的X、Y、Z轴坐标点，X、Y、Z分别为制导火箭弹所受到的空气动力按照速度坐标系分解得到的三个方向的力，分别称之为阻力，升力和侧向力。在第一阶段，其表达式可以写为：

其中，C_d、C_l为火箭弹的阻力系数和升力系数。C_Z为弹体的侧向力系数，是无量纲比例系数。一般通过风洞测力试验取得，以表格函数的形式给出，针对不同的制导火箭弹弹种和不同的制导策略，采用的数值也有所不同。

空气动力矩和空气动力的求法类似，其表达式为：

其中，M_x、M_y、M_z分别是弹体所受到的滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩；m_x、m_y、m_z为弹体的滚动力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数；q为动压，S_ref为最大截面积。q的计算公式为：

其中，ρ为大气密度，所述的大气密度ρ为飞行高度y的函数。本实例采用国际标准大气条件，并将大气密度拟合为飞行高度y的6次多项式函数，其拟合表达式如下：

ρ＝λ₁y⁶+λ₂y⁵+λ₃y⁴+λ₄y³+λ₅y²+λ₆y+λ₇ (8)

各项拟合系数取值见表1：

表1大气密度拟合系数

i	λ<sub>i</sub>
		1	1.42565289704909×10-26
2	-2.47890960906657×10-21
		3	1.59519291694729×10-16
4	-6.75725997164698×10-12
		5	2.79092991512496e×10-7
6	-0.00628412735974938
		7	343.13289

其中制导火箭弹的马赫数Ma为速度与当地声速v_s的比值，即

本发明中，声速为飞行高度y的函数，根据国际标准大气条件，将声速拟合为飞行高度y的6次多项式函数，其拟合表达式如下：

v_s＝η₁y⁶+η₂y⁵+η₃y⁴+η₄y³+η₅y²+η₆y+η₇ (10)

各项拟合系数取值见表2：

表2声速拟合系数

i	η<sub>i</sub>
		1	-4.95174740448652×10-29
2	7.90042420814539×10-24
		3	-7.12470058694756×10-20
4	-5.52622112438877×10-14
		5	4.13184139857712e×10-9
6	-0.000117962984679945
		7	1.2277

其中C_d为阻力系数，C_l为阻力系数与制导火箭弹的马赫数Ma相关，一般通过风洞测力试验取得，以表格函数的形式给出，针对不同的制导火箭弹弹种有不同结果。

步骤2，在步骤1建立的弹体动力学模型的基础上，以当前时刻的飞行状态作为积分初值，并分析理想剩余弹道的特性。

在本发明涉及的制导火箭弹的制导任务和制导律的条件下，降弧段弹道分为两个部分，在弹道尚未转为垂直地面时(其具体判别条件可以根据实际工程需求而定，一般取弹道倾角小于-87°，对于对落角要求不那么严格或者弹体机动能力有限的情况下，也可以放宽到-80°)为第一阶段，在弹道转为垂直后为第二阶段。第一阶段的弹道为以固定攻角下压的弹道，这一段的弹道积分以当前时刻的飞行状态为积分初值，按照由制导律和开环后气动参数，结合步骤一的动力学模型进行弹道积分，积分终点为弹道转为垂直时。

第二阶段的弹道特性为垂直向地面定点目标打击的弹道，这一段的弹道积分以第一阶段的积分终点为积分初值。特别的，若此时的制导火箭弹体自身已经形成垂直弹道，则跳过第一阶段，在第二阶段直接以当前的运动信息作为积分初值。此时的理想弹道应该保持攻角和舵偏角为零，积分终点为弹体质心到地面的坐标小于等于零。例如表3为本发明试验过程中所使用的制导火箭弹在攻角及舵偏角为零时对应的零升阻力系数表格函数，在计算中通过线性插值求解。

表3零升阻力系数C_d0表格函数

Ma	0.4	0.9	1.15	1.5	2
						C<sub>d0</sub>	0.638603	0.676129	0.929554	0.966017	0.855117

第二阶段积分结束后即可得到理想弹道的估计落速v_ideal。

步骤3，针对制导火箭弹的作战任务和战斗部设计要求，人为设定在不同海拔不同射程的作战任务下的理想落速v₀。

如图1所示，若制导火箭弹进入降弧段后估计落速小于理想落速，则保持当前气动外形继续按照制导指令飞行。当估计落速首次大于理想落速之后，即刻改变火箭的气动外形，打开阻力环，落速控制程序停止，制导控制系统继续工作直到击中目标。

特别的，如果在进入降弧段时估计落速就大于理想落速，则直接打开阻力环，尽量降低落速。同时这也说明在此种飞行状态下，改变气动外形增阻的这种方法所能达到的最低落速大于所设定的理想落速。

采用本发明涉及的落速控制方法对制导火箭弹飞行进行六自由度数值仿真，在降弧段对制导火箭弹的落速进行控制，仿真测试了不同目标点位置以及各种拉偏条件下落速控制算法的效果，仿真结果证明，本发明发挥出了显著的效果，并具有一定的可靠性。仿真中采用的风速表如表5所示，落速控制仿真结果如表4所示：

表4仿真初始条件及仿真结果

表5仿真中采用的风速表

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种可变气动外形制导装备的落速控制方法，其特征在于，在制导装备的降弧段飞行过程中，所述制导装备的气动外形发生一次变化，以增大弹体轴向力系数；

其中，制导装备进入降弧段后，保持气动外形不变，使用变化后弹体的气动数据、当前的弹目运动信息以及其使用的制导律，以一定的频率计算剩余估计弹道，进而计算其估计落速；若估计落速大于理想落速，则改变气动外形；否则，保持当前气动结构直至估计落速首次大于理想落速，改变制导装备的气动外形。

2.如权利要求1所述的可变气动外形制导装备的落速控制方法，其特征在于，所述理想落速针对制导装备的作战任务和战斗部设计要求，在不同海拔不同射程的作战任务下设定。

3.如权利要求1所述的可变气动外形制导装备的落速控制方法，其特征在于，以打开阻力环的方式改变制导装备的气动外形。

4.如权利要求1所述的可变气动外形制导装备的落速控制方法，其特征在于，获得估计速度的具体方式为：根据当前飞行时刻的弹目运动信息以及其制导律生成剩余估计弹道，使用变化后弹体的气动数据计算在剩余估计弹道上击中目标时制导装备的速度作为估计速度。

5.如权利要求1所述的可变气动外形制导装备的落速控制方法，其特征在于，所述剩余估计弹道采用制导装备刚体六自由度弹道动力学方程通过弹载计算机的数值积分得到。

6.如权利要求5所述的可变气动外形制导装备的落速控制方法，其特征在于，在飞行包线范围内以剩余估计弹道数值积分初值作为表头，以积分终点输出的估计落速作为表格值，预先通过离线计算生成数据表格，并将其写入弹载计算机，在实时飞行过程中通过插值运算得到估计落速。

7.如权利要求6所述的可变气动外形制导装备的落速控制方法，其特征在于，飞行包线内积分初值网格划分密度同时达到：长度网格宽度400m以下、速度网格宽度大小10m/s以下和角度网格宽度1°以下。

8.如权利要求6所述的可变气动外形制导装备的落速控制方法，其特征在于，采用代理模型对离线生成的数据表格进行回归和拟合，生成代数公式，在实时飞行过程中通过代数运算得到估计落速。

9.如权利要求8所述的可变气动外形制导装备的落速控制方法，其特征在于，所述代理模型为多项式函数或神经元网络。

10.如权利要求1所述的可变气动外形制导装备的落速控制方法，其特征在于，所述制导装备包括制导火箭弹、制导炮弹、制导航弹或制导导弹。

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