CN111856924B - 一种使用继电式舵机的制导弹药的控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种新型的使用继电式舵机的制导弹药的简易控制方法。只需实时获取弹药的高度、速度和转速，即可以将需用加速度转化为正确的舵机调宽信号；解决了目前制导弹药的远程化，弹道高增加，降弧段拉长，启控点变高，在有控段弹药速度的波动将达到均值的10％甚至更高的情况下，单纯靠经验增益的方法很容易输出错误的舵机宽度，弹体实际得过载偏离需用加速度，导致通道耦合增大、制导精度恶化甚至失稳掉弹的技术问题。

Description

一种使用继电式舵机的制导弹药的控制方法
技术领域：
本发明属于导弹控制领域，涉及一种使用继电式舵机的制导弹药的控制方法。
背景技术
继电式舵机是目前制导弹药常用的一种舵机系统，其相对于电动式舵机系统，技术成熟度较高，并具有较强的抗高过载能力，目前广泛应用于国内多种口径，如 120mm、122mm、155mm的制导弹药上。制导弹药在有控段，根据制导律实时计算需用加速度，并将需用加速度信号进行等幅调宽，以驱动继电式舵机工作，控制弹药飞向目标。因此，等幅调宽的方法是控制环节的关键所在。目前，工程常用的等幅调宽方法是根据已有的工程经验，在需用加速度信号上直接乘以一个增益值(可称为经验增益)，得到相应的舵机宽度信号。由于之前的制导弹药弹道高较低，在有控段速度稳定，飞行状态的变化幅度很小，因此，加速度信号乘以经验增益的方法具有一定的可行性，也可以满足大部分制导弹药的使用要求。但是，随着目前制导弹药的远程化，弹道高增加，降弧段拉长，启控点变高，在有控段弹药速度的波动将达到均值的10％甚至更高。这种情况下，单纯靠经验增益的方法很容易输出错误的舵机宽度，弹体实际得过载偏离需用加速度，导致通道耦合增大、制导精度恶化甚至失稳掉弹。
发明内容
本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供一种新型的使用继电式舵机的制导弹药的简易控制方法。只需实时获取弹药的高度、速度和转速，即可以将需用加速度转化为正确的舵机调宽信号。
继电式舵机的工作方式，是在一段连续的时间内偏转固定的角度δ0，其等效作用力的产生如图1所示。F为等效作用力，它的方向沿着舵机宽度的中点方向，符号与舵机的偏转方向有关。图中，舵机连续工作一次的时间称为舵机调宽时间，用τ表示。
等效舵δ等效：将舵机在一个控制周期内的控制效果等效为一个固定的舵机偏转角，称为等效舵。
平衡攻角α平衡：与等效舵匹配的，使得弹体姿态稳定的攻角。平衡攻角与等效舵间有如下关系：
M(δ等效,α平衡,Ma)≈0
此外，还将用到以下符号：
m——质量，S——弹体特征面积，q——动压
一种使用继电式舵机的制导弹药的控制方法，按照如下步骤：
(1)在已知力矩系数的情况下M(δ,α,Ma)，设定一个等效舵插值点集合{δi}和马赫数插值点集合{Mai}，求解相应的平衡攻角集合{αi}；
(2)已知等效舵插值点集合{δi}、平衡攻角插值点集合{αi}、马赫数插值点集合{Mai}，插值得到对应的升力系数CYi(δi,αi,Mai)；
(3)由于等效舵插值点集合{δi}与平衡攻角集合{αi}存在一一对应关系，可以消除攻角维：CYi(δi,Mai)；
(4)显然，δi、Mai与CYi之间存在一一对应关系，所以，使用数据分析方法得到插值数据矩阵δ(CY,Ma)，将其装定到弹载计算机中；
(5)在弹载计算机中装定一套与高度H相关的大气密度数据ρ(H)和声速数据 Vs(H)；
(6)制导弹药飞行时，由相关的测量元件或系统得到实时的高度H和速度V，输入到弹载计算机中；
(7)弹载计算机执行如下步骤：
(7.1)由实时高度H插值计算大气密度ρ(H)和声速数据Vs(H)，由ρ(H)和实时速度V计算动压值：
Figure BDA0002620640620000021
由实时速度V与声速数据Vs(H)计算实时马赫数Ma；
(7.2)根据制导律计算实时的需用加速度ac；
(7.3)计算实时的需用升力系数
Figure BDA0002620640620000031
(7.4)利用需用升力系数cy和实时马赫数Ma插值得到等效舵偏角δ等效＝δ(cy,Ma)；
(7.5)结合实时转速ωx，计算舵机调宽时间τ：
Figure BDA0002620640620000032
(8)控制系统按舵机调宽时间τ驱动舵机偏转，循环以上过程。
概念说明如下：
Figure BDA0002620640620000033
Figure BDA0002620640620000041
符号列表
Figure 2
Figure BDA0002620640620000051
有益效果：
本发明的方法只需实时获取弹药的高度、速度和转速，即可以将需用加速度转化为正确的舵机调宽信号；解决了目前制导弹药的远程化，弹道高增加，降弧段拉长，启控点变高，在有控段弹药速度的波动将达到均值的10％甚至更高的情况下，单纯靠经验增益的方法很容易输出错误的舵机宽度，弹体实际得过载偏离需用加速度，导致通道耦合增大、制导精度恶化甚至失稳掉弹的技术问题。
附图说明：
图1为舵机调宽示意示意图；
图2为控制方法示意图；
图3传统的控制方法；
图4本专利控制方法。
具体实施方式：
下面结合附图对本发明做进一步详细描述：
由图3、图4可知，传统的控制方法由于传递比是固定值，对有控段全段的适应性很差，弹体实际的加速度值与需用加速度值并不匹配；专利改进后的控制方法使得实际的加速度值与需用加速度值匹配良好，说明弹药基本沿着制导律规划的弹道运动。显然，本专利提出的控制方法极大的提高了对有控段的全段的适应性，使得弹药可沿预想轨迹飞行，有利于制导精度的提高。
(1)已知力矩系数如下表：
Figure 3
Figure 5
其中：
舵偏角插值点：0、5度；
攻角插值点：8、6、4、2、1、0、-1、-2、-4、-6、-8度
马赫数插值点：0.5、0.6、0.7、0.8
设定等效舵插值点集合：
{δi}＝{0.5,1.0,1.5,2.0,2.5,3.0,3.5,4.0,4.5,5.0}
设定马赫数插值点集合：
{Mai}＝{0.5,0.55,0.6,0.65,0.7,0.75,0.8}
根据M(δ等效,α平衡,Ma)≈0求解得到平衡攻角集合{αi}：
Figure 7
Figure BDA0002620640620000071
(2)已知升力系数如下表：
Figure BDA0002620640620000072
舵偏角插值点：0、5度；
攻角插值点：8、6、4、2、1、0、-1、-2、-4、-6、-8度
马赫数插值点：0.5、0.6、0.7、0.8
根据等效舵、平衡攻角、马赫数，插值得到动态平衡下的升力系数集合(由于平衡攻角与等效舵一一匹配，故不再显示攻角维)：
Figure BDA0002620640620000073
Figure BDA0002620640620000081
(3)利用动态平衡下的升力系数集合与等效舵插值点、马赫数插值点的一一对应关系，反插值得到等效舵集：
Figure 8
Figure BDA0002620640620000091
其中：
升力系数插值点：0-1.7，间隔0.1
马赫数插值点集合：0.5-0.8，间隔0.05
(4)将上述等效舵集合装定到弹载计算机中；
(5)将实际采集的ρ(H)与Vs(H)装定到弹载计算机中：
H ρ(H) V<sub>s</sub>(H)
0 1.2250 340
1000 1.1117 336.4
2000 1.0066 332.5
3000 0.9025 328.5
4000 0.8193 324.6
5000 0.7364 320.6
6000 0.6601 316.5
7000 0.5900 312.3
8000 0.5258 308.1
9000 0.4671 303.9
10000 0.4135 299.5
(6)制导弹药飞行时，由相关的测量元件或系统得到实时的高度H＝3000m和速度V＝240m/s，输入到弹载计算机中。执行以下计算步骤：
(6.1)插值得到大气密度为0.6601，声速为316.5m/s，计算动压值
Figure BDA0002620640620000092
计算马赫数Ma＝240/316.5＝0.7583；
(6.2)设根据制导律计算得到的需用加速度ac＝4m/s2；
(6.3)设弹体质量为50kg，特征面积为0.01m2，计算实时的需用升力系数
Figure BDA0002620640620000102
(6.4)根据需用升力系数cy＝1.056和实时马赫数Ma＝0.7583插值得到δ等效＝2.76°；
(6.5)设弹体的实时转速为25.1327rad/s，舵机固定偏转角5度，计算舵机调宽时间τ：
Figure BDA0002620640620000101
则计算得到舵机宽度为0.0835s。
3.2实际应用效果
使用本专利可以提高弹体实际加速度与需用加速度之间的匹配程度，提高制导精度，且实现步骤简单，操作方便。应用此专利可以使制导弹药的全射程平均CEP 降低15-25％，对于制导时间较短的情况(制导时间<8s)，改善效果较为明显，可使该条件下CEP降低20-30％。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明,任何熟悉本专业的技术人员,在不脱离本发明技术方案范围内，当可利用上述揭示的方法及技术内容作出些许的更动或修饰为等同变化的等效实施例，但凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，仍属于本发明技术方案的范围内。

Claims (1)

1.一种使用继电式舵机的制导弹药的控制方法，其特征在于，按照如下步骤：
(1)在已知力矩系数的情况下力矩系数集合M(δ,α,Ma)，设定一个等效舵插值点集合{δi}和马赫数插值点集合{Mai}，求解相应的平衡攻角插值点集合{αi}；δ是舵偏角，α是攻角，Ma是马赫数；
(2)已知等效舵插值点集合{δi}、平衡攻角插值点集合{αi}、马赫数插值点集合{Mai}，插值得到对应的升力系数Cyi(δi,αi,Mai)；
(3)由于等效舵插值点集合{δi}与平衡攻角插值点集合{αi}存在一一对应关系，可以消除攻角维：Cyi(δi,Mai)；
(4)显然，δi、Mai与Cyi之间存在一一对应关系，所以，使用数据分析方法得到插值数据矩阵δ(Cy,Ma)，将其装定到弹载计算机中；
(5)在弹载计算机中装定一套与高度H相关的大气密度数据ρ(H)和声速数据Vs(H)；
(6)制导弹药飞行时，由相关的测量元件或系统得到实时的高度H和速度V，输入到弹载计算机中；
(7)弹载计算机计算舵机调宽时间τ；
所述步骤(7)弹载计算机执行如下步骤：
(7.1)由实时高度H插值计算大气密度ρ(H)和声速数据Vs(H)，
由ρ(H)和实时速度V计算动压值：
Figure FDA0003891459350000011
由实时速度V与声速数据Vs(H)计算实时马赫数Ma；
(7.2)根据制导律计算实时的需用加速度ac；
(7.3)计算实时的需用升力系数
Figure FDA0003891459350000021
m为弹体质量，S为特征面积；
(7.4)利用需用升力系数Cy和实时马赫数Ma插值得到等效舵偏角
δ等效＝δ(Cy,Ma)；
(7.5)结合实时转速ωx，计算舵机调宽时间τ：
Figure FDA0003891459350000022
δ0为继电式舵机的固定偏转角；
(8)控制系统按舵机调宽时间τ驱动舵机偏转，循环以上过程。
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