CN112597619B - 一种巡飞弹初制导过程稳定性仿真设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种巡飞弹初制导过程稳定性仿真设计方法，包括：1，建立巡飞弹的弹道仿真数学模型；2，建立干扰因素数学模型；3，将干扰因素数学模型加入到弹道仿真数学模型中，得到综合模型；4，选择要设计的发射参数并编写发射参数设计仿真表；5，利用综合模型进行仿真计算，获得发射参数设计仿真表中每个设计工况下，巡飞弹初制导终点的弹道拉起时间、弹道下沉距离、弹道触地情况；6，对仿真计算结果进行统计分析，判断巡飞弹初制导过程稳定性是否满足设计要求，若是则结束仿真设计方法；若否则对发射参数进行优化并更新发射参数设计仿真表，跳转至步骤5。本发明能够很好地解决巡飞弹发射初始段初制导的稳定性设计问题。

Description

一种巡飞弹初制导过程稳定性仿真设计方法

技术领域

本发明属于巡飞弹制导控制与仿真技术领域，特别涉及一种巡飞弹初制导过 程稳定性仿真设计方法。

背景技术

目前影响某巡飞弹发射初始段初制导稳定性的因素主要有以下几点：

1、燃气发生器后坐力产生的发射扰动：燃气发生器建压时会使发射筒产生 后坐力，进而对巡飞弹出筒产生初始发射扰动。

2、弹翼折叠展开造成的静稳定度变化：弹翼折叠展开为从弹体头部往尾部 展开，气动压心由质心前部往后部运动，造成弹体从静不稳定状态往静稳定状态 变化。

3、大攻角条件带来的控制舵效衰退：弹体发射出筒时为静不稳定状态，受 干扰后会形成大攻角飞行工况，从而带来控制舵效的衰退。

4、动力电机转动形成的反扭力矩干扰：动力电机转动特别是转速变化时， 会对巡飞弹形成反扭力矩干扰。

基于该巡飞弹发射初始段初制导稳定性设计的要求，需对巡飞弹发射过程中 稳定性变化进行仿真建模，而现有技术并没有对该种巡飞弹初制导过程稳定性仿 真设计的方法。

发明内容

本发明的目的在于，针对上述现有技术的不足，提供一种巡飞弹初制导过程 稳定性仿真设计方法，用仿真验证解决巡飞弹发射初始段初制导稳定性设计问 题。

为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：

一种巡飞弹初制导过程稳定性仿真设计方法，其特点是包括以下步骤：

步骤1，建立巡飞弹的弹道仿真数学模型；

步骤2，建立影响巡飞弹发射初始段初制导稳定性的干扰因素的干扰因素数 学模型；

步骤3，将干扰因素数学模型加入到弹道仿真数学模型中，得到综合模型；

步骤4，选择要设计的发射参数并编写发射参数设计仿真表；

步骤5，利用所述综合模型进行仿真计算，获得发射参数设计仿真表中每个 设计工况下，巡飞弹初制导终点的弹道拉起时间、弹道下沉距离、弹道触地情况；

步骤6，对步骤5的仿真计算结果进行统计分析，判断巡飞弹初制导过程稳 定性是否满足设计要求，若是则结束所述仿真设计方法；若否，则对发射参数进 行优化并更新发射参数设计仿真表，跳转至步骤5。

作为一种优选方式，所述步骤1中，根据巡飞弹的总体设计参数、气动计算 参数、导弹飞行力学、导弹控制原理，建立巡飞弹的弹道仿真数学模型。

进一步地，所述步骤1中，还包括将巡飞弹的弹道仿真数学模型转换为计算 机程序，在理论条件下进行弹道仿真，并进行弹道仿真数学模型的校核，在弹道 仿真数学模型的可信程度满足设计要求时，才执行步骤2。

作为一种优选方式，所述步骤2中，所述干扰因素数学模型包括下述的燃气 发生器后坐力产生的发射扰动模型：

ω_x0＝normrnd(ω_xμ,ω_xσ,M,N)

ω_y0＝normrnd(ω_yμ,ω_yσ,M,N)；

ω_z0＝normrnd(ω_zμ,ω_zσ,M,N)

其中，ω_x0表示巡飞弹离筒滚转角速度，ω_y0表示巡飞弹离筒偏航角速度，ω_z0表示巡飞弹离筒俯仰角速度，normrnd(ω_xμ,ω_xσ,M,N)表示均值为ω_xμ、标准差 为ω_xσ的M行N列随机数组，normrnd(ω_yμ,ω_yσ,M,N)表示均值为ω_yμ、标准 差为ω_yσ的M行N列随机数组，normrnd(ω_zμ,ω_zσ,M,N)表示均值为ω_zμ、标准 差为ω_zσ的M行N列随机数组，ω_xμ表示巡飞弹离筒滚转角速度随机数组均值， ω_xσ表示巡飞弹离筒滚转角速度随机数组标准差，ω_yμ表示巡飞弹离筒偏航角速 度随机数组均值，ω_yσ表示巡飞弹离筒偏航角速度随机数组标准差，ω_zμ表示巡 飞弹离筒俯仰角速度随机数组均值，ω_zσ表示巡飞弹离筒俯仰角速度随机数组标 准差。

作为一种优选方式，所述步骤2中，所述干扰因素数学模型包括下述的弹翼 折叠展开造成的静稳定度变化模型：

其中，

表示俯仰力矩系数对攻角的偏导数，

表 示t时刻俯仰力矩系数对攻角的偏导数插值函数，

表示弹翼未展开时俯仰力 矩系数对攻角的偏导数，

表示弹翼完全展开时俯仰力矩系数对攻角的偏导 数，t表示巡飞弹飞行时刻，T1表示弹翼折叠展开时间。

作为一种优选方式，所述步骤2中，所述干扰因素数学模型包括下述的大攻 角条件带来的控制舵效衰退模型：

其中：

其中，

表示升降舵效系数，

表示小攻角升降舵效系数，K表示衰退 系数，interp1([10,50],[1,0.2],α)表示α攻角时俯仰力矩系数对升降舵的偏导数插 值函数，α表示攻角。

作为一种优选方式，所述步骤2中，所述干扰因素数学模型包括下述的动力 电机转动形成的反扭力矩干扰模型：

M_dx＝K₂Ω+K₃dΩ；

其中，M_dx表示动力电机转动形成的反扭力矩，K₂表示电机转动角速度形 成的干扰力矩传递系数，K₃表示电机转动加角速度形成的干扰力矩传递系数，Ω 表示电机实时转动角速度，dΩ表示电机实时转动角加速度。

作为一种优选方式，所述步骤4中，要设计的发射参数包括发射速度、发射 倾角、启控时间。

与现有技术相比，本发明能够很好地解决巡飞弹发射初始段初制导的稳定性 设计问题。

附图说明

图1为本发明对应的simulink仿真程序图。

图2为某个干扰下，不同发射速度、发射倾角巡飞弹弹道曲线图。

图3为某个干扰下，不同发射速度、启控时间巡飞弹弹道曲线图。

具体实施方式

本发明所述巡飞弹初制导过程稳定性仿真设计方法的一实施例包括以下步 骤：

步骤1，根据巡飞弹的总体设计参数、气动计算参数、导弹飞行力学、导弹 控制原理，建立巡飞弹的弹道仿真数学模型。

所述步骤1中，还包括开发巡飞弹六自由度弹道仿真软件，选择相应的满足 技术要求的控制算法，将巡飞弹的弹道仿真数学模型转换为计算机程序，在理论 条件下进行弹道仿真，并进行弹道仿真数学模型的校核，在弹道仿真数学模型的 可信程度满足设计要求时，才执行步骤2。

步骤2，分析影响巡飞弹发射初始段初制导稳定性的干扰因素，建立影响巡 飞弹发射初始段初制导稳定性的干扰因素的干扰因素数学模型。

步骤3，将干扰因素数学模型加入到弹道仿真数学模型中，得到综合模型。 从而能够根据各种干扰对巡飞弹飞行的影响机理，将干扰因素加入到弹道仿真数 学模型中进行仿真计算，得到相应的结果。

步骤4，选择要设计的发射参数并编写发射参数设计仿真表。其中，要设计 的发射参数包括发射速度v_ctrl、发射倾角θ_ctrl、启控时间T_ctrl等。

步骤5，利用所述综合模型进行仿真计算，获得发射参数设计仿真表中每个 设计工况下，巡飞弹初制导终点(巡飞弹爬升100m时)的弹道拉起时间、弹道 下沉距离、弹道触地情况。

步骤6，对步骤5的仿真计算结果进行统计分析，判断巡飞弹初制导过程稳 定性是否满足设计要求，若是则结束所述仿真设计方法；若否，则对发射参数进 行优化并更新发射参数设计仿真表，跳转至步骤5。

步骤6中，筛选出对巡飞弹发射初始段初制导稳定性影响较为显著的参数进 行设计优化。

所述步骤2中，所述干扰因素数学模型包括燃气发生器后坐力产生的发射扰 动模型、弹翼折叠展开造成的静稳定度变化模型、大攻角条件带来的控制舵效衰 退模型、动力电机转动形成的反扭力矩干扰模型。

(1)燃气发生器后坐力产生的发射扰动模型：将发射扰动等效为初始角速 率干扰ω，三向角速率干扰分别设置为：

ω_x0＝normrnd(ω_xμ,ω_xσ,M,N)

ω_y0＝normrnd(ω_yμ,ω_yσ,M,N)；

ω_z0＝normrnd(ω_zμ,ω_zσ,M,N)

其中，ω_x0表示巡飞弹离筒滚转角速度，ω_y0表示巡飞弹离筒偏航角速度，ω_z0表示巡飞弹离筒俯仰角速度，normrnd(ω_xμ,ω_xσ,M,N)表示均值为ω_xμ、标准差 为ω_xσ的M行N列随机数组，normrnd(ω_yμ,ω_yσ,M,N)表示均值为ω_yμ、标准 差为ω_yσ的M行N列随机数组，normrnd(ω_zμ,ω_zσ,M,N)表示均值为ω_zμ、标准 差为ω_zσ的M行N列随机数组，ω_xμ表示巡飞弹离筒滚转角速度随机数组均值， ω_xσ表示巡飞弹离筒滚转角速度随机数组标准差，ω_yμ表示巡飞弹离筒偏航角速 度随机数组均值，ω_yσ表示巡飞弹离筒偏航角速度随机数组标准差，ω_zμ表示巡 飞弹离筒俯仰角速度随机数组均值，ω_zσ表示巡飞弹离筒俯仰角速度随机数组标 准差。

(2)弹翼折叠展开造成的静稳定度变化模型：将静稳定度变化等效为俯仰 力矩系数对攻角偏导数

变化，弹翼未展开时为

弹翼完全展开后为

折叠展开时间为T1，巡飞弹飞行时刻为t，静稳定度设置为：

其中，

表示俯仰力矩系数对攻角的偏导数，

表 示t时刻俯仰力矩系数对攻角的偏导数插值函数，

表示弹翼未展开时俯仰力 矩系数对攻角的偏导数，

表示弹翼完全展开时俯仰力矩系数对攻角的偏导 数，t表示巡飞弹飞行时刻，T1表示弹翼折叠展开时间。

(3)大攻角条件带来的控制舵效衰退模型：将舵效衰退等效为小攻角舵效 系数

与衰退系数K的乘积

当攻角绝对值小于10°时K＝1.0，当攻角 绝对值大于10°时K成线性变化，舵效系数设置为：

其中：

其中，

表示升降舵效系数，

表示小攻角升降舵效系数，K表示衰退 系数，interp1([10,50],[1,0.2],α)表示α攻角时俯仰力矩系数对升降舵的偏导数插 值函数，α表示攻角。

(4)动力电机转动形成的反扭力矩干扰模型：将电机反扭力矩等效为实时 力矩干扰，主要包含电机匀速稳定转动的反扭力矩和电机转速变化时的反扭力 矩，电机实时转动角速度为Ω，电机实时转动角加速度为dΩ，反扭设置为：

M_dx＝K₂Ω+K₃dΩ；

其中，M_dx表示动力电机转动形成的反扭力矩，K₂表示电机转动角速度形 成的干扰力矩传递系数，K₃表示电机转动加角速度形成的干扰力矩传递系数，Ω 表示电机实时转动角速度，dΩ表示电机实时转动角加速度。

步骤4中涉及到的发射参数设计仿真表具体见表1、表2。

表1发射速度、发射倾角仿真

表2发射速度、启控时间仿真

图1为巡飞弹初制导过程稳定性仿真simulink仿真程序主界面，仿真程序中 包含巡飞弹飞行动力学模块、目标运动动力学模块、弹目相对运动模块、导引律 解算模块、控制律解算模块、干扰输入模块等。按照各模块模型编写好仿真程序 并调试校核后，根据计算或试验测量的干扰量级输入巡飞弹发射初始段干扰和初 步设计的发射参数，经过批量仿真，得到图2、图3所示的弹道仿真曲线。由仿 真结果知，巡飞弹发射速度应设计为v₀+10m/s～v₀+15m/s，发射倾角应设计为 θ₀+10°～θ₀+20°，启控时间应设计为不大于T0～T0+0.6s。

综上，本发明的方法可以很好的解决该巡飞弹发射初始段初制导稳定性设 计问题。

上面结合附图对本发明的实施例进行了描述，但是本发明并不局限于上述 的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是局限性的，本领 域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的 范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种巡飞弹初制导过程稳定性仿真设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，建立巡飞弹的弹道仿真数学模型；

步骤2，建立影响巡飞弹发射初始段初制导稳定性的干扰因素的干扰因素数学模型；

步骤3，将干扰因素数学模型加入到弹道仿真数学模型中，得到综合模型；

步骤4，选择要设计的发射参数并编写发射参数设计仿真表；

步骤5，利用所述综合模型进行仿真计算，获得发射参数设计仿真表中每个设计工况下，巡飞弹初制导终点的弹道拉起时间、弹道下沉距离、弹道触地情况；

步骤6，对步骤5的仿真计算结果进行统计分析，判断巡飞弹初制导过程稳定性是否满足设计要求，若是则结束所述仿真设计方法；若否，则对发射参数进行优化并更新发射参数设计仿真表，跳转至步骤5；

所述步骤2中，所述干扰因素数学模型包括下述的燃气发生器后坐力产生的发射扰动模型：

ω_x0＝normrnd(ω_xμ,ω_xσ,M,N)

ω_y0＝normrnd(ω_yμ,ω_yσ,M,N)；

ω_z0＝normrnd(ω_zμ,ω_zσ,M,N)

其中，ω_x0表示巡飞弹离筒滚转角速度，ω_y0表示巡飞弹离筒偏航角速度，ω_z0表示巡飞弹离筒俯仰角速度，normrnd(ω_xμ,ω_xσ,M,N)表示均值为ω_xμ、标准差为ω_xσ的M行N列随机数组，normrnd(ω_yμ,ω_yσ,M,N)表示均值为ω_yμ、标准差为ω_yσ的M行N列随机数组，normrnd(ω_zμ,ω_zσ,M,N)表示均值为ω_zμ、标准差为ω_zσ的M行N列随机数组，ω_xμ表示巡飞弹离筒滚转角速度随机数组均值，ω_xσ表示巡飞弹离筒滚转角速度随机数组标准差，ω_yμ表示巡飞弹离筒偏航角速度随机数组均值，ω_yσ表示巡飞弹离筒偏航角速度随机数组标准差，ω_zμ表示巡飞弹离筒俯仰角速度随机数组均值，ω_zσ表示巡飞弹离筒俯仰角速度随机数组标准差。

2.如权利要求1所述的巡飞弹初制导过程稳定性仿真设计方法，其特征在于，所述步骤1中，根据巡飞弹的总体设计参数、气动计算参数、导弹飞行力学、导弹控制原理，建立巡飞弹的弹道仿真数学模型。

3.如权利要求1所述的巡飞弹初制导过程稳定性仿真设计方法，其特征在于，所述步骤1中，还包括将巡飞弹的弹道仿真数学模型转换为计算机程序，在理论条件下进行弹道仿真，并进行弹道仿真数学模型的校核，在弹道仿真数学模型的可信程度满足设计要求时，才执行步骤2。

4.如权利要求1所述的巡飞弹初制导过程稳定性仿真设计方法，其特征在于，所述步骤2中，所述干扰因素数学模型包括下述的弹翼折叠展开造成的静稳定度变化模型：

其中，

表示俯仰力矩系数对攻角的偏导数，

表示t时刻俯仰力矩系数对攻角的偏导数插值函数，

表示弹翼未展开时俯仰力矩系数对攻角的偏导数，

表示弹翼完全展开时俯仰力矩系数对攻角的偏导数，t表示巡飞弹飞行时刻，T1表示弹翼折叠展开时间。

5.如权利要求1所述的巡飞弹初制导过程稳定性仿真设计方法，其特征在于，所述步骤2中，所述干扰因素数学模型包括下述的大攻角条件带来的控制舵效衰退模型：

其中：

其中，

表示升降舵效系数，

表示小攻角升降舵效系数，K表示衰退系数，interp1([10,50],[1,0.2],α)表示α攻角时俯仰力矩系数对升降舵的偏导数插值函数，α表示攻角。

6.如权利要求1所述的巡飞弹初制导过程稳定性仿真设计方法，其特征在于，所述步骤2中，所述干扰因素数学模型包括下述的动力电机转动形成的反扭力矩干扰模型：

M_dx＝K₂Ω+K₃dΩ；

其中，M_dx表示动力电机转动形成的反扭力矩，K₂表示电机转动角速度形成的干扰力矩传递系数，K₃表示电机转动加角速度形成的干扰力矩传递系数，Ω表示电机实时转动角速度，dΩ表示电机实时转动角加速度。

7.如权利要求1所述的巡飞弹初制导过程稳定性仿真设计方法，其特征在于，所述步骤4中，要设计的发射参数包括发射速度、发射倾角、启控时间。

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