CN115755838A - 一种导弹制导控制系统的精度分析方法 - Google Patents
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Abstract
一种导弹制导控制系统精度分析方法，包括以下步骤：建立包括导引头视线角速度测量误差模型，舵偏角测量误差模型、弹载MEMS陀螺测量误差模型和侧风干扰模型；为了改善不同弹道和系统特征点条件下导弹的控制系统的动态特性，对制导控制回路的前向增益参数和阻尼反馈系统进行自适应设计；建立制导控制系统回路伴随分析数学模型；引入系统各误差模型，对闭环系统制导精度进行闭环仿真评估。本发明提供的技术方案，借助制导控制系统伴随模型和协方差方法对导弹制导精度进行仿真分析和不同弹道的制导控制参数进行评估，经一次分析便可获得系统全部统计特性，具有精度高，更易定量分析各分系统误差对导弹制导精度的影响。
Description
技术领域
本发明涉及导弹制导控制技术领域，尤其涉及一种导弹制导控制系统的精度分析方法。
背景技术
在导弹的作战空域内，导弹对目标进行拦截的制导精度，是评价导弹系统性能的关键性指标。导弹对目标进行拦截的制导精度，通常的评定方法是通过系统仿真和靶场试验，存在成本较高的缺陷。因此，在方案设计阶段及研制阶段，用系统数学模型以及适宜的方法进行制导精度仿真分析，对控制回路设计的优劣作出评估，从而为设计系统提供依据，是十分必要的。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种导弹制导控制系统的精度分析方法，能实现对制导控制系统进行优化设计和制导精度分析，适应制导过程中导弹总体参数和气动参数的变化。
为了解决上述技术问题，本发明提供的导弹制导控制系统的精度分析方法，包括以下步骤：
S1：建立影响导弹制导精度的误差模型，包括导引头视线角速度测量误差模型、导引头跟踪零位误差模型、舵偏角测量误差模型、发动机推力偏心距误差模型、发动机推力偏心角误差模型和侧风干扰误差模型，按照误差计算方法的不同，分为常值干扰和随机干扰，影响导弹制导精度的误差建模如下：
导引头视线角速度测量误差为随机干扰，导引头视线角速度测量误差模型表示为
其中Tq为视线角速度测量时间常数，σq为视线角速度测量的标准差；
导引头跟踪零位误差为常值干扰，导引头跟踪零位误差模型表示为q0；
舵偏角测量误差为随机干扰，舵偏角测量误差模型表示为
其中Tδ为舵偏角测量时间常数，σδ为舵偏角测量的标准差；
发动机推力偏心距误差为常值干扰，发动机推力偏心距误差模型表示为2TF1(F1·ΔL)2，其中TF1为推力偏心持续的时间常数，F1为发动机偏心距引起的推力大小，ΔL为推力偏心距的大小；
发动机推力偏心角误差为常值干扰，发动机推力偏心角误差模型表示为
2TF2(F2·sin(Δγ)·cos(Δγ)(XZX-Lref))2，其中TF2为推力偏心持续的时间常数，F2为发动机偏心角引起的推力大小，Δγ为推力偏心角的大小；XZX为导弹质心位置，Lref为导弹长度；
侧向风干扰为常值干扰，侧风干扰误差模型表示为Vwind；
S2：导弹飞行过程中，质量、质心、转动惯量以及与飞行速度、攻角、侧滑角、舵偏角变化的气动参数均实时变化，弹体时间常数Tm、弹体气动传递函数前向增益系数
气动时间常数Ti和弹体固有阻尼系数μm随着变化，对制导控制回路的前向增益参数和阻尼反馈系统进行自适应设计；
采用MEMS陀螺反馈的驾驶仪通用的双回路设计方法；弹体气动传递函数的对应参数由导弹总体参数和气动参数综合计算获得，计算公式见式(1)
式中：aα为单位攻角产生的导弹俯仰旋转角加速度的大小，其单位为s-2
aδ为单位舵偏角产生的导弹俯仰旋转角加速度的大小，其单位为s-2
aω为单位角速度产生的导弹俯仰旋转角加速度的大小，其单位为s-1
bα为单位攻角角产生的导弹速度矢量旋转角速度的大小，其单位为s-1
bδ为单位舵偏角产生的导弹速度矢量旋转角速度的大小，其单位为s-1；
对驾驶仪前向增益系数Kpilot、阻尼回路反馈系数Kd、校正环节对应超前校正时间常数T1和滞后校正时间常数T2进行了参数设计，有效导航比N取值为3～5，驾驶仪前向增益系数近似计算方法见式(2)
采用弹载MEMS角速度反馈构成阻尼回路，使其等效阻尼系数提高到0.6～0.8；
舵机的二阶模型简化为Ks＝1,校正环节参数设定T1＝T2,则阻尼回路的闭环传递函数见式(3)：
为了求取合适的阻尼反馈系数Kd,将阻尼回路的闭环传递函数的分母项表示为标准形式见式(4)：
综合式(3)和式(4)可得式(5)：
得到以μω为自变量，Kd为因变量的方程式(6)
根据期望的μω的取值，可求得相应的阻尼回路反馈系数Kd；
式(2)至式(6)式中：
Ks为舵回路增益系数，无量纲
Ti为气动时间常数，其单位为s
Tm为弹体时间常数，其单位为s
μm为弹体固有阻尼系数，无量纲
Kd为阻尼回路反馈系数，无量纲
s-为拉普拉斯算子，为复变量
μω为期望的闭环传递函数的阻尼
Tω为等效的闭环传递函数的时间常数；
S3：建立制导控制系统回路伴随分析数学模型，根据制导控制回路的数学模型，将导弹制导控制系统设计框图中信号流走向反向，将原输出点为输入点，并将原输出点作为对应脱靶量的输出点，引入系统各误差模型，将各分系统误差模型加入到制导控制系统伴随模型，具体实现步骤如下：
①将导弹制导控制系统设计方框图信号流走向反向；
②将原输出点改为输入点并经过一个积分环节，令输入为阶跃响应；
③根据常值干扰和随机干扰作用下的伴随法，常值干扰对输出进行乘积运算，即可得到常值干扰下的脱靶量σmiss0；随机干扰对上述输出进行平方、积分，再与对应的随机干扰的功率谱密度相乘，开方得到随机干扰作用下的脱靶量σmiss；
④根据③计算方法得到不同类型干扰对应的脱靶量有：导引头跟踪零位引起的脱靶量
导引头视线角速度测量误差引起的脱靶量
舵偏角测量误差引起的脱靶量σmiss(σδ)，发动机推力偏心距引起的脱靶量σmiss(σF1)，发动机推力偏心角引起的脱靶量σmiss(σF2)和侧向风引起的脱靶量σmiss(wind)；
⑤将④中各种干扰引起的脱靶量进行平方、求和，再开方得到合成脱靶量，计算公式见式(7)：
S4：引入系统各误差模型，对闭环系统制导精度进行闭环仿真评估，分析不同类型和种类误差造成的导弹脱靶量对应分量；通过选取不同的理论导航比N，使不同弹体总体参数实现期望的脱靶量。
本发明提供的技术方案，借助制导控制系统伴随模型和协方差方法对导弹制导精度进行仿真分析和不同弹道的制导控制参数进行评估。通过一次分析便可获得系统全部统计特性，具有精度高，更易定量分析各分系统误差对导弹制导精度的影响。
附图说明
附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，但并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为实施例中的导弹制导控制系统设计框图；
图2为实施例中的驾驶仪中阻尼回路简化模型；
图3为实施例中的导弹制导控制系统伴随模型框图；
图4为实施例中的不同误差源引起的脱靶量；
图5为实施例中的不同导航比对脱靶量的影响。
具体实施方式
下面以轻型多用途通用导弹制导控制系统分析为例对本发明作进一步说明。
制导控制系统作为导弹的重要组成部分之一，包含有导引头、控制舱和舵机舱等部分，系统构成框图如图1所示。
导弹俯仰通道和偏航通道的控制结构和参数均一致，在弹体系内控制，以分析俯仰通道为例。实施例中采用MEMS陀螺反馈的驾驶仪通用的双回路设计方法；弹体气动传递函数的对应参数由导弹总体参数和气动参数综合计算获得。系统主要对驾驶仪前向增益系数Kpilot、阻尼回路反馈系数Kd、校正环节对应超前校正时间常数T1和滞后校正时间常数T2进行了参数设计，为了适应不同弹道和系统工作特征点，随导弹速度自适应调整了开环增益和阻尼系数，可以达到控制系统全空域良好的动态品质。
导弹制导控制系统的精度分析方法，包括以下步骤：
S1：建立影响导弹制导精度的误差模型，包括导引头视线角速度测量误差模型、导引头跟踪零位误差模型、舵偏角测量误差模型、发动机推力偏心距误差模型、发动机推力偏心角误差模型和侧风干扰误差模型，按照误差计算方法的不同，分为常值干扰和随机干扰，影响导弹制导精度的误差建模如下：
导引头视线角速度测量误差为随机干扰，导引头视线角速度测量误差模型表示为
其中Tq为视线角速度测量时间常数，σq为视线角速度测量的标准差。
导引头跟踪零位误差为常值干扰，导引头跟踪零位误差模型表示为q0。
舵偏角测量误差为随机干扰，舵偏角测量误差模型表示为
其中Tδ为舵偏角测量时间常数，σδ为舵偏角测量的标准差。
发动机推力偏心距误差为常值干扰，发动机推力偏心距误差模型表示为2TF1(F1·ΔL)2，其中TF1为推力偏心持续的时间常数，F1为发动机偏心距引起的推力大小，ΔL为推力偏心距的大小。
发动机推力偏心角误差为常值干扰，发动机推力偏心角误差模型表示为
2TF2(F2·sin(Δγ)·cos(Δγ)(XZX-Lref))2，其中TF2为推力偏心持续的时间常数，F2为发动机偏心角引起的推力大小，Δγ为推力偏心角的大小；XZX为导弹质心位置，Lref为导弹长度。
侧向风干扰为常值干扰，侧风干扰误差模型表示为Vwind。
影响制导精度的误差模型见表1。
表1：影响制导精度的误差模型
S2：导弹飞行过程中，质量、质心、转动惯量以及与飞行速度、攻角、侧滑角、舵偏角变化的气动参数均实时变化，弹体时间常数Tm、弹体气动传递函数前向增益系数
气动时间常数Ti和弹体固有阻尼系数μm随着变化，对制导控制回路的前向增益参数和阻尼反馈系统进行自适应设计。
如图1和图2所示，采用MEMS陀螺反馈的驾驶仪通用的双回路设计方法；弹体气动传递函数的对应参数由导弹总体参数和气动参数综合计算获得，计算公式见式(1)
式中：aα为单位攻角产生的导弹俯仰旋转角加速度的大小，其单位为s-2
aδ为单位舵偏角产生的导弹俯仰旋转角加速度的大小，其单位为s-2
aω为单位角速度产生的导弹俯仰旋转角加速度的大小，其单位为s-1
bα为单位攻角角产生的导弹速度矢量旋转角速度的大小，其单位为s-1
bδ为单位舵偏角产生的导弹速度矢量旋转角速度的大小，其单位为s-1；
对驾驶仪前向增益系数Kpilot、阻尼回路反馈系数Kd、校正环节对应超前校正时间常数T1和滞后校正时间常数T2进行了参数设计，有效导航比N取值为3～5，驾驶仪前向增益系数近似计算方法见式(2)
式中，Ks为舵回路增益系数，无量纲
采用弹载MEMS角速度反馈构成阻尼回路，使其等效阻尼系数提高到0.6～0.8；
舵机的二阶模型简化为Ks＝1,校正环节参数设定T1＝T2,则阻尼回路的闭环传递函数见式(3)：
式中，Ti为气动时间常数，其单位为s
Tm为弹体时间常数，其单位为s
μm为弹体固有阻尼系数，无量纲
Kd为阻尼回路反馈系数，无量纲
s为拉普拉斯算子，为复变量。
为了求取合适的阻尼反馈系数Kd,将阻尼回路的闭环传递函数的分母项表示为标准形式见式(4)：
μω为期望的闭环传递函数的阻尼；
Tω为等效的闭环传递函数的时间常数。
综合式(3)和式(4)可得式(5)：
得到以μω为自变量，Kd为因变量的方程式(6)
根据期望的μω的取值，可求得相应的阻尼回路反馈系数Kd。
S3：建立制导控制系统回路伴随分析数学模型，根据制导控制回路的数学模型，将导弹制导控制系统设计框图信号流走向反向，将原输出点为输入点，并将原输出点作为对应脱靶量的输出点；引入系统各误差模型，将各分系统误差模型加入到制导控制系统伴随模型；其构成框图如图3所示，包括以下过程：
①将图1所示制导控制系统设计框图信号流走向反向；
②将原输出点改为输入点并经过一个积分环节，令输入为阶跃响应；
③根据常值干扰和随机干扰作用下的伴随法，常值干扰对输出进行乘积运算，即可得到常值干扰下的脱靶量σmiss0；随机干扰对上述输出进行平方、积分，再与对应的随机干扰的功率谱密度相乘，开方得到随机干扰作用下的脱靶量σmiss；
④根据③计算方法得到不同类型干扰对应的脱靶量有：导引头跟踪零位引起的脱靶量
导引头视线角速度测量误差引起的脱靶量
舵偏角测量误差引起的脱靶量σmiss(σδ)，发动机推力偏心距引起的脱靶量σmiss(σF1)，发动机推力偏心角引起的脱靶量σmiss(σF2)和侧向风引起的脱靶量σmiss(wind)；
⑤将④中各种干扰引起的脱靶量进行平方、求和，再开方得到合成脱靶量，计算公式见式(7)：
S4：引入系统各误差模型，对闭环系统制导精度进行闭环仿真评估，分析不同类型和种类误差造成的导弹脱靶量对应分量；通过选取不同的理论导航比N，使不同弹体总体参数实现期望的脱靶量。
如图4所示，在制导控制系统开始工作前3s，导引头跟踪零位误差和侧向风干扰等常值误差是造成合成脱靶量的主要原因，随着制导时间的增加到5s，常值误差引起的脱靶量逐渐收敛到零，而导引头视线角速度测量误差和舵偏角测量误差等随机误差造成的脱靶量趋于稳定，是系统制导精度的主要误差因素。因此，为了确保制导控制系统有较好的制导精度(脱靶量)，需要对导引头视线角速度测量误差和舵偏角测量误差进行有效控制。
分析同一参数取值条件下不同导航比N对应的脱靶量。如图5所示，针对指定的空域典型弹道某一特征点对应的总体参数和气动参数来说，有效导航比取值在3～5，均能实现脱靶量不大于2m的精度要求；从脱靶量变化趋势来说，制导时间常数为6s,导航比N＝3时，脱靶量为0.4m；导航比N＝5时，脱靶量为1.4m。因此，采用协方差分析制导精度的方法对有效导航比的取值有一定的借鉴意义。
对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明权利要求的精神和原则之内，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 (1)
1.一种导弹制导控制系统的精度分析方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1：建立影响导弹制导精度的误差模型，包括导引头视线角速度测量误差模型、导引头跟踪零位误差模型、舵偏角测量误差模型、发动机推力偏心距误差模型、发动机推力偏心角误差模型和侧风干扰误差模型，按照误差计算方法的不同，分为常值干扰和随机干扰，影响导弹制导精度的误差建模如下：
导引头视线角速度测量误差为随机干扰，导引头视线角速度测量误差模型表示为
其中Tq为视线角速度测量时间常数，σq为视线角速度测量的标准差；
导引头跟踪零位误差为常值干扰，导引头跟踪零位误差模型表示为q0；
舵偏角测量误差为随机干扰，舵偏角测量误差模型表示为
其中Tδ为舵偏角测量时间常数，σδ为舵偏角测量的标准差；
发动机推力偏心距误差为常值干扰，发动机推力偏心距误差模型表示为2TF1(F1·ΔL)2，其中TF1为推力偏心持续的时间常数，F1为发动机偏心距引起的推力大小，ΔL为推力偏心距的大小；
发动机推力偏心角误差为常值干扰，发动机推力偏心角误差模型表示为
2TF2(F2·sin(Δγ)·cos(Δγ)(XZX-Lref))2，其中TF2为推力偏心持续的时间常数，F2为发动机偏心角引起的推力大小，Δγ为推力偏心角的大小；XZX为导弹质心位置，Lref为导弹长度；
侧向风干扰为常值干扰，侧风干扰误差模型表示为Vwind；
S2：导弹飞行过程中，质量、质心、转动惯量以及与飞行速度、攻角、侧滑角、舵偏角变化的气动参数均实时变化，弹体时间常数Tm、弹体气动传递函数前向增益系数
气动时间常数Ti和弹体固有阻尼系数μm随着变化，对制导控制回路的前向增益参数和阻尼反馈系统进行自适应设计；
采用MEMS陀螺反馈的驾驶仪通用的双回路设计方法；弹体气动传递函数的对应参数由导弹总体参数和气动参数综合计算获得，计算公式见式(1)
式中：aα为单位攻角产生的导弹俯仰旋转角加速度的大小，其单位为s-2
aδ为单位舵偏角产生的导弹俯仰旋转角加速度的大小，其单位为s-2
aω为单位角速度产生的导弹俯仰旋转角加速度的大小，其单位为s-1
bα为单位攻角角产生的导弹速度矢量旋转角速度的大小，其单位为s-1
bδ为单位舵偏角产生的导弹速度矢量旋转角速度的大小，其单位为s-1；
对驾驶仪前向增益系数Kpilot、阻尼回路反馈系数Kd、校正环节对应超前校正时间常数T1和滞后校正时间常数T2进行了参数设计，有效导航比N取值为3～5，驾驶仪前向增益系数近似计算方法见式(2)
采用弹载MEMS角速度反馈构成阻尼回路，使其等效阻尼系数提高到0.6～0.8；
舵机的二阶模型简化为Ks＝1,校正环节参数设定T1＝T2,则阻尼回路的闭环传递函数见式(3)：
为了求取合适的阻尼反馈系数Kd,将阻尼回路的闭环传递函数的分母项表示为标准形式见式(4)：
综合式(3)和式(4)可得式(5)：
得到以μω为自变量，Kd为因变量的方程式(6)
根据期望的μω的取值，可求得相应的阻尼回路反馈系数Kd；
式(2)至式(6)式中：
Ks为舵回路增益系数，无量纲
Ti为气动时间常数，其单位为s
Tm为弹体时间常数，其单位为s
μm为弹体固有阻尼系数，无量纲
Kd为阻尼回路反馈系数，无量纲
s-为拉普拉斯算子，为复变量
μω为期望的闭环传递函数的阻尼
Tω为等效的闭环传递函数的时间常数；
S3：建立制导控制系统回路伴随分析数学模型，根据制导控制回路的数学模型，将导弹制导控制系统设计框图中信号流走向反向，将原输出点为输入点，并将原输出点作为对应脱靶量的输出点，引入系统各误差模型，将各分系统误差模型加入到制导控制系统伴随模型，具体实现步骤如下：
①将导弹制导控制系统设计方框图信号流走向反向；
②将原输出点改为输入点并经过一个积分环节，令输入为阶跃响应；
③根据常值干扰和随机干扰作用下的伴随法，常值干扰对输出进行乘积运算，即可得到常值干扰下的脱靶量σmiss0；随机干扰对上述输出进行平方、积分，再与对应的随机干扰的功率谱密度相乘，开方得到随机干扰作用下的脱靶量σmiss；
④根据③计算方法得到不同类型干扰对应的脱靶量有：导引头跟踪零位引起的脱靶量
导引头视线角速度测量误差引起的脱靶量
舵偏角测量误差引起的脱靶量σmiss(σδ)，发动机推力偏心距引起的脱靶量σmiss(σF1)，发动机推力偏心角引起的脱靶量σmiss(σF2)和侧向风引起的脱靶量σmiss(wind)；
⑤将④中各种干扰引起的脱靶量进行平方、求和，再开方得到合成脱靶量，计算公式见式(7)：
S4：引入系统各误差模型，对闭环系统制导精度进行闭环仿真评估，分析不同类型和种类误差造成的导弹脱靶量对应分量；通过选取不同的理论导航比N，使不同弹体总体参数实现期望的脱靶量。
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Also Published As
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|---|---|
| CN115755838B (zh) | 2024-05-28 |
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