CN115903875B - 一种靶标姿态失稳时的有效安控方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种靶标姿态失稳时的有效安控方法，包括以下步骤：步骤1：获取舵系统不同频率和不同舵面摆角下的扫频信息，获取靶标的滚转角和滚转角速度；步骤2：根据步骤1中的扫频信息解算补偿角，或者，根据舵机模型和靶标的滚转角速度求取补偿角；步骤3：根据步骤2中的补偿角解算舵系统的每片舵面的摆角，舵系统的舵机控制器根据解算出的每片舵面的摆角信息发出舵系统的每片舵面的摆角指令。本发明提供的一种靶标姿态失稳时的有效安控方法，利用靶标失稳后的滚转角、滚转角速度等信息以及事先已知的舵系统信息来进行靶标舵面控制，从而使靶标在姿态失稳时仍能够迅速落地，极大地降低了靶标姿态失稳时的安全隐患。

Description

一种靶标姿态失稳时的有效安控方法

技术领域

0001.本发明涉及航空航天领域，具体涉及一种靶标姿态失稳时的有效安控方法。

背景技术

0002.目前航空靶标在飞行时，若姿态失稳或超出安控区则应启动安控使靶标自毁或迅速落地。常见的安控方法有四类，第一类是安装引战系统，在需要安控时引爆战斗部将弹体炸成碎片；第二类是切割分离组件来破坏弹体气动外形；第三类是利用弹上伞降系统使靶标迅速减速缓慢落地；第四类是利用舵系统，将俯仰舵偏角打到预设角度或者按照预设自毁弹道控制俯仰舵面偏转，以期靶标迅速落地。

0003.现有的安控方法存在以下缺陷：第一类安控方法可靠性较高，一般使用在导弹上，靶标很难容许安装引战系统。第二类安控方法可靠性较差，因为破坏弹体气动外形后，发动机仍然在持续输出动力，此时靶标处于失控状态，能否有效避开安控区域有很大的不确定性。第一、第二、第三类安控方法都需要额外增加弹上装置，大大增加了靶标的设计难度、设计成本、生产成本和人力成本。而目前的第四类方法则无法在靶标姿态失稳时进行有效的安控。

0004.公开号为CN109596012A的中国发明专利《一种弹载飞行器切割式主动安控系统》设计了一种毁伤式安控系统(属于第二类安控方法)，虽然该设计结构简单、成本低廉，但若应用于靶标系统，则仍存上前文所述的部分缺陷，比如安控可靠性低、设计难度增加、成本增加、市场竞争力降低等。

发明内容

0005.本发明要解决的技术问题是：提供一种靶标姿态失稳时的有效安控方法，其属于第四类安控方法，在靶标姿态失稳时仍能够迅速落地。

0006.本发明解决上述技术问题所采用的技术方案是：一种靶标姿态失稳时的有效安控方法，包括以下步骤：

步骤1：获取舵系统不同频率和不同舵面摆角下的扫频信息，获取靶标的滚转角和滚转角速度；

步骤2：根据步骤1中的扫频信息解算补偿角，或者，根据舵机模型和靶标的滚转角速度求取补偿角；在靶标转速较低时，比如低于每秒三转，可以不解算补偿角，即认为补偿角是0；

步骤3：根据步骤2中的补偿角解算舵系统的每片舵面的摆角，舵系统的舵机控制器根据解算出的每片舵面的摆角信息发出舵系统的每片舵面的摆角指令。

优选的，舵系统不同频率和不同舵面摆角下的扫频信息由舵系统生产厂家提供或者通过扫频试验测得；在步骤2中，根据扫频信息解算补偿角Ω_ij，

Ω_ij＝Δt_ij·2πf_j

其中，Δt_ij是某个试验状态下发出舵控指令至收到舵反就位指令的时间延时，单位是s，f_j是对应试验状态下的扫频频率，单位是Hz。

优选的，在步骤2中，根据舵机模型和靶标的滚转角速度解算补偿角Ω，

其中，ω_x是靶标滚转角速度，ξ是舵机阻尼比，ω_n是舵机带宽。

优选的，在步骤2之后加入设定或解算舵偏角指令的步骤，具体如下：

设定或解算准弹体系下的俯仰舵偏角、偏航舵偏角以及弹体系下的滚转舵偏角，如下：

其中，δ_z4c是设定的或根据自毁弹道解算的准弹体系下俯仰舵偏角指令，δ_y4是设定的准弹体系下的偏航舵偏角；δ_z4是设定的准弹体系下的俯仰舵偏角，δ_x是弹体系下的滚转舵偏角。

优选的，设定或解算舵偏角指令的步骤后加入插值补偿角的步骤，具体如下：

若靶标采用独立通道舵面或“十”字型舵面布局时，插值时所使用的幅值为|δ_z4c|；或者，若靶标采用“X”字型舵面布局时，插值时所使用的幅值为

优选的，步骤3中，若靶标采用独立通道舵面，则：

其中，δ_z4是设定的准弹体系下俯仰舵偏角；γ是靶标的滚转角，单位是rad；Ω是步骤2中的补偿角；δ_z是俯仰通道舵偏角；δ_y是偏航通道舵偏角。

优选的，步骤3中，若靶标采用“十”字型布局时，每片舵面的摆角的计算方式如下：

其中，δ_z4是设定的准弹体系下俯仰舵偏角；γ是靶标的滚转角，单位是rad；Ω是步骤2中的补偿角；

则为四个舵面对应的摆动角度。

优选的，步骤3中，若靶标采用“X”字型布局时，每片舵面的摆角的计算方式如下：

其中，δ_z4是设定的准弹体系下俯仰舵偏角；γ是靶标的滚转角，单位是rad；Ω是步骤2中的补偿角；

则为四个舵面对应的摆动角度。

本发明的有益效果是：本发明提供的一种靶标姿态失稳时的有效安控方法，其属于第四类安控方法，利用靶标失稳后的滚转角、滚转角速度等信息以及事先已知的舵系统信息来进行靶标舵面控制，从而使靶标在姿态失稳时仍能够迅速落地，极大地降低了靶标姿态失稳时的安全隐患。

附图说明

图1为本发明的一种靶标姿态失稳时的有效安控方法的流程图；

图2为本发明中一种舵系统扫频试验的电气搭配示意图；

图3为一种“X”字型舵面布局时通道舵偏角极性以及舵面标号示意图；

图4为一种“十”字型舵面布局时通道舵偏角极性以及舵面标号示意图；

图5为应用本发明的方法后实际舵摆角与理论舵摆角之间的关系图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请进行说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分而非全部。

应当理解，本公开的方法实施方式中记载的各个步骤可以按照不同的顺序执行，和/或并行执行。此外，方法实施方式可以包括附加的步骤和/或省略执行示出的步骤。本公开的范围在此方面不受限制。

见图1，本实施例提供了一种靶标姿态失稳时的有效安控方法，其实施步骤如下：

步骤1：获取舵系统不同频率和不同舵面摆角下的扫频信息，获取靶标的滚转角和滚转角速度；

步骤2：根据步骤1中的扫频信息解算补偿角，或者，根据舵机模型和靶标的滚转角速度求取补偿角；在靶标转速较低时，比如低于每秒三转，可以不解算补偿角，即认为补偿角是0；

步骤3：根据步骤2中的补偿角解算舵系统的每片舵面的摆角，舵系统的舵机控制器根据解算出的每片舵面的摆角信息发出舵系统的每片舵面的摆角指令。

在步骤1中，舵系统不同频率和不同舵面摆角下的扫频信息可由舵系统生产厂家提供。或者作为本实施例中的一种可选实施方式，扫频信息也可以通过扫频试验测得。

图2是一种扫频试验电气设备搭配示意图。在步骤2中，若已经获得扫频试验结果，则可根据以下公式来计算补偿角Ω_ij并记录此时扫频幅度A_i，i＝1、2、3…n，j＝1、2、3…m；

Ω_ij＝Δt_ij·2πf_j

获取不同状态下的补偿角，并制成表格，其中表格应具有但不限于如下形式：

	<![CDATA[A<sub>1</sub>]]>	<![CDATA[A<sub>2</sub>]]>	…	<![CDATA[A<sub>n</sub>]]>
					<![CDATA[f<sub>1</sub>]]>	<![CDATA[Ω<sub>11</sub>]]>	<![CDATA[Ω<sub>12</sub>]]>	…	<![CDATA[Ω<sub>13</sub>]]>
<![CDATA[f<sub>2</sub>]]>	<![CDATA[Ω<sub>21</sub>]]>	<![CDATA[Ω<sub>22</sub>]]>	…	<![CDATA[Ω<sub>2n</sub>]]>
					…	…	…	…	…
<![CDATA[f<sub>m</sub>]]>	<![CDATA[Ω<sub>w1</sub>]]>	<![CDATA[Ω<sub>w2</sub>]]>	…	<![CDATA[Ω<sub>ww</sub>]]>

其中，Δt_ij是某个试验状态下发出舵控指令至收到舵反就位指令的时间延时，单位是s，f_j是对应试验状态下的扫频频率，单位是Hz。

作为本实施例中的一种可选实施方式，根据通过扫频获取的补偿角、舵面偏转角、靶标的滚转角速度等对靶标的实时补偿角进行二维插值。

若滚转角速度的单位是°/s，则有

f＝ω_x/360

若滚转角速度单位是rad/s，则有

f＝ω_x/2/π。

例如，采取某一型号舵机的扫频试验数据，整理成表格如下：

	幅值5°	幅值10°	…	幅值30°
					频率1Hz	2°	2.3°	…	2.5°
频率2Hz	4°	4.1°	…	4.5°
					…	…	…	…	…
频率15Hz	89°	90°	…	93°

作为本实施例中的一种可选实施方式，根据舵机模型、靶标的滚转角速度等直接求取补偿角。补偿角求取方式为下式或下式的变型：

其中，ω_x是靶标滚转角速度，ξ是舵机阻尼比，ω_n是舵机带宽。

作为本实施例中的一种可选实施方式，在步骤2之后加入设定或解算舵偏角指令的步骤，具体如下：

设定或解算准弹体系下的俯仰舵偏角、偏航舵偏角以及弹体系下的滚转舵偏角，如下：

其中，δ_z4c是设定的或根据自毁弹道解算的准弹体系下俯仰舵偏角指令，δ_y4是设定的准弹体系下的偏航舵偏角；δ_z4是设定的准弹体系下的俯仰舵偏角，δ_x是弹体系下的滚转舵偏角。

设定或解算舵偏角指令的步骤后加入插值补偿角的步骤，具体如下：

若靶标采用独立通道舵面或“十”字型舵面布局时，插值时所使用的幅值为|δ_z4c|；或者，若靶标采用“X”字型舵面布局时，插值时所使用的幅值为

比如：采用十字舵面布局，|δ_z4c|＝7.5°，靶标的旋转频率是1.5Hz；那么7.5°就在上表中幅值5°和幅值10°之间，而1.5Hz在1Hz和2Hz之间，因此先求出1Hz和幅值7.5°对应的“补偿角1”，此处为2.15°(在2°和2.3°之间)，再求2Hz和幅值7.5°对应的“补偿角2”，此处为4.05°(在4°和4.1°之间)，最后再求出1.5Hz且幅值7.5°对应的补偿角，此处为3.1°。在实际进行安控时，插值用的幅值用|δ_z4c|或者

插值用的频率就是靶标的旋转角速度f＝ω_x/360或者f＝ω_x/2/π。

δ_z4c可预设为大于0的常数，其取值一般小于30。作为本实施例中的一种可选实施方式，δ_z4c在本具体实施例中取值为20，但是可以预见的是，其取值不限于20°。

图3是一种“X”字型舵面布局时弹体系下舵偏角的定义方式，图中“正方形”表示偏转后的舵面后缘。

图4是一种“十”字型舵面布局时通道舵偏角极性和舵面摆角定义，图中“正方形”表示偏转后的舵面后缘。

作为本实施例中的一种可选实施方式，根据当前靶标旋转频率解算补偿角并对此补偿角进行二维插值获得插值后的补偿角，“X”字型舵面布局时插值使用的幅值为

在本实施例中幅值

独立通道舵面设计或“十”字型舵面布局时A＝|δ_z4c|＝20；A表示插值补偿角使用的幅值。

作为本实施例中的一种可选实施方式，在步骤3中，需要获取每片舵面的摆角，为此首先需要解算弹体系下的俯仰舵偏角δ_z和偏航舵偏角δ_y，解算方式如下：

作为本实施例中的一种可选实施方式，若靶标采取独立通道舵面设计，则单片舵面摆角与通道舵摆角一致，将通道舵偏角转换为单片舵面指令，若δ_y4＝0，可化简为：

其中，δ_z4是设定的准弹体系下俯仰舵偏角；γ是靶标的滚转角，单位是rad；Ω是步骤2中的补偿角；δ_z是俯仰通道舵偏角；δ_y是偏航通道舵偏角；将δ_y与δ_z发送给舵机控制器后即可实现本发明所提的靶标姿态失稳时的有效安控。

作为本实施例中的一种可选实施方式，步骤3中，若靶标采用“X”字型布局时，则每片舵面摆角解算如下：

若δ_y4＝0，可化简为：

其中，δ_z4是设定的准弹体系下俯仰舵偏角；γ是靶标的滚转角，单位是rad；Ω是步骤2中的补偿角；

则为四个舵面对应的摆动角度；将

发送给舵机控制器后即可实现本发明所提的靶标姿态失稳时的有效安控。

作为本实施例中的一种可选实施方式，步骤3中，若靶标采用“十”字型布局时，若δ_ｙ４＝0，每片舵面的摆角的计算方式如下：

其中，δ_z4是设定的准弹体系下俯仰舵偏角；γ是靶标的滚转角，单位是rad；Ω是步骤2中的补偿角；

则为四个舵面对应的摆动角度；将

发送给舵机控制器后即可实现本发明所提的靶标姿态失稳时的有效安控。

假设舵面布局为“X”字型，而0时刻时靶标姿态失稳，此时靶标的滚转角为0°，角速度为0°/s，且靶标受到了常值滚转力矩的干扰而产生了滚转角加速度，设为200°/s2，则其对应的滚转角速度为200t，t为时间，从0开始增加，

此处角速度单位是°/s，对应的滚转角为100t²，单位是°；即滚转角速度、滚转角均已知，设定幅值已知，则可以通过本发明求出该布局下的舵面摆角，应用本发明具体实施例中的X字形布局，则其1号舵面的摆动曲线见图5。

图5中，实线为舵面理论摆角曲线，加有菱形符号的线为应用本发明以及使用补偿角后的实际舵摆角曲线(补偿角不为0)，加有圆形符号的线为应用本发明以及补偿角为0的实际舵摆角曲线。加有菱形符号的线与实线基本重合，加有圆形符号的线与实线稍有偏差但仍属于稳定的曲线。

应用本发明以及使用补偿角(补偿角不为0)后的实际舵摆角曲线与理论舵摆角曲线基本重合，这说明应用本发明可以快速且有效地对靶标实施安控。而应用本发明但不考虑补偿角时(即补偿角为0)，虽然一定程度上降低了安控的可靠性，但仍可以实现较为有效的靶标安控，因此，在靶标不滚动或者滚转角速度较小(比如3转/s及以下)时，也可以不解算补偿角。

0036.本发明提供的一种靶标姿态失稳时的有效安控方法，其属于第四类安控方法，利用靶标失稳后的滚转角、滚转角速度等信息以及事先已知的舵系统信息和自毁弹道信息来进行靶标舵面控制，从而使靶标在姿态失稳时仍能够迅速落地，极大地降低了靶标姿态失稳时的安全隐患。

0037.以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种靶标姿态失稳时的有效安控方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：获取舵系统不同频率和不同舵面摆角下的扫频信息，获取靶标的滚转角和滚转角速度；

步骤2：根据步骤1中的扫频信息解算补偿角，或者，根据舵机模型和靶标的滚转角速度求取补偿角；

在靶标转速低于每秒三转时，不解算补偿角，即认为补偿角是0；

步骤3：根据步骤2中的补偿角解算舵系统的每片舵面的摆角，舵系统的舵机控制器根据解算出的每片舵面的摆角信息发出舵系统的每片舵面的摆角指令；

若靶标采用“十”字型布局时，每片舵面的摆角的计算方式如下：

若靶标采用“X”字型布局时，每片舵面的摆角的计算方式如下：

其中，δ_z4是设定的准弹体系下俯仰舵偏角；γ是靶标的滚转角，单位是rad；Ω是步骤2中的补偿角；

则为四个舵面对应的摆动角度。

2.根据权利要求1所述的一种靶标姿态失稳时的有效安控方法，其特征在于：舵系统不同频率和不同舵面摆角下的扫频信息由舵系统生产厂家提供或者通过扫频试验测得；在步骤2中，根据扫频信息解算补偿角Ω_ij，并预存这些补偿角信息，

Ω_ij＝Δt_ij·2πf_j

其中，Δt_ij是某个试验状态下发出舵控指令至收到舵反就位指令的时间延时，单位是s，f_j是对应试验状态下的扫频频率，单位是Hz。

3.根据权利要求1所述的一种靶标姿态失稳时的有效安控方法，其特征在于：在步骤2中，根据舵机模型和靶标的滚转角速度解算补偿角Ω，

其中，ω_x是靶标滚转角速度，ξ是舵机阻尼比，ω_n是舵机带宽。

4.根据权利要求1所述的一种靶标姿态失稳时的有效安控方法，其特征在于：在步骤2之后加入设定或解算舵偏角指令的步骤，具体如下：

设定或解算准弹体系下的俯仰舵偏角、偏航舵偏角以及弹体系下的滚转舵偏角，如下：

其中，δ_z4c是设定的或根据自毁弹道解算的准弹体系下俯仰舵偏角指令，δ_y4是设定的准弹体系下的偏航舵偏角；δ_z4是设定的准弹体系下的俯仰舵偏角，δ_x是弹体系下的滚转舵偏角。

5.根据权利要求4所述的一种靶标姿态失稳时的有效安控方法，其特征在于：设定或解算舵偏角指令的步骤后加入插值补偿角的步骤，具体如下：

对补偿角进行二维插值；若靶标采用独立通道舵面或“十”字型舵面布局时，插值时所使用的幅值为|δ_z4c|；或者，若靶标采用“X”字型舵面布局时，插值时所使用的幅值为

6.根据权利要求1或4所述的一种靶标姿态失稳时的有效安控方法，其特征在于：步骤3中，若靶标采用独立通道舵面，则：

其中，δ_z4是设定的准弹体系下俯仰舵偏角；γ是靶标的滚转角，单位是rad；Ω是步骤2中的补偿角；δ_z是俯仰通道舵偏角；δ_y是偏航通道舵偏角。

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