CN116719333A - 一种垂直发射导弹速度矢量控制转弯指令设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种垂直发射导弹速度矢量控制转弯指令设计方法，主要解决传统弹道倾角（偏角）控制偏差求取方法中存在的问题：首先计算弹道倾角（偏角）指令和实飞弹道倾角（偏角）方向的单位在发射坐标系中三个轴向的投影，然后通过3次坐标旋转将其转换到弹体坐标系，再分别计算弹道倾角（偏角）指令和实飞弹道倾角（偏角）方向与弹体坐标系之间的夹角，两者作差后计算得到速度矢量控制偏差，利用速度矢量控制偏差计算得到舵偏角控制指令。通过多次飞行试验验证，本发明效果良好。
Description
技术领域
本发明属于导弹技术领域，具体涉及一种垂直发射导弹速度矢量控制转弯指令设计方法。
背景技术
垂直发射导弹发射后通常选择通过控制姿态角或速度矢量方向两种方法生成舵偏角指令控制导弹转向目标：在舵偏角指令生成过程中如果采用姿态控制控制导弹转弯可能会由于弹体气动参数误差、动力参数误差、大气参数误差等带来较大的弹道高度散布问题；在舵偏角指令生成过程中如果采用速度矢量方向控制导弹转弯虽然弹道高度散布受弹体气动参数误差、动力参数误差、大气参数误差等影响显著减小，但由于弹道倾角（偏角）指令和飞行实时弹道倾角（偏角）均是速度指令和速度方向相对发射系的角度，控制通道是相对弹体坐标系，故通常使用的直接作差求控制偏差的方法会由于控制偏差与控制器不匹配问题带来控制资源的浪费。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种垂直发射导弹速度矢量控制转弯指令设计方法，主要解决传统弹道倾角（偏角）控制偏差求取方法中存在的问题：首先计算弹道倾角（偏角）指令和实飞弹道倾角（偏角）方向的单位在发射坐标系中三个轴向的投影，然后通过3次坐标旋转将其转换到弹体坐标系，再分别计算弹道倾角（偏角）指令和实飞弹道倾角（偏角）方向与弹体坐标系之间的夹角，两者作差后计算得到速度矢量控制偏差，利用速度矢量控制偏差计算得到舵偏角控制指令。通过多次飞行试验验证，本发明效果良好。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括如下步骤：
步骤1：计算弹道倾角和弹道偏角控制偏差；
步骤1-1：计算弹道倾角和弹道偏角；
组合导航装置测量导弹在发射系三个轴方向的速度分量分别为，合速度/>，单位均为m/s，计算导弹实时速度方向与发射系之间的夹角——弹道倾角和弹道偏角，计算方法如下所示：
其中，和/>分别为发射系下弹道倾角和弹道偏角；
步骤1-2：计算发射系投影；
计算弹道倾角和偏角方向指令单位向量以及弹道倾角和偏角方向单位向量在发射系三轴方向的投影，计算公式如下：
其中和/>分别为弹道倾角指令和弹道偏角指令，/>为弹道倾角和偏角方向指令的单位向量在发射系三个坐标轴上的投影量，/>为弹道倾角和偏角方向的单位向量在发射系三个坐标轴上的投影量；
步骤1-3：发射系转弹体系；
将弹道倾角和偏角方向指令以及弹道倾角和偏角方向单位向量在发射系的投影转换到弹体坐标系达到控制偏差参考系与执行坐标系一致，计算方法如下：
从发射系转弹体系的转换矩阵如下：
其中，/>，/>分别为实测俯仰角、偏航角、滚转角，单位为弧度；/>为发射系转弹体系的转换矩阵；
将步骤1-2中得到的发射系三个坐标轴上的投影量转换到弹体坐标系，公式如下所示：
其中为速度方向指令的单位向量在弹体系三个坐标轴上的投影量，为速度方向的单位向量在弹体系三个坐标轴上的投影量；/>为速度方向指令的单位向量在发射系三个坐标轴上的投影量，/>为速度方向的单位向量在发射系三个坐标轴上的投影量；速度方向指令包括弹道倾角和偏角方向指令，速度方向包括弹道倾角和偏角方向；
步骤1-4：计算弹体系夹角；
利用以上计算得到的速度方向指令和速度方向在弹体系上的投影，计算其与弹体坐标系之间的夹角，计算公式如下：
其中和/>为速度方向指令在弹体系的投影，/>和/>为实飞速度方向在弹体系的投影，/>表示将/>限幅在0到1之间；
步骤1-5：计算控制偏差；
利用步骤1-4得到的速度方向指令在弹体系的投影和实飞速度方向在弹体系的投影，计算弹体系下弹道倾角和弹道偏角控制偏差量，计算方法如下所示：
其中，为弹体系下弹道倾角控制偏差，/>为弹体系下弹道偏角控制偏差；
步骤2：根据组合导航装置测量得到的弹体角速度信息，通过自动驾驶仪计算得到舵偏角指令控制导弹按照程序方案角转弯；
阻尼回路舵偏角指令如下所示：
其中，、/>分别为偏航和俯仰阻尼回路舵偏角指令，/>、/>分别为偏航和俯仰阻尼增益，/>、/>分别为偏航和俯仰角速度；
伪攻角回路舵偏角指令如下所示：
其中、/>为反应攻角引起弹道倾角变化率的小扰动线性化系数，/>为侧滑角引起弹道偏角变化率的小扰动线性化系数；
弹道倾角控制回路舵偏角指令和弹道偏角控制回路舵偏角指令/>分别如下：
其中，、/>分别为弹道倾角和弹道偏角控制增益；
偏航通道舵偏角指令和俯仰通道舵偏角指令/>分别如下所示：
。
优选地，所述和/>小于0.001m/s时，为防止除0，取/>。
本发明的有益效果如下：
本发明从而避免由于姿态控制转弯带来的弹道高度散布大或者直接求取倾角控制偏差带来的控制效果不理想问题。
附图说明
图1是本发明速度矢量控制转弯指令生成结构图。
图2是本发明俯仰通道自动驾驶仪结构框图。
图3是本发明实施例弹道高度变化曲线。
图4是本发明实施例弹道倾角（偏角）指令及弹道倾角（偏角）变化曲线。
图5是本发明实施例弹体姿态角变化曲线。
图6是本发明实施例弹道高度变化曲线。
图7是本发明实施例弹道倾角（偏角）指令及弹道倾角（偏角）变化曲线。
图8是本发明实施例弹体姿态角变化曲线。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
本发明要解决的问题是如何设计垂直发射导弹速度矢量控制转弯指令，从而避免由于姿态控制转弯带来的弹道高度散布大或者直接求取倾角控制偏差带来的控制效果不理想问题。上述问题可以分为两个部分：一是在如何合理计算出弹道倾角控制偏差作为自动驾驶仪输入；二是如何设计自动驾驶仪将控制偏差转换成舵偏角指令，控制导弹转向目标。
如图1所示，一种垂直发射导弹速度矢量控制转弯指令设计方法，包括如下步骤：
1. 计算弹道倾角和弹道偏角控制偏差
1.1计算弹道倾角和弹道偏角
组合导航装置测量导弹在发射系三个轴方向的速度分量分别为，合速度/>，单位均为m/s，利用以上信息计算导弹实时速度方向与发射系之间的夹角——弹道倾角和弹道偏角，计算方法如下所示：
其中，和/>为发射系下弹道倾角和弹道偏角，单位°。/>和/>小于0.001m/s时，为防止除0，取/>。
1.2 计算发射系投影
计算弹道倾角（偏角）方向指令单位向量和弹道倾角（偏角）方向单位向量在发射系三轴方向的投影，计算公式如下：
其中和/>分别为弹道倾角指令和弹道偏角指令，/>为弹道倾角和偏角方向指令的单位向量在发射系三个坐标轴上的投影量，/>为弹道倾角和偏角方向的单位向量在发射系三个坐标轴上的投影量；
1.3 发射系转弹体系
因为指令执行参考系为弹体坐标系，常见的将发射系偏差直接用于自动驾驶仪输入，当弹体姿态角较大时（特别是滚转角较大时）会由于偏差参考系与执行坐标系不一致带来控制误差。本发明通过将弹道倾角（偏角）方向指令和弹道倾角（偏角）方向单位向量在发射系的投影转换到弹体坐标系达到控制偏差参考系与执行坐标系一致。计算方法如下：
从发射系转弹体系的转换矩阵如下：
其中，/>，/>分别为实测俯仰角、偏航角、滚转角，单位为弧度；/>为发射系转弹体系的转换矩阵；
将1.2中算得发射系三个坐标轴上的投影量转换到弹体坐标系，公式如下所示：
其中为速度方向指令的单位向量在弹体系三个坐标轴上的投影量，为速度方向的单位向量在弹体系三个坐标轴上的投影量；/>为速度方向指令的单位向量在发射系三个坐标轴上的投影量，/>为速度方向的单位向量在发射系三个坐标轴上的投影量；速度方向指令包括弹道倾角和偏角方向指令，速度方向包括弹道倾角和偏角方向；
1.4 计算弹体系夹角
利用以上计算得到的速度指令和速度方向在弹体坐标系上的投影，计算其与弹体坐标系之间的夹角，计算公式如下：
其中和/>为速度方向指令在弹体系的投影，/>和/>为实飞速度方向在弹体系的投影，/>表示将/>限幅在0到1之间；
1.5 计算控制偏差
利用上述速度方向指令在弹体系的投影和实飞速度方向在弹体系的投影，计算弹体系下弹道倾角和弹道偏角控制偏差量，计算方法如下所示：
其中，为弹体系下弹道倾角控制偏差，/>为弹体系下弹道偏角控制偏差，单位rad。
2. 自动驾驶仪设计
利用上述计算得到的信息，结合组合导航装置测量得到的弹体角速度信息，设计自动驾驶仪，计算得到舵偏角指令控制导弹按照程序方案角转弯。俯仰通道自动驾驶仪结构框图如图2所示（偏航通道结构同俯仰通道），其中（/>）为反应攻角（侧滑角）引起弹道倾角（偏角）变化率的小扰动线性化系数，算法如下所示：
阻尼回路舵偏角指令如下所示：
伪攻角回路舵偏角指令如下所示：
弹道倾角（偏角）控制回路舵偏角指令如下：
俯仰（偏航）通道舵偏角指令如下所示：
具体实施例：
1. 系统
组合导航装置，实时测量弹体发射系速度、姿态和角速度信息；
弹载计算机，利用实时测量弹体信息，通过投影运算和坐标转换计算弹道倾角（偏角）控制偏差，通过自动驾驶仪将控制偏差转换为舵偏角指令；
电动舵机，执行弹载计算机发出的舵偏角指令，产生控制力矩，控制导弹按照程序指令转弯。
2. 方法
a)组合导航装置，实时测量弹体发射系速度、姿态和角速度等信息，并发送给弹载计算机；
弹载计算机首先计算弹道倾角（偏角）指令和实飞弹道倾角（偏角）方向的单位在发射坐标系中三个轴向的投影，然后通过3次坐标旋转将其转换到弹体坐标系，再分别计算弹道倾角（偏角）指令和实飞弹道倾角（偏角）方向与弹体坐标系之间的夹角，两者作差后计算得到速度矢量控制偏差，设计自动驾驶仪利用速度矢量控制偏差计算得到舵偏角控制指令。
下面以某垂直发射导弹速度矢量控制转弯过程为例，弹射出筒速度速度为29m/s，随后按照时序发动机点火、空气舵按照指令偏转控制导弹转弯，其中弹道倾角指令采用离线优化结果和弹道偏角方向指令指向目标，为了减小发动机烧蚀冲刷的风险，主动段设计方案滚转角指令让弹体主动段有一定的倾斜角度。弹载计算机利用组合导航测量信息实时计算飞行弹道倾角和弹道偏角，随后利用传统方法及本专利上述方法进行控制偏差求取并将控制偏差作为自动驾驶仪输入求出舵偏角指令。
图3～图5绘制出传统方法求解控制偏差（直接用发射系弹道倾角/偏角指令和发射系飞行弹道倾角/偏角求取控制偏差）作为自动驾驶仪输入的方法仿真结果，其中图3为高度变化曲线，可以看出导弹在58s左右爬升到最大高度26.7km（理论值为38.4km）处后开始下滑；图4为弹道倾角（偏角）指令和飞行弹道倾角（偏角），图5为姿态角变化曲线，从这两图中可以看出滚转角跟踪效果较差，在滚转角较大时姿态抖动严重，弹道倾角和弹道偏角跟踪效果较差。
图6～图8绘制出本使用发明设计速度矢量控制转弯指令仿真结果，其中图6为高度变化曲线，可以看出导弹在60s左右爬升到最大高度28.5km（理论值为38.4km）处开始下滑；图7为弹道倾角（偏角）指令和飞行弹道倾角（偏角），可以看出除了前6s速度导弹速度较低气动控制能力差导致弹道倾角跟踪较差，其余段弹道倾角和弹道偏角均跟踪较好；图8为弹体姿态角变化曲线，值得注意的是俯仰角较长时间为大值，特别是在15～45s有滚转角约为52°，但此段时间弹道倾角和弹道偏角的跟踪效果并未受到弹体姿态的影响，这也是本发明的主要作用。
Claims (2)
1.一种垂直发射导弹速度矢量控制转弯指令设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：计算弹道倾角和弹道偏角控制偏差；
步骤1-1：计算弹道倾角和弹道偏角；
组合导航装置测量导弹在发射系三个轴方向的速度分量分别为，合速度，单位均为m/s，计算导弹实时速度方向与发射系之间的夹角——弹道倾角和弹道偏角，计算方法如下所示：
；
；
其中，和/>分别为发射系下弹道倾角和弹道偏角；
步骤1-2：计算发射系投影；
计算弹道倾角和偏角方向指令单位向量以及弹道倾角和偏角方向单位向量在发射系三轴方向的投影，计算公式如下：
；
其中和/>分别为弹道倾角指令和弹道偏角指令，/>为弹道倾角和偏角方向指令的单位向量在发射系三个坐标轴上的投影量，/>为弹道倾角和偏角方向的单位向量在发射系三个坐标轴上的投影量；
步骤1-3：发射系转弹体系；
将弹道倾角和偏角方向指令以及弹道倾角和偏角方向单位向量在发射系的投影转换到弹体坐标系达到控制偏差参考系与执行坐标系一致，计算方法如下：
从发射系转弹体系的转换矩阵如下：
；
其中，/>，/>分别为实测俯仰角、偏航角、滚转角，单位为弧度；/>为发射系转弹体系的转换矩阵；
将步骤1-2中得到的发射系三个坐标轴上的投影量转换到弹体坐标系，公式如下所示：
；
其中为速度方向指令的单位向量在弹体系三个坐标轴上的投影量，为速度方向的单位向量在弹体系三个坐标轴上的投影量；/>为速度方向指令的单位向量在发射系三个坐标轴上的投影量，/>为速度方向的单位向量在发射系三个坐标轴上的投影量；速度方向指令包括弹道倾角和偏角方向指令，速度方向包括弹道倾角和偏角方向；
步骤1-4：计算弹体系夹角；
利用以上计算得到的速度方向指令和速度方向在弹体系上的投影，计算其与弹体坐标系之间的夹角，计算公式如下：
；
其中和/>为速度方向指令在弹体系的投影，/>和/>为实飞速度方向在弹体系的投影，/>表示将/>限幅在0到1之间；
步骤1-5：计算控制偏差；
利用步骤1-4得到的速度方向指令在弹体系的投影和实飞速度方向在弹体系的投影，计算弹体系下弹道倾角和弹道偏角控制偏差量，计算方法如下所示：
；
其中，为弹体系下弹道倾角控制偏差，/>为弹体系下弹道偏角控制偏差；
步骤2：根据组合导航装置测量得到的弹体角速度信息，通过自动驾驶仪计算得到舵偏角指令控制导弹按照程序方案角转弯；
阻尼回路舵偏角指令如下所示：
；
其中，、/>分别为偏航和俯仰阻尼回路舵偏角指令，/>、/>分别为偏航和俯仰阻尼增益，/>、/>分别为偏航和俯仰角速度；
伪攻角回路舵偏角指令如下所示：
；
其中、/>为反应攻角引起弹道倾角变化率的小扰动线性化系数，/>为侧滑角引起弹道偏角变化率的小扰动线性化系数；
弹道倾角控制回路舵偏角指令和弹道偏角控制回路舵偏角指令/>分别如下：
；
其中，、/>分别为弹道倾角和弹道偏角控制增益；
偏航通道舵偏角指令和俯仰通道舵偏角指令/>分别如下所示：
。
2.根据权利要求1所述的一种垂直发射导弹速度矢量控制转弯指令设计方法，其特征在于，所述和/>小于0.001m/s时，为防止除0，取/>。
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Legal Events
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|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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