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    气层内燃气动力与气动力复合控制方法探讨

    2006-03-09 《现代防御技术》杂志社xdfyjs

    声明:本文为《现代防御技术》杂志社供《中国军工网》独家稿件。未经许可,请勿转载。

    作者简介:魏明英(1966-),女,天津人,研究员,学士,主要从事导弹控制系统设计工作研究。
    通信地址:100854北京142信箱30分箱电话:(010)88526564
    魏明英
    (中国航天科工集团公司 二院二部,北京100854)

    摘要:对采用燃气动力(直接力)与气动力复合控制技术的控制方式、姿控发动机控制周期、点火逻辑及姿控发动机启控策略等进行了初步探讨。重点对采用燃气动力/气动力复合控制方式中舵系统的工作模式进行了探讨及仿真研究,对姿控发动机控制周期及控制回路工作周期对制导精度的影响进行了初步仿真研究。通过仿真研究表明:在末制导阶段,采用燃气动力/气动力复合控制方式可提高导弹的快速性,进而提高导弹的制导控制精度。
    关键词:燃气动力与气动力复合控制;点火逻辑;姿控发动机控制周期
    中图分类号:TJ7611+3;TJ765.2文献标识码:A文章编号:1009086X(2006)01002405

    Research on control method of side jet and aerodynamic
    compound control in endoatmospheric
    WEI Mingying
    (The Second System Design Department of the Second Research Academy of CASIC,Beijing 100854,China)

    Abstract:The control method of side jet and aerodynamic compound control,including side jet and aerodynamic compound control manner,control cycle of attitude control engine,ignition logic,startup control game of attitude control engine,etc. was researched.The work module of rudder was discussed and studied by simulation in side jet and aerodynamic compound control manner,the effect on guidance accuracy by control cycle of attitude control engine and action cycle of control loop was simulated. Simulation result showed that response time of missile was reduced and guidance accuracy was accordingly increased by side jet and aerodynamic compound control manner in terminal guidance.
    Key words:Side jet and aerodynamic compound control;Ignition logic;Control cycle of attitude control engine

    1引言[1~3]
    采用燃气动力与气动力复合控制技术已被美、俄、法等国广泛应用于新一代具有反导能力的防空导弹武器中。控制系统采用直接侧向力控制,以解决快速响应时间和高制导精度问题。燃气动力与气动力复合的控制方式,与传统的空气动力控制相比有本质的区别。一方面,复合控制拦截弹弹体环节的数学模型与空气动力控制时不同;另一方面,复合控制拦截弹的稳定控制系统与空气动力控制时也完全不同,这就给拦截弹制导控制系统的设计带来苛刻的限制条件。直接力/气动力复合控制方式有2种,即姿控式、轨控式,本文只讨论采用燃气动力提供控制力矩的姿控式控制方法。
    2姿控发动机工作特性分析
    由于工作机理的不同,姿控发动机的工作特性完全不同于普通的空气舵。其最基本的工作特点可以归结为以下几个方面:
    (1) 工作效率高。姿控发动机短时间之内可以产生很大力矩,对于导弹姿态控制作用效果非常明显,可以实现快速跟踪。
    (2) 工作时间非连续。工作时间有限,在很短时间内工作完成后停止,但是一旦开始点火工作,就不可终止,必须完成其固定工作时间。
    (3) 控制力矩大小非连续。单个发动机工作时产生的推力大小和冲量是恒定的,都是事先设计的大小,而不能得到连续输出。
    (4) 工作不可重复性。每一个姿控发动机都只能点火工作一次,之后其失去工作能力,同一方向的控制力矩只能由相近的其他发动机来代替产生。由于姿控发动机的数量十分有限,因此必须仔细选择合适的点火时刻和点火逻辑。
    现代防御技术·导航、制导与控制魏明英:大气层内燃气动力与气动力复合控制方法探讨现代防御技术2006年第34卷第1期由于姿控发动机具有推力大、作用时间短这样的特点,在使用其进行控制时,极有可能出现相反方向的发动机对喷现象,这种现象不但造成控制性能的下降,而且导致严重的浪费。因此,在工程应用之中,为了充分发挥每一个姿控发动机的工作效能,应当采取离散化的点火策略。设姿控发动机的工作时间为τ,而姿控发动机点火控制周期为T,并且使得T>τ,这样选择的目的是保证每个控制周期内只有一次点火,从而在原理上避免了出现相反方向的发动机对喷现象。
    3燃气动力与气动力复合控制方法研究实现燃气动力与气动力复合控制方案主要有以下关键技术:
    (1) 燃气动力与气动力复合控制系统工作模式优化设计
    在复合控制系统中,末段舵系统的作用,目前有2种工作方式,其一为只起副翼作用,其二为参与稳定控制及指令形成。为此需通过优化设计与仿真建模来确定复合控制系统工作模式。
    (2) 姿控发动机工作周期[1]与控制周期的优化设计
    姿控发动机工作周期即控制系统离散度由间隔时间Δtcy来确定,Δtcy应不小于考虑到可能散布时的单个脉冲发动机最大可能工作时间τmaxN,即应满足以下条件: Δtcy≥τmaxN。必须要避免在相反方向上的发动机同时点火。
    (3) 舵系统带宽与弹性弹体频率、稳定控制系统工作频率的匹配与优化设计
    由于现代导弹向轻小型化发展,其弹体结构刚度大幅下降,而导弹的快速响应能力又要求舵系统带宽尽量宽,这使得弹性弹体频率与舵系统带宽靠得很近,造成稳定控制系统工作频率难以协调。
    (4) 姿控发动机点火逻辑[1]设计
    对滚动不旋转的导弹,或允许有很慢转速的导弹,点火逻辑分配器算法按矢量相加的原则建立。对于专门要求滚动旋转的导弹,可采用按扫转角原则建立的算法。
    (5) 开启姿控发动机个数的确立
    首先通过稳定控制系统设计确定产生所需过载需开启的发动机个数,然后通过大量的数学仿真在制导控制系统设计中来最终确定开启发动机的个数。
    当然,以上所有关键技术的突破都直接有赖于各个控制环节的数学模型建立的置信度。这里面还有一个关键的技术就是侧向喷流气动干扰效应的建模,作为控制对象的导弹,侧向喷流气动干扰的影响必须有所描述,以便作为控制系统设计的依据。
    本节主要针对其中的几项关键技术进行研究探讨。
    3.1复合控制系统工作模式
    3.1.1单纯采用姿控发动机工作情况下稳定控制系统的设计方法
    姿控发动机工作段设定为当空气舵效率达不到控制性能要求时开始起作用。而此时,可以建立这样的假设:
    导弹相关空气动力学系数在小范围内变化,因此,姿控发动机的控制律不同于以前所设计的模型跟踪变结构控制律,此时的控制律设计将非常简单,采用反馈控制就能达到良好的控制效果。
    首先由以前所得到的弹体姿态动力学方程,略去交叉耦合项之后,得到弹体攻角相对于姿控发动机的传递函数:α(s)〖〗T(s)=M/Jz〖〗(s+a1)(s+a2),式中:a1,a2为动力学系数;M为点燃一对姿控发动机所产生的俯仰力矩。由于是对过载进行控制,所以进一步得到过载相对于姿控发动机的传递函数:G(s)=nz(s)〖〗T(s)=a4Mv/Jz〖〗(s+a1)(s+a2)采用如图1所示方式的控制形式。

    图1直接力控制系统方框图
    Fig.1Block diagram of side jet control system

    仿真选取了典型方波输入情况下弹体跟踪指令加速度的响应情况,控制时间间隔取为50 ms,发动机响应时间取5 ms。图2给出仿真曲线。
    图2俯仰通道方波响应
    Fig.2Square wave respond of pitch channel
    从图2曲线可以看出,在单纯姿控发动机的控制作用下,弹体可以良好跟踪方波指令信号,在不考虑姿控发动机点火时间的离散化条件下,系统的稳定性和快速性可以从极点配置中得到保证。由于离散化时间延迟带来的最突出问题是稳定性的问题,从曲线可以看出,弹体响应在稳态中心附近是存在误差和小幅振荡的,这是姿控发动机作为执行机构所带来的不可避免的问题。
    3.1.2燃气动力与气动力复合控制方式
    采用复合控制方式的稳定控制系统方框图如图3所示,图中有两条并联的控制回路,一支为传统的舵系统控制的连续系统,一支为由姿控发动机提供控制力矩的离散系统。
    图3直接力/气动力复合控制方框图
    Fig.3Block diagram of side jet and aerodynamic
    compound control system
    将3.1.1节中的采用直接力控制的设计结果与气动力控制的设计结果在三通道控制弹道上进行分析设计与仿真,可得出如下结论:
    (1) 在控制过程中,舵系统只起副翼作用,I(II)回路的稳定控制由姿控发动机提供控制力矩,稳定系统控制效果不好;
    (2) 在控制过程中,舵系统只起稳定作用,不参与I(II)回路的控制指令的形成,其稳定控制效果也不好,且过载无法保持;
    (3) 在控制过程中,舵系统不但起稳定作用,还与姿控系统共同产生控制作用,其稳定控制效果要好些;
    (4) 在控制过程中,姿控发动机开的次数、发动机个数也需通过仿真来确定,包括发动机开关的控制周期等;
    (5) 在控制过程中,舵系统控制回路(即稳定控制系统连续部分)的品质特性直接影响复合控制的效果,需协调考虑。
    以特征点高度h=15 km,导弹速度v=1 300 m/s为例,在全弹道上进行时域仿真,在t=30~32 s时加过载指令UK=28,另外,在加指令前后2 s内制导指令归零。图4给出只有舵系统参与稳定控制的指令响应曲线,其上升时间τ063=03 s。图5给出舵系统与姿控发动机共同参与稳定控制的指令响应曲线,其上升时间τ063=01 s。
    图4舵系统参与
    Fig.4Rudder participates in
    图5舵系统与姿控发动机共同参与
    Fig.5Rudder and attitude control engine
    participate in
    通过仿真可归纳稳定控制回路设计方法:首先按传统方法设计出自适应的稳定回路连续系统,舵系统与姿控发动机共同参与稳定控制时,稳定回路连续系统的控制周期不同,其指令响应上升时间也不同,控制周期越小,指令响应上升时间也越短;另外,稳定回路连续系统的动态品质不同,其指令响应的动态品质也不同;也就是说,稳定回路连续系统的品质特性直接影响复合控制回路的品质特性。然后在全量三通道控制弹道上进行直接力控制的时域设计与仿真,并修正稳定回路连续系统部分的控制参数,使稳定控制系统协调工作,保证复合控制回路的控制效果良好。
    3.2姿控发动机工作周期与控制周期
    参考文献[1]对姿控发动机工作周期进行了研究,姿控发动机的单位控制间隔T主要影响两方面结果:姿控发动机的工作效率和控制系统的采样时间。
    从姿控发动机的工作效率角度来分析,T的大小同姿控发动机的工作效率成正比。从姿控发动机的工作原理可以看出,其作用效果是在很短的时间τ内使弹体产生一定的旋转角速度,而在剩余的时间(T-τ)内弹体保持这一角速度依靠惯性来获得最终的姿态角。显然,T越大,弹体按照此角速度运动所获得的最终姿态角就越大,因此,单纯从姿控发动机的工作效率来看,希望T越大越好。
    但是,控制间隔T的引入相当于将控制系统变成了一个离散时间控制系统,其控制采样间隔就是T。从离散控制知识来看,其控制间隔又不能太大,否则将会引起太大的相位滞后,导致系统的不稳定。因此,T的选择必须兼顾以上两方面因素,在保证系统稳定前提下尽量发挥发动机的工作效率。
    目前初步选定控制系统的最小控制周期为2 ms。但是,由于姿控发动机的工作时间为23 ms,姿控发动机的单位控制间隔必须大于23 ms。最终T的选择应该为远大于23 ms的一个时间,并且应该为2的整数倍。本文初步将T设定为50 ms,而实际上其值可在仿真的基础上进行调整。
    表1给出了某弹道不同控制周期的脱靶量统计结果。由表1可见,控制周期对制导精度的影响比较大,若弹上机计算速度允许,可尽量选择小的控制周期。
    表1仿真结果
    Table 1Simulation results
    T1=2 ms,T2=10 ms〖〗T1=5 ms,T2=25 msΔy=-0688 m〖〗Δy=-49 mσy=39 m〖〗σy=532 mΔz=-0774 m〖〗Δz=095 mσz=41 m〖〗σz=468 m表1中Δy,Δz为脱靶量在y,z方向的均值;σy,σz为脱靶量在y,z方向的标准差;T1,T2分别为大稳定回路、制导回路的控制周期。
    3.3姿控发动机点火逻辑的探讨及启控策略的选择
    参考文献[1]对姿控发动机点火逻辑进行了研究,当姿控发动机的控制律确定之后,在每一个控制周期,已经可以得到需要点火的发动机的个数和方向,下面的问题是如何选择合适的搜索算法,按照要求的矢量来选择姿控发动机点火,使这些发动机产生的总推力矢量最接近于所要求的矢量。
    姿控发动机点火逻辑算法随导弹滚转速度的不同形成2类。对于不旋转的导弹,旋转控制力矩按照矢量相加原则建立,而对于滚转类型的导弹,可以采用按扫转角原则建立的算法。
    两种方法各有其优缺点。按照扫转角原则建立的点火算法可应用所有姿控发动机的控制,最终基本上所有的姿控发动机都可以参加控制作用;而按照矢量相加原则建立的点火算法可能会遇到这样的情况,即在需要点火的扇区内所有的发动机可能都燃烧用完。然而从导弹的控制系统角度来看,按照扫转角原则建立的算法必须依赖于导弹具有一定的滚转角速度ωx,而且这个角速度还不能很小,这无疑对导弹的姿态稳定系统带来很大的压力。从导弹的姿态稳定系统的设计经验来看,导弹的滚转角速度带来的耦合干扰作用非常难以得到有效的抑制,而对于STT类型的导弹,其俯仰、偏航通道的耦合作用就小得多。
    点火逻辑非常重要,产生过载的方向也很重要,由目前所做的仿真结果可看出,过载产生的方向一定要按某种规律实现,否则,造成的扰动很大,使得弹体角速率ωx很大,影响制导精度;点火间隔不宜频繁,否则也会造成扰动过大,使脱靶量加大;另外,有航路捷径与无航路捷径的点火规律(点火逻辑)相差很大,因此,点火逻辑的设计(快速产生过载的方向)直接影响制导精度,需通过大量的数学仿真并设定大量的仿真状态才能最终确定,当然,仿真的前提条件是建立置信度比较高的仿真模型,侧喷干扰模型的建立显得尤为重要。
    由于姿控发动机的数量有限,其不可能在导弹整个飞行过程中起作用,只能够留待舵面气动力不足时用以提高弹体的快速性,所以何时启控也成为姿控发动机控制系统设计的一部分。
    目前考虑在末制导开始后,并且在需用过载达到某一门限时启用姿控发动机控制系统的策略。门限的取值有赖于大量的数学仿真的确定,目前还没有形成一个成熟的算法,还需要做进一步的研究探讨。
    4结束语
    通过本文所做的研究、仿真工作,可以得出以下初步结论:
    (1) 稳定控制系统中,舵系统不仅参与稳定工作,同时还参与产生过载并保持过载的工作,姿控发动机只参与快速产生大攻角,进而快速产生过载的工作;
    (2) 尽量选择小的控制周期,本文选择稳定回路控制周期2 ms,制导回路控制周期10 ms,姿控发动机控制周期25 ~50 ms;
    (3) 姿控发动机点火逻辑分配器算法、制导指令(过载产生方向)分配准则、姿控发动机启控策略还需做大量工作。
    另外,侧喷干扰效应的影响不容忽视,需尽快建立侧喷干扰的模型。
    参考文献:
    [1][俄]B.T.斯维特洛夫,N.C.戈卢别夫防空导弹设计[M]北京:宇航出版社,2004392-396
    [2]于本水防空导弹总体设计[M]北京:宇航出版社,1995
    [3]彭冠一防空导弹武器制导控制系统设计[M]北京:宇航出版社,19952006年2月〖〗第34卷第1期现代防御技术〖〗MODERN DEFENCE TECHNOLOGYFeb.




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