二维弹道修正引信制动控制建模与仿真

为解决二维弹道修正引信滚转姿态实时控制问题,提出了固定舵制动模型。根据弹道修正原理及固定舵控制规律,建立了制动控制数学模型。构建了基于双轴仿真测试转台的半实物仿真系统,对不同弹道环境下制动控制性能进行了半实物仿真。结果表明干扰力矩在0～0.5 N · m变化范围,该方法能够有效跟踪滚转角控制指令实现实时跟踪。当弹丸转速在100～167 r／s范围时,该模型制动时间和精度满足控制系统总体要求。     

155mm固定翼双旋弹二维弹道修正引信的翼面转速特性及修正能力研究

二维弹道修正引信实现弹道修正的前提是对头部翼面部分转速进行控制。基于155 mm 固定翼双旋弹二维弹道修正引信平台,分别对双旋环境下弹体和翼面的转速特性进行了分析。建立翼面作用下双旋弹丸运动模型,采用计算流体力学软件对二维弹道修正引信进行数值模拟,计算得到了翼面各项气动力参数;通过对二维弹道修正滚转通道动力学方程展开分析,以弹丸和头部翼面部分转动惯量为基础,综合分析了翼面转动惯量、摩擦力矩、翼面滚转阻尼力矩和翼面导转力矩对全弹道转速、落点、横向偏差、攻角的影响;在转速控制基础上对155 mm 固定翼二维弹道修正引信修正能力进行了评估。研究结果表明：二维弹道修正引信导转翼面角度取5.0°~5.5°、修正翼面角度取8°~9°时可以满足控制所需的平衡转速和修正能力要求;双旋转速仿真结果可以反映弹道修正引信、精确制导组件等双旋弹丸的转速特性,为此类双旋弹丸翼面部分设计提供了理论依据。     

基于变结构控制的引信滚转角控制方法

针对现有二维弹道修正引信滚转角控制方法存在模型依赖性强、工程可实现性差问题,提出了基于变结构控制的引信滚转角控制方法。该方法建立了描述二维弹道修正引信滚转角运动的状态空间描述,通过选取了切换平面以及合适的趋近律,设计了二维弹道修正引信滚转角的变结构控制器,同时保证了控制系统的稳定性,并显示出较强的抗干扰能力。理论分析与仿真验证表明,基于变结构控制的引信滚转角控制方法与传统的双闭环PID控制相比,控制系统对干扰具有强鲁棒性,且控制精度更高。     

有限时间收敛的引信滚转角控制方法

针对目前二维弹道修正引信滚转角控制方法中存在的气动力矩难以精确计算，精度过于依赖建模准确度，抗干扰能力差的问题，提出一种有限时间收敛的引信滚转角控制方法。该方法基于滑模变结构的理论，利用系统有限时间收敛的概念，选取合适的切换平面以及有限时间收敛的趋近律，使滚转角速率在有限时间内快速收敛到零，并控制翼面滚转角收敛到期望的滚转角。通过对算法的有限时间稳定性分析与仿真验证表明，对于二维弹道修正引信的滚转角控制系统，设计的算法同时满足对滚转角的精确控制和滚转角速度的快速响应，系统的快速性和鲁棒性均有所提升。     

旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹气动特性

为研究旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹的气动特性,采用风洞实验方法,对该弹气动特性随马赫数、攻角以及舵偏角的变化规律进行了研究。结果显示：在实验研究马赫数、攻角和舵偏角范围内,舵偏角增大对模型有一定增阻作用;模型升力系数随舵偏角增大而增大、随攻角呈线性变化关系;在相同马赫数和攻角下,俯仰力矩系数和滚转力矩系数随舵偏角的增大而增大。该研究结果为旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹的弹道设计和研究提供了参考依据。     

基于线性二次型调节器算法的滚转角控制方法

针对二维弹道修正引信滚转角跟踪滚转角指令的控制方法复杂并存在稳态误差的问题,提出了基于线性二次型调节器(LQR)控制算法的引信滚转角控制方法。该方法先将引信滚转通道运动的线性化数学模型写成状态空间描述的形式,再判断引信滚转通道运动的状态空间描述是否满足LQR控制算法的应用条件,最后应用LQR控制算法得到最优控制律。仿真表明,基于LQR控制算法的引信滚转角控制方法与传统的双闭环PID控制方法相比,控制精度高,调节时间短。     

基于平衡力矩法的二维弹道修正引信摩擦力矩测试方法

针对目前文献未披露二维弹道修正引信摩擦力矩测试方法,仅是在选取的特定条件下对轴承摩擦力矩进行测试,不能满足轴承在二维弹道修正引信中作用时高过载、高转速的工况要求,无法得到轴承在二维弹道修正引信全寿命周期摩擦力矩值的问题,提出了基于平衡力矩法的二维弹道修正引信摩擦力矩测试方法。该方法考虑了轴承装配、高转速和高过载对摩擦力矩的影响,将轴承装配在二维弹道修正引信中,使用马歇特锤和高速转台分别模拟引信高过载和高转速的环境,通过所设计的装置实现摩擦力矩测试。试验验证表明,该方法可有效测得不同转速、经受轴向和径向高过载后二维弹道修正引信摩擦力矩值,测试操作性强,测量条件范围广。由数据分析可知转速和径向过载对二维弹道修正引信摩擦力矩值影响较大,轴向过载对摩擦力矩值影响并不明显。与理论计算值相比,结果更加符合实际,接近真实值。     

基于引信头锥摆动的火箭弹弹道修正方法

针对现有火箭弹头锥摆动方法不适用于库存火箭弹的问题,提出基于引信头锥摆动的弹道修正方法。该方法通过电机驱动控制引信头锥摆角改变全弹气动外形,产生二维弹道修正所需附加修正力及力矩,达到修正弹道落点的目的。气动仿真结果表明:阻力系数仿真值与风洞试验值的相对误差不超过20%,且弹道仿真结果与原火箭弹的方向、距离误差对比表明,头锥摆动式弹道修正引信的修正能力可以基本满足二维弹道修正的要求。     

基于频谱细化的干扰磁场自主标定方法

针对基于磁传感器的二维弹道修正引信滚转角测量中翼面干扰磁场影响测量精度问题,提出了基于频谱细化的干扰磁场自主标定方法。该方法通过频谱细化以及相关特征值计算得到磁传感器信号中干扰磁场信号的幅值、相位信息,再根据翼面与弹丸之间的相对转速测量结果,重构翼面干扰磁场信号,然后将磁传感器的输出信号中减去该重构信号,比较精确地得到地磁场在磁传感器中的分量,实现了干扰磁场的标定。仿真结果表明,该方法能够较好地消除翼面干扰磁场对地磁信号的影响,从而提高引信滚转角解算精度,使其满足二维弹道修正引信滚转角测量要求。     

基于最小二乘辨识的单轴陀螺参数标定方法

针对二维弹道修正引信滚转姿态测量中单轴陀螺参数标定结果误差较大的问题,提出了基于最小二乘辨识的单轴陀螺参数标定方法。该方法首先确定二维弹道修正引信单通道控制回路单轴陀螺标定参数及误差源;其次,建立了单轴陀螺角速率测量数学模型;最后,利用最小二乘辨识方法对模型参数进行辨识。仿真验证表明,基于最小二乘辨识的单轴陀螺参数标定方法与传统的标定方法相比,工程可实现性强,其标定结果更精确。     

旋转稳定二维弹道修正弹在固定舵作用下的角运动特性研究

为研究旋转稳定二维弹道修正弹在固定舵作用下的攻角及速度运动特性,建立了复数形式的角运动方程。推导了固定舵匀速转动时攻角的强迫运动解及固定舵产生阶跃激励时攻角的瞬态、稳态响应解析解;推导了有控时平均速度偏角的解析解,导出了平均偏角的幅值和相位角与固定舵参数的关系;提出了旋转稳定二维弹道修正弹在固定舵作用下的飞行稳定性条件。结果表明：二维弹道修正弹无控时应避免共振,有控时应限制攻角最大增量及平衡攻角幅值;有控时平均偏角的相位角较固定舵滚转角提前一个前置角。研究结果对旋转稳定二维弹道修正弹的飞行稳定性设计及制导方法研究提供了参考。     

固定鸭舵高速旋转弹修正减旋技术研究

为了实现对高速旋转弹进行低成本的二维弹道修正,采用在高速旋转弹弹头加装两对固定鸭舵的二维弹道修正原理和减旋技术。为了研究鸭舵的减旋能力,建立了二维弹道修正弹模型,对不同弹丸飞行速度、攻角、舵偏角对应的导转力矩进行动力学和运动学联合仿真,以及对导转力矩在全弹道进行数值计算。结果表明,固定鸭舵能够满足对高速旋转弹修正减旋要求,研究结果对二维弹道修正技术研究有较好的参考作用。     

高旋二维弹道修正弹的角运动特性

为研究高旋二维弹道修正弹舵控后的攻角与速度偏角的特性,通过在无控弹角运动基础上增加控制组件提供的控制力和力矩,建立了其角运动方程,对起始扰动作用、瞬时控制力作用、长时间控制力作用下的弹丸攻角、速度偏角规律进行了分析。数值计算结果表明:高旋二维弹道修正弹受瞬时控制力作用时,产生的平衡攻角、平均速度偏角的方向与瞬时控制力方向大致相反; 在固定方位舵控力长时间作用下,平衡攻角、平均速度偏角方向与控制力方向近似成180°,相差一个小的角度; 攻角运动是由舵控力产生相反方向的攻角与重力产生向右的动力平衡角合成的,该攻角运动规律将影响弹道的质心运动。研究结果为高旋二维弹道修正弹的控制策略与控制方案设计提供了理论依据与参考。     

固定翼二维弹道修正引信升力翼面位置的影响

固定翼二维弹道修正引信研究需要了解翼面之间的气动干扰。鉴于查不到相关文献,采用流场计算中广泛使用的数值模拟方法,计算引信及翼面的气动参数和修正弹的流场分布。计算结果表明,在固定翼二维弹道修正引信翼面尺寸和安装角度不变的前提下,随着升力翼面安装位置的前移,固定翼二维弹道修正引信的导转力矩、导转翼面的阻力和导转力矩以及升力翼面的阻力和升力均有所增加,而对导转翼面升力的影响较小;在跨音速时,引信及翼面的气动参数均变化较大。     

基于线性二次型调节器的乒乓舵最优控制方法

针对二维弹道修正引信乒乓舵机控制周期不稳定的问题,提出了基于线性二次型调节器(LQR)控制算法的乒乓舵机控制方法。首先对乒乓舵机进行数学建模,其次将乒乓舵机的数学模型写成状态空间描述的形式,再判断乒乓舵机的状态空间描述是否满足LQR控制算法的应用条件,最后应用LQR控制算法得到最优控制律。仿真结果表明,基于LQR控制算法的乒乓舵机控制方法与传统的三环PID控制方法相比,调节时间短,不存在超调,控制精度高,同时所需控制量少。     

引信头锥摆动角对火箭弹气动特性及控制能力影响

针对低旋火箭弹在引信头锥摆动时改变了全弹的气动特性问题,进行了气动特性仿真,分析了引信头锥摆动角对火箭弹气动参数的影响,并利用气动仿真得到的数据进行控制能力的仿真,从而为弹道修正火箭弹设计提供依据。仿真结果表明:升力系数和俯仰力矩系数随引信头锥摆动角的增大都有显著的增大,且在稳定飞行时引信头锥摆动火箭弹的修正能力可以满足火箭弹二维弹道修正的要求。     

二维弹道修正引信转角控制翼面角度测量方法

针对固定翼二维弹道修正引信转角控制在炮射环境中翼面角度测量难度大、成本高的问题,提出了固定翼二维弹道修正引信转角控制翼面角度地面测量方法。该方法利用坐标系转换关系计算出地磁矢量在准弹体坐标系弹轴径向平面分量与准弹体坐标轴之间的夹角,结合目标角的分析,计算出外弹道起控后地磁分量和翼面的夹角及其变化规律;然后通过测量双旋转台径向平面上地磁分量的方向、飞行控制模块装定炮位射击参数,存储并读取外弹道航偏角和俯仰角数据,最终在双旋转台实现二维弹道修正引信翼面转角控制角度的测量。仿真和实验结果表明,该方法能够方便、准确地实现固定翼二维弹道修正引信的转角控制在炮射环境中翼面角度的测量。     

二维弹道修正引信弹道辨识模型及精度仿真分析

文中提出利用卡尔曼滤波技术来建立二维弹道修正引信弹道辨识模型,在弹道方程基础上建立了卡尔曼滤波的弹道辨识状态方程和量测方程,构建了二维弹道修正引信弹道辨识模型算法;利用均匀设计方法对弹道辨识模型的精度进行了仿真分析,仿真结果表明基于卡尔曼滤波技术的弹道辨识模型可以满足弹道修正引信的系统精度要求.     

旋转稳定二维弹道修正弹落点预测制导方法研究

针对旋转稳定二维弹道修正弹的落点预测制导方法设计问题,提出了一种通过两次落点预测修正一次弹道的制导方案。研究了固定舵产生阶跃激励时弹丸的攻角、速度方向及落点运动规律,得出了落点修正量的相位角较固定舵滚转角超前一个前置角。提出了通过两次落点预测获得修正落点偏差所需的固定舵滚转角的方法:第1次无控落点预测得到目标点与实际落点的偏差方位角,第2次有控落点预测得到落点修正量的相位角相对于固定舵滚转角的前置角。仿真结果表明,落点预测制导具有较好的落点修正效果。研究结果对该类弹丸的制导方法设计提供了参考。     

一种导航式二维弹道修正引信的设计和关键技术分析

在分析国内外二维弹道修正技术的研究现状基础上，提出了一种导航式二维弹道修正引信方案，确定了其工作原理，并对其中的关键技术，如基于GPS／MIMU组合导航技术、基于鸭舵的修正控制技术、旋转稳定弹的引信模块减旋技术等以及系统设计建模与仿真方法进行了分析。对二维弹道修正引信技术研究具有参考价值。