單兵火箭彈簡易制導(dǎo)控制方法研究

陳偉, 譚曉軍, 孫傳杰, 馮高鵬, 薛曉中

(1.中國工程物理研究院 總體工程研究所, 四川 綿陽 621000;2.南京理工大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院, 江蘇 南京 210094)

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單兵火箭彈簡易制導(dǎo)控制方法研究

陳偉1, 譚曉軍1, 孫傳杰1, 馮高鵬1, 薛曉中2

(1.中國工程物理研究院 總體工程研究所, 四川 綿陽 621000;2.南京理工大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院, 江蘇 南京 210094)

為降低單兵制導(dǎo)火箭彈的成本,同時(shí)確保其具有較遠(yuǎn)的作用距離和較高的命中精度,針對靜止目標(biāo),設(shè)計(jì)了單兵火箭彈簡易制導(dǎo)控制律。首先,將飛行彈道進(jìn)行分段設(shè)計(jì),以瞄準(zhǔn)線作為基準(zhǔn)彈道,采用虛擬目標(biāo)導(dǎo)引法實(shí)現(xiàn)對基準(zhǔn)彈道的跟蹤;然后,進(jìn)行STT控制器的設(shè)計(jì),基于典型設(shè)計(jì)點(diǎn)處控制器的參數(shù)插值,得到實(shí)時(shí)飛行過程中的控制器參數(shù),確保火箭彈在整個(gè)飛行過程中具有較高的控制精度;最后,進(jìn)行了仿真計(jì)算,通過仿真結(jié)果分析可知,所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制系統(tǒng)具有較高的魯棒性。

火箭彈; 簡易制導(dǎo); 虛擬目標(biāo); STT控制器

0 引言

單兵無控火箭彈命中精度低、作用距離短,為了改善單兵火箭彈的作用距離和命中精度,將火箭彈與制導(dǎo)控制系統(tǒng)相結(jié)合,在保證命中精度的前提下,大大增大火箭彈的作用距離[1-2]。制導(dǎo)火箭彈一般都安裝有導(dǎo)引頭,根據(jù)導(dǎo)引原理的不同,可分為電視導(dǎo)引、激光導(dǎo)引及雷達(dá)導(dǎo)引,導(dǎo)引系統(tǒng)使得制導(dǎo)火箭彈對靜止目標(biāo)和運(yùn)動目標(biāo)都具有較好的打擊效果[3-5]。但對于單兵作戰(zhàn)來說,其成本較高,效費(fèi)比難以控制。

為了降低單兵制導(dǎo)火箭彈的體積、重量及成本,同時(shí)增大其作用距離,保證命中精度,本文針對靜止目標(biāo),探討了純慣性制導(dǎo)體制應(yīng)用于單兵攻堅(jiān)火箭彈的可行性。將彈道分成筒內(nèi)運(yùn)動段、慣性飛行段、導(dǎo)引段3個(gè)飛行階段。采用彈目瞄準(zhǔn)線作為單兵簡控火箭彈的基準(zhǔn)彈道,采用虛擬目標(biāo)導(dǎo)引法[6]追蹤基準(zhǔn)彈道,將復(fù)雜作戰(zhàn)場地的三維彈道設(shè)計(jì)簡化為二維平面設(shè)計(jì),采用STT制導(dǎo)方法[7]進(jìn)行控制律設(shè)計(jì)。在標(biāo)準(zhǔn)彈道上,選擇4個(gè)能夠表征各個(gè)彈道段特點(diǎn)的設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)行控制器參數(shù)設(shè)計(jì)。通過速度插值,得到整個(gè)飛行過程中的控制器參數(shù),確保單兵攻堅(jiān)簡控火箭彈從發(fā)射到命中目標(biāo)的整個(gè)過程中具有較高的控制精度。最后,考慮風(fēng)干擾和氣動誤差的影響,對所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制系統(tǒng)的可行性和魯棒性進(jìn)行了驗(yàn)證。

1 動力學(xué)模型

坐標(biāo)系定義如圖1所示。圖中,Onxnynzn為發(fā)射坐標(biāo)系，Oxbybzb為彈體坐標(biāo)系。

圖1 坐標(biāo)系Fig.1 Coordinate system

(1)

(2)

(3)

dm/dt=-mc

(4)

(5)

2 彈道方案設(shè)計(jì)

單兵簡控火箭彈采用肩扛式發(fā)射筒發(fā)射,火箭彈采用兩級發(fā)動機(jī):助推發(fā)動機(jī)和續(xù)航發(fā)動機(jī)。助推發(fā)動機(jī)工作時(shí)間短,產(chǎn)生的推力大,能夠保證火箭彈出筒后具有一定的初速度;續(xù)航發(fā)動機(jī)推力小,工作時(shí)間長,能夠提供持續(xù)的續(xù)航動力。根據(jù)單兵簡控火箭彈飛行的特點(diǎn)以及所采用的制導(dǎo)體制,可將飛行彈道分成3個(gè)階段:

(1)筒內(nèi)運(yùn)動段:從助推發(fā)動機(jī)點(diǎn)火到火箭出筒前這一階段;

(2)慣性飛行段:從火箭出筒到續(xù)航發(fā)動機(jī)點(diǎn)火前這一階段,該階段按慣性彈道飛行;

(3)導(dǎo)引段:從續(xù)航發(fā)動機(jī)點(diǎn)火到命中目標(biāo)前這一段彈道。

彈道方案示意圖如圖2所示。

圖2 彈道方案示意圖Fig.2 Schematic diagram of ballistic scheme

3 虛擬目標(biāo)導(dǎo)引律設(shè)計(jì)

根據(jù)給定的指標(biāo)要求,完成基準(zhǔn)彈道設(shè)計(jì)。在基準(zhǔn)彈道上設(shè)計(jì)虛擬運(yùn)動目標(biāo),導(dǎo)彈采用追蹤法跟蹤虛擬目標(biāo),通過虛擬目標(biāo)的引導(dǎo)實(shí)現(xiàn)對基準(zhǔn)彈道的跟蹤。

3.1 基準(zhǔn)彈道生成

通過觀瞄系統(tǒng)瞄準(zhǔn)目標(biāo)進(jìn)行發(fā)射,瞄準(zhǔn)示意圖如圖3所示。觀瞄系統(tǒng)安裝在發(fā)射筒上,瞄準(zhǔn)鏡與發(fā)射筒夾角?0固定,這里稱?0為射角。初始對準(zhǔn)目標(biāo)時(shí),發(fā)射筒與地面的夾角記為?。

圖3 瞄準(zhǔn)示意圖Fig.3 Sketch map of aiming

結(jié)合單兵武器直接瞄準(zhǔn)發(fā)射特點(diǎn),基準(zhǔn)彈道取發(fā)射點(diǎn)與目標(biāo)的連線。以射擊時(shí)的彈目瞄準(zhǔn)線作為基準(zhǔn)彈道,瞄準(zhǔn)線的計(jì)算公式為:

ym=xmtan(?-?0)

(6)

3.2 基準(zhǔn)彈道跟蹤

該方法的思路是首先設(shè)計(jì)出虛擬目標(biāo)的運(yùn)動規(guī)律,虛擬目標(biāo)沿基準(zhǔn)彈道飛行,位于導(dǎo)彈前方,且保持一定的超前量,導(dǎo)彈采用比例導(dǎo)引來跟蹤虛擬目標(biāo),通過虛擬目標(biāo)的引導(dǎo)作用實(shí)現(xiàn)對基準(zhǔn)彈道的跟蹤。具體步驟如下:

(1)計(jì)算虛擬目標(biāo)位置

虛擬目標(biāo)在瞄準(zhǔn)線上運(yùn)動,且在射程方向上始終超前導(dǎo)彈當(dāng)前位置一定距離,超前量記為ΔL,虛擬目標(biāo)位置按下式計(jì)算:

(7)

式中:xT,yT,zT為虛擬目標(biāo)位置分量。

(2)計(jì)算視線角速度

在發(fā)射坐標(biāo)系下,虛擬目標(biāo)與導(dǎo)彈之間相對位置分量可由下式計(jì)算得到:

(8)

基于虛擬目標(biāo)與導(dǎo)彈之間的相對位置,利用相對運(yùn)動學(xué)計(jì)算視線角速度,計(jì)算公式如下:

(9)

(3)計(jì)算導(dǎo)引指令

導(dǎo)引律采用比例導(dǎo)引法,計(jì)算形式如下:

(10)

(11)

4 彈道控制律設(shè)計(jì)

采用STT方法[7]進(jìn)行控制律設(shè)計(jì),將俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)三通道進(jìn)行解耦控制。俯仰通道控制器包含3個(gè)反饋回路。其中，俯仰角速度ωz直接反饋到內(nèi)回路，起到阻力增穩(wěn)作用;ωz經(jīng)過一階慣性環(huán)節(jié)生成偽姿態(tài),然后反饋到中回路,起到姿態(tài)增穩(wěn)作用;外回路反饋法向過載ny,使得火箭彈實(shí)時(shí)跟蹤法向過載指令。可以得到俯仰通道控制律為:

δz=-kωzωz-kωzkθ∫ωzdt-kωzknykθ∫(ny-nyc)dt

(12)

式中:kωz,kθ,kny為俯仰通道控制器參數(shù)。

火箭彈采用軸對稱布局,偏航通道控制器結(jié)構(gòu)與俯仰通道控制器結(jié)構(gòu)一致,且具有相同的控制器參數(shù)。這里直接給出偏航通道控制律為:

δy=-kωzωy-kωzkθ∫ωydt-kωzknykθ∫(nz-nzc)dt

(13)

火箭彈在飛行過程中始終保持滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定,滾轉(zhuǎn)角指令等于零。滾轉(zhuǎn)通道控制律為:

δx=-kφφ-kωxωx

(14)

式中:kφ和kωx為滾轉(zhuǎn)通道控制器參數(shù)。

5 仿真結(jié)果及分析

由于火箭彈在飛行過程中飛行速度變化較大,為了確保火箭彈在整個(gè)飛行過程中的控制精度,在標(biāo)準(zhǔn)彈道上選擇速度最低、最大及兩個(gè)中間狀態(tài)點(diǎn)進(jìn)行控制器參數(shù)設(shè)計(jì),然后通過插值得到火箭彈在飛行過程中對應(yīng)的控制器參數(shù)。典型設(shè)計(jì)點(diǎn)處控制器參數(shù)如表1所示。

表1 典型設(shè)計(jì)點(diǎn)處控制器參數(shù)

Table 1 Controller parameters of typical design points

參數(shù)特征點(diǎn)1234V/m·s-14580200320kny028053045025kθ48109203286kωy-12-11-09-07kφ-56-123-156-149kωx-032-032-032-031

風(fēng)在火箭彈使用環(huán)境中是普遍存在的[9]。為了驗(yàn)證所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制系統(tǒng)抵抗風(fēng)干擾的能力,分別在無風(fēng)、順風(fēng)(沿發(fā)射坐標(biāo)系Onxn軸正方向)、側(cè)風(fēng)(沿發(fā)射坐標(biāo)系Onzn軸正方向)、逆風(fēng)(沿發(fā)射坐標(biāo)系Onxn軸負(fù)方向)條件下進(jìn)行仿真,風(fēng)速為14 m/s,同時(shí)加入10%的氣動誤差,來檢驗(yàn)制導(dǎo)控制系統(tǒng)的魯棒性。

設(shè)火箭彈初始發(fā)射位置為(0,0,0)m,目標(biāo)位置為(1000,0,0)m。根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn),取射角?0=7°,虛擬目標(biāo)超前量ΔL=300 m,仿真結(jié)果如表2和圖4所示。

表2 末端彈道參數(shù)

Table 2 Terminal ballistic parameters

參數(shù)風(fēng)向無風(fēng)順風(fēng)側(cè)風(fēng)逆風(fēng)脫靶量/m 002002012002末端速度/m·s-1326329326323

由仿真結(jié)果可知,存在順風(fēng)和逆風(fēng)干擾時(shí),除了末端著靶速度外,風(fēng)對整個(gè)飛行彈道參數(shù)的影響較小。順風(fēng)時(shí),由于飛行過程中受到的阻力較小,使得末端速度較大;逆風(fēng)時(shí),受到的阻力較大,使得末端速度較小,兩者末端速度相差達(dá)到了6 m/s,但相對于末端速度可以忽略;存在側(cè)風(fēng)干擾時(shí),從圖4(b)可以看出,飛行初始段飛行軌跡出現(xiàn)較大的側(cè)偏,最大側(cè)向彈道偏差達(dá)到了1.2 m,具有大的側(cè)滑角,但所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制系統(tǒng)能夠在短時(shí)間內(nèi)及時(shí)修正火箭彈飛行軌跡,確保了較高的命中精度,表明所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制系統(tǒng)能夠較好地抑制風(fēng)干擾帶來的影響,且具有較高的魯棒性。

6 結(jié)束語

根據(jù)單兵簡控火箭彈飛行特點(diǎn)以及所采用的制導(dǎo)體制,本文以瞄準(zhǔn)線為基準(zhǔn)彈道,采用虛擬目標(biāo)導(dǎo)引法計(jì)算打擊靜止目標(biāo)所需的法向過載和側(cè)向過載指令,采用STT控制器結(jié)構(gòu)將俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)三通道進(jìn)行解耦控制。通過仿真結(jié)果可以看出,所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制系統(tǒng)能夠較好地抑制風(fēng)干擾和氣動誤差帶來的影響,具有較好的魯棒性。由于單兵簡控火箭彈的飛行時(shí)間較短,在打擊靜止目標(biāo)時(shí),采用純慣性制導(dǎo)體制能夠保證較高的命中精度。但對于打擊運(yùn)動目標(biāo),采用單一的瞄準(zhǔn)射擊方法很難滿足較高的命中精度,因此,后續(xù)工作將著重探討簡控火箭彈打擊運(yùn)動目標(biāo)的可行性。

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(編輯：姚妙慧)

Research on simply guidance control method for individual rocket projectile

CHEN Wei1, TAN Xiao-jun1, SUN Chuan-jie1, FENG Gao-peng1, XUE Xiao-zhong2

(1.Institute of Systems Engineering, China Academy of Engineering Physics, Mianyang 621000, China; 2.School of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094, China)

To reduce the cost of guided individual rocket projectile, and to ensure that it has a longer striking distance and higher accuracy, the simply guidance control law of the individual rocket projectile was designed aiming at the static target in this paper. First, the flight trajectory was segmented, aiming line was used as the standard trajectory, the standard trajectory tracking was realized by the virtual target guidance method. Then the STT controller was designed to get the controller parameters in real time flight based on the parameter interpolation of the controller at typical design points, so as to ensure the rocket has a higher control accuracy in the whole flight envelop. Last, the simulation analysis shows that the designed guidance control system has high robustness.

rocket projectile; simply guidance; virtual target; STT controller

2015-11-25;

2016-03-28;

時(shí)間:2016-04-22 09:52

陳偉(1986-),男,湖北隨州人,工程師,博士,研究方向?yàn)轱w行器控制。

TJ761.11

A

1002-0853(2016)06-0054-04