基于翼傘系統的新型末敏彈技術研究

王 力，孫 昊，李引良

(1 西安現代控制技術研究所，陜西 西安 710065；2 南開大學人工智能學院，天津 300350)

0 引言

傳統末敏彈是一種“打了不用管”的靈巧彈藥[1-2],然而由于在末端一般采用降落傘或旋轉傘進行減速并探測敵方目標,彈藥的最終落點不可控,影響其毀傷效能及打擊準確性[3-5]。因此,如何提高末敏彈的打擊精度一直是末敏彈領域的重點研究內容[6-7]。

相關研究如馬宗成等[8]基于歐拉方法建立了航空末敏子母彈的母彈飛行階段六自由度數學模型和航空末敏彈的全彈道模型,對航空末敏子母彈子彈的地面散布問題進行了研究。楊永亮等[9]推導超大攻角條件下末敏子彈的空間六自由度彈道方程,計算分析子彈的穩態掃描運動特性,推導能實現穩定掃描的子彈初始拋撒角度等因素。陳亮等[10-11]研究了掠飛末敏彈在高速滾轉狀態下的氣動特性,所提出的模擬方法可有效消除姿態角計算的累積誤差,實現對彈箭任意給定角運動的準確模擬。王丹妮等[12]提出了一種目標識別和定位算法,用于提高末敏彈目標識別能力和定位精度。閆廣利等[13]提出一種基于卷積神經網絡(convolutional neural network, CNN)的復合探測信號識別方法,用以進一步提高末敏彈的目標識別性能。

通過分析已有文獻可以看出,末敏彈的相關研究多集中于其動力學模擬以及信號識別等方面。然而,若末敏子彈在拋灑后與打擊目標存在較大的水平位置誤差,則末敏子彈在拋撒后的初始階段就無法靠近敵方目標,而相關方法更難以實現對目標的探測和打擊。針對該問題,提出一種基于翼傘的新型末敏彈技術,翼傘可通過調整操縱繩長度控制飛行方向[14-15],因此區別于傳統傘降系統,其落點位置可控,且能補償環境風場的干擾。考慮到戰場環境下需要縮短彈體的留空時間[16],設計了一種速降翼傘系統,相較于傳統翼傘,該系統的飛行速度快、留空時間短。同時,通過建立傘-彈系統的動力學模型,設計了自抗擾控制器,并實現了翼傘-末敏彈的實際飛行測試,對所提算法進行了驗證。

1 翼傘技術介紹

如圖1所示,翼傘系統分為負載及傘體兩部分,負載和傘體之間通過懸掛繩以及控制繩相連接,翼傘的前緣開口,空氣可由開口進入,并為系統提供升力。

圖1 翼傘系統示意圖Fig.1 Schematic diagram of parafoil

如圖2所示,通過系統舵機可調整左右兩側控制繩的長度,即可操縱翼傘的飛行方向,實現落點的精準控制。翼傘系統也因此獨特優勢獲得了國內外相關領域專家的廣泛關注。美國在該領域的研究時間較早,根據已經公開的資料顯示,美軍分別在1994年和1996年推出2010年的“二十一世紀陸軍”計劃與2025年的“下下一代陸軍”(arm after next,AAN)計劃。在AAN計劃里將“先進的空投手段”列為首要的國防需求, 并對 “先進精確空投系統”(advanced precision airborne delivery systems, APADS)進行研制,用于實現戰場物資的精確制導空投。

圖2 翼傘系統下視圖Fig.2 Bottom view of parafoil

如圖3所示,2004年美國納蒂克士兵系統中心與聯合部隊司令部(joint forces command)進行合作,希望設計一種基于翼傘的聯合精確空投系統(joint precision airdrop system)設備,在戰場中通過飛行器投放,進行物資、武器的空投補給,其預定負載重量在1 000～4 500 kg,投放高度在7 620 m以下,所設計的最遠飛行距離為30 km,該系統的落點誤差在100 m以內。該聯合精確空投系統也在2008年于阿富汗境內通過C-17戰略運輸機進行艙內投放,實現了在近似實戰情況下的首次精確空投。

圖3 聯合精確空投系統項目規劃圖Fig.3 Schematic diagram of joint precision aerial delivery system

文中采用翼傘系統代替末敏彈中原有的減速傘或旋轉傘,在子彈拋灑后調整其飛行方向,控制末敏子彈飛往目標點,實現精確打擊。而傳統翼傘的設計初衷是實現精確空投,設計的重點在于飛行穩定。為縮短留空時間,需降低翼傘載具的面積,提高飛行和下降速度,也為相關控制器研究提出了新的挑戰。

2 翼傘末敏彈技術

2.1 自抗擾控制算法

翼傘末敏彈系統采用柔性翼傘控制飛行方向,非線性特惡性相較于傳統剛性飛行器更高,因此對控制器的抗擾能力提出了更高的要求。針對翼傘末敏彈系統,采用自抗擾控制技術實現翼傘系統的精準控制。如圖4所示,自抗擾控制術采用擴張狀態觀測器對包含風場擾動在內的環境總擾動進行觀測,并進行反饋補償。其中,kp和kd分別為控制器的比例和微分系數。

圖4 自抗擾控制技術Fig.4 Active disturbance rejection control technology

可假設翼傘系統偏航角的角加速度為：

(1)

根據該系統,可將偏航角狀態表示為：

(2)

根據式(2),可建立針對偏航角、角速度及其角加速度的擴張狀態觀測器,擴張狀態觀測器可表示為：

(3)

(4)

根據式(3),可將式(2)轉化為：

(5)

式中：X(t)=[x1x2x3]T;D=[0 0 1]T。

定義觀測誤差為X(t)=[x1x2x3]T,系統的觀測誤差可表示為ξ(t)=[e1e2e3]T,結合式(3)與式(5),可得：

(6)

式中矩陣L需滿足：

det(sI-A+LC)=s3+l1s2+l2s+l3

(7)

須將s2+l1s2+l2s+l3定義為Hurwitz多項式,用于確保控制器穩定性,為將極點配置于-wo,可設定：

λ(s)=s3+l1s2+l2s+l3=(s+wo)3

(8)

自抗擾控制器的控制量可表示為：

(9)

基于式(1)～式(9),環境風場即可被精確觀測和補償,實現翼傘末敏彈系統的精準控制。

2.2 飛行試驗

通過傘翼無人機控制器,如圖5所示,設計了翼傘末敏彈系統的原理樣機,并采用面積較小的翼傘,用于提升系統的水平和垂直飛行速度,以此提高系統的抗風擾能力。所設計原型機包含翼傘主控制器、彈形負載、數傳模塊、衛星定位模塊、數據記錄模塊等,可針對該系統進行實際飛行測試,驗證翼傘末敏彈系統的可行性。

圖5 翼傘末敏彈系統原理樣機Fig.5 Principled sample machine of parafoil terminal sensitive projectile

飛行試驗結果如圖6～圖10所示。在此設定翼傘系統的打擊初始水平位置為[0,0],拋灑初始高度為357.2 m,則該實驗的打擊目標坐標為[75.5 m,12.5 m,0 m]。若應用傳統基于減速傘或旋轉傘,則末敏子彈將從[0 m,0 m,357.2 m]的坐標下開始單側旋轉飛行,而末敏彈的探測范圍半徑一般為30 m,則在此初始值下傳統末敏彈系統無法實現打擊。

而通過引入翼傘進行飛行方向控制后,如圖6、圖7所示,可以看到翼傘末敏彈系統可向目標點飛行,并兩次直接穿越目標點上空。如圖8所示,兩次距離誤差小于2 m,而最終落點誤差也在30 m范圍以內,可實現精確打擊。

圖7 水平軌跡Fig.7 Horizontal flight trajectory

圖8 水平誤差Fig.8 Horizontal flight error

此外,如圖9、圖10所示,可以看到翼傘末敏彈系統在采用速降翼傘后,水平速度可達20 m/s、垂直速度可達10 m/s,大幅度提高了系統的飛行速度,降低其留空時間,防止敵方進行探測躲避。且通過飛行速度差可計算出環境風場約為6 m/s,在該風場下,翼傘末敏彈系統可實現精確落點控制,也驗證了該系統相較于傳統降落傘存在巨大優勢。

圖9 水平速度Fig.9 Horizontal flight velocity

圖10 垂直速度Fig.10 Vertical flight velocity

3 結論

提出了一種速降翼傘的新型末敏彈,并針對性的設計了自抗擾控制器,區別于傳統基于降落傘的無控末敏彈,翼傘末敏彈可通過翼傘調整子彈的飛行方向,超向目標點飛行,解決傳統末敏彈打擊成功率受拋灑初始位置限制的問題。實際飛行試驗結果證明,該系統能實現彈體的精準著陸,大幅度提高末敏彈系統的打擊精確性。