（海軍裝備部某軍代室 太原 030027）

1 引言

圖1 制導(dǎo)炮彈結(jié)構(gòu)示意圖

隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)對(duì)彈藥精確打擊能力要求的提高，各種低成本制導(dǎo)彈藥成為彈藥行業(yè)的重點(diǎn)發(fā)展方向之一。其中采用鴨舵，通過(guò)彈體自旋對(duì)高低和側(cè)偏兩個(gè)方向進(jìn)行控制是一種較為有效的彈道控制方法。炮射制導(dǎo)彈藥由于受其空間體積與飛行特性限制，一般采用鴨式氣動(dòng)布局。與脈沖發(fā)矢量的有限次作用不同，鴨舵可進(jìn)行連續(xù)控制，能擴(kuò)大彈道控制范圍并提高命中率［1～5］。某型艦載炮射增程制導(dǎo)彈藥采用鴨式布局和旋轉(zhuǎn)雙通道控制原理，其控制力來(lái)源于由兩個(gè)電機(jī)驅(qū)動(dòng)兩對(duì)對(duì)稱且垂直安裝的“十字”鴨舵，結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示。只有舵機(jī)能夠?qū)崟r(shí)準(zhǔn)確產(chǎn)生控制系統(tǒng)解算出的彈體需要的控制合力及方向，才能使彈體產(chǎn)生所需的過(guò)載，使制導(dǎo)彈藥沿理想彈道飛行并精確命中目標(biāo)。本文為解決“十字”鴨舵如何實(shí)時(shí)、準(zhǔn)確提供旋轉(zhuǎn)彈體需要的橫向和高低方向控制力問(wèn)題，根據(jù)其結(jié)構(gòu)和特點(diǎn)，研究了由彈體轉(zhuǎn)速和姿態(tài)角及彈體所需控制力求解兩對(duì)舵實(shí)時(shí)舵偏角的方法。經(jīng)試驗(yàn)驗(yàn)證依據(jù)該方法進(jìn)行鴨舵控制時(shí)，能夠?qū)崟r(shí)、準(zhǔn)確得到彈體所需控制力。

2 程控飛行鴨舵控制方法

程序控制飛行是制導(dǎo)彈藥進(jìn)行控制系統(tǒng)原理驗(yàn)證的一個(gè)重要環(huán)節(jié)［6～7］。該制導(dǎo)彈藥在程序控制飛行中要求彈體控制合力在鉛垂面內(nèi)向上，進(jìn)行重力補(bǔ)償?shù)耐瑫r(shí)實(shí)現(xiàn)彈體的滑翔控制飛行。

假設(shè)任意時(shí)刻，彈體所需向上控制力為F，即鉛垂方向合力FY＝F，水平方向合力FZ＝0。假設(shè)t＝0時(shí)刻為正姿態(tài)（滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角q＝0°，水平舵舵1在水平位置，鉛垂舵舵2在鉛垂位置），則舵機(jī)1、2產(chǎn)生的控制力為：F1＝F，F(xiàn)2＝0，此時(shí)Fy＝F1＝F。如圖2所示。

圖2 滾轉(zhuǎn)姿態(tài)θ＝0°時(shí)程序控制示意圖

圖3 滾轉(zhuǎn)姿態(tài)θ＝α?xí)r程序控制示意圖

假設(shè)彈體右轉(zhuǎn)α角度時(shí)，舵機(jī)位置如圖3所示。合力為F，舵1和舵2的控制力方向與鉛垂方向都存在α角度方向偏差，必須兩舵同時(shí)作用形成合力［8～10］。由力學(xué)原理可知：

解方程式（1）得：

假設(shè)任意時(shí)刻由彈體姿態(tài)測(cè)量裝置測(cè)得此時(shí)的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角θ＝θ0＋wt，其中w為彈體轉(zhuǎn)速，θ0為彈體初始姿態(tài)角。將θ＝θ0＋wt代入式（2）得：

考慮舵機(jī)作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)存在延遲，假設(shè)延遲時(shí)間為T，則系統(tǒng)必須對(duì)延遲進(jìn)行補(bǔ)償，將延遲補(bǔ)償加入式（3）得：

根據(jù)舵偏角和舵控制力的關(guān)系即可得到兩個(gè)舵機(jī)的舵偏角，假設(shè)舵控制力和舵偏角成比例關(guān)系（Fd＝mδ，其中Fd為舵控制力，δ為舵偏角，m為比例系數(shù)），則

3 制導(dǎo)控制飛行舵控方法

圖4 滾轉(zhuǎn)姿態(tài)θ＝α?xí)r，控制力方向?yàn)棣?的制導(dǎo)飛行控制示意圖

制導(dǎo)控制飛行是制導(dǎo)彈藥進(jìn)行控制系統(tǒng)精度驗(yàn)證的一個(gè)重要環(huán)節(jié)。它要求舵機(jī)實(shí)時(shí)、準(zhǔn)確提供制導(dǎo)彈藥所需控制力。假設(shè)θ為滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角，φ為控制合力方向，兩個(gè)角度都以從彈尾看向上為0 位，右旋為正，F(xiàn)為合力，彈體在正姿態(tài)上，F(xiàn)1向上為正，F(xiàn)2向左為正，如圖4所示。由圖中力學(xué)關(guān)系可以得到：

解方程組得：

則

考慮舵機(jī)作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)存在延遲，假設(shè)延遲時(shí)間為T，則系統(tǒng)必須進(jìn)行補(bǔ)償，則

根據(jù)舵偏角和舵控制力的關(guān)系即可得到兩個(gè)舵機(jī)的舵偏角。

由式（5）和式（10）對(duì)比可知，程序控制是制導(dǎo)飛行控制的一種特殊形式，即當(dāng)φ＝0，制導(dǎo)飛行控制方程等同于程序控制方程。

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

圖5 舵機(jī)反饋曲線圖

圖6 風(fēng)洞試驗(yàn)理論合力方向和實(shí)際合力方向?qū)Ρ葓D

為了驗(yàn)證控制方程的正確性，將制導(dǎo)彈放在風(fēng)洞中進(jìn)行吹風(fēng)打舵試驗(yàn)。試驗(yàn)中首先定性地對(duì)制導(dǎo)彈舵控合力方向進(jìn)行觀察，合力方向基本滿足要求；同時(shí)用黑匣子記錄每一時(shí)刻舵機(jī)反饋信號(hào)（如圖5所示）及彈體姿態(tài)角，數(shù)據(jù)處理的結(jié)果如圖6所示，舵機(jī)形成的合力方向和控制系統(tǒng)輸出的合力方向基本一致。由此得到該舵控方程正確、可行。

5 結(jié)語(yǔ)

本文根據(jù)制導(dǎo)彈藥“十字”鴨舵的特點(diǎn)，由彈體滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角和轉(zhuǎn)速，推導(dǎo)了將控制系統(tǒng)解算的彈體所需控制力分配到兩對(duì)舵機(jī)的舵控方程，經(jīng)試驗(yàn)驗(yàn)證，鴨舵生成的合力和控制系統(tǒng)解算得到的合力大小和方向均一致。為研究方便，文中假設(shè)所需控制力和舵偏角成線性關(guān)系，在實(shí)際應(yīng)用中可以將控制力與舵偏角的非線性關(guān)系加入控制方程中。該控制方法已在某彈藥中得到應(yīng)用，具有較高的工程應(yīng)用價(jià)值。

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