嚴大衛(wèi),孫瑞勝,陳潔卿,祝 剛

(1.南京理工大學 能源與動力工程學院,南京 210094;2.中國工程物理研究院 電子工程研究所,四川 綿陽 621900)

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基于混合BTT/STT控制的滑翔制導炸彈自動駕駛儀設計

嚴大衛(wèi)1,孫瑞勝1,陳潔卿1,祝 剛2

(1.南京理工大學 能源與動力工程學院,南京 210094;2.中國工程物理研究院 電子工程研究所,四川 綿陽 621900)

研究了混合BTT/STT控制技術在大升阻比滑翔制導炸彈上的應用。根據滑翔制導炸彈的動態(tài)特性和控制需求建立了BTT控制模型,設計了BTT控制結構。為解決BTT控制在小過載指令作用下可能會產生的滾轉角指令抖動現象,提出了混合BTT/STT控制方法,即在小過載指令下適時引入STT控制。對比了六自由度彈道仿真與純BTT控制模式。仿真結果表明,混合BTT/STT控制可有效解決滾轉角指令抖動問題,研究結果可為滑翔制導炸彈BTT控制系統(tǒng)的工程實現提供技術參考。

滑翔制導炸彈;控制系統(tǒng);混合BTT/STT控制;滾轉抖動;數學模型

高度信息化、精確化和遠程靈巧化的航空制導武器是未來戰(zhàn)場一個重要的發(fā)展趨勢,如美國的JDAM-ER和小直徑炸彈(SDB),可攻擊敵指揮控制掩體、防空設施、飛機跑道、導彈陣地、火炮陣地等多種目標[1]。文獻[2]根據滑翔制導炸彈的戰(zhàn)術技術性能要求,在縱向平面內分析了下滑—滑翔—俯沖的彈道特性,并給出了按照預定彈道傾角跟蹤的控制方案,但沒有考慮滑翔制導炸彈的空間飛行控制方式。為了充分研究滑翔制導炸彈在機動性能、氣動效率等方面的性能,實現遠程精確打擊功能,可采用大升阻比的BTT飛行控制方式[3]。然而,通過分析BTT控制動力學與運動學方程可知,滑翔制導炸彈在小控制信號作用下,可能會出現滾轉角指令大幅度的激烈變化,導致過載指令產生抖動現象,進而影響其控制效果。為了能在全彈道環(huán)境下都有滿意的飛行控制性能,文獻[4～12]采用了變結構、θ-D、SDRE、滑膜反演、H∞、參數空間和神經網絡等方法,從提高系統(tǒng)魯棒性能的角度設計了BTT導彈的自動駕駛儀。文獻[13～14]則采用了混合BTT/STT控制,分別對大攻角導彈和遠程空空導彈設計了控制算法,提高了導彈的機動性和穩(wěn)定性。

本文針對滑翔制導炸彈無動力滑翔控制的特點,采用了混合BTT/STT控制技術,即炸彈在小信號控制狀態(tài)下,采用STT控制方式;大信號控制狀態(tài)下,采用BTT控制方式,并提出了混合BTT/STT控制模式方案以及制導指令形成方法。最后,通過與完全BTT控制模式的6DOF彈道進行對比仿真,驗證了混合BTT/STT控制模式設計是合理、有效的。

1 系統(tǒng)描述

1.1 系統(tǒng)工作過程與特點

滑翔制導炸彈由機載投放,采用“慣性/衛(wèi)星/導引頭”復合制導體制。根據其戰(zhàn)術技術特點,全彈道可以分成3個階段:穩(wěn)定下滑段、中段滑翔段、末段攻擊段。炸彈由飛機高空投放后,制導系統(tǒng)首先進行姿態(tài)穩(wěn)定控制,使得炸彈穩(wěn)定下滑;待姿態(tài)穩(wěn)定后,彈載計算機控制翼展機構展開滑翔彈翼組件,按照升阻比最大原則進行滑翔控制飛行,以獲得最大的滑翔距離;當炸彈飛抵目標區(qū)域上空并滿足末制導交接班條件時,系統(tǒng)進入末段攻擊段,彈載計算機通過導引系統(tǒng)實時建立彈-目相對運動關系,形成控制指令,操縱舵面偏轉,使炸彈導向目標。

滑翔制導炸彈是一種無動力面對稱遠程空地武器,全彈道飛行時間約有10 min,大部分處于亞音速段。在滑翔并攻擊目標的過程中,其會受到扇面發(fā)射、風、傳感器噪聲以及目標本身的橫向運動等因素的影響。這些都需要炸彈在側向平面進行機動飛行,而其側向力效率僅為升力的1/5,如果采用STT控制模式,勢必要炸彈產生較大的側滑角滿足側向需用過載,同時由于彈體側滑引起的斜吹力矩也要消耗炸彈許多能量。這樣大大抑制了炸彈氣動效率的發(fā)揮。如若采用控制炸彈傾斜角至合理的位置上,通過炸彈升力在水平機動平面內的分量進行側向機動的BTT控制模式,則可以充分利用滑翔制導炸彈大展弦比、大升阻比彈翼的氣動優(yōu)勢,提高控制效率和精度,使得滑翔制導炸彈實現遠程精確制導。

1.2 BTT控制數學模型

假設在BTT控制過程中滑翔制導炸彈的飛行攻角α、側滑角β均為小量,即認為sinα≈α,cosα≈1,sinβ≈β,cosβ≈1;忽略二階小量;建立炸彈動力學運動方程[15-16]:

(1)

式中:a1,a2,a3,a4,a5,b1,b2,b3,b4,b5,c1,c2,c3為氣動參數;v為炸彈速度;g為重力加速度;ny,nz為導彈縱向和側向過載;δx,δy,δz為三通道的控制舵偏角;γ為傾斜角;ωx,ωy,ωz分別為彈體3個軸向角速度;Jx,Jy,Jz分別為彈體3個軸向的轉動慣量。

2 混合BTT/STT控制與結構設計

2.1 法向通道控制回路

法向通道控制一般有姿態(tài)控制結構和過載控制結構2種。過載控制方式相對姿態(tài)控制,其控制增益不隨飛行速度和高度變化而變化,機動性和控制精度較好。為此,滑翔制導炸彈法向(俯仰、偏航)通道采用過載飛行控制結構,結構框圖如圖1所示。系統(tǒng)由角速率反饋回路、復合回路和加速度反饋回路3個回路組成。角速率反饋回路和復合回路實現對彈體的阻尼和增穩(wěn),加速度反饋回路實現炸彈法向過載控制。為便于控制器參數設計,將舵機環(huán)節(jié)、加速度表和陀螺傳遞環(huán)節(jié)置為1。

控制器的形式:

δ=Krω+KrKI∫ωdt+KrKIKA∫Δndt

(2)

式中:δ為法向通道控制舵偏角;nc為法向指令過載;ω為彈體法向轉動角速度;Δn為法向過載偏差值;Kr,KI,KA為控制器參數。

圖1 法向過載控制回路結構框圖

2.2 傾斜通道控制回路

傾斜通道控制回路采用傾斜角和傾斜角速率反饋結構,其自動駕駛儀基本結構如圖2所示。圖中,γc為滾轉角指令。為了提高炸彈抗干擾能力,在炸彈傾斜角穩(wěn)定回路引入了PI校正。彈體傾斜角的測量是由速率陀螺積分得到,積分初值由機載火控系統(tǒng)裝定。

圖2 滾動穩(wěn)定回路系統(tǒng)結構框圖

炸彈傾斜通道自動駕駛儀的設計參數有傾斜角控制增益Kγ和角速率控制增益Kp,這些參數的合理選擇可以保證炸彈傾斜通道具有要求的動態(tài)性能和抗干擾能力。

控制器的形式:

δx=Kpωx+KpKγΔγ

(3)

式中:δx為滾動控制舵偏角,Δγ為傾斜角偏差值,γc為傾斜角指令。

2.3 BTT/STT控制邏輯

圖3 BTT/STT自動駕駛儀控制結構

組合控制模式在彈體坐標系下指令過載nc分以下三段處理:

①小過載指令信號條件,即nc

γc=0

(4)

②中等過載指令信號條件,即n1

(5)

③大過載指令信號條件,即nc>n2時,采用BTT控制模式:

(6)

n1和n2的選取與氣動特性和彈道特性有關。 為發(fā)揮出BTT控制的優(yōu)勢,n2取值不宜過大,應盡量包絡轉彎時需用過載,同時當過載大于n2時可以避免因為風速變化、傳感器噪聲等因素引起滾轉角大幅變化;n1取值主要考慮當過載小于n1時發(fā)揮STT控制的快速性,此時產生的側滑角需較小,通常n1可以取為n2的1/5～1/10。

為了消除瞬時響應對系統(tǒng)的影響,當炸彈從末制導段到制導的最后階段,并越過預置的剩余時間的門限時,STT指令被線性引入BTT指令邏輯中[6],指令形成方式為

(7)

式中:ρ參數在預定時間間隔內從0到1線性變化。

3 6DOF仿真及其結果分析

為了更好地分析BTT/STT組合控制效果,以某型滑翔制導炸彈的典型飛行條件為例,進行BTT/STT組合控制和單純BTT控制的6DOF彈道對比仿真。初始投放條件:投放高度y0=4km,初速v0=1 000km/h,初始彈道傾角為0°,初始彈道偏角為7°。為使得滑翔制導炸彈在全彈道上均具有較好的魯棒控制性能,本文采用參數空間法設計了控制器參數:Kr=0.8,KI=0.2,KA=100,Kp=0.26,Kγ=0.1,n1=0.1,n2=0.5。BTT/STT組合控制的切換時間取剩余時間為20s。圖4～圖7給出了BTT/STT組合控制彈道數字仿真結果,飛行過程中側滑角有效控制在0附近,由BTT控制實現了轉彎;在飛行末端由于引入了STT控制滾轉通道也未出現抖動現象。圖8、圖9給出了單純BTT控制模式與BTT/STT組合控制模式下的過載隨時間的對比仿真曲線。從圖中可以看出,在飛行末段60s開始,由于在小過載指令下純BTT控制滾轉角頻繁變化使得法向過載劇烈抖動,而引入STT后的BTT/STT組合控制模式解決了BTT控制在小過載指令信號下制導信號劇烈抖動的問題,提高了滑翔制導炸彈的制導穩(wěn)定性和準確度。

圖4 空間飛行彈道曲線

圖5 攻角與俯仰舵偏角隨時間的變化曲線

圖6 側滑角與偏航舵偏角隨時間的變化曲線

圖7 滾轉角與滾轉舵偏角隨時間的變化曲線

圖8 縱向過載隨時間變化的對比曲線

圖9 側向過載隨時間變化的對比曲線

4 結束語

本文針對滑翔制導炸彈在小過載指令條件下存在的BTT控制抖動問題,結合STT控制的特點,設計了BTT/STT控制系統(tǒng)結構,即炸彈在小過載指令狀態(tài)下,采用STT控制方式;大過載指令狀態(tài)下,采用BTT控制方式。研究了BTT/STT組合控制模式方案以及指令形成方法,解決了BTT模式滾轉角指令抖動問題,并通過6DOF彈道對比仿真驗證了BTT/STT組合控制模式的合理性和有效性,為滑翔制導炸彈BTT控制系統(tǒng)工程實踐提供了技術參考。

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Hybrid BTT/STT Autopilot Design for Glide Guided Bomb

YAN Da-wei1,SUN Rui-sheng1,CHEN Jie-qing1,ZHU Gang2

(1.School of Power Engineering,Nanjing University of Science and Technology,Nanjing 210094,China; 2.Institute of Electronic Engineering,CAEP,Mianyang 621900,China)

Hybrid BTT/STT(Bank-to-Turn/Skid-to-Turn)control system applied to glide guided bomb(GGB)was studied.According to the dynamic characteristics and control demands of GGB,BTT control model was built,and the control structure was designed.The roll command dithers when the small overload command occurs in BTT control mode.To solve the problem,the Hybrid BTT/STT control mode was introduced.The six-degree-of-freedom(6DOF)trajectory simulation of BTT/STT and full BTT control mode was carried out.The result shows that the hybrid BTT/STT is valid and effective.The achievement offers reference for the design of BTT control system of GGB.

glide guided bomb;control system;BTT/STT control;rolling dither;mathematical model

2016-05-16

國家自然科學基金委員會和中國工程物理研究院聯(lián)合基金(11176012);江蘇省普通高校研究生科研創(chuàng)新計劃項目(SJZZ15_0052)

嚴大衛(wèi)(1991- ),男,碩士研究生,研究方向為彈箭飛行制導與控制。E-mail:1520172622@qq.com。

孫瑞勝(1978- ),男,副教授,博士,研究方向為彈箭飛行制導與控制。E-mail:srscom@163.com。

TJ765.2

A

1004-499X(2016)04-0047-05