燃?xì)饪煽匕l(fā)動(dòng)機(jī)原位標(biāo)定數(shù)據(jù)處理①

郭 祎，劉向陽，張廣科，魏志軍，王寧飛

(1.北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院，北京100081;2.北京電子工程總體研究所，北京100854)

0 引言

為使導(dǎo)彈直接命中快速的機(jī)動(dòng)目標(biāo)，除了利用精確探測(cè)技術(shù)來提高導(dǎo)彈的跟蹤精度，還需通過末端控制來改善導(dǎo)彈的制導(dǎo)精度。在高空中因大氣稀薄，傳統(tǒng)的氣動(dòng)翼面控制方式在響應(yīng)速度和制導(dǎo)精度上已難以滿足要求，直接力控制成為有效的制導(dǎo)方式［1］。燃?xì)饪煽匕l(fā)動(dòng)機(jī)是直接力控制的結(jié)構(gòu)方案之一，其原理是以燃?xì)獍l(fā)生器作為控制動(dòng)力源，以閥門噴喉組件或射流閥作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，通過調(diào)節(jié)控制信號(hào)的占空比，對(duì)彈體施加持續(xù)時(shí)間不等的側(cè)向控制力［2］。為了考核燃?xì)獍l(fā)生器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)的匹配性是否滿足要求，以及兩者集成后的技術(shù)指標(biāo)是否達(dá)到設(shè)計(jì)要求，必須進(jìn)行地面靜止試驗(yàn)。進(jìn)行燃?xì)饪煽匕l(fā)動(dòng)機(jī)靜止試驗(yàn)時(shí)，由于推力是兩正交方向若干傳感器共同作用的結(jié)果，不同于常規(guī)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力試驗(yàn)的裝置模型，一般推力測(cè)試原位標(biāo)定的方法不再適用［3－4］。文獻(xiàn)［5］設(shè)計(jì)的推力矢量測(cè)試系統(tǒng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量進(jìn)行了標(biāo)定，但并未對(duì)耦合引起的附加力進(jìn)行處理。文獻(xiàn)［6］提出了適用于六分力傳感器的數(shù)學(xué)模型并設(shè)計(jì)了相應(yīng)的標(biāo)定算法，但其模型屬于非線性模型，標(biāo)定算法較為復(fù)雜，對(duì)燃?xì)饪煽匕l(fā)動(dòng)機(jī)原位標(biāo)定并不適用。

本文結(jié)合燃?xì)饪煽匕l(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)試模型對(duì)原位標(biāo)定數(shù)據(jù)的處理方法進(jìn)行研究。其研究結(jié)果對(duì)其他直接力控制方式的發(fā)動(dòng)機(jī)原位標(biāo)定數(shù)據(jù)處理也具有借鑒意義［7］。……