直接側(cè)向力/氣動(dòng)力復(fù)合控制影響因素研究

邵雷, 雷虎民, 趙宗寶, 陳星陽(yáng)

(1.空軍工程大學(xué) 防空反導(dǎo)學(xué)院, 陜西 西安 710051;2.中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院 制導(dǎo)控制室, 河南 洛陽(yáng) 471009)

直接側(cè)向力/氣動(dòng)力復(fù)合控制影響因素研究

邵雷1, 雷虎民1, 趙宗寶1, 陳星陽(yáng)2

(1.空軍工程大學(xué) 防空反導(dǎo)學(xué)院, 陜西 西安 710051;2.中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院 制導(dǎo)控制室, 河南 洛陽(yáng) 471009)

為分析直接側(cè)向力/氣動(dòng)力復(fù)合控制中的影響因素對(duì)控制效果的影響,給出了復(fù)合控制攔截器的典型布局,建立了直接側(cè)向力/氣動(dòng)力復(fù)合控制分配模型;采用自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆方法形成虛擬控制律實(shí)現(xiàn)攔截器姿態(tài)控制,并進(jìn)行了仿真驗(yàn)證與分析。仿真結(jié)果表明,不同發(fā)動(dòng)機(jī)總數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)機(jī)周期和推力大小等因素對(duì)最終控制效果有直接的影響,且發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)機(jī)周期與推力的共同作用對(duì)控制效果影響明顯。

直接側(cè)向力; 氣動(dòng)力; 復(fù)合控制; 影響因素

0 引言

隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)的發(fā)展,空中威脅日益增強(qiáng)。具備高速大機(jī)動(dòng)能力的彈道導(dǎo)彈以及防區(qū)外超低空突襲巡航導(dǎo)彈等空襲武器的使用,對(duì)空天防御攔截器技術(shù)及攔截器制導(dǎo)控制精度提出了更高的要求。攔截器必須具有大的機(jī)動(dòng)能力和較快的響應(yīng)速度才能滿足上述需求,而采用純氣動(dòng)力控制方式將難以滿足這種需求。直接側(cè)向力/氣動(dòng)力復(fù)合控制,通過側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的直接側(cè)向推力和氣動(dòng)力共同作用,形成復(fù)合控制力作用于攔截器,快速改變攔截器的姿態(tài)和運(yùn)動(dòng)軌跡,能夠有效提高攔截器快速響應(yīng)能力和機(jī)動(dòng)能力,進(jìn)而提高攔截器制導(dǎo)控制精度[1]。因此,直接側(cè)向力/氣動(dòng)力復(fù)合控制技術(shù)成為各國(guó)研究的焦點(diǎn),對(duì)復(fù)合控制機(jī)制[2-4]、復(fù)合控制算法[5-7]以及發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火算法[8-9]進(jìn)行了研究,取得了一定成果。一些學(xué)者對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)特性進(jìn)行了相關(guān)研究[10],但對(duì)于脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制影響因素的研究較少。

為深入分析復(fù)合控制中直接力相關(guān)特性對(duì)控制效果的影響,本文通過仿真分析的方法對(duì)不同發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)開關(guān)機(jī)數(shù)量限制、不同發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)機(jī)周期和推力大小等因素對(duì)控制效果的影響進(jìn)行了分析。

1 建立仿真模型

1.1 復(fù)合控制攔截器布局

本文參考美國(guó)NCADE攔截彈,選用正常式x-x形軸對(duì)稱布局[11],復(fù)合控制空射攔截器姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)布局如圖1所示。

圖1 復(fù)合控制攔截器Fig.1 Compound control interceptor

1.2 復(fù)合控制力矩分配模型

利用直接力開啟時(shí)的瞬態(tài)響應(yīng)能提高系統(tǒng)的響應(yīng)速度,但產(chǎn)生的直接力的大小不可調(diào),而且由于直

接力與氣動(dòng)力之間存在耦合效應(yīng),使得直接力在提高系統(tǒng)響應(yīng)速度的同時(shí),也可能增大舵偏角和姿態(tài)角速度。本文仿真研究中采用基于力矩分配復(fù)合控制策略的方式對(duì)直接力和氣動(dòng)力進(jìn)行控制分配:將直接力和氣動(dòng)力總的控制力矩作為虛擬控制量,設(shè)計(jì)一種復(fù)合控制律,得到控制和穩(wěn)定系統(tǒng)所需要的總控制力矩;再通過非線性動(dòng)態(tài)分配算法實(shí)現(xiàn)舵機(jī)和脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)之間的力矩分配,分別驅(qū)動(dòng)舵面的偏轉(zhuǎn)和脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的開啟,產(chǎn)生控制力矩,從而調(diào)整攔截器的姿態(tài)達(dá)到期望值。基于力矩分解的直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制結(jié)構(gòu)如圖2所示。

通過上述分配方式的設(shè)計(jì)可以將復(fù)合控制問題轉(zhuǎn)化為虛擬控制,進(jìn)而采用一定的控制方法進(jìn)行控制律設(shè)計(jì)。本文在仿真研究中采用自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆方法[12]進(jìn)行虛擬控制律設(shè)計(jì)。

圖2 基于力矩分解的直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制結(jié)構(gòu)Fig.2 Side jets/aerodynamic compound control structure based on moment decomposition

2 仿真研究與分析

為分析直接力對(duì)控制系統(tǒng)的影響,從系統(tǒng)的跟蹤特性出發(fā),對(duì)純氣動(dòng)力控制以及直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制進(jìn)行對(duì)比仿真,對(duì)不同發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)開關(guān)機(jī)數(shù)量限制、不同發(fā)動(dòng)機(jī)總數(shù)以及不同發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)機(jī)周期和推力大小等因素對(duì)控制效果的影響進(jìn)行分析。仿真過程中,對(duì)各種情況的驗(yàn)證及姿態(tài)控制算法均采用自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆方法形成虛擬控制律:純氣動(dòng)力虛擬控制指令直接控制舵系統(tǒng);直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制根據(jù)虛擬控制指令進(jìn)行分配得到相關(guān)控制量,其中氣動(dòng)力控制舵系統(tǒng)響應(yīng)時(shí)間為τs=0.01 s。仿真過程中,仿真步長(zhǎng)均為0.001 s。

2.1 發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量對(duì)控制性能的影響

仿真過程中,選擇力矩分配比例為0.04,單個(gè)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)推力為2 000 N,允許最大同時(shí)開關(guān)機(jī)數(shù)量(N)為10個(gè),發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)機(jī)周期為25 ms,分別針對(duì)表1所示情況進(jìn)行仿真。仿真結(jié)果如圖3所示。

從圖3中可以看出,各種情況控制效果相當(dāng),相比之下情況4條件下控制效果最差,其原因是各種情況下針對(duì)指令跟蹤發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量足夠。引起不同情況控制效果不一致的根源在于各種情況下發(fā)動(dòng)機(jī)分布間隙不同,導(dǎo)致直接力推力控制方向誤差不同。由于情況4條件每圈發(fā)動(dòng)機(jī)分布過于稀疏,導(dǎo)致直接力推力偏差過大,進(jìn)而引起控制效果不好。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量Table 1 The engine number

圖3 不同發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量仿真結(jié)果Fig.3 Simulation results with different engine number

2.2 推力變化對(duì)控制性能的影響

選擇力矩分配比例為0.04,發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量為180個(gè)、均勻分布5圈,允許最大同時(shí)開關(guān)機(jī)數(shù)量為10個(gè),發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)機(jī)周期為25 ms,分別針對(duì)單個(gè)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)推力為500 N,1 000 N,2 000 N,3000 N等情況進(jìn)行仿真,仿真結(jié)果如圖4所示。

從圖4中可以看出,推力大小對(duì)控制效果的影響較為明顯。當(dāng)推力過小(500 N)時(shí),盡管每次同時(shí)開機(jī)均達(dá)到最大發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量限制,但由于推力過小仍然需要反復(fù)開機(jī),難以達(dá)到較好的控制效果;當(dāng)推力過大(3 000 N)時(shí),容易產(chǎn)生過推效應(yīng),反而達(dá)不到較好的控制效果;只有針對(duì)攔截器的特性選擇合適的推力才能達(dá)到相對(duì)較好的效果,才能體現(xiàn)直接力控制的特點(diǎn)。

圖4 不同推力仿真結(jié)果Fig.4 Simulation results with different engine thrust

2.3 發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)機(jī)時(shí)間對(duì)控制性能的影響

為了分析直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制中不同發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)機(jī)時(shí)間對(duì)姿態(tài)控制系統(tǒng)控制性能的影響,在不同發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)機(jī)時(shí)間的情況下進(jìn)行仿真及對(duì)比分析。仿真過程中,選擇力矩分配比例為0.04,單個(gè)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)推力為2 000 N,發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量為180個(gè)、均勻分布5圈,允許最大同時(shí)開關(guān)機(jī)數(shù)量為10個(gè)。分別針對(duì)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)機(jī)周期為5 ms, 15 ms, 25 ms, 45 ms等情況進(jìn)行仿真,仿真結(jié)果如圖5所示。

圖5 不同發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)機(jī)周期仿真結(jié)果Fig.5 Simulation results with different engine period

從圖5中可以看出,發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)機(jī)時(shí)間對(duì)控制效果的影響較為明顯,影響方式與推力大小相似。其原因是,由于發(fā)動(dòng)機(jī)不連續(xù)工作的特點(diǎn),直接力通過沖量方式作用于攔截器,即作用效果是推力與作用時(shí)間的累計(jì)。因此，在推力一定的情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)機(jī)時(shí)間的影響與發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)機(jī)時(shí)間一定的情況下推力的影響是一致的。

3 結(jié)束語(yǔ)

本文通過仿真方法研究了直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制系統(tǒng)控制性能受直接力控制裝置相關(guān)特性的影響因素。可以看出,不同發(fā)動(dòng)機(jī)總數(shù)、不同發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)機(jī)周期和推力大小等因素對(duì)最終控制效果有直接的影響:發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量足夠的情況下,發(fā)動(dòng)機(jī)分布間隙在一定的情況下減小會(huì)得到更好的控制效果;但間隙小到一定程度之后,對(duì)控制效果的提高不是很明顯,因此在實(shí)際使用中應(yīng)該折中選取;由于直接力沖量作用的特點(diǎn),發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)機(jī)周期與推力的共同作用對(duì)控制效果影響明顯,在實(shí)際使用過程中,應(yīng)該結(jié)合攔截器本身的特點(diǎn)合理選擇,才能得到較好的控制效果。研究結(jié)果可為復(fù)合控制中直接力控制系統(tǒng)的選擇與設(shè)計(jì)提供一定借鑒。

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(編輯：李怡)

Study on the impact factor of side jets/ aerodynamic compound control

SHAO Lei1, LEI Hu-min1, ZHAO Zong-bao1, CHEN Xing-yang2

(1.Aerial Defense and Antimissile Institute, AFEU, Xi’an 710051, China;2.Department of Guidance and Control, China Airborne Missile Academy, Luoyang 471009, China)

The typical configuration for the compound control interceptor was proposed to analyze the impact factors in the control problem for the side jets/aerodynamic compound control. And the control allocation model for the lateral thrust and the aerodynamic force was constructed. The interceptor attitude control was realized by virtual control law formed with the adaptive dynamic inverse method and was emulated. Simulation results show that the engine number, thrust and the period of the engine directly impact the final control effect, and the combined action of the period of the engine and thrust have obvious influence on control effect.

side jets; aerodynamic force; compound control; impact factor

2014-04-28;

2014-10-16;

時(shí)間:2014-11-04 08:29

航空科學(xué)基金資助(20110196005)；學(xué)院創(chuàng)新基金資助

邵雷(1982-)，男，湖北天門人，講師，博士，研究方向?yàn)榉蔷€性控制、飛行器制導(dǎo)與控制。

TJ765.2

A

1002-0853(2015)01-0057-04