單通道旋轉彈一體化制導控制系統設計

謝浩怡，翟文軍，張文景

(豫西工業集團有限公司， 河南 南陽 473000)

單通道旋轉彈一體化制導控制系統設計

謝浩怡，翟文軍，張文景

(豫西工業集團有限公司， 河南 南陽 473000)

采用一對鴨舵同時完成俯仰和偏航通道的一體化控制，避免了傳統設計方法的不穩定性。以一類單通道旋轉彈為研究對象，在其運動模型的基礎上，設計一體化反演滑模制導控制系統并進行了數值仿真驗證，證明了一體化反演滑模制導控制系統的有效性。

單通道；旋轉彈；制導控制一體化；反演滑模

在對目標精確打擊過程中起決定因素的是導彈武器的制導和控制系統。采用傳統的分離設計方法時，制導系統和控制系統在飛行末段存在固有的不穩定性。一體化設計方法是將制導系統和控制系統統一到一個大環節進行設計，利用彈目相對運動和彈體的狀態信息直接產生控制機構的偏轉指令，以控制導彈的飛行和實現對目標的打擊[1]。

從國內外學者20世紀八九十年代開始研究以來，一體化技術日漸成熟，取得了豐富成果。在早期研究中，Lin[2-3]率先針對由空氣舵與直接側向力復合控制的旋轉彈應用了最優一體化控制方法。為了實現非線性制導控制一體化系統模型的線性化，Hughes等[4]對初始彈目視線非線性系統進行了線性化處理，簡化了控制系統。隨著控制理論研究的發展和深入，越來越多的先進控制理論被應用到制導控制一體化設計當中，包括H∞理論、滑模變結構控制理論、自適應控制理論等。Shima等[5]把導彈的零效脫靶量設定為滑模面，通過引入可以測量或者計算得到的目標加速度建立制導控制一體化模型，為導彈的制導控制一體化設計方法提供了參考。Idan等[6]對于具有固定尾翼和俯仰舵的導彈以攻角指令為滑模面制定了一體化制導控制律，這種一體化控制律能夠保證彈體攻角在有限時間內跟蹤控制指令，增強了導彈的機動響應速度和穩定性。

針對單通道旋轉彈，結合反演設計方法和滑模控制理論設計了一體化制導控制系統[7]，并進行了彈道仿真驗證；為提高同類型單通道控制旋轉彈的制導控制和總體性能提供了理論依據，同時也可為其它類型飛行器的一體化制導控制系統提供借鑒。

1 一體化模型建立

1.1 彈目運動模型建立

彈目運動關系由公式得出：

(1)

(2)

(3)

1.2 一體化模型建立

應用基于歐拉角建立的運動方程，基于以下假設，設計彈道、姿態的解算和控制系統[8]：

假設1：小擾動假設；

假設2：導彈的舵面升力足夠小，將目標機動與舵片產生的升力均納入擾動項；在導彈進入末制導后無推力作用。

結合彈目相對運動方程(3)，得到導彈縱向通道一體化模型[9]：

(4)

若分別記：

那么一體化模型可以簡化成如下格式：

(5)

可見，該系統是一個具有級聯形式的不確定系統，Δ1和Δ2為非匹配不確定部分，Δ3為匹配不確定部分。

2 一體化控制器

要實現制導的目標即VP→0，需要設計控制器使得x1→0。

定義滑模面為[11]

si=xi-xic,i=1,2,3

(6)

f1(x1)+s2+x2c+Δ1

(7)

根據滑?？刂茥l件得：

(8)

其中，k1gt;0為設計參數。

(9)

(10)

類似第一步，對第二個子系統進行設計。根據滑?？刂频臈l件得到：

(11)

(12)

類似前兩步，根據滑?？刂频目蛇_到條件得到：

(13)

(14)

可見整個系統是穩定的[12]。

由式(6)、式(8)、式(11)、式(13)可得到控制器滿足方程：

(15)

3 控制效果仿真

基于正弦式連續型單通道控制模型，結合所設計的滑模一體化制導控制模型，設計俯仰和偏航通道的一體化控制器[13]，確保仿真控制效果。通過分析導彈飛行過程中各參數變化情況，驗證所設計的一體化控制器的有效性。

超音速目標彈道：目標運動速度500 m/s，遭遇點H×R=3 km×6 km。

一體化控制參數選擇：r1=0.2；k1=17；r2=0.2；k2=19；r3=0.1；k3=22。

導彈進入導引頭范圍內，啟動末制導，進行對目標的打擊。本仿真中導引頭的有效范圍為6 km。其全彈道仿真結果如圖1所示。一體化制導控制系統最終的脫靶量仿真結果如圖2所示，由圖可見其中最終脫靶量為0.719 m，攻擊時間為16.4 s。

圖1 全彈道仿真

圖2 脫靶量仿真

全彈道飛行中，舵偏指令仿真結果如圖3所示。從圖中可以看出進入末制導后需用舵偏角由于導彈和目標相對距離的減小而顯著增加。全彈道實際舵偏角仿真結果如圖4所示。其為彈體坐標系下表示的舵偏指令，變化頻率與彈旋頻率一致。通過舵偏指令求出需用過載，然后求出需用控制力，進而求出需用等效控制力[14]，可以看出，舵機給出的舵偏指令為幅值和相位變化的正弦曲線，符合旋轉彈控制的實際情況。

圖3 全彈道舵偏指令仿真

全彈道仿真中的歐拉角(俯仰角、偏航角和滾轉角)仿真結果如圖5所示，在彈體飛行過程中，偏航角基本保持不變，俯仰角變化幅度較小。

全彈道攻角變化情況的仿真結果如圖6所示。

全彈道仿真過程中過載如圖7、圖8所示，可以看出過載在接近目標時才超出最大過載范圍。

圖4 全彈道實際舵偏角仿真

圖5 全彈道歐拉角仿真

圖6 全彈道攻角仿真

圖7 全彈道切向過載仿真

圖8 全彈道法向過載仿真

仿真結果表明一體化制導控制系統在打擊超音速目標時的控制效果滿足要求，脫靶量在允許范圍內，說明本文設計的一體化制導控制系統是有效的。

4 結論

1) 通過數值仿真驗證了一體化反演滑模制導控制系統具有較強的控制效率和控制能力且具有較好的穩定性。

2) 目前尚未考慮剛體模型下其他因素諸如彈道風、推力偏心、質量偏心等對火箭彈飛行控制效果的影響以及由于旋轉造成的俯仰和偏航耦合效應，未來可以考慮在一體化制導控制系統設計中，結合多種控制方法，如滑模變結構和神經網絡自適應控制方法相結合，以設計穩定性和魯棒性更強的一體化制導控制系統。

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[6] IDAN M,SHIMA T,GOLAN O M.Integrated sliding mode autopilot-guidance for dual-control missiles[J].Journal of Guidance Control and Dynamics,2007,30(4):1081-1089.

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[12] 喬繼紅.反演控制方法與實現[M].北京：機械工業出版社,2012.

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[14] 宋晗,王淼.單通道旋轉導彈運動學建模方法研究[J].科技信息,2010,19:27-29.

(責任編輯周江川)

DesignofIntegratedGuidanceandControlforaSpinningMissilewithonePairofCanards

XIE Haoyi， ZHAI Wenjun， ZHANG Wenjing

(Yuxi industries group CO., LTD, Nanyang 473000, China)

This paper adopts one pair of duck rudders accomplishes control of pitching and jaw channel effective to avoid the inherent instability of traditional system. This paper takes a kind of single-channel controlled spinning missile as research object. The simulation of integrated back-stepping sliding mode guidance control system is designed and verified by numerical simulation on the basis of it’s pitching motion model. The results verify the effectiveness of the integrated back-stepping sliding mode guidance control system.

single-channel; spinning missile; integrated guidance and control; back-stepping sliding mode

2017-07-04；

2017-08-15

謝浩怡(1990—)，男，碩士，工程師，主要從事飛行器動力學與控制研究。

裝備理論與裝備技術

10.11809/scbgxb2017.11.014

本文引用格式：謝浩怡,翟文軍,張文景.單通道旋轉彈一體化制導控制系統設計[J].兵器裝備工程學報，2017(11):65-68,80.

formatXIE Haoyi，ZHAI Wenjun，ZHANG Wenjing.Design of Integrated Guidance and Control for a Spinning Missile with one Pair of Canards[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(11):65-68,80.

TJ765.2

A

2096-2304(2017)11-0065-04