中小型戰術導彈伺服彈性工程試驗方法*

王齊雙,劉鈞圣,付 博,譚天漢,楊云剛

(西安現代控制技術研究所, 西安 710065)

0 引言

信息技術的高速發展促使軍事武器出現新的變革,越來越多的中小型戰術導彈呈現出攻擊目標多樣、作戰性能突出、飛行速度更快、機動性能更優、信息化程度更高的特點。在以往的中小型戰術導彈設計過程中,由于導彈飛行速度慢、重量輕,飛行穩定性好,很少出現導彈結構與氣動、控制系統耦合不良,人們對中小型戰術導彈很少開展飛行試驗前的伺服彈性研究。隨著飛行速度和機動性等性能的大幅提升,在彈體出現剛彈耦合、非定常氣動力、舵機間隙或死區等問題時,氣動、彈性結構與控制系統的耦合特性表現的愈發明顯,甚至出現不穩定現象,導致導彈飛行過程中對結構造成破壞性影響,使得飛行試驗失敗。

目前國外對于彈性飛行器伺服彈性方面的研究較為全面,特別是對飛機的氣動彈性現象、氣動彈性機理,以及氣動彈性試驗等方面有較為全面的綜述[1-3]。國內楊超等人[4]對氣動伺服彈性展開了一系列的研究,對氣動彈性的研究現狀、氣動彈性分析、綜合與試驗方面進行了全面的闡述。周玉清等人[5]針對小型戰術導彈武器系統,研究測試路徑優化、信號采集與處理、數據管理、特征提取、信息融合、模式分類、狀態評估、智能判別與決策預示等導彈智能測試診斷技術。方良等人[6]研究了反艦導彈抗干擾試驗推演系統,優化試驗方案；宋貴寶等人[7]針對戰術導彈批抽檢為連續批、批量小的特點,提出了一種基于調整型序貫驗后加權檢驗的戰術導彈批抽檢方法。

李越群等人[8]通過構建典型空空導彈的彈性伺服控制回路數學模型,進行控制回路各部件特性對系統穩定性。王晶燕等人[9]針對導彈滾轉通道的氣動伺服彈性展開了研究,建立了滾轉通道氣動彈性方程和傳遞函數,并以某型導彈為例進行了滾轉通道穩定性分析。楚龍飛等人[10]通過建立導彈的自回歸滑動平均模型,采用最小二乘法辨識彈體結構模態參數,提出了一種自適應結構濾波器的設計方法,可有效提高導彈的氣動伺服彈性穩定裕度。國內外的研究主要集中于氣動伺服彈性的理論研究,對于可適用于中小型戰術導彈的工程試驗方法較少。

文中通過對伺服彈性試驗的原理進行分析,提出了一種可適用于中小型戰術導彈的伺服彈性工程試驗方法,并將這種試驗方法應用于某型導彈,研究了該導彈在典型彈道飛行特征點上的伺服彈性特性,為導彈結構和控制系統優化提供了思路,為導彈的成功飛行指明了方向。

1 伺服彈性試驗原理

伺服彈性試驗的主要目的是驗證導彈在無氣動載荷作用下結構模態與控制系統的耦合性,通過測試舵機、飛控系統以及伺服彈性系統之間的開環傳遞函數和閉環控制系統的穩定裕度,校核控制系統與結構模態的耦合性,通過地面試驗數據,為導彈控制律參數的優化設計和伺服彈性模型的修正提供依據。

一般說來,在進行導彈伺服彈性試驗之前,導彈設計人員很難評估控制系統與彈體結構的耦合性。因此,為了確保試驗的安全性,伺服彈性試驗可分為開環試驗和閉環試驗兩部分進行。

開環試驗采用線路斷開法,原理框圖如圖1。導彈在自由懸吊情況下,由信號發生器直接生成掃頻信號Vin給飛控裝置,飛控裝置A/D采集后轉換為舵指令讓舵機跟隨轉動,慣性器件敏感到彈體運動輸出姿態和位置變化信息,送給飛控裝置進行控制模型計算,輸出通道指令Vout,此時可得到開環系統傳遞函數為：

依據該傳遞函數頻域特性的Nyquist曲線和BODE圖則可判定閉環系統的穩定性和穩定裕度。

圖1 開環試驗原理框圖

在開環試驗確定整個系統穩定的前提下,進一步開展閉環試驗。閉環試驗采用激勵法,原理框圖如圖2。在導彈彈體上分別用激振器施加俯仰、偏航、滾轉脈沖激勵,慣性器件敏感到沖擊信號后輸出姿態和位置變化信息,送給飛控裝置進行控制模型計算,輸出舵指令給舵機。試驗過程中記錄彈體角速度、加速度、舵反饋等信息,根據這些信息時域衰減情況可判斷系統的穩定性,圖3表示了系統收斂和發散時的輸出信號的變化情況。

若開環試驗和閉環試驗的結果皆表明導彈整個系統穩定性較好,穩定裕度充足,可開展下一步的飛行試驗。若在試驗過程中出現顫振、共振等發散現象,則須對結構模態、控制參數進行研究分析,如舵機是否存在間隙、彈體彎曲頻率或扭轉頻率是否與控制系統頻率接近等,同時對彈體結構或控制模型進行優化。例如在控制模型中增加結構陷波濾波器,濾掉頻帶中存在巨大“危險”的頻率以改善伺服彈性穩定性,常用的陷波濾波器傳遞函數可表示為：

式中：ω為陷波器中心頻率,ξ1和ξ2為阻尼比。

圖2 閉環試驗原理框圖

圖3 系統收斂和發散輸出特性

2 伺服彈性試驗方法

對于大部分反坦克、空地導彈來說,俯仰、偏航、滾轉三通道控制是最常用的控制策略。飛控裝置利用慣性器件敏感到的角速度、加速度信息計算得到導彈姿態、速度、位置信息,送入控制模型中計算得出舵指令。對此類導彈進行伺服彈性試驗校核控制模型與彈體結構的耦合性時,被試對象是完成總裝測試的電子彈,火工品用配重件代替,參試設備包括振動沖擊測試系統(含傳感器)、模擬發控設備、供電設備、激振器、信號采集設備等,輔助設備包括吊繩、支撐架等。

2.1 選取彈道特征點

在地面采用雙繩懸掛進行伺服彈性試驗時,彈體是“靜止”的,無法真實反映整個飛行過程中的動態特性,在這種條件下,通過一種折中的方法來校核整個飛行過程的控制穩定性,也就是選取理論飛行彈道的典型特征點。

彈道特征點通常選取導彈飛行過程中受力變化較大的時刻,受力的變化會導致彈體姿態、位置或速度的較大變化,從而引起控制系統的響應。以某具有二級發動機的高拋彈道為例,特征點可選取為發動機的開關機點、彈道最高點、速度最大點、末制導攻擊點等,如圖4所示。圖4中點1、點5分別為一級、二級發動機開機點,點2、點6分別為一級、二級發動機關機點,點3為彈道最高點,點4為速度最大點,點7為末制導攻擊點。

圖4 某典型二級發動機的高拋彈道

特征點選定后,記下該時刻的速度Vi,位置Pi,姿態角?i、ψi、γi,角速度ωi,加速度ni等值,作為伺服彈性試驗導彈靜態的初始值。當然,依據實際飛行彈道的不同,試驗時可以選取更多具有典型值的特征點,考核導彈在這些特征點處飛行的穩定性。

2.2 彈道特征點參數處理

得到特征點的特征參數后,在進行伺服彈性試驗時,飛控裝置還需要對參數進行預處理。

步驟一：計算自由狀態下導彈姿態角、位置等初值。計算慣性器件啟動解算時的初值,可將解算時刻連續N幀的平均值作為初值,以俯仰角為例：

步驟二：計算開環或閉環試驗時導彈狀態變化量。導彈在受到開環掃頻或閉環激勵后彈體產生振動,慣性器件敏感后剔除初始值可得到狀態變化量,以俯仰角為例：

δ?=?-?0

步驟三：模擬特征點處的導彈狀態變化。將自由狀態下的導彈“看作”正處于特征點時刻飛行,疊加開環或閉環激勵的狀態變化量,模擬導彈飛行過程中受到激勵的動態響應過程,以俯仰角為例：

?=?i+δ?

將處理后的速度、位置、姿態角、加速度、角速度等值作為特征點時刻控制模型的輸入,得到三通道指令和舵指令。

2.3 開環掃頻試驗

在進行全系統閉環試驗之前,分別對俯仰、偏航、滾轉三通道進行開環掃頻試驗,測得各個特征點不同回路增益條件下開環傳遞函數,進而得到系統穩定性判定結果。試驗時,由信號發生器直接輸出不同幅值不同頻率的掃頻信號作為舵指令驅動舵機偏轉,信號從小的幅值或頻率開始,逐漸加大,直到舵機角速度跟蹤極限。試驗的頻率范圍應包括彈體結構的主要低階頻率,如一階彎曲頻率、一階扭轉頻率等。按照步進方式施加正弦激勵,記錄彈載慣性器件測得的輸出和彈體振動信號,得到彈體結構和控制系統組成的閉環系統的開環傳遞函數,依據開環頻率響應BODE圖或Nyquist曲線,可判斷閉環系統的穩定性和穩定裕度。

2.4 閉環試驗

閉環試驗是將舵機連入整個控制系統,俯仰、偏航、滾轉三通道均閉合,在控制系統增益1～2倍的條件下,飛控裝置實時計算導彈處于特征點時受到外部激勵時的舵指令,測量彈體結構響應。外部激勵可采用激振器,激振器的個數和布置應能激起彈體第1～3階彎曲和1階扭轉振動。彈上慣性器件敏感到彈體振動后,疊加在特征點上作為控制系統輸入,形成舵指令驅動舵機偏轉。如果彈體結構的振動是衰減的,則說明系統在該控制系統增益條件下是穩定的；如果彈體振動發散出現顫振等現象,則說明導彈在該增益條件下是不穩定的。

3 伺服彈性試驗方法舉例

對大部分中小型戰術導彈,導彈在低速低空以平衡狀態飛行,整個飛行過程中保持穩定,剛體運動頻率與結構彈性振動頻率之間存在著顯著分離,導彈整體表現為隨動壓變化的線性系統,所以往往很少考慮這類導彈的氣動伺服彈性。但是隨著戰術技術指標的提高,導彈向著速度更快、重量更輕、功能更全的方向發展,在飛行過程中可能出現氣動、結構、控制的耦合現象,造成導彈靜不穩定,直接影響導彈飛行安全與性能。

以某型垂直發射導彈為例,導彈發射后通過推力矢量實現快速轉彎,在轉彎過程中最大使用攻角達40°,氣動特性變得異常復雜,呈現出非線性特性,再加上舵機間隙和死區、結構振動等因素,導彈在飛行過程是否穩定需要進行校核,開展伺服彈性試驗是飛行試驗前的重要工作。

圖5 某導彈的理論飛行彈道

通過數學仿真可得到該導彈的理論飛行彈道,選取該彈道的飛行特征點作為伺服彈性試驗的考核點,如在一級發動機開/關機點(圖5中點1、點2),速度最大點(圖5中點3),二級發動機開/關機點(圖5中點4、點5),末制導攻擊點(圖5中點6)。將這些特征點的理論飛行位置、速度、姿態、加速度、角速度等信息作為靜態基準值,同時使用激振器對彈體疊加沖擊或擾動,作為控制系統的輸入,在自由懸掛導彈的情況下觀察彈體反應,考核導彈穩定性,其試驗裝置如圖6所示。

圖6 某導彈伺服彈性試驗裝置

慣性器件采集彈體姿態信息,使用信號采集設備采集并存儲慣性器件和飛控系統發送的數據。通過對數據分析可以看出,導彈模擬飛行在各個特征點時,彈體受到沖擊或者擾動的情況下,控制系統送出的舵指令并沒有導致彈體振動發散,導彈飛行在穩定狀態,其伺服彈性試驗曲線如圖7所示。

圖7 某導彈伺服彈性試驗曲線

4 結論

文中提出了一種可適用于中小型戰術導彈的伺服彈性工程試驗方法,通過提取飛行導彈中的典型特征點,在這些特征點上疊加小沖擊或小擾動可校核控制系統、彈體結構和氣動的伺服彈性特性,可為控制系統設計提供思路。