陳 偉，馮高鵬，孫傳杰，薛曉中

(1.中國(guó)工程物理研究院 總體工程研究所，四川 綿陽(yáng) 621900；2.南京理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，江蘇 南京 210094)

針對(duì)移動(dòng)目標(biāo)的簡(jiǎn)控彈制導(dǎo)控制方法研究

陳 偉1，馮高鵬1，孫傳杰1，薛曉中2

(1.中國(guó)工程物理研究院 總體工程研究所，四川 綿陽(yáng) 621900；2.南京理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，江蘇 南京 210094)

為降低單兵制導(dǎo)火箭彈的成本，同時(shí)確保其具有較遠(yuǎn)的作用距離和較高的命中精度，針對(duì)移動(dòng)目標(biāo)，進(jìn)行單兵火箭彈簡(jiǎn)易制導(dǎo)控制律設(shè)計(jì)。將飛行彈道進(jìn)行分段設(shè)計(jì)，分為筒內(nèi)運(yùn)動(dòng)段、慣性飛行段和導(dǎo)引飛行段。在發(fā)射前通過(guò)彈載系統(tǒng)和測(cè)距儀對(duì)目標(biāo)移動(dòng)速度進(jìn)行估計(jì)，采用比例導(dǎo)引法實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)的跟蹤。接下來(lái)對(duì)STT控制器進(jìn)行設(shè)計(jì)，基于典型設(shè)計(jì)點(diǎn)處控制器參數(shù)插值得到不同飛行速度下的控制器參數(shù)，確?；鸺龔椩谡麄€(gè)飛行過(guò)程中具有較高的控制精度。通過(guò)仿真分析可知,所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制系統(tǒng)具有較高的魯棒性。

火箭彈；簡(jiǎn)易制導(dǎo)；比例導(dǎo)引；STT

0 引 言

單兵無(wú)控火箭彈命中精度低，作用距離短，為了改善單兵火箭彈的作用距離和命中精度，將火箭彈與制導(dǎo)控制系統(tǒng)相結(jié)合，在保證命中精度的前提下，大大增加了火箭彈的作用距離[1-4]。制導(dǎo)火箭彈一般都安裝有導(dǎo)引頭，根據(jù)導(dǎo)引原理的不同，可分為電視導(dǎo)引、激光導(dǎo)引、雷達(dá)導(dǎo)引，導(dǎo)引系統(tǒng)使得制導(dǎo)火箭彈對(duì)靜止目標(biāo)和運(yùn)動(dòng)目標(biāo)都具有較好的打擊效果[5-7]。如美國(guó)洛馬和雷錫恩公司合作研制的標(biāo)槍(Javelin)，采用紅外焦平面陣列技術(shù)，能在濃密的煙霧和黑暗環(huán)境中發(fā)現(xiàn)并鎖定目標(biāo)進(jìn)行攻擊，有效射程2 000 m，命中精度92%[8]。以色列的長(zhǎng)釘采用光纖圖像制導(dǎo)，發(fā)射后可修正目標(biāo)數(shù)據(jù)或轉(zhuǎn)換攻擊目標(biāo)[9]。

采用先進(jìn)的導(dǎo)引技術(shù)保證較高命中精度的同時(shí)也大大提高了單兵有控火箭彈的成本，作戰(zhàn)效費(fèi)比難以控制。為了降低成本，同時(shí)追求高生存力，實(shí)現(xiàn)“打了不管”，洛馬公司研制的掠奪者(Predator SRAW)采用純慣性導(dǎo)航技術(shù)，利用激光/磁雙模近炸引信確定目標(biāo)位置并引爆戰(zhàn)斗部，精度高、成本低廉[10]。文中基于純慣性制導(dǎo)體質(zhì)，探討了簡(jiǎn)控彈打擊地面慢速移動(dòng)目標(biāo)的可行性。將彈道分成筒內(nèi)運(yùn)動(dòng)段、慣性飛行段、導(dǎo)引段三個(gè)飛行階段。在發(fā)射筒上安裝觀瞄系統(tǒng)和激光測(cè)距儀，通過(guò)跟隨瞄準(zhǔn)的方法，由彈載設(shè)備和激光測(cè)距估算出目標(biāo)的移動(dòng)速度。采用比例導(dǎo)引方法[11]進(jìn)行制導(dǎo)律設(shè)計(jì)。在彈道上選取四個(gè)能夠表征各個(gè)彈道段特點(diǎn)的設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)行俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)三通道STT控制器[12]設(shè)計(jì)，通過(guò)速度插值得到不同飛行速度下的控制器參數(shù)，確保單兵攻堅(jiān)簡(jiǎn)控火箭彈從發(fā)射到命中目標(biāo)的整個(gè)過(guò)程中具有較高的控制精度。最后考慮風(fēng)干擾的影響，對(duì)所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制系統(tǒng)的可行性和魯棒性進(jìn)行了驗(yàn)證。

1 動(dòng)力學(xué)模型

發(fā)射坐標(biāo)系Onxnynzn定義：On為發(fā)射原點(diǎn)，xn軸指向初始瞄準(zhǔn)方向，yn軸指向上且與當(dāng)?shù)劂U垂線重合，zn軸與xn、yn軸成右手正交坐標(biāo)系；彈體坐標(biāo)系Oxbybzb定義：原點(diǎn)O在彈體重心，xb沿彈體縱軸指向前，yb在導(dǎo)彈縱對(duì)稱平面內(nèi)與xb軸垂直并指向上方，zb軸與xb、yb軸成右手正交坐標(biāo)系。

單兵火箭彈的六自由度運(yùn)動(dòng)方程如下所示[13]：

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

2 彈道方案設(shè)計(jì)

單兵簡(jiǎn)控火箭彈采用肩扛式發(fā)射筒發(fā)射，火箭彈采用兩級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)：助推發(fā)動(dòng)機(jī)和續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)。助推發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間短，產(chǎn)生的推力大，能夠保證火箭彈出筒后具有一定的初速度；續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)推力小，工作時(shí)間長(zhǎng)，能夠提供持續(xù)的續(xù)航動(dòng)力。根據(jù)單兵簡(jiǎn)控火箭彈飛行的特點(diǎn)以及所采用的制導(dǎo)體制，可將飛行彈道分成三個(gè)階段：

(1)筒內(nèi)運(yùn)動(dòng)段：從助推發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火到火箭出筒這一階段；

(2)慣性飛行段：從火箭出筒到續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火這一階段，該階段按慣性彈道飛行；

(3)導(dǎo)引段：從續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火到命中目標(biāo)這一段彈道。

3 目標(biāo)的位置和速度信息估計(jì)

單兵簡(jiǎn)易制導(dǎo)火箭彈在水平面內(nèi)制導(dǎo)過(guò)程如圖1所示。

圖1 制導(dǎo)過(guò)程示意圖

當(dāng)射手發(fā)現(xiàn)目標(biāo)在T0處且在射擊范圍內(nèi)時(shí)，制導(dǎo)系統(tǒng)完成初始對(duì)準(zhǔn)工作。然后射手通過(guò)瞄準(zhǔn)系統(tǒng)不斷跟蹤瞄準(zhǔn)目標(biāo)，即圖中OnT0T1區(qū)域，跟瞄時(shí)間一般不大于2s。在目標(biāo)運(yùn)動(dòng)到T1處，跟瞄結(jié)束，射手扣動(dòng)扳機(jī)，發(fā)射火箭彈。此后，火箭彈經(jīng)過(guò)短暫的慣性飛行段后進(jìn)入導(dǎo)引攻擊段，按照設(shè)計(jì)的制導(dǎo)規(guī)律命中目標(biāo)。

(6)

其中，VT為目標(biāo)在水平面內(nèi)的移動(dòng)速度；VTx為目標(biāo)沿著發(fā)射坐標(biāo)系xn軸的速度分量；VTz為目標(biāo)沿著發(fā)射坐標(biāo)系z(mì)n軸的速度分量。

圖2 目標(biāo)速度估算示意圖

4 制導(dǎo)律設(shè)計(jì)

(1)計(jì)算目標(biāo)位置。

在火箭彈發(fā)射時(shí)刻，目標(biāo)的初始位置可由式(7)計(jì)算得到：

(7)

其中，?為發(fā)射筒與地面的夾角；?0為瞄準(zhǔn)鏡與發(fā)射筒的夾角，觀瞄系統(tǒng)安裝在發(fā)射筒上。

在火箭彈發(fā)射后，目標(biāo)位置可由式(8)計(jì)算得到：

(8)

其中，t為火箭彈出筒后的飛行時(shí)間。

由于假設(shè)目標(biāo)在水平面內(nèi)移動(dòng)，有yT=yT0。

(2)計(jì)算視線角速度。

在發(fā)射坐標(biāo)系下，目標(biāo)與導(dǎo)彈之間相對(duì)位置分量可由式(9)計(jì)算得到：

(9)

基于目標(biāo)與導(dǎo)彈之間的相對(duì)位置，利用相對(duì)運(yùn)動(dòng)學(xué)計(jì)算視線角速度，如下所示：

(10)

(11)

(3)計(jì)算制導(dǎo)指令。

縱向采用帶重力補(bǔ)償?shù)谋壤龑?dǎo)引律，側(cè)向采用比例導(dǎo)引律，形式如下所示：

(12)

(13)

5 彈道控制律設(shè)計(jì)

采用STT方法進(jìn)行控制律設(shè)計(jì)，將俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)三通道進(jìn)行解耦控制。俯仰通道控制器包含三個(gè)反饋回路。其中，俯仰角速度ωz直接反饋到內(nèi)回路起到阻力增穩(wěn)作用；ωz經(jīng)過(guò)一階慣性環(huán)節(jié)生成偽姿態(tài)，然后反饋到中回路，起到姿態(tài)增穩(wěn)作用；外回路反饋法向過(guò)載ny，使得火箭彈實(shí)時(shí)跟蹤法向過(guò)載指令?？梢缘玫礁┭鐾ǖ揽刂坡蔀椋?/p>

(14)

由于火箭彈采用軸對(duì)稱布局，偏航通道控制器結(jié)構(gòu)與俯仰通道控制器結(jié)構(gòu)一致，且具有相同的控制器參數(shù)。這里直接給出偏航通道控制律為：

(15)

火箭彈在飛行過(guò)程中始終保持滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定，滾轉(zhuǎn)角指令等于零。滾轉(zhuǎn)通道控制律為：

δx=-kφφ-kωxωx

(16)

6 仿真分析

由于火箭彈在飛行過(guò)程中，飛行速度變化較大，為了確?；鸺龔椩谡麄€(gè)飛行過(guò)程中的控制精度，在標(biāo)準(zhǔn)彈道上選擇速度最低、最大及兩個(gè)中間狀態(tài)點(diǎn)進(jìn)行控制器參數(shù)設(shè)計(jì)，然后通過(guò)插值得到火箭彈在飛行過(guò)程中對(duì)應(yīng)的控制器參數(shù)。典型設(shè)計(jì)點(diǎn)處控制器參數(shù)如表1所示。

表1 典型設(shè)計(jì)點(diǎn)處控制器參數(shù)

風(fēng)在火箭彈使用環(huán)境中是普遍存在的[14]，為了驗(yàn)證所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制系統(tǒng)抵抗風(fēng)干擾的能力，分別在無(wú)風(fēng)、順風(fēng)(沿著發(fā)射坐標(biāo)系Onxn軸正方向)、側(cè)風(fēng)(沿著發(fā)射坐標(biāo)系Onzn軸正方向)、逆風(fēng)(沿著發(fā)射坐標(biāo)系Onxn軸負(fù)方向)的條件下進(jìn)行仿真，風(fēng)速為14m/s。在發(fā)射坐標(biāo)系下，令航向初始對(duì)準(zhǔn)誤差0.06°，瞄準(zhǔn)系統(tǒng)的測(cè)距誤差為1m。

根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)，取射角?0為7°。設(shè)火箭彈初始發(fā)射位置為(0，0，0)，初始瞄準(zhǔn)時(shí)目標(biāo)位置為(1 000，0，0)，目標(biāo)沿著Onzn軸以10m/s速度移動(dòng)，跟瞄2s后發(fā)射點(diǎn)火。仿真結(jié)果如圖3所示。

在存在順風(fēng)和逆風(fēng)干擾時(shí)，除了末端著靶速度外，風(fēng)對(duì)整個(gè)飛行彈道參數(shù)的影響較小。由于順風(fēng)時(shí)，飛行過(guò)程中受到的阻力較小，會(huì)使得末端速度較大；逆風(fēng)時(shí)，受到的阻力較大，會(huì)使得末端速度較小。兩者末端速度相差達(dá)到了5m/s，但相對(duì)于末端速度可以忽略。側(cè)風(fēng)干擾時(shí)，從圖3(c)可以看出飛行初始段出現(xiàn)較大側(cè)滑，但所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制系統(tǒng)能夠在短時(shí)間內(nèi)及時(shí)修正火箭彈飛行軌跡,表明所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制系統(tǒng)能夠較好地抑制風(fēng)干擾帶來(lái)的影響。無(wú)風(fēng)時(shí)，由于發(fā)射時(shí)存在傳遞對(duì)準(zhǔn)誤差、測(cè)量誤差和解算誤差，脫靶量為2.65m，側(cè)風(fēng)時(shí)脫靶量最大，為2.9m。該命中精度對(duì)于大型車輛和運(yùn)輸車隊(duì)來(lái)說(shuō)能夠達(dá)到較理想的毀傷效果。同時(shí)該簡(jiǎn)控彈可實(shí)現(xiàn)發(fā)射后不管，因此具有較高的軍事應(yīng)用價(jià)值。

7 結(jié)束語(yǔ)

根據(jù)單兵簡(jiǎn)控火箭彈飛行特點(diǎn)以及所采用的制導(dǎo)體制，將飛行彈道分成三個(gè)階段：筒內(nèi)運(yùn)動(dòng)段、慣性飛行段、導(dǎo)引飛行段。在彈載制導(dǎo)控制系統(tǒng)初始對(duì)準(zhǔn)后，通過(guò)觀瞄系統(tǒng)跟隨和測(cè)距方法估算出目標(biāo)的移動(dòng)速度，采用比例導(dǎo)引法計(jì)算跟蹤目標(biāo)所需的法向過(guò)載和側(cè)向過(guò)載指令。采用STT控制體制將俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)三通道進(jìn)行解耦控制。通過(guò)仿真分析可以看到,所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制系統(tǒng)能夠較好地抑制風(fēng)干擾帶來(lái)的影響，具有較好的魯棒性。由于單兵簡(jiǎn)控火箭彈的飛行時(shí)間較短，在打擊較慢移動(dòng)目標(biāo)時(shí)，采用純慣性制導(dǎo)體制能夠保證一定的命中精度。但對(duì)于打擊快速目標(biāo)時(shí)或者距離較遠(yuǎn)時(shí)，簡(jiǎn)控彈的命中精度會(huì)受測(cè)量誤差和解算誤差的影響而大幅降低。在以后工作中將探討安裝捷聯(lián)導(dǎo)引頭的簡(jiǎn)控彈制導(dǎo)控制方法研究，實(shí)現(xiàn)對(duì)

圖3 彈道仿真曲

快速移動(dòng)目標(biāo)的遠(yuǎn)距離精確打擊。

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Research on Guidance and Control Method of Simple Control Rocket-projectile for Moving Target

CHEN Wei1,FENG Gao-peng1,SUN Chuan-jie1,XUE Xiao-zhong2

(1.Institute of Systems Engineering，China Academy of Engineering Physics，Mianyang 621900,China; 2.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Science and Technology，Nanjing 210094,China)

To reduce the cost of guided individual rocket projectile and ensure that it has a longer striking distance and higher accuracy at the same time,the simple guidance control law of the individual rocket projectile is designed for moving target.The flight trajectory is segmented,including barrel movement segment,inertial flight segment and guiding flight segment.Before launching the speed of the target is estimated by the onboard system and rangefinder,to achieve the goal of tracking by the proportional guidance method.Then the STT controller is designed to ensure the rocket has higher control accuracy based on the controller gains of the typical design points,and the controller gains under different speed are obtained using the interpolation method.Through he simulation analysis,the result shows that the designed guidance control system has high robustness.

rocket projectile；simple guidance；proportional guidance；STT

2016-01-24

2016-05-12

時(shí)間：2016-10-24

國(guó)家自然基金聯(lián)合基金(U1430113)；中國(guó)工程物理研究院科學(xué)技術(shù)發(fā)展基金(2014B0101009)

陳 偉(1986-)，男，博士，工程師，研究方向?yàn)橹茖?dǎo)武器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)；馮高鵬，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)槲淦飨到y(tǒng)設(shè)計(jì)。

http://www.cnki.net/kcms/detail/61.1450.TP.20161024.1117.062.html

TP273

A

1673-629X(2016)11-0121-04

10.3969/j.issn.1673-629X.2016.11.027