陳偉, 譚曉軍, 孫傳杰, 馮高鵬, 薛曉中

(1.中國工程物理研究院 總體工程研究所, 四川 綿陽 621000;2.南京理工大學 能源與動力工程學院, 江蘇 南京 210094)

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單兵火箭彈簡易制導控制方法研究

陳偉1, 譚曉軍1, 孫傳杰1, 馮高鵬1, 薛曉中2

(1.中國工程物理研究院 總體工程研究所, 四川 綿陽 621000;2.南京理工大學 能源與動力工程學院, 江蘇 南京 210094)

為降低單兵制導火箭彈的成本,同時確保其具有較遠的作用距離和較高的命中精度,針對靜止目標,設計了單兵火箭彈簡易制導控制律。首先,將飛行彈道進行分段設計,以瞄準線作為基準彈道,采用虛擬目標導引法實現(xiàn)對基準彈道的跟蹤;然后,進行STT控制器的設計,基于典型設計點處控制器的參數(shù)插值,得到實時飛行過程中的控制器參數(shù),確?；鸺龔椩谡麄€飛行過程中具有較高的控制精度;最后,進行了仿真計算,通過仿真結果分析可知,所設計的制導控制系統(tǒng)具有較高的魯棒性。

火箭彈; 簡易制導; 虛擬目標; STT控制器

0 引言

單兵無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,將火箭彈與制導控制系統(tǒng)相結合,在保證命中精度的前提下,大大增大火箭彈的作用距離[1-2]。制導火箭彈一般都安裝有導引頭,根據(jù)導引原理的不同,可分為電視導引、激光導引及雷達導引,導引系統(tǒng)使得制導火箭彈對靜止目標和運動目標都具有較好的打擊效果[3-5]。但對于單兵作戰(zhàn)來說,其成本較高,效費比難以控制。

為了降低單兵制導火箭彈的體積、重量及成本,同時增大其作用距離,保證命中精度,本文針對靜止目標,探討了純慣性制導體制應用于單兵攻堅火箭彈的可行性。將彈道分成筒內運動段、慣性飛行段、導引段3個飛行階段。采用彈目瞄準線作為單兵簡控火箭彈的基準彈道,采用虛擬目標導引法[6]追蹤基準彈道,將復雜作戰(zhàn)場地的三維彈道設計簡化為二維平面設計,采用STT制導方法[7]進行控制律設計。在標準彈道上,選擇4個能夠表征各個彈道段特點的設計點進行控制器參數(shù)設計。通過速度插值,得到整個飛行過程中的控制器參數(shù),確保單兵攻堅簡控火箭彈從發(fā)射到命中目標的整個過程中具有較高的控制精度。最后,考慮風干擾和氣動誤差的影響,對所設計的制導控制系統(tǒng)的可行性和魯棒性進行了驗證。

1 動力學模型

坐標系定義如圖1所示。圖中,Onxnynzn為發(fā)射坐標系，Oxbybzb為彈體坐標系。

圖1 坐標系Fig.1 Coordinate system

(1)

(2)

(3)

dm/dt=-mc

(4)

(5)

2 彈道方案設計

單兵簡控火箭彈采用肩扛式發(fā)射筒發(fā)射,火箭彈采用兩級發(fā)動機:助推發(fā)動機和續(xù)航發(fā)動機。助推發(fā)動機工作時間短,產生的推力大,能夠保證火箭彈出筒后具有一定的初速度;續(xù)航發(fā)動機推力小,工作時間長,能夠提供持續(xù)的續(xù)航動力。根據(jù)單兵簡控火箭彈飛行的特點以及所采用的制導體制,可將飛行彈道分成3個階段:

(1)筒內運動段:從助推發(fā)動機點火到火箭出筒前這一階段;

(2)慣性飛行段:從火箭出筒到續(xù)航發(fā)動機點火前這一階段,該階段按慣性彈道飛行;

(3)導引段:從續(xù)航發(fā)動機點火到命中目標前這一段彈道。

彈道方案示意圖如圖2所示。

圖2 彈道方案示意圖Fig.2 Schematic diagram of ballistic scheme

3 虛擬目標導引律設計

根據(jù)給定的指標要求,完成基準彈道設計。在基準彈道上設計虛擬運動目標,導彈采用追蹤法跟蹤虛擬目標,通過虛擬目標的引導實現(xiàn)對基準彈道的跟蹤。

3.1 基準彈道生成

通過觀瞄系統(tǒng)瞄準目標進行發(fā)射,瞄準示意圖如圖3所示。觀瞄系統(tǒng)安裝在發(fā)射筒上,瞄準鏡與發(fā)射筒夾角?0固定,這里稱?0為射角。初始對準目標時,發(fā)射筒與地面的夾角記為?。

圖3 瞄準示意圖Fig.3 Sketch map of aiming

結合單兵武器直接瞄準發(fā)射特點,基準彈道取發(fā)射點與目標的連線。以射擊時的彈目瞄準線作為基準彈道,瞄準線的計算公式為:

ym=xmtan(?-?0)

(6)

3.2 基準彈道跟蹤

該方法的思路是首先設計出虛擬目標的運動規(guī)律,虛擬目標沿基準彈道飛行,位于導彈前方,且保持一定的超前量,導彈采用比例導引來跟蹤虛擬目標,通過虛擬目標的引導作用實現(xiàn)對基準彈道的跟蹤。具體步驟如下:

(1)計算虛擬目標位置

虛擬目標在瞄準線上運動,且在射程方向上始終超前導彈當前位置一定距離,超前量記為ΔL,虛擬目標位置按下式計算:

(7)

式中:xT,yT,zT為虛擬目標位置分量。

(2)計算視線角速度

在發(fā)射坐標系下,虛擬目標與導彈之間相對位置分量可由下式計算得到:

(8)

基于虛擬目標與導彈之間的相對位置,利用相對運動學計算視線角速度,計算公式如下:

(9)

(3)計算導引指令

導引律采用比例導引法,計算形式如下:

(10)

(11)

4 彈道控制律設計

采用STT方法[7]進行控制律設計,將俯仰、偏航、滾轉三通道進行解耦控制。俯仰通道控制器包含3個反饋回路。其中，俯仰角速度ωz直接反饋到內回路，起到阻力增穩(wěn)作用;ωz經(jīng)過一階慣性環(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;外回路反饋法向過載ny,使得火箭彈實時跟蹤法向過載指令?？梢缘玫礁┭鐾ǖ揽刂坡蔀?

δz=-kωzωz-kωzkθ∫ωzdt-kωzknykθ∫(ny-nyc)dt

(12)

式中:kωz,kθ,kny為俯仰通道控制器參數(shù)。

火箭彈采用軸對稱布局,偏航通道控制器結構與俯仰通道控制器結構一致,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:

δy=-kωzωy-kωzkθ∫ωydt-kωzknykθ∫(nz-nzc)dt

(13)

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

δx=-kφφ-kωxωx

(14)

式中:kφ和kωx為滾轉通道控制器參數(shù)。

5 仿真結果及分析

由于火箭彈在飛行過程中飛行速度變化較大,為了確?；鸺龔椩谡麄€飛行過程中的控制精度,在標準彈道上選擇速度最低、最大及兩個中間狀態(tài)點進行控制器參數(shù)設計,然后通過插值得到火箭彈在飛行過程中對應的控制器參數(shù)。典型設計點處控制器參數(shù)如表1所示。

表1 典型設計點處控制器參數(shù)

Table 1 Controller parameters of typical design points

參數(shù)特征點1234V/m·s-14580200320kny028053045025kθ48109203286kωy-12-11-09-07kφ-56-123-156-149kωx-032-032-032-031

風在火箭彈使用環(huán)境中是普遍存在的[9]。為了驗證所設計的制導控制系統(tǒng)抵抗風干擾的能力,分別在無風、順風(沿發(fā)射坐標系Onxn軸正方向)、側風(沿發(fā)射坐標系Onzn軸正方向)、逆風(沿發(fā)射坐標系Onxn軸負方向)條件下進行仿真,風速為14 m/s,同時加入10%的氣動誤差,來檢驗制導控制系統(tǒng)的魯棒性。

設火箭彈初始發(fā)射位置為(0,0,0)m,目標位置為(1000,0,0)m。根據(jù)工程經(jīng)驗,取射角?0=7°,虛擬目標超前量ΔL=300 m,仿真結果如表2和圖4所示。

表2 末端彈道參數(shù)

Table 2 Terminal ballistic parameters

參數(shù)風向無風順風側風逆風脫靶量/m 002002012002末端速度/m·s-1326329326323

由仿真結果可知,存在順風和逆風干擾時,除了末端著靶速度外,風對整個飛行彈道參數(shù)的影響較小。順風時,由于飛行過程中受到的阻力較小,使得末端速度較大;逆風時,受到的阻力較大,使得末端速度較小,兩者末端速度相差達到了6 m/s,但相對于末端速度可以忽略;存在側風干擾時,從圖4(b)可以看出,飛行初始段飛行軌跡出現(xiàn)較大的側偏,最大側向彈道偏差達到了1.2 m,具有大的側滑角,但所設計的制導控制系統(tǒng)能夠在短時間內及時修正火箭彈飛行軌跡,確保了較高的命中精度,表明所設計的制導控制系統(tǒng)能夠較好地抑制風干擾帶來的影響,且具有較高的魯棒性。

6 結束語

根據(jù)單兵簡控火箭彈飛行特點以及所采用的制導體制,本文以瞄準線為基準彈道,采用虛擬目標導引法計算打擊靜止目標所需的法向過載和側向過載指令,采用STT控制器結構將俯仰、偏航、滾轉三通道進行解耦控制。通過仿真結果可以看出,所設計的制導控制系統(tǒng)能夠較好地抑制風干擾和氣動誤差帶來的影響,具有較好的魯棒性。由于單兵簡控火箭彈的飛行時間較短,在打擊靜止目標時,采用純慣性制導體制能夠保證較高的命中精度。但對于打擊運動目標,采用單一的瞄準射擊方法很難滿足較高的命中精度,因此,后續(xù)工作將著重探討簡控火箭彈打擊運動目標的可行性。

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(編輯：姚妙慧)

Research on simply guidance control method for individual rocket projectile

CHEN Wei1, TAN Xiao-jun1, SUN Chuan-jie1, FENG Gao-peng1, XUE Xiao-zhong2

(1.Institute of Systems Engineering, China Academy of Engineering Physics, Mianyang 621000, China; 2.School of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094, China)

To reduce the cost of guided individual rocket projectile, and to ensure that it has a longer striking distance and higher accuracy, the simply guidance control law of the individual rocket projectile was designed aiming at the static target in this paper. First, the flight trajectory was segmented, aiming line was used as the standard trajectory, the standard trajectory tracking was realized by the virtual target guidance method. Then the STT controller was designed to get the controller parameters in real time flight based on the parameter interpolation of the controller at typical design points, so as to ensure the rocket has a higher control accuracy in the whole flight envelop. Last, the simulation analysis shows that the designed guidance control system has high robustness.

rocket projectile; simply guidance; virtual target; STT controller

2015-11-25;

2016-03-28;

時間:2016-04-22 09:52

陳偉(1986-),男,湖北隨州人,工程師,博士,研究方向為飛行器控制。

TJ761.11

A

1002-0853(2016)06-0054-04