王 剛 張 馳 吳建業(yè)

(91851部隊 葫蘆島 125001)

靶彈平飛高度拓展的設計與實現(xiàn)

王 剛 張 馳 吳建業(yè)

(91851部隊 葫蘆島 125001)

論文采用加裝彈載數(shù)字計算機、新型無線電高度表,改變控制通道參數(shù)的方式將某型掠海平飛的靶彈改裝成能夠1000m平飛的靶彈用以模擬飛機類目標。在改裝過程中通過改變高度控制通道比例、積分、微分環(huán)節(jié)傳動比,慣性環(huán)節(jié)時間常數(shù),微分計算步長等方法解決了新型無線電高度表在1000m測高時測高噪聲過大對靶彈穩(wěn)定平飛的影響。最后利用數(shù)學模型仿真,驗證了論文設計的改裝方案可以使靶彈進行1000m平飛。

靶彈; 高度表; PID

Class Number V211

1 引言

靶彈是考核鑒定防空武器防空反導能力的重要靶標[1]。利用退役的飛航式反艦導彈改裝靶彈即節(jié)約了導彈退役報廢費用,又節(jié)約了防空導彈用靶費用,是一種經(jīng)濟而有效的靶標開發(fā)模式[2～3]。由某型退役反艦導彈改裝的靶彈其彈道為20m掠海平飛,為使該型靶彈能夠模擬飛機類目標的目標特性,需將靶彈飛行高度進行拓展。本文提出了該型靶彈彈上設備的改裝方案,對控制規(guī)律進行了改進設計,成功將靶彈飛行高度拓展到1000m,改裝成能夠模擬飛機類目標的靶標。

2 彈上設備改裝

該型靶彈以陀螺、無線電高度表、模擬計算機、俯仰舵機構成靶彈高度控制通道,原理框圖如圖1所示。該控制通道是以高度表測量的高度、俯仰陀螺測量的俯仰角為輸入量,以俯仰舵偏角為輸出量的PID高度穩(wěn)定回路。靶彈飛行時高度表高度與高度程序求差,得到高度差信號。高度差信號作為PID控制的比例環(huán)節(jié)與高度差積分、安裝角在俯仰基準中求和,俯仰基準與高度微分、俯仰角、俯仰角微分環(huán)節(jié)通過俯仰綜合求和后驅(qū)動俯仰舵機,進而控制靶彈按照高度程序設定的高度和安裝角設定的靶彈攻角穩(wěn)定平飛?？驁D中的求差、求和、積分、微分計算過程均由模擬計算機實現(xiàn)。該型靶彈高度程序為20m,高度表測高范圍為0m～400m,高度程序和高度表信號均為電壓信號。為使靶彈能夠進行1000米高度平飛,需要改變高度程序和高度表測高范圍。

該型靶彈彈上GPS可以作為靶彈測高傳感器,但GPS存在定位不穩(wěn)定的現(xiàn)象,若單獨采用GPS測高數(shù)據(jù)進行高度控制,當GPS在靶彈飛行中出現(xiàn)失捕時,將會造成靶彈飛行高度偏離預定平飛高度[4]。為使靶彈對高度的測量穩(wěn)定可靠,選擇了新型的無線電高度表,該型高度表測高范圍可達0m～2000m。測高結果以數(shù)字量形式通過RS422串口輸出。由于原靶彈模擬計算機無法接收數(shù)字量數(shù)據(jù),新型高度表測高結果無法利用模擬計算機直接計算出高度差和高度微分,因此在靶彈上安裝了數(shù)字化彈載計算機。改裝后靶彈俯仰通道控制原理框圖如圖2所示。數(shù)字計算機可以計算生成1000m平飛的高度程序,并通過RS422串口接收新型高度表輸出的靶彈高度數(shù)據(jù),而后將高度程序與靶彈高度進行比較,計算出高度差數(shù)據(jù),同時根據(jù)高度數(shù)據(jù)計算高度微分。數(shù)字化計算機計算完高度差和高度微分數(shù)據(jù)后,通過數(shù)模變換輸出高度差和高度微分模擬量給原靶彈的模擬計算機,進而控制靶彈在預定高度平飛。

3 控制規(guī)律改進設計

通過在靶彈上加裝數(shù)字計算機和新型高度表可以實現(xiàn)靶彈平飛高度拓展到1000m的功能。無線電高度表主要用于低空高度測量,其測高噪聲會隨著高度的增加而增大,因此需對靶彈高度控制通道的相關參數(shù)進行改進以降低測高噪聲的影響[5]。圖3是高度表在95m、934m高度的測高結果,其噪聲幅度分別為±0.2m、±2.2m,數(shù)據(jù)更新率為20ms。利用以上數(shù)據(jù)計算高度差會使計算結果存在與測高結果等幅度的噪聲,計算高度微分則會使計算結果噪聲放大[6]。圖4是高度表934m測高數(shù)據(jù)以20ms為微分計算步長求出的高度微分結果。由圖可見,其噪聲幅度已達到±30m/s。

高度差和高度微分信號中過高的噪聲會阻塞PID控制通道中的正常信號,造成俯仰舵機只跟隨噪聲信號擺動,無法響應正常的控制信號[7]。為解決上述問題,對高度控制通道中高度差和高度微分傳動比參數(shù)進行了更改,增加了高度微分后慣性環(huán)節(jié)的時間常數(shù)值,同時增加了高度微分計算的步長。

圖5是靶彈俯仰通道傳遞函數(shù)框圖,原靶彈俯仰通道中高度差、高度差積分、高度微分環(huán)節(jié)在靶彈助推段和平飛段采用不同的傳動比。靶彈助推段到轉(zhuǎn)平飛之前,上述三個環(huán)節(jié)的傳動比分別為0.15、0.03、0.3;靶彈轉(zhuǎn)平飛后,傳動比變換為0.25、0.05、0.4。靶彈平飛段傳動比較平飛段以前均有所增大,這可以使靶彈具有更好的動態(tài)響應特性,即當靶彈平飛高度出現(xiàn)偏差時,控制系統(tǒng)能以更快的速度將靶彈調(diào)整到預定平飛高度,但同時也放大了對測高噪聲的響應[8]。靶彈1000m平飛時,由于高度表噪聲較大,過大的傳動比將使俯仰舵對噪聲響應過大,降低了靶彈飛行的穩(wěn)定性。為降低靶彈1000m平飛時,高度表噪聲對靶彈的影響,改進設計后的靶彈平飛段高度差、高度差積分、高度微分環(huán)節(jié)的傳動比仍采用助推段傳動比,即0.15、0.03、0.3。減小平飛段傳動比后,靶彈對平飛高度誤差的調(diào)整控制會變慢,即靶彈平飛高度的誤差會變大,但1000m平飛時,對靶彈平飛高度的誤差要求較掠海飛行時也會降低,改變傳動比帶來的高度控制誤差在可接受范圍內(nèi)。

采用以上慣性環(huán)節(jié)時間常數(shù)和微分計算步長對934m測高數(shù)據(jù)計算的高度微分結果如圖6所示。計算結果噪聲為±0.7m,比圖4噪聲幅度大幅降低。

4 飛行彈道仿真及驗證

為驗證改變傳動比、微分計算步長、慣性環(huán)節(jié)時間常數(shù)對靶彈1000m平飛的影響,利用數(shù)學仿真模型進行了仿真驗證。仿真中利用隨機產(chǎn)生的高斯白噪聲來模擬高度表測高噪聲,噪聲幅度按飛行高度的±0.4%來生成,略大于高度表測高噪聲的統(tǒng)計水平。圖7是仿真生成的高度表測高數(shù)據(jù),從圖中可見靶彈在1000m高度時,測高噪聲幅度為±4m。圖8是仿真過程中計算的高度微分,經(jīng)過本文采用的控制模型計算后,高度微分噪聲幅度約為±1.3m/s。可見采用本文控制模型能夠有效抑制高度表噪聲的影響。圖9是靶彈仿真的1000m平飛彈道圖,靶彈在44.28s時爬升至1000m,63.3s達到最大高度1026.87m,98.5s轉(zhuǎn)平飛至1000m。從圖中可見,靶彈轉(zhuǎn)平飛的過程比較緩慢,這是因為改變俯仰通道傳動比參數(shù)后,靶彈對高度誤差的響應變慢。轉(zhuǎn)平飛過程中最大超調(diào)為26.87m,相對1000m的高度可以忽略不計。由圖中仿真彈道可以證明,本文所設計的控制模型能夠控制靶彈完成1000m平飛。

5 結語

為使靶彈能夠模擬飛機類目標,本文在掠海飛行的靶彈上加裝數(shù)字計算機和新型高度表,將該型靶彈改裝成1000m平飛的靶彈。并針對工程實施中出現(xiàn)的高度表測高噪聲過高的問題提出了改變控制通道參數(shù)、微分計算步長、慣性環(huán)節(jié)時間常數(shù)的控制規(guī)律改進方案。經(jīng)數(shù)學模型仿真,驗證了本文改裝方法能夠使該型靶彈完成1000m平飛。

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Design and Realization of Target Missile Trajectory Height Expansion

WANG Gang ZHANG Chi WU Jianye

(No. 91851 Troops of PLA, Huludao 125001)

In this paper, a lot of measures are used for the sea skimming flight target missile flying at a height of 1000 meters, such as adding missile used digital computer, replacing new type radio altimeter and changing control channel parameter. This target missile is used to simulate airplane. The stable flight influenced by noise increased above 1000 metres result from the new type radio altimeter is solved by changing the PID control parameter, inertia time constant and differential calculating step. In the end, the methed of the target missile modifying for flying at 1000 meters is proved correct by mathematical simulation.

target missile, altimeter, PID

2016年8月12日,

2016年9月30日

王剛,男,碩士,工程師,研究方向:靶標系統(tǒng)工程。張馳,男,碩士,高級工程師,研究方向:靶標系統(tǒng)工程。吳建業(yè),男,碩士,工程師,研究方向:導彈控制。

V211

10.3969/j.issn.1672-9730.2017.02.010