樓朝飛，張銳，李錦

(北京電子工程總體研究所，北京 100854)

0 引言

在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中，采用旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的防空武器系統(tǒng)是一類以低空和超低空入侵的飛機、直升機、巡航導(dǎo)彈為目標的防空武器。由于它所具備的一些特點，尤其在價格低廉、使用簡便、機動靈活、適于大量裝備等方面的優(yōu)勢，很快被戰(zhàn)場接受，成為局部戰(zhàn)爭中的一種重要防空兵器。采用旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的艦載末端反導(dǎo)武器系統(tǒng)是一種高速、高火力、輕型、快速反應(yīng)自主防御的武器系統(tǒng)，是一種具有發(fā)射后不管，制導(dǎo)精度高及抗干擾能力強的武器系統(tǒng)[1-4]。

對于采用一對舵面的單通道控制系統(tǒng)來說，導(dǎo)彈的旋轉(zhuǎn)使舵偏產(chǎn)生的控制力在空間以同一頻率旋轉(zhuǎn)。理論與實踐證明：通過舵面作與彈旋同頻率的正弦偏轉(zhuǎn)運動或者作等幅不等寬的偏轉(zhuǎn)運動，都能對旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈產(chǎn)生控制力[5-7]。

對于舵機這種執(zhí)行機構(gòu)來說，都有一個指令輸入范圍，因此在形成舵指令時需要對其進行限幅設(shè)計[8-15]。而在采用與彈旋同頻率作正弦偏轉(zhuǎn)運動的舵機來說，不僅要保證指令在輸入范圍之內(nèi)，同時還要保證限幅之后盡量保持原有正弦信號的特性，包括頻率特性和相位特性。對于旋轉(zhuǎn)彈舵機來說，對1 V指令的階躍響應(yīng)要求為上升時間不大于0.01 s，超調(diào)量不大于50%；對0.1 V的頻率特性要求為-3 dB對應(yīng)的頻率不低于80 Hz。

本文首先分析了常用指令限幅的方法，通過分析得出其對旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈應(yīng)用的局限性，并對產(chǎn)生局限性的原因進行了分析?；诖朔治鎏岢隽诵D(zhuǎn)導(dǎo)彈舵指令限幅方法，通過仿真驗證得出了該方法的有效性。

1 常用指令限幅的設(shè)計與分析

對于舵機這種執(zhí)行機構(gòu)來說，都存在一個運動范圍，相對應(yīng)的，對舵指令來說都應(yīng)該有一個限幅。常用的指令限幅的形式為

(1)

限幅特性示意圖如1所示。

圖1 限幅示意圖Fig.1 Structure chart of clipping

限幅值y0的具體數(shù)值，必須要滿足舵機的輸入限幅要求。

旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈在飛行過程中不斷旋轉(zhuǎn)，舵機在飛行過程中也跟隨彈旋變換，其指令形式為正弦指令，通過正弦指令實施對導(dǎo)彈的控制。

在干擾等因素的影響下，導(dǎo)彈需要較大的指令來消除干擾，因此舵指令會超出舵機的輸入范圍，因此采用傳統(tǒng)的指令限幅方式將會出現(xiàn)類似方波的現(xiàn)象。如圖2所示，u1為舵指令(假設(shè)幅值為10 V的正弦信號)，舵指令限幅值為2 V，則采用常用的指令限幅方法得到u2所示的舵指令。從圖2可以看出，由于指令遠大于限幅值，經(jīng)過限幅之后將得到類似方波的信號。

圖2 限幅前后的正弦信號Fig.2 Sine signal and clipped signal

而對于采用與彈旋同頻率作正弦偏轉(zhuǎn)運動的舵機來說，對正弦信號的響應(yīng)滯后要求有嚴格的限制，但是對于類似方波的信號響應(yīng)滯后較大，這將會影響控制系統(tǒng)對旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的控制效果。如圖3所示為旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈指令與響應(yīng)曲線，其中u1為限幅之前的舵指令，u2為指令限幅之后的舵指令，r為舵機的響應(yīng)。

圖3 指令與響應(yīng)曲線Fig.3 Instruction and response curve

由圖3可知，舵機對類似方波信號的響應(yīng)能力較差，存在較大的滯后，這將嚴重影響對旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的控制效果。

2 旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈舵指令限幅方法的提出

為了避免舵指令出現(xiàn)類似方波信號的情況出現(xiàn)，考慮到一個正弦信號包含有3要素：幅值、頻率和相位。因此，如果通過幅值這個參數(shù)來進行限幅，那么限幅之后的信號既保持了相應(yīng)的頻率和相位，同時又實現(xiàn)了指令限幅的功能。如圖4所示，u1為舵指令(假設(shè)幅值為10 V的正弦信號)，舵指令限幅值為2 V，采用幅值限幅方法就可以得到u3所示的舵指令，即幅值為2 V的正弦信號。

圖4 幅值限幅前后的正弦信號Fig.4 Sine signal and clipped one based on breadth clipping

通過上述旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈數(shù)據(jù)的分析，旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈舵指令限幅的設(shè)計步驟如下：

(1) 指令寫成正弦函數(shù)的標準形式y(tǒng)=Asin(ωt+φ)，其中，A，ω，φ分別對應(yīng)正弦信號的幅值，頻率和相位。

3 仿真驗證

采用旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈舵指令幅值限幅方法，可以得到如圖5所示為旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈指令與響應(yīng)曲線，其中u1為限幅之前的舵指令，u2為通過幅值限幅之后的舵指令，r為舵機的響應(yīng)。

圖5 旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈舵指令與響應(yīng)曲線Fig.5 Instruction and response curve

由圖5可知，經(jīng)過幅值限幅之后，指令保持了原有的頻率與相位，實現(xiàn)了限幅的要求。同時通過對比限幅之后的指令與舵機的響應(yīng)曲線，舵機的跟隨特性很好，表明這種限幅方式能夠充分發(fā)揮舵機的性能，為導(dǎo)彈的控制帶來良好的基礎(chǔ)。

4 結(jié)束語

通過分析，采用常規(guī)的限幅方式所得到的指令不適合旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈舵機的工作，而通過幅值限幅的方式更能夠適應(yīng)隨彈旋頻率正弦偏轉(zhuǎn)的舵機的工作，基于此設(shè)計了基于幅值限幅的旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈舵指令限幅方式。通過仿真驗證，該限幅方式可以保證舵機的工作性能，為導(dǎo)彈控制建立良好的基礎(chǔ)，有效實現(xiàn)旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的控制。

[1] 葉堯卿．便攜式紅外尋的防空導(dǎo)彈設(shè)計[M]．北京：宇航出版社，1996．

YE Yao-qing.Portable Infrared Homing Air Defence Missile Design[M].Beijing:Aerospace Press，1996.

[2] 陳佳實．導(dǎo)彈制導(dǎo)和控制系統(tǒng)的分析與設(shè)計[M]．北京：宇航出版社，1989．

CHEN Jia-shi.The Analysis and Design of Guided and Control System of Missile[M].Beijing:Aerospace Press，1989.

[3] 彭冠一．防空導(dǎo)彈武器制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計[M]．北京：宇航出版社，1996．

PENG Guan-yi.Design of Guided Control System of Air Defence Missile Weapon[M].Beijing:Aerospace Press，1996.

[4] 錢杏芳，林瑞雄，趙亞男．導(dǎo)彈飛行力學(xué)[M]．北京：北京理工大學(xué)出版社，2000．

QIAN Xing-fang，LIN Rui-xiong，ZHAO Ya-nan.Missile Flight Aerodynamics[M].Beijing:Beijing Institute of Technology Press，2000.

[5] 樓朝飛，張銳，陸宙斯．旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈姿態(tài)穩(wěn)定控制方法研究[J]．現(xiàn)代防御技術(shù)，2011，39(3)：55-57．

LOU Chao-fei，ZHANG Rui，LU Zhou-si.The Attitude Stabilization Control Method for Spinning Missile[J].Modern Defence Technology，2011，39(3)：55-57.

[6] 樓朝飛．用于旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的遍頻率濾波網(wǎng)絡(luò)的研究[J]．現(xiàn)代防御技術(shù)，2009，37(5)：54-58．

LOU Chao-fei.Alterable Frequcency Filtered Network for Spinning Missile[J].Modern Defence Technology，2009，37(5)：54-58.

[7] 樓朝飛，黃榮度，孫連舉．旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈周期等效控制力的研究[J]．系統(tǒng)工程與電子技術(shù)，2006，28(11)：1725-1735．

LOU Chao-fei，HUANG Rong-du，SUN Lian-ju.Alterable Frequcency Filtered Network for Spinning Missile[J].Systems Engineering and Electronics，2006，28(11)：1725-1735.

[8] 張翔，馬瑞卿，胡克石．航天大功率無刷電動舵機控制器研究[J]．微特電機，2012，40(2)：44-47．

ZHANG Xiang，MA Rui-qing，HU Ke-shi.Research of Controller of Astronautics High-Power BLDCM Steering Engine[J].Small & Special Electrical Machines，2012，40(2)：44-47.

[9] 侯玉寶，歐陽寧，王景芳．基于DSP嵌入式技術(shù)的無刷直流電動機智能控制系統(tǒng)的研究[J]．微計算機信息，2012，28(2)：69-71．

HOU Yu-bao，OUYANG Ning，WANG Jing-fang.Based on DSP Embedded Technology of BrushlessdcMotor Control System of Intelligent Research[J].Microcomputer Information，2012，28(2)：69-71.

[10] 彭書華，李華德，蘇中，等．不確定參數(shù)電動舵機滑模變結(jié)構(gòu)控制[J]．電機與控制學(xué)報，2009，13(1)：128-132．

PENG Shu-hua，LI Hua-de，SU Zhong，et al.Sliding Mode Variable Structure Control of Electric Steering Engine with Uncertain Parameters[J].Electric Machines and Control，2009，13(1)：128-132.

[11] 權(quán)維利，姚曉先，林凡．電磁式舵機的驅(qū)動設(shè)計試驗與仿真[J]．航天控制，2008，26(2)：68-71．

QUAN Wei-li，YAO Xiao-xian，LIN Fan.Simulation and Testing of Electromagnetic Actuator[J].Aerospace Control，2008，26(2)：68-71.

[12] 劉彬．舵機用無刷直流電機控制系統(tǒng)研究[D]．西安：西北工業(yè)大學(xué)，2004．

LIU Bin.Studies on Control System of Brushless DC Motor for Actuator[D].Xi′an：Northwestern Polytechnical University，2004.

[13] 袁家斌，劉闖．微型飛行器新型極化電磁驅(qū)動舵機的研究[J]．南京航空航天大學(xué)學(xué)報，2004，36(1)：48-51．

YUAN Jia-bin，LIU Chuang.Novel Hybrid Magnetic Helm Actuator of Micro-Aircraft[J].Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics，2004，36(1)：48-51.

[14] 汪首坤，王軍政．基于調(diào)頻脈沖掃頻的導(dǎo)彈舵機頻率特性測試方法[J]．北京理工大學(xué)學(xué)報，2006，26(8)：697-700．

WANG Shou-kun，WANG Jun-zheng.Frequency Response Testing Method for Missile Actuator Based on Frequency Modulated Pulse Sweep[J].Transactions of Beijing Institute of Technology，2006，26(8)：697-700.

[15] 楊國平，劉亞斌，黃智剛．某舵機振動測試系統(tǒng)的研究與實現(xiàn)[J]．微計算機信息，2005，21(3)：58-60．

YANG Guo-ping，LIU Ya-bin，HUANG Zhi-gang.Research and Realization on the Control Actuator Vibration Testing System[J].Microcomputer Information，2005，21(3)：58-60.