CN110411289A - 一种抑制强机弹干扰的分离稳定控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种抑制强机弹干扰的分离稳定控制方法，属于战术导弹稳定控制领域，具体步骤包括：(1)对俯仰、偏航通道姿态偏差指令进行平滑处理，得到俯仰、偏航通道限幅前的舵偏指令；(2)对滚动通道舵偏指令进行限幅，得到滚动通道限幅后的舵偏指令；(3)根据俯仰、偏航通道限幅前的舵偏指令和滚动通道限幅后的舵偏指令，确定滚动通道舵偏分配系数k；(4)根据滚动通道限幅后的舵偏指令和舵偏分配系数k对俯仰、偏航通道舵偏指令进行限幅，得到俯仰、偏航通道限幅后的舵偏指令；(5)根据俯仰、偏航、滚动通道限幅后的舵偏指令，以及滚动通道舵偏分配系数k，计算四个舵舵偏指令。

Description

一种抑制强机弹干扰的分离稳定控制方法

技术领域

本发明属于战术导弹稳定控制领域，具体涉及一种弹射发射导弹机弹分离过程中抑制强机弹干扰的分离稳定控制方法，适用于采用四个舵面进行执行系控制的导弹。

背景技术

为满足作战飞机挂点多样性需求和隐身性能需求，机载导弹的发射方式也由传统的滑轨式向弹射式发展。导弹弹射发射时，由于受到弹射架的弹射力影响，存在初始姿态角速度干扰；而且导弹与载机之间距离较小，存在复杂的机弹干扰。初始姿态角速度与机弹干扰都有可能引起导弹攻角增大，在大攻角条件下，可能出现导弹静不稳定度增大以及通道交耦现象，甚至造成导弹失控。因此，在导弹弹射发射段，稳定控制系统应有效抑制初始姿态角速度干扰和机弹干扰，响应姿态指令，控制导弹姿态满足发动机点火要求。

由于弹上资源有限，受最大舵偏角和最大舵偏角速度约束，弹射分离段，面对强机弹干扰抑制和姿态指令响应的需求，必须采用针对性的控制策略，合理分配舵偏角速度和舵偏角。

对于采用四个舵面进行执行系控制的导弹，通道舵偏指令和单舵舵偏指令的传统的分配关系，如公式所示，其中，U_d1～U_d4为1舵～4舵的单舵舵偏指令，U_dP为俯仰通道舵偏指令，U_dY为偏航通道舵偏指令，U_dR为滚动通道舵偏指令。

由于导弹单个舵面的最大舵偏角有限，由通道舵偏和单舵舵偏传统的分配关系可知，俯仰通道和滚动通道共用2、4舵，偏航通道和滚动通道共用1、3舵，而滚动通道平均分配到四个舵面。

因此，在强机弹干扰下，当滚动通道舵偏需求较大，俯仰、偏航通道和滚动通道存在严重的舵偏资源冲突，传统的做法仅仅优先保证滚动通道的舵偏需求，尤其在俯仰和偏航通道舵偏需求差异较大时，不能兼顾俯仰和偏航通道的舵偏需求，舵面使用效率较低。

发明内容

本发明提供了一种弹射发射导弹抑制强机弹干扰的分离稳定控制方法。本发明的技术解决的问题是：针对采用四个舵面进行执行系控制的导弹，强机弹干扰下，当俯仰、偏航、滚动通道舵偏需求较大，如何合理分配舵偏，提高舵面使用效率，提高机弹干扰抑制能力。

本发明的技术解决方案是：提供了一种抑制强机弹干扰的分离稳定控制方法，其步骤包括：

(1)对俯仰、偏航通道姿态偏差指令进行平滑处理，得到俯仰、偏航通道限幅前的舵偏指令；

(2)对滚动通道舵偏指令进行限幅，得到滚动通道限幅后的舵偏指令；

(3)根据步骤(1)中得到的俯仰、偏航通道限幅前的舵偏指令和步骤(2)得到的滚动通道限幅后的舵偏指令，确定滚动通道舵偏分配系数k；

(4)根据步骤(2)得到的滚动通道限幅后的舵偏指令和步骤(3)得到的滚动通道舵偏分配系数k对俯仰、偏航通道舵偏指令进行限幅，得到俯仰、偏航通道限幅后的舵偏指令；

(5)根据步骤(2)得到的滚动通道限幅后的舵偏指令和步骤(4)得到的俯仰、偏航通道限幅后的舵偏指令，以及步骤(3)得到的滚动通道舵偏分配系数k，计算四个舵舵偏指令。

进一步，所述步骤(1)中对俯仰通道和偏航通道的姿态偏差指令平滑处理及俯仰、偏航通道舵偏指令计算方法为：

u_dP0＝ksf×u_gyP-km×ξ×u_ΔP

u_dY0＝-ksf×u_gyY-km×ξ×u_ΔY

式中，ξ为指令平滑系数，t为飞行时间。t₀为俯偏通道启控时刻。Δt为指令平滑时间，一般取0.1s～0.4s。u_dP0、u_dY0分别为俯仰通道、偏航通道限幅前的舵偏指令，ksf为阻尼回路控制参数，km为姿态控制回路控制参数。u_gyP、u_gyY分别为俯仰通道、偏航通道的速率陀螺输出量，u_ΔP、u_ΔY分别为俯仰通道、偏航通道的姿态偏差指令。

进一步，所述步骤(2)中，对滚动通道舵偏指令进行限幅，为了避免俯仰或偏航通道舵偏需求较低的一个通道最大舵偏被限制到0度，导致完全无可用舵偏的情况，滚动通道舵偏限幅值应小于单舵最大可用舵偏的50％，建议取40％～50％，限幅公式如下：

式中，u_dR0,u_dR分别为滚动通道限幅前后的舵偏指令。u_{R_max}为滚动通道舵偏限幅值，u_{R_max}＜0.5u_max，u_max为单舵可用最大舵偏，u_max＞0。

进一步，所述步骤(3)中，滚动通道舵偏分配系数k计算公式如下，k的取值范围在0～2之间:

式中：u_dR为滚动通道限幅后的舵偏指令，u_dP0、u_dY0分别为俯仰通道、偏航通道限幅前的舵偏指令。

进一步，所述步骤(4)中，俯仰、偏航通道限幅后的舵偏指令计算公式如下：

u_{P_max}＝u_max-|ku_dR|

u_{Y_max}＝u_max-|(2-k)u_dR|

式中，u_max为单舵可用最大舵偏，u_max大于0。u_{P_max}为俯仰通道舵偏指令限幅值，u_{Y_max}为偏航通道舵偏指令限幅值。u_dP为俯仰通道限幅后的舵偏指令，u_dY为偏航通道限幅后的舵偏指令。

进一步，所述步骤(5)中，四个舵舵偏指令的计算方法为：

u_d1＝-u_dY+(2-k)u_dR

u_d2＝u_dP+ku_dR

u_d3＝u_dY+(2-k)u_dR

u_d4＝-u_dP+ku_dR

式中，u_d1～u_d4分别为1舵～4舵舵偏指令。

本发明的有益效果是：

1)本发明通过引入滚动通道舵偏分配系数，结合俯仰、偏航通道舵偏需求，将滚动通道舵偏按特定比例分别分配到2、4舵和1、3舵，提高俯仰、偏航通道最大可用舵偏，提高舵面使用效率，增强弹射分离过程中机弹干扰抑制能力。

2)本发明通过弹射分离控制系统启控后初始时间段俯仰和偏航通道姿态偏差指令平滑措施，错开姿态指令响应与角速度抑制的舵偏指令最大值出现的时间，同时优先保证干扰抑制的舵偏需求，有利于导弹稳定受控。

附图说明

图1为本发明实施例的一种抑制强机弹干扰的分离稳定控制方法流程图；

图2为本发明实施例的俯仰通道的控制原理框图；

图3为本发明实施例的偏航通道的控制原理框图。

具体实施方式

下面以滚转稳定轴对称三通道控制导弹为例对本方法进行说明，具体方法流程图可以如图1所示，俯仰、偏航通道的控制原理图可以分别如图2-图3所示，其中，ksf为阻尼回路控制参数，km为姿态控制回路控制参数。下面对具体步骤进行说明：

(1)对俯仰、偏航通道姿态偏差指令进行平滑处理，得到俯仰、偏航通道的舵偏指令，计算公式如下；

u_dP0＝ksf×u_gyP-km×ξ×u_ΔP

u_dY0＝-ksf×u_gyY-km×ξ×u_ΔY

式中，ξ为指令平滑系数，t为飞行时间。t₀为俯偏通道启控时刻。Δt为指令平滑时间，一般取0.1s～0.4s。u_dP0、u_dY0分别为俯仰通道、偏航通道的限幅前的舵偏指令，ksf为阻尼回路控制参数，km为姿态控制回路控制参数。u_gyP、u_gyY分别为俯仰通道、偏航通道的速率陀螺输出量，u_ΔP、u_ΔY分别为俯仰通道、偏航通道的姿态偏差指令。

(2)对滚动通道舵偏指令进行限幅，得到滚动通道限幅后的舵偏指令；

式中，u_dR0,u_dR分别为滚动通道限幅前后的舵偏指令。u_{R_max}为滚动通道舵偏限幅值，u_R__max＜0.5u_max，u_max为单舵可用最大舵偏，u_max大于0。

需要说明的是，滚动通道舵偏限幅值小于单舵最大可用舵偏的一半，建议取40％～50％，为了避免俯仰或偏航通道舵偏需求较低的一个通道最大舵偏被限制到0度，导致完全无可用舵偏的情况。

(3)根据步骤(1)中得到的俯仰、偏航通道限幅前的舵偏指令和步骤(2)得到的滚动通道限幅后的舵偏指令，确定滚动通道舵偏分配系数k，计算公式如下:

式中：u_dR为滚动通道限幅后的舵偏指令，u_dP0、u_dY0分别为俯仰通道、偏航通道限幅前的舵偏指令。

(4)根据步骤(2)得到的滚动通道限幅后的舵偏指令和步骤(3)得到的滚动通道舵偏分配系数k对俯仰、偏航通道舵偏指令进行限幅，得到俯仰、偏航通道限幅后的舵偏指令，计算公式如下：

u_{P_max}＝u_max-|ku_dR|

u_{Y_max}＝u_max-|(2-k)u_dR|

式中，u_max为单舵可用最大舵偏，u_max大于0。u_{P_max}为俯仰通道舵偏指令限幅值，u_{Y_max}为偏航通道舵偏指令限幅值。u_dP为俯仰通道限幅后的舵偏指令，u_dY为偏航通道限幅后的舵偏指令。

(5)根据步骤(2)得到的滚动通道限幅后的舵偏指令和步骤(4)得到的俯仰、偏航通道限幅后的舵偏指令，以及步骤(3)得到的滚动通道舵偏分配系数k，得到四个舵舵偏指令；

u_d1＝-u_dY+(2-k)u_dR

u_d2＝u_dP+ku_dR

u_d3＝u_dY+(2-k)u_dR

u_d4＝-u_dP+ku_dR

式中，u_d1～u_d4分别为1舵～4舵舵偏指令。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (7)

1.一种抑制强机弹干扰的分离稳定控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1)对俯仰、偏航通道姿态偏差指令进行平滑处理，得到俯仰、偏航通道限幅前的舵偏指令；

(2)对滚动通道舵偏指令进行限幅，得到滚动通道限幅后的舵偏指令；

(3)根据步骤(1)中得到的俯仰、偏航通道限幅前的舵偏指令和步骤(2)得到的滚动通道限幅后的舵偏指令，确定滚动通道舵偏分配系数k；

(4)根据步骤(2)得到的滚动通道限幅后的舵偏指令和步骤(3)得到的滚动通道舵偏分配系数k对俯仰、偏航通道舵偏指令进行限幅，得到俯仰、偏航通道限幅后的舵偏指令；

(5)根据步骤(2)得到的滚动通道限幅后的舵偏指令和步骤(4)得到的俯仰、偏航通道限幅后的舵偏指令，以及步骤(3)得到的滚动通道舵偏分配系数k，计算四个舵舵偏指令。

2.根据权利要求1所述的一种抑制强机弹干扰的分离稳定控制方法，其特征在于，所述步骤(1)中对俯仰通道和偏航通道的姿态偏差指令平滑处理及俯仰、偏航通道舵偏指令计算方法为：

u_dP0＝ksf×u_gyP-km×ξ×u_ΔP

u_dY0＝-ksf×u_gyY-km×ξ×u_ΔY

式中，ξ为指令平滑系数，t为飞行时间；t₀为俯偏通道启控时刻；Δt为指令平滑时间；u_dP0、u_dY0分别为俯仰通道、偏航通道限幅前的舵偏指令，ksf为阻尼回路控制参数，km为姿态控制回路控制参数；u_gyP、u_gyY分别为俯仰通道、偏航通道的速率陀螺输出量，u_ΔP、u_ΔY分别为俯仰通道、偏航通道的姿态偏差指令。

3.根据权利要求2所述的一种抑制强机弹干扰的分离稳定控制方法，其特征在于，所述Δt取值范围为0.1s～0.4s。

4.根据权利要求2所述的一种抑制强机弹干扰的分离稳定控制方法，其特征在于，所述步骤(2)中对滚动通道舵偏指令限幅方法为：

式中，u_dR0,u_dR分别为滚动通道限幅前后的舵偏指令；u_{R_max}为滚动通道舵偏限幅值，u_{R_max}＜0.5u_max，u_max为单舵可用最大舵偏，u_max＞0；滚动通道舵偏限幅值应小于单舵最大可用舵偏的50％。

5.根据权利要求4所述的一种抑制强机弹干扰的分离稳定控制方法，其特征在于，所述步骤(3)中滚动通道舵偏分配系数k的确定方法为：

式中：u_dR为滚动通道限幅后的舵偏指令，u_dP0、u_dY0分别为俯仰通道、偏航通道限幅前的舵偏指令。

6.根据权利要求5所述的一种抑制强机弹干扰的分离稳定控制方法，其特征在于，所述步骤(4)中俯仰、偏航通道限幅后的舵偏指令的确定方法为：

u_{P_max}＝u_max-|ku_dR|

u_{Y_max}＝u_max-|(2-k)u_dR|

式中，u_max为单舵可用最大舵偏，u_max＞0；u_{P_max}为俯仰通道舵偏指令限幅值，u_{Y_max}为偏航通道舵偏指令限幅值；u_dP为限幅后的俯仰通道舵偏指令，u_dY为限幅后的偏航通道舵偏指令。

7.根据权利要求6所述的一种抑制强机弹干扰的分离稳定控制方法，其特征在于，所述步骤(5)中四个舵舵偏指令的确定方法为：

u_d1＝-u_dY+(2-k)u_dR

u_d2＝u_dP+ku_dR

u_d3＝u_dY+(2-k)u_dR

u_d4＝-u_dP+ku_dR

式中，u_d1～u_d4分别为1舵～4舵舵偏指令。