王毅 宋衛(wèi)東 宋謝恩 吳漢洲

摘 要：為給固定鴨舵式二維彈道修正引信設(shè)計(jì)適用的半實(shí)物仿真系統(tǒng)，在掌握修正引信工作原理和研究引信運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的基礎(chǔ)上，采用兩部電機(jī)實(shí)時(shí)模擬引信修正組件和彈體滾轉(zhuǎn)通道的姿態(tài)角信息，并使用光電碼盤標(biāo)定地磁測角模塊的測角準(zhǔn)確度，在過程控制軟件的協(xié)調(diào)下實(shí)現(xiàn)彈上計(jì)算機(jī)和仿真計(jì)算機(jī)的數(shù)據(jù)交互，實(shí)現(xiàn)彈上機(jī)對固定舵制動(dòng)控制的有效模擬。研究二維彈道修正引信半實(shí)物仿真試驗(yàn)的試驗(yàn)步驟，并針對某型迫彈進(jìn)行仿真試驗(yàn)。仿真試驗(yàn)表明：所設(shè)計(jì)的半實(shí)物仿真系統(tǒng)可有效檢驗(yàn)引信制導(dǎo)控制系統(tǒng)各分系統(tǒng)和整機(jī)的性能。該半實(shí)物仿真系統(tǒng)適用于安裝該型引信的所有尾翼穩(wěn)定彈箭，對其他類型的采用雙旋結(jié)構(gòu)的制導(dǎo)彈箭具有借鑒意義。

關(guān)鍵詞：二維彈道修正引信；半實(shí)物仿真；固定鴨舵；制導(dǎo)控制系統(tǒng)

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號：1674-5124（2016）09-0083-05

0 引 言

炮兵制導(dǎo)彈藥的發(fā)展受到各國軍隊(duì)的高度重視，庫存常規(guī)彈藥的信息化改造是當(dāng)前面臨的重要課題。固定鴨舵式二維彈道修正引信具有活動(dòng)部件少、可靠性高、成本低、可實(shí)現(xiàn)連續(xù)修正等特點(diǎn)，替換傳統(tǒng)的常規(guī)引信即可實(shí)現(xiàn)彈箭的信息化改造。

半實(shí)物仿真是支持制導(dǎo)彈藥研究的一種可行手段，涵蓋制導(dǎo)彈藥的全壽命周期，可在縮短研發(fā)周期的同時(shí)節(jié)約研發(fā)成本[1-2]。美國在長弓/海爾法導(dǎo)彈的研發(fā)過程中，利用半實(shí)物仿真進(jìn)行了200多萬次的導(dǎo)彈模擬飛行，節(jié)約了多次導(dǎo)彈的實(shí)彈飛行，并發(fā)現(xiàn)了40多處研發(fā)過程中的錯(cuò)誤模式，大大縮短了導(dǎo)彈的研發(fā)周期[3-4]。國內(nèi)對半實(shí)物仿真也進(jìn)行了深入的研究。西北工業(yè)大學(xué)、北京理工大學(xué)、南京理工大學(xué)、航天二院等單位設(shè)計(jì)并應(yīng)用了半實(shí)物仿真系統(tǒng)，但其所設(shè)計(jì)的仿真系統(tǒng)針對末制導(dǎo)中的紅外目標(biāo)模擬、激光目標(biāo)模擬、毫米波目標(biāo)模擬等[5-9]。

固定鴨舵式二維彈道修正引信采用雙旋結(jié)構(gòu)，即修正組件和安裝在彈體上的引信尾部以不同的滾轉(zhuǎn)角速度繞彈軸旋轉(zhuǎn)。在安裝該型引信的某型彈箭的飛行過程中，引信修正組件和彈體以相反的角速度滾轉(zhuǎn)，而常規(guī)的三軸轉(zhuǎn)臺(tái)和五軸轉(zhuǎn)臺(tái)不能同時(shí)輸出兩個(gè)滾轉(zhuǎn)角速度來模擬該型彈箭的實(shí)際飛行狀態(tài)，并且模擬彈箭滾動(dòng)狀態(tài)的內(nèi)軸的最大滾轉(zhuǎn)角速度小于飛行狀態(tài)下彈箭的滾轉(zhuǎn)角速度。

為滿足二維彈道修正引信制導(dǎo)控制系統(tǒng)研究的迫切需要，本文依據(jù)引信的工作原理和彈箭實(shí)際工作狀態(tài)設(shè)計(jì)了半實(shí)物仿真系統(tǒng)，并通過試驗(yàn)驗(yàn)證半實(shí)物仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)的合理性。

1 二維彈道修正引信簡介

固定鴨舵式二維彈道修正引信采用“北斗+地磁”的制導(dǎo)體制。引信除含有常規(guī)引信的功能部件之外，集成了天線、固定舵、GPS模塊、地磁模塊、彈上機(jī)、制動(dòng)器等組件，如圖1所示。固定舵由一對差動(dòng)舵和一對操縱舵構(gòu)成，差動(dòng)舵舵偏方向不同，使引信修正組件在來流作用下相對于彈體以相反的角速度滾轉(zhuǎn)（引信修正組件左旋，彈體右旋）；操縱舵舵偏方向相同，可在來流作用下提供修正控制力，從而調(diào)整彈丸姿態(tài)實(shí)現(xiàn)彈道修正。

制導(dǎo)控制系統(tǒng)工作原理如圖2所示。起控后，GPS模塊通過天線獲取彈箭實(shí)時(shí)的速度、位置信息并將其傳送給彈上機(jī)，同時(shí)，地磁模塊實(shí)時(shí)測量固定舵的滾轉(zhuǎn)角。彈上機(jī)實(shí)時(shí)接收導(dǎo)航信息后，依據(jù)所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)率通過制動(dòng)器將固定舵穩(wěn)定在相應(yīng)的控制角度上，從而改變彈體受力實(shí)現(xiàn)彈道修正。

2 半實(shí)物仿真系統(tǒng)組成

2.1 系統(tǒng)組成

半實(shí)物仿真系統(tǒng)由仿真計(jì)算機(jī)、旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)臺(tái)、數(shù)據(jù)記錄儀、被測引信、數(shù)據(jù)接口及電纜組成。各部分功能如下：

1）仿真計(jì)算機(jī)：運(yùn)行半實(shí)物仿真軟件。向彈上機(jī)發(fā)送模擬的GPS信息；接收彈上機(jī)傳送的控制標(biāo)志位和固定舵的實(shí)際滾轉(zhuǎn)角，進(jìn)行有控彈道解算；記錄軟件運(yùn)行所需的仿真試驗(yàn)數(shù)據(jù)；保證仿真試驗(yàn)的實(shí)時(shí)性。

2）旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)臺(tái)：模擬彈箭飛行過程中固定舵的控制過程。如圖3所示，修正引信通過螺紋連接安裝在引信安裝盤上，通過尾部搖架使引信修正組件卡在修正組件卡盤上；旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)臺(tái)上有頭部電機(jī)和尾部電機(jī)，分別用于模擬引信修正組件和彈體的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)；試驗(yàn)臺(tái)頭部電機(jī)與引信修正組件連接的傳動(dòng)桿上安裝有光電碼盤，用于標(biāo)定引信地磁模塊的測角準(zhǔn)確度。

3）被測引信：接收仿真計(jì)算機(jī)發(fā)送的GPS信息，實(shí)時(shí)測量固定舵的滾轉(zhuǎn)角，解算控制信號后對固定舵進(jìn)行控制，同時(shí)向仿真計(jì)算機(jī)發(fā)送控制標(biāo)志位和固定舵的滾轉(zhuǎn)角信息。

4）數(shù)據(jù)接口及電纜：連接相關(guān)試驗(yàn)設(shè)備進(jìn)行通信。

5）數(shù)據(jù)記錄儀：記錄彈上機(jī)解算控制信號過程中的相關(guān)數(shù)據(jù)。

2.2 工作原理

二維彈道修正引信半實(shí)物仿真的核心在于模擬彈上機(jī)對固定舵的制動(dòng)控制。半實(shí)物仿真系統(tǒng)由軟件系統(tǒng)和硬件系統(tǒng)組成，硬件系統(tǒng)包括彈上計(jì)算機(jī)、仿真計(jì)算機(jī)、修正引信、旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)臺(tái)等，軟件系統(tǒng)包括彈上機(jī)軟件、彈道解算軟件、過程控制軟件等，其工作原理如圖4所示：仿真試驗(yàn)啟動(dòng)后，旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)臺(tái)依據(jù)彈箭固定舵和彈體的滾轉(zhuǎn)角速度控制試驗(yàn)臺(tái)兩電機(jī)的滾轉(zhuǎn)，從而模擬彈箭的真實(shí)滾轉(zhuǎn)狀態(tài)；仿真計(jì)算機(jī)依據(jù)相應(yīng)的仿真初始條件進(jìn)行彈道解算，并向彈上機(jī)傳送GPS信息（84系速度位置信息）；彈上機(jī)實(shí)時(shí)采集地磁模塊測量的固定舵滾轉(zhuǎn)角信息，并在接收GPS信息后，依據(jù)制導(dǎo)率進(jìn)行控制信號解算，并通過制動(dòng)器將固定舵穩(wěn)定在相應(yīng)的控制角度，同時(shí)將控制標(biāo)志位和固定舵滾轉(zhuǎn)角傳送給仿真計(jì)算機(jī)；仿真計(jì)算機(jī)接收控制標(biāo)志位和固定舵滾轉(zhuǎn)角后進(jìn)行彈道解算，從而實(shí)現(xiàn)閉環(huán)仿真，直至滿足仿真結(jié)束條件。

仿真試驗(yàn)過程中，彈箭速度、位置信息和俯仰通道及偏航通道的姿態(tài)信息均由仿真計(jì)算機(jī)生成并直接應(yīng)用于下一步的迭代計(jì)算。

3 仿真試驗(yàn)

3.1 試驗(yàn)步驟

1）干擾因素的確定。半實(shí)物仿真試驗(yàn)的試驗(yàn)條件應(yīng)涵蓋在內(nèi)的各種擾動(dòng)因素，包含極限條件。擾動(dòng)因素包括風(fēng)干擾、初始擾動(dòng)、初速偏差、氣動(dòng)參數(shù)偏差、彈箭靜態(tài)參數(shù)偏差、制導(dǎo)工具誤差等。擾動(dòng)因素的偏差依據(jù)彈箭的發(fā)射條件、制造工藝、制導(dǎo)工具的具體情況確定。

2）開環(huán)控制試驗(yàn)。開環(huán)控制試驗(yàn)是指彈上機(jī)輸出固定的控制角以驗(yàn)證固定舵的控制效果是否滿足設(shè)計(jì)要求，即檢驗(yàn)固定舵控制的準(zhǔn)確度和響應(yīng)速度是否滿足要求。固定舵的響應(yīng)速度由制動(dòng)器的PID控制參數(shù)決定，試驗(yàn)中可不斷優(yōu)化其控制參數(shù)。

3）閉環(huán)控制試驗(yàn)。閉環(huán)控制試驗(yàn)用于驗(yàn)證制導(dǎo)率控制參數(shù)設(shè)計(jì)的合理性。

4）制導(dǎo)控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型的修正。通過制導(dǎo)控制系統(tǒng)的輸入和輸出建立制動(dòng)控制系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，對數(shù)學(xué)仿真模型進(jìn)行修正，然后通過蒙特卡洛打靶驗(yàn)證彈箭的動(dòng)穩(wěn)定性和制導(dǎo)控制精度。

3.2 試驗(yàn)結(jié)果

本文以安裝固定鴨舵式二維彈道修正引信的某型迫彈為例，介紹某型二維彈道修正引信的制導(dǎo)控制系統(tǒng)的半實(shí)物仿真試驗(yàn)。

1）干擾因素。依據(jù)氣動(dòng)參數(shù)計(jì)算誤差、制造工藝誤差等，制定半實(shí)物仿真試驗(yàn)中干擾因素的偏差范圍如表1所示，且干擾因素偏差滿足均值為0的正態(tài)分布。

2）開環(huán)控制試驗(yàn)結(jié)果。開環(huán)控制試驗(yàn)中，彈上機(jī)對以某角速度滾轉(zhuǎn)的固定舵進(jìn)行控制，分別將其穩(wěn)定在0°、90°、180°、-90° 4個(gè)角度，控制時(shí)間為5 s。制動(dòng)器對固定舵的控制環(huán)節(jié)為慣性較強(qiáng)的一階環(huán)節(jié)，加入PID控制后將其調(diào)整為阻尼在0.7左右的二階環(huán)節(jié)，試驗(yàn)結(jié)果如圖5所示。圖中，有控狀態(tài)下的固定舵穩(wěn)定在彈上機(jī)輸出的控制角附近，控制誤差≤10°。在固定舵滾轉(zhuǎn)角曲線密集的區(qū)域，固定舵處于無控狀態(tài)，其轉(zhuǎn)速約為16 r/s；有控狀態(tài)下，固定舵經(jīng)過約2 s的調(diào)節(jié)時(shí)間后穩(wěn)定在給定的控制角附近，該指標(biāo)滿足系統(tǒng)要求（可通過軟件中的補(bǔ)償使閉環(huán)控制中固定舵的控制特性滿足準(zhǔn)確度要求）。需要指出的是，定義固定舵滾轉(zhuǎn)角的數(shù)值變化范圍為-180°～180°，即±180°為同一位置。

依據(jù)試驗(yàn)結(jié)果得到固定舵的響應(yīng)傳遞函數(shù)，將其帶入仿真數(shù)學(xué)模型中，重新設(shè)計(jì)制導(dǎo)控制參數(shù)，主要是固定舵控制信號的補(bǔ)償和比例導(dǎo)引參數(shù)的調(diào)整。

3）閉環(huán)控制試驗(yàn)結(jié)果。為充分驗(yàn)證制導(dǎo)控制系統(tǒng)的控制精度，需要將所有干擾因素進(jìn)行排列組合并設(shè)置相應(yīng)偏差后進(jìn)行半實(shí)物仿真試驗(yàn)。然而由于組合較多，采用正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)的方法進(jìn)行了試驗(yàn)安排。試驗(yàn)結(jié)果表明所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)控制系統(tǒng)滿足準(zhǔn)確度要求，圓概率誤差CEP<10 m。

圖6（a）表明，無風(fēng)條件下彈上機(jī)輸出的控制信號與仿真機(jī)輸出的控制信號保持了高度的一致，地磁組件測得的固定舵滾轉(zhuǎn)角曲線能跟隨彈上機(jī)控制信號的變化。圖6（b）中，由于彈上機(jī)和仿真機(jī)字長和截?cái)嗾`差的不同，20～30 s之間彈上機(jī)輸出的控制信號與仿真機(jī)控制信號出現(xiàn)了一定的偏差，該偏差在允許范圍內(nèi)。在彈道末段，彈上機(jī)輸出的控制信號在180°附近，則固定舵在該位置附近抖動(dòng)，由于固定舵滾轉(zhuǎn)角定義的原因，其滾轉(zhuǎn)角曲線出現(xiàn)了±180°附近的大幅值跳動(dòng)。總體上，彈上機(jī)輸出的控制信號、仿真計(jì)算機(jī)輸出的控制信號和固定舵測得的滾轉(zhuǎn)角信息具有較好的一致性。

4）數(shù)學(xué)模型的修改及蒙特卡洛打靶結(jié)果。將固定舵?zhèn)鬟f函數(shù)帶入數(shù)學(xué)模型并調(diào)整制導(dǎo)控制參數(shù)后，在各種干擾條件下進(jìn)行了100次蒙特卡洛打靶試驗(yàn)，打靶散點(diǎn)圖如圖7所示。經(jīng)統(tǒng)計(jì)，CEP為4.67 m，滿足制導(dǎo)控制系統(tǒng)戰(zhàn)技指標(biāo)要求，驗(yàn)證了參數(shù)設(shè)計(jì)的正確性和系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

4 結(jié)束語

本文設(shè)計(jì)了固定鴨舵式二維彈道修正引信的半實(shí)物仿真系統(tǒng)，研究仿真試驗(yàn)的試驗(yàn)步驟，并通過仿真試驗(yàn)檢驗(yàn)了半實(shí)物仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)的合理性和有效性，可得到以下結(jié)論：

1）該半實(shí)物仿真系統(tǒng)可有效模擬二維彈道修正引信的實(shí)時(shí)工作狀態(tài)，可有效檢驗(yàn)引信制導(dǎo)控制系統(tǒng)功能和準(zhǔn)確度。

2）通過仿真試驗(yàn)可對引信制導(dǎo)控制系統(tǒng)進(jìn)行有效驗(yàn)證，滿足了某型彈箭的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)要求。

本文設(shè)計(jì)的半實(shí)物仿真系統(tǒng)可通用于包括火箭彈在內(nèi)的尾翼穩(wěn)定彈箭，對其他雙旋結(jié)構(gòu)彈箭的制導(dǎo)控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真具有借鑒意義。

參考文獻(xiàn)

[1] GRIDER K C， DONALD H. Simulation in missile devel_

opment-yesterday today and tomottow[C]∥AIAA 14th annual meeting and technical display Washington D.C.：American Institute of Aeronautics and Astronautics，1978：1-5.

[2] 貢學(xué)平，費(fèi)海倫. 紅外成像制導(dǎo)半實(shí)物仿真現(xiàn)狀與發(fā)展[J].紅外與激光工程，2000，29（2）：51-56.

[3] NULL R A，PASTRICK H L，MORRISON P A. Copperhead semi-active laser guidance system develop_ ment[C]∥AIAA 14th annual meeting and technical disp_ lay. Washington D.C.： American Institute of Aeronautics and Astronautics，1978：159-166.

[4] RAY J A，LARSON G A，TERRY J E. Hardware_ -in-the-loop support of the Longbow/ HELLFIRE mod_ ular missile systems pre-planned product improvement program[C]∥Proceeding of SPIE， Technologies for Synthetic Environments： Hardware-in-the-loop Testing VI，2001（4366）：519-527.

[5] 蘇建剛，付夢印. 激光末制導(dǎo)炮彈半實(shí)物仿真系統(tǒng)[J]. 系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào)，2006，18（9）：2469-2473.

[6] 許金鋼. 毫米波半實(shí)物仿真系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)方法技術(shù)研究[D].西安：西北工業(yè)大學(xué)，2006.

[7] 劉漢忠. 靈巧彈藥半實(shí)物仿真轉(zhuǎn)臺(tái)控制系統(tǒng)研究[D]. 南京：南京理工大學(xué)，2004.

[8] 王學(xué)剛. 末制導(dǎo)炮彈的目標(biāo)模擬器半實(shí)物仿真[D]. 南京： 南京理工大學(xué)，2006.

[9] 呂俊，李鑫，凡永華. 基于RT-LAB的高空飛艇半實(shí)物仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J]. 電子測量技術(shù)，2015，38（3）：13-16.

（編輯：劉楊）