0 引言
回收控制技术研究多应用于航天器再入段以及无人机降落过程,通常利用气动力以及减速装置使需要回收的有效载荷减速,直至按预定的程序和目的安全着陆和收回。在一些海防或空防战术武器的研制阶段,为更多更好了解飞行试验中产品工作性能,以达到缩短研制周期,节省研制经费的目的,也进行回收控制。若能够将回收控制思路应用于空空导弹靶试试验,对产品采集数据、分析数据、缩短研制周期、节约成本、降低靶场风险具有重要意义。
1 回收需求分析
由于空空导弹弹体结构限制,尽可能在不增加降落伞等硬件系统的前提下,仅依靠算法设计实现导弹平稳回收。空空导弹靶试试验中导弹飞行速度高、遇靶时间不确定、弹道情况复杂、随机性大,因此导弹回收需有效克服以上困难。算法设计需要针对不同弹道条件以及不同干扰环境寻求一种通用方法,来完成导弹成功回收。
以导弹成功回收作为顶事件进行设计需求分析,如图1所示。完成导弹回收既要保证导弹弹体结构完整性,以便对产品进行事后分析以及有效利用;又应保证导弹落地点安全,以降低靶场风险。
为保证导弹落地后弹体结构的完整性,需尽可能减小落地瞬间导弹与地面的冲击力。当导弹不加装降落伞装置时,在空中仅能通过自身气动力进行有效减速,以保证较小速度落地并减小冲击。导弹落地前还需保证姿态平稳,以及较小的正俯仰角,避免弹体直接扎入地面或在地面反弹发生二次冲击。导弹落地点的安全,需提前规划靶场内安全区域,避开人员与设施。
因此,算法应按照以下三方面为准则进行设计:
1)导弹落地速度较小;
2)导弹落地姿态稳定,俯仰角为正且较小;
3)导弹落地点在安全区域,无人员与设施。
2 无伞回收控制方法
2.1 回收控制启动判据
导弹发射后飞向目标过程中,弹内实时准确判断出导弹何时真正过靶是进行回收控制的前提。导弹启动回收控制过早,将影响导弹正常靶试试验,可能未遇靶就开始回收,达不到靶试试验本身目的。导弹启动回收控制过晚,从导弹过靶到启动回收控制之间持续时间越长,越不利于导弹进行回收。因此,回收控制启动判据设计原则为:确保导弹遇靶完成正常试验项目,过靶后尽早启动回收算法。
由于导弹自身对目标探测信号可能产生虚警,以及对弹目相对运动状态的估计误差,因此无法准确判断出导弹何时与目标遭遇。那么可考虑利用弹上高可靠性器件的输出参数进行过靶判断,如飞控组件。若飞控组件硬件出现故障,则导弹靶试极大可能会失利,回收状态判断失误对靶试结果影响较小。
算法设计时可考虑根据靶试弹道条件,利用各种条件拉偏仿真得到的绝对遇靶时间生成导弹过靶标志。该方法仅利用了飞控计算机的计时功能,可靠性高,然而需考虑的不确定因素多,工作量大。也可根据导弹被动段速度生成过靶标志,当速度过低以致无法击中目标时产生过靶标志。该方法能够适用于大部分弹道,避免大量拉偏仿真,工作量较小,然而可能启动回收算法较慢。
2.2 回收控制算法设计
导弹回收控制可采用多种方法,不同的回收方法风险不同且效果存在差异,因此选择合适的回收控制策略成为导弹回收控制的核心内容。那么,需要对不同的回收控制策略进行研究,并寻求合适的方案解决空空导弹回收控制问题。可考虑使用弹道规划技术,采用误差控制的原理对导弹航迹与姿态角进行联合控制。首先控制导弹沿预定的航迹运动,其次导弹沿既定航线飞行的同时控制导弹速度与俯仰角。
回收控制算法可分为过渡调整段与航迹控制段。
1)过渡调整段。根据导弹过靶时刻的状态进行弹道设计,以达到稳定弹体姿态以及导弹航迹的目的。
根据启动回收时刻的弹道偏角与导弹高度自适应设置虚拟目标点,控制导弹按照比例导引律飞行,从而达到稳定弹道与弹体姿态的目的。当导弹弹道偏角调整至预定方向时可认为过渡调整完成。考虑某些情况引起的导弹飞行时间较长、动压不足或离靶区较远,当导弹过渡调整段飞行一定时间或达到靶区边界时,均可进入下一阶段,实施航迹与姿态联合控制。
2)航迹与姿态联合控制段。该阶段通过产生自适应的加速度指令控制导弹航迹,使之能够向设定区域飞行。在此过程中一方面控制导弹有效减速,另一方面控制导弹姿态角平稳。
水平面过载指令用于航迹控制,指令生成考虑了导弹速度、导弹海拔高度、弹道偏角以及导弹在靶场内相对位置,如式(1)所示。
nxz=f
式中:nxz为水平面内过载指令;v为导弹速度;φ为弹道偏角;rx、rz为导弹在惯性系北向、东向位置。
根据实时弹道偏角与导弹相对靶场的位置信息,自适应生成过载指令,按照理想航迹飞行。并实时利用导弹速度、高度信息进行过载指令修正,以增强系统鲁棒性。
水平面航迹控制的同时,在垂直面进行导弹俯仰角控制。垂直面过载指令生成考虑了导弹动压与导弹俯仰角,如式(2)所示。通过对垂直面的控制来实现俯仰角在-5°~10°之间,此时
ny=f(q,θ)
式中:ny为垂直面内过载指令;q为导弹动压;θ为导弹俯仰角。
3 设计实例
3.1 回收约束条件
3.2 算法设计
导弹进入被动段后在追踪目标过程中速度逐渐减小。当导弹被动段速度小于400 m/s时,通常已过靶,即使未过靶也无法打中目标。因此设计导弹速度小于400 m/s时启动回收算法。
回收控制算法设计时选取导弹导航坐标系(北-天-东)为参考坐标系。当导弹启动回收算法后,根据靶场方位可首先设定正东方虚拟目标按照比例导引飞行一定时间,使导弹稳定;待弹道与弹体稳定后自适应控制导弹航迹使导弹先向东再向北转弯直至向西北飞行,从而在安全区域落地。算法流程图如图3所示。
3.2.1 过渡调整段算法设计
过渡调整段首先设定虚拟目标,考虑导弹运动方向以及靶区形状,将虚拟目标位置设置为导弹过靶点正东20 km,高度低于导弹当前高度1 km。虚拟目标速度为0,即静止目标。采用比例导引律对虚拟的空中静止目标进行制导,导引律具体形式不再详述。
距虚拟目标距离小于5 km时或攻击虚拟目标飞行时间大于20 s可进入后续航迹姿态联合控制段。
3.2.2 航迹控制算法设计
航迹控制算法包括航迹的规划以及预设航迹的实现。根据回收区形状,航迹规划为先直线向东,再转弯向北,最后直线向西北飞行。因此,通过实时计算弹道偏角预定值φc来实现航迹规划。第一阶段弹道偏角预置为-90°;转弯阶段仅实现固定过载转弯,不预置弹道偏角;最后一阶段根据回收区域西北点计算弹道偏角预定值。
3 个阶段中控制实现包括两种方式:其一为固定弹道偏角的直线飞行;其二为固定过载转弯运动。
弹道偏角的直线飞行段计算实时弹道偏角,并根据弹道偏角预定值进行误差控制,得到过载指令。指令计算方式如下:
式中:nx、nz分别为导航系X向、Z向过载指令;kx、kz为过载指令系数;φ为弹道偏角;φc为弹道偏角预定值。kx、kz值根据导弹高度、速度以及弹道偏角预定值自适应计算。
固定过载转弯运动设定固定过载nc,实现小过载逆时针转弯。固定过载根据导弹高度、速度自适应计算,并进行最大值限幅。将转弯过载分解至导航系,形式如下:
式中:nx、nz分别为导航系X向、Z向过载指令;nc为固定过载;φ为弹道偏角。
3.2.3 姿态控制算法设计
在航迹控制的同时需进行姿态控制,以提高导弹俯仰角控制效果。由于导弹驾驶仪为过载驾驶仪,不单独对姿态进行控制,当不改变驾驶仪结构的情况下,仅能近似根据当前俯仰角调整导航系天向(Y向)过载指令。过载指令同时根据导弹动压自适应变化。
当导弹俯仰角较大时(大于15°),设定Y向过载指令为1 g,以平衡重力作用。当导弹俯仰角较小时通过差值表计算Y向过载指令,如表1所示。
表1 Y向过载指令差值表 g |
| 动压/(kg/m2) | 俯仰角/(°) | ||
|---|---|---|---|
| -5 | 5 | 15 | |
| 5 000 | 1.5 | 1.2 | 1 |
| 10 000 | 2 | 1.5 | 1 |
3.3 数字仿真
4 结论
对空空导弹靶试试验回收需求进行分析,研究了无伞回收控制策略,并针对实际弹道完成算法设计。所设计的回收控制算法,能够应用于空空导弹科研靶试。在空空导弹靶试试验中,仅依靠算法设计实现了导弹平稳回收,对产品采集数据、分析数据、缩短研制周期、节约成本、降低靶场风险具有重要意义。通过数字仿真验证,回收控制算法能够实现较小速度、较小的正俯仰角落地,效果良好,具有较好工程化应用前景。