中小型戰(zhàn)術(shù)導彈伺服彈性工程試驗方法*

王齊雙,劉鈞圣,付 博,譚天漢,楊云剛

(西安現(xiàn)代控制技術(shù)研究所, 西安 710065)

0 引言

信息技術(shù)的高速發(fā)展促使軍事武器出現(xiàn)新的變革,越來越多的中小型戰(zhàn)術(shù)導彈呈現(xiàn)出攻擊目標多樣、作戰(zhàn)性能突出、飛行速度更快、機動性能更優(yōu)、信息化程度更高的特點。在以往的中小型戰(zhàn)術(shù)導彈設(shè)計過程中,由于導彈飛行速度慢、重量輕,飛行穩(wěn)定性好,很少出現(xiàn)導彈結(jié)構(gòu)與氣動、控制系統(tǒng)耦合不良,人們對中小型戰(zhàn)術(shù)導彈很少開展飛行試驗前的伺服彈性研究。隨著飛行速度和機動性等性能的大幅提升,在彈體出現(xiàn)剛彈耦合、非定常氣動力、舵機間隙或死區(qū)等問題時,氣動、彈性結(jié)構(gòu)與控制系統(tǒng)的耦合特性表現(xiàn)的愈發(fā)明顯,甚至出現(xiàn)不穩(wěn)定現(xiàn)象,導致導彈飛行過程中對結(jié)構(gòu)造成破壞性影響,使得飛行試驗失敗。

目前國外對于彈性飛行器伺服彈性方面的研究較為全面,特別是對飛機的氣動彈性現(xiàn)象、氣動彈性機理,以及氣動彈性試驗等方面有較為全面的綜述[1-3]。國內(nèi)楊超等人[4]對氣動伺服彈性展開了一系列的研究,對氣動彈性的研究現(xiàn)狀、氣動彈性分析、綜合與試驗方面進行了全面的闡述。周玉清等人[5]針對小型戰(zhàn)術(shù)導彈武器系統(tǒng),研究測試路徑優(yōu)化、信號采集與處理、數(shù)據(jù)管理、特征提取、信息融合、模式分類、狀態(tài)評估、智能判別與決策預(yù)示等導彈智能測試診斷技術(shù)。方良等人[6]研究了反艦導彈抗干擾試驗推演系統(tǒng),優(yōu)化試驗方案；宋貴寶等人[7]針對戰(zhàn)術(shù)導彈批抽檢為連續(xù)批、批量小的特點,提出了一種基于調(diào)整型序貫驗后加權(quán)檢驗的戰(zhàn)術(shù)導彈批抽檢方法。

李越群等人[8]通過構(gòu)建典型空空導彈的彈性伺服控制回路數(shù)學模型,進行控制回路各部件特性對系統(tǒng)穩(wěn)定性。王晶燕等人[9]針對導彈滾轉(zhuǎn)通道的氣動伺服彈性展開了研究,建立了滾轉(zhuǎn)通道氣動彈性方程和傳遞函數(shù),并以某型導彈為例進行了滾轉(zhuǎn)通道穩(wěn)定性分析。楚龍飛等人[10]通過建立導彈的自回歸滑動平均模型,采用最小二乘法辨識彈體結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù),提出了一種自適應(yīng)結(jié)構(gòu)濾波器的設(shè)計方法,可有效提高導彈的氣動伺服彈性穩(wěn)定裕度。國內(nèi)外的研究主要集中于氣動伺服彈性的理論研究,對于可適用于中小型戰(zhàn)術(shù)導彈的工程試驗方法較少。

文中通過對伺服彈性試驗的原理進行分析,提出了一種可適用于中小型戰(zhàn)術(shù)導彈的伺服彈性工程試驗方法,并將這種試驗方法應(yīng)用于某型導彈,研究了該導彈在典型彈道飛行特征點上的伺服彈性特性,為導彈結(jié)構(gòu)和控制系統(tǒng)優(yōu)化提供了思路,為導彈的成功飛行指明了方向。

1 伺服彈性試驗原理

伺服彈性試驗的主要目的是驗證導彈在無氣動載荷作用下結(jié)構(gòu)模態(tài)與控制系統(tǒng)的耦合性,通過測試舵機、飛控系統(tǒng)以及伺服彈性系統(tǒng)之間的開環(huán)傳遞函數(shù)和閉環(huán)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度,校核控制系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)模態(tài)的耦合性,通過地面試驗數(shù)據(jù),為導彈控制律參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計和伺服彈性模型的修正提供依據(jù)。

一般說來,在進行導彈伺服彈性試驗之前,導彈設(shè)計人員很難評估控制系統(tǒng)與彈體結(jié)構(gòu)的耦合性。因此,為了確保試驗的安全性,伺服彈性試驗可分為開環(huán)試驗和閉環(huán)試驗兩部分進行。

開環(huán)試驗采用線路斷開法,原理框圖如圖1。導彈在自由懸吊情況下,由信號發(fā)生器直接生成掃頻信號Vin給飛控裝置,飛控裝置A/D采集后轉(zhuǎn)換為舵指令讓舵機跟隨轉(zhuǎn)動,慣性器件敏感到彈體運動輸出姿態(tài)和位置變化信息,送給飛控裝置進行控制模型計算,輸出通道指令Vout,此時可得到開環(huán)系統(tǒng)傳遞函數(shù)為：

依據(jù)該傳遞函數(shù)頻域特性的Nyquist曲線和BODE圖則可判定閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性和穩(wěn)定裕度。

圖1 開環(huán)試驗原理框圖

在開環(huán)試驗確定整個系統(tǒng)穩(wěn)定的前提下,進一步開展閉環(huán)試驗。閉環(huán)試驗采用激勵法,原理框圖如圖2。在導彈彈體上分別用激振器施加俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)脈沖激勵,慣性器件敏感到?jīng)_擊信號后輸出姿態(tài)和位置變化信息,送給飛控裝置進行控制模型計算,輸出舵指令給舵機。試驗過程中記錄彈體角速度、加速度、舵反饋等信息,根據(jù)這些信息時域衰減情況可判斷系統(tǒng)的穩(wěn)定性,圖3表示了系統(tǒng)收斂和發(fā)散時的輸出信號的變化情況。

若開環(huán)試驗和閉環(huán)試驗的結(jié)果皆表明導彈整個系統(tǒng)穩(wěn)定性較好,穩(wěn)定裕度充足,可開展下一步的飛行試驗。若在試驗過程中出現(xiàn)顫振、共振等發(fā)散現(xiàn)象,則須對結(jié)構(gòu)模態(tài)、控制參數(shù)進行研究分析,如舵機是否存在間隙、彈體彎曲頻率或扭轉(zhuǎn)頻率是否與控制系統(tǒng)頻率接近等,同時對彈體結(jié)構(gòu)或控制模型進行優(yōu)化。例如在控制模型中增加結(jié)構(gòu)陷波濾波器,濾掉頻帶中存在巨大“危險”的頻率以改善伺服彈性穩(wěn)定性,常用的陷波濾波器傳遞函數(shù)可表示為：

式中：ω為陷波器中心頻率,ξ1和ξ2為阻尼比。

圖2 閉環(huán)試驗原理框圖

圖3 系統(tǒng)收斂和發(fā)散輸出特性

2 伺服彈性試驗方法

對于大部分反坦克、空地導彈來說,俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)三通道控制是最常用的控制策略。飛控裝置利用慣性器件敏感到的角速度、加速度信息計算得到導彈姿態(tài)、速度、位置信息,送入控制模型中計算得出舵指令。對此類導彈進行伺服彈性試驗校核控制模型與彈體結(jié)構(gòu)的耦合性時,被試對象是完成總裝測試的電子彈,火工品用配重件代替,參試設(shè)備包括振動沖擊測試系統(tǒng)(含傳感器)、模擬發(fā)控設(shè)備、供電設(shè)備、激振器、信號采集設(shè)備等,輔助設(shè)備包括吊繩、支撐架等。

2.1 選取彈道特征點

在地面采用雙繩懸掛進行伺服彈性試驗時,彈體是“靜止”的,無法真實反映整個飛行過程中的動態(tài)特性,在這種條件下,通過一種折中的方法來校核整個飛行過程的控制穩(wěn)定性,也就是選取理論飛行彈道的典型特征點。

彈道特征點通常選取導彈飛行過程中受力變化較大的時刻,受力的變化會導致彈體姿態(tài)、位置或速度的較大變化,從而引起控制系統(tǒng)的響應(yīng)。以某具有二級發(fā)動機的高拋彈道為例,特征點可選取為發(fā)動機的開關(guān)機點、彈道最高點、速度最大點、末制導攻擊點等,如圖4所示。圖4中點1、點5分別為一級、二級發(fā)動機開機點,點2、點6分別為一級、二級發(fā)動機關(guān)機點,點3為彈道最高點,點4為速度最大點,點7為末制導攻擊點。

圖4 某典型二級發(fā)動機的高拋彈道

特征點選定后,記下該時刻的速度Vi,位置Pi,姿態(tài)角?i、ψi、γi,角速度ωi,加速度ni等值,作為伺服彈性試驗導彈靜態(tài)的初始值。當然,依據(jù)實際飛行彈道的不同,試驗時可以選取更多具有典型值的特征點,考核導彈在這些特征點處飛行的穩(wěn)定性。

2.2 彈道特征點參數(shù)處理

得到特征點的特征參數(shù)后,在進行伺服彈性試驗時,飛控裝置還需要對參數(shù)進行預(yù)處理。

步驟一：計算自由狀態(tài)下導彈姿態(tài)角、位置等初值。計算慣性器件啟動解算時的初值,可將解算時刻連續(xù)N幀的平均值作為初值,以俯仰角為例：

步驟二：計算開環(huán)或閉環(huán)試驗時導彈狀態(tài)變化量。導彈在受到開環(huán)掃頻或閉環(huán)激勵后彈體產(chǎn)生振動,慣性器件敏感后剔除初始值可得到狀態(tài)變化量,以俯仰角為例：

δ?=?-?0

步驟三：模擬特征點處的導彈狀態(tài)變化。將自由狀態(tài)下的導彈“看作”正處于特征點時刻飛行,疊加開環(huán)或閉環(huán)激勵的狀態(tài)變化量,模擬導彈飛行過程中受到激勵的動態(tài)響應(yīng)過程,以俯仰角為例：

?=?i+δ?

將處理后的速度、位置、姿態(tài)角、加速度、角速度等值作為特征點時刻控制模型的輸入,得到三通道指令和舵指令。

2.3 開環(huán)掃頻試驗

在進行全系統(tǒng)閉環(huán)試驗之前,分別對俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)三通道進行開環(huán)掃頻試驗,測得各個特征點不同回路增益條件下開環(huán)傳遞函數(shù),進而得到系統(tǒng)穩(wěn)定性判定結(jié)果。試驗時,由信號發(fā)生器直接輸出不同幅值不同頻率的掃頻信號作為舵指令驅(qū)動舵機偏轉(zhuǎn),信號從小的幅值或頻率開始,逐漸加大,直到舵機角速度跟蹤極限。試驗的頻率范圍應(yīng)包括彈體結(jié)構(gòu)的主要低階頻率,如一階彎曲頻率、一階扭轉(zhuǎn)頻率等。按照步進方式施加正弦激勵,記錄彈載慣性器件測得的輸出和彈體振動信號,得到彈體結(jié)構(gòu)和控制系統(tǒng)組成的閉環(huán)系統(tǒng)的開環(huán)傳遞函數(shù),依據(jù)開環(huán)頻率響應(yīng)BODE圖或Nyquist曲線,可判斷閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性和穩(wěn)定裕度。

2.4 閉環(huán)試驗

閉環(huán)試驗是將舵機連入整個控制系統(tǒng),俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)三通道均閉合,在控制系統(tǒng)增益1～2倍的條件下,飛控裝置實時計算導彈處于特征點時受到外部激勵時的舵指令,測量彈體結(jié)構(gòu)響應(yīng)。外部激勵可采用激振器,激振器的個數(shù)和布置應(yīng)能激起彈體第1～3階彎曲和1階扭轉(zhuǎn)振動。彈上慣性器件敏感到彈體振動后,疊加在特征點上作為控制系統(tǒng)輸入,形成舵指令驅(qū)動舵機偏轉(zhuǎn)。如果彈體結(jié)構(gòu)的振動是衰減的,則說明系統(tǒng)在該控制系統(tǒng)增益條件下是穩(wěn)定的；如果彈體振動發(fā)散出現(xiàn)顫振等現(xiàn)象,則說明導彈在該增益條件下是不穩(wěn)定的。

3 伺服彈性試驗方法舉例

對大部分中小型戰(zhàn)術(shù)導彈,導彈在低速低空以平衡狀態(tài)飛行,整個飛行過程中保持穩(wěn)定,剛體運動頻率與結(jié)構(gòu)彈性振動頻率之間存在著顯著分離,導彈整體表現(xiàn)為隨動壓變化的線性系統(tǒng),所以往往很少考慮這類導彈的氣動伺服彈性。但是隨著戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標的提高,導彈向著速度更快、重量更輕、功能更全的方向發(fā)展,在飛行過程中可能出現(xiàn)氣動、結(jié)構(gòu)、控制的耦合現(xiàn)象,造成導彈靜不穩(wěn)定,直接影響導彈飛行安全與性能。

以某型垂直發(fā)射導彈為例,導彈發(fā)射后通過推力矢量實現(xiàn)快速轉(zhuǎn)彎,在轉(zhuǎn)彎過程中最大使用攻角達40°,氣動特性變得異常復(fù)雜,呈現(xiàn)出非線性特性,再加上舵機間隙和死區(qū)、結(jié)構(gòu)振動等因素,導彈在飛行過程是否穩(wěn)定需要進行校核,開展伺服彈性試驗是飛行試驗前的重要工作。

圖5 某導彈的理論飛行彈道

通過數(shù)學仿真可得到該導彈的理論飛行彈道,選取該彈道的飛行特征點作為伺服彈性試驗的考核點,如在一級發(fā)動機開/關(guān)機點(圖5中點1、點2),速度最大點(圖5中點3),二級發(fā)動機開/關(guān)機點(圖5中點4、點5),末制導攻擊點(圖5中點6)。將這些特征點的理論飛行位置、速度、姿態(tài)、加速度、角速度等信息作為靜態(tài)基準值,同時使用激振器對彈體疊加沖擊或擾動,作為控制系統(tǒng)的輸入,在自由懸掛導彈的情況下觀察彈體反應(yīng),考核導彈穩(wěn)定性,其試驗裝置如圖6所示。

圖6 某導彈伺服彈性試驗裝置

慣性器件采集彈體姿態(tài)信息,使用信號采集設(shè)備采集并存儲慣性器件和飛控系統(tǒng)發(fā)送的數(shù)據(jù)。通過對數(shù)據(jù)分析可以看出,導彈模擬飛行在各個特征點時,彈體受到?jīng)_擊或者擾動的情況下,控制系統(tǒng)送出的舵指令并沒有導致彈體振動發(fā)散,導彈飛行在穩(wěn)定狀態(tài),其伺服彈性試驗曲線如圖7所示。

圖7 某導彈伺服彈性試驗曲線

4 結(jié)論

文中提出了一種可適用于中小型戰(zhàn)術(shù)導彈的伺服彈性工程試驗方法,通過提取飛行導彈中的典型特征點,在這些特征點上疊加小沖擊或小擾動可校核控制系統(tǒng)、彈體結(jié)構(gòu)和氣動的伺服彈性特性,可為控制系統(tǒng)設(shè)計提供思路。