基于捷聯(lián)導(dǎo)引頭去耦問題慣測(cè)注入方法研究

趙書占,許 軻,2,褚建川,2,吳根水,2

(1.中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院,河南 洛陽 471009;2.航空制導(dǎo)武器航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,河南 洛陽 471009)

1 引 言

隨著仿真技術(shù)的發(fā)展與進(jìn)步,半實(shí)物仿真越來越多地應(yīng)用于武器研制定型試驗(yàn)中。半實(shí)物仿真作為導(dǎo)彈打靶前的重要驗(yàn)證環(huán)節(jié),在導(dǎo)彈研制定型過程中作用日益重要,半實(shí)物仿真系統(tǒng)要具備全面考核導(dǎo)彈性能的能力[1-10]。半實(shí)物仿真系統(tǒng)主要由仿真試驗(yàn)總控制臺(tái)、彈道仿真計(jì)算平臺(tái)、目標(biāo)模擬系統(tǒng)、飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)及其控制機(jī)構(gòu)五大部分組成。各部分通過光纖反射內(nèi)存卡完成組網(wǎng),實(shí)時(shí)共享信息。半實(shí)物仿真系統(tǒng)組成框圖如圖1所示:現(xiàn)有半實(shí)物仿真系統(tǒng)中,導(dǎo)彈的空中姿態(tài)運(yùn)動(dòng)通過三軸飛行轉(zhuǎn)臺(tái)進(jìn)行模擬,目標(biāo)相對(duì)導(dǎo)彈的運(yùn)動(dòng)即彈目視線角運(yùn)動(dòng)由目標(biāo)模擬系統(tǒng)模擬。隨著導(dǎo)彈探測(cè)能力的提升,目標(biāo)機(jī)動(dòng)能力的增強(qiáng),以及導(dǎo)彈算法中大多設(shè)計(jì)了爬高彈道以適應(yīng)更遠(yuǎn)的射程需求[11-12],這使得導(dǎo)彈在飛行過程中的姿態(tài)角變化范圍大幅度增大。在進(jìn)行彈目視線角的模擬時(shí),必須采取系統(tǒng)零位預(yù)偏的方法,即便如此,也對(duì)轉(zhuǎn)臺(tái)的轉(zhuǎn)動(dòng)范圍提出了更高需求,在實(shí)際仿真過程中,往往超出轉(zhuǎn)臺(tái)的設(shè)備轉(zhuǎn)動(dòng)極限。即預(yù)偏后,導(dǎo)彈在飛行過程中,導(dǎo)彈姿態(tài)角度變化范圍超出現(xiàn)有仿真試驗(yàn)室飛行轉(zhuǎn)臺(tái)的轉(zhuǎn)動(dòng)范圍。因此必須相應(yīng)的提升轉(zhuǎn)臺(tái)的能力,隨著而來就是系統(tǒng)建設(shè)成本和使用維護(hù)難度的急劇增加。

圖1 半實(shí)物仿真系統(tǒng)示意圖

捷聯(lián)導(dǎo)引頭具備結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、重量輕、體積小、成本低、可靠性高等優(yōu)點(diǎn),因此廣泛應(yīng)用于新型導(dǎo)彈上,然而由于捷聯(lián)導(dǎo)引頭固聯(lián)安裝于彈體上,測(cè)得的角度信息與彈體姿態(tài)完全耦合,不能直接得到可用于制導(dǎo)的有用信息,因此需要對(duì)真實(shí)彈體姿態(tài)信息進(jìn)行導(dǎo)引頭解耦合[13-17]。

因此本文結(jié)合自身系統(tǒng)特點(diǎn),同時(shí)基于捷聯(lián)導(dǎo)引頭去耦問題考慮,設(shè)計(jì)了一種慣測(cè)注入式仿真方法提升系統(tǒng)能力,解決這一問題。

2 慣測(cè)注入仿真方法原理

彈目視線模擬是通過目標(biāo)模擬系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的,也是導(dǎo)彈導(dǎo)引系統(tǒng)的唯一測(cè)量輸入。按現(xiàn)有制導(dǎo)半實(shí)物仿真技術(shù),一般在目標(biāo)視線角超出目標(biāo)模擬范圍時(shí)進(jìn)行系統(tǒng)零位預(yù)偏,使其落入目標(biāo)模擬范圍,此時(shí)導(dǎo)彈姿態(tài)模擬的零位對(duì)應(yīng)調(diào)整,以擴(kuò)展半實(shí)物仿真系統(tǒng)的能力。因此本注入仿真方法的前提是導(dǎo)彈末制導(dǎo)段目標(biāo)模擬視場(chǎng)范圍滿足彈目視線變化范圍。主要設(shè)計(jì)流程為:以慣測(cè)全注入方式模擬導(dǎo)彈線運(yùn)動(dòng)和角運(yùn)動(dòng),使導(dǎo)彈姿態(tài)與轉(zhuǎn)臺(tái)運(yùn)動(dòng)分離,然而由于導(dǎo)引頭必須使用真實(shí)陀螺的測(cè)量值解算彈體角運(yùn)動(dòng)耦合,所以無法全程使用設(shè)備注入值。因此本文提出了一種在中制導(dǎo)階段將導(dǎo)彈飛控組件所需要的角運(yùn)動(dòng)信息通過脈沖注入方式實(shí)現(xiàn),而將末制導(dǎo)段導(dǎo)彈導(dǎo)引頭所需要的角運(yùn)動(dòng)信息仍通過陀螺實(shí)際測(cè)量得出的設(shè)計(jì)方案。這樣既使得中制導(dǎo)段導(dǎo)彈的姿態(tài)與轉(zhuǎn)臺(tái)運(yùn)動(dòng)相分離,使得末制導(dǎo)階段轉(zhuǎn)臺(tái)隨動(dòng)狀況良好,并且巧妙避免了捷聯(lián)導(dǎo)引頭解耦合問題的復(fù)雜化,增大了半實(shí)物仿真系統(tǒng)可以仿真的導(dǎo)彈姿態(tài)角度變化范圍。

根據(jù)這一特點(diǎn),設(shè)計(jì)慣測(cè)注入方案:借用舵機(jī)給飛控組件的信息通道把慣測(cè)模擬的脈沖數(shù)(包括加速度計(jì)測(cè)量的加速度和陀螺測(cè)量的角速度)以數(shù)值的形式通過該信息通道注入飛控組件信息處理單元。該方案具體內(nèi)容如下:

1)飛控組件只使用設(shè)備的加速度脈沖數(shù)注入值進(jìn)行導(dǎo)航、制導(dǎo)和控制計(jì)算；

2)飛控組件同時(shí)接收設(shè)備的角速度脈沖數(shù)注入值和真實(shí)陀螺的測(cè)量值,前者用于飛控組件的導(dǎo)航、制導(dǎo)和控制計(jì)算,后者送給導(dǎo)引頭用于解彈體角運(yùn)動(dòng)耦合；

3)設(shè)備實(shí)時(shí)采集飛控組件發(fā)出的舵控信號(hào)并送到仿真模型計(jì)算,經(jīng)舵機(jī)模型和穩(wěn)定回路模型的計(jì)算結(jié)果由設(shè)備轉(zhuǎn)成脈沖數(shù)寫入飛控組件；

在這種方法下,半實(shí)物仿真系統(tǒng)閉合框圖如圖2所示:產(chǎn)品慣測(cè)輸出的舵控指令由仿真調(diào)度系統(tǒng)的舵控采集設(shè)備采集收到,實(shí)時(shí)解碼后送給仿真模型,仿真模型經(jīng)過舵機(jī)模型和動(dòng)力學(xué)模型,結(jié)合其他相關(guān)的遙測(cè)信息,計(jì)算得到彈體動(dòng)力學(xué)響應(yīng),輸出導(dǎo)彈加速度和角速度信息,送到脈沖注入設(shè)備,實(shí)時(shí)轉(zhuǎn)化成脈沖數(shù)經(jīng)由脈沖通道注入飛控信息處理單元,實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)閉合。

圖2 半實(shí)物仿真系統(tǒng)注入方法閉合框圖

3 慣測(cè)注入仿真方法設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)

3.1 注入模塊設(shè)計(jì)

注入模塊主要完成對(duì)慣測(cè)單元的信息采集,根據(jù)編解碼規(guī)則,對(duì)采集的信息進(jìn)行解析,解出相關(guān)的舵偏指令,然后實(shí)時(shí)寫光纖,作為仿真機(jī)計(jì)算的輸入；注入模塊根據(jù)仿真機(jī)計(jì)算輸入的加速度角速度信息,進(jìn)行脈沖轉(zhuǎn)換,輸入給飛控組件；注入模塊根據(jù)采集的信息模擬舵機(jī)與飛控組件的信息交互,完成產(chǎn)品自檢。

通過以上分析,需要在現(xiàn)有半實(shí)物仿真系統(tǒng)增加一個(gè)慣測(cè)模塊,該模塊需要有慣測(cè)采集注入卡,光纖反射內(nèi)存卡,控制計(jì)算機(jī)及控制軟件開發(fā),以及給飛控組件注入的接線。慣測(cè)注入模塊示意圖如圖3所示。

圖3 慣測(cè)注入模塊示意圖

3.2 仿真機(jī)模型設(shè)計(jì)

仿真機(jī)模型需要的傳統(tǒng)模型設(shè)計(jì)上增加舵機(jī)模型和優(yōu)化動(dòng)力學(xué)計(jì)算單元和轉(zhuǎn)臺(tái)控制單元。舵機(jī)模型根據(jù)注入模塊解碼的舵偏指令完成舵機(jī)舵偏角的計(jì)算。動(dòng)力學(xué)計(jì)算單元利用輸入的舵偏角以及遙測(cè)信息,通過對(duì)氣動(dòng)參數(shù)的插值計(jì)算、發(fā)動(dòng)機(jī)推力計(jì)算、阻力計(jì)算,完成導(dǎo)彈的線加速度、角加速度計(jì)算輸入給慣測(cè)注入模塊。同時(shí)仿真模型計(jì)算出導(dǎo)航的姿態(tài)角及發(fā)送給轉(zhuǎn)臺(tái)的角位置。以前的仿真模型是將導(dǎo)彈姿態(tài)信息發(fā)送給飛行轉(zhuǎn)臺(tái),轉(zhuǎn)臺(tái)接受姿態(tài)信息后開始轉(zhuǎn)動(dòng),由彈上的陀螺去敏感轉(zhuǎn)臺(tái)轉(zhuǎn)動(dòng)過程中所產(chǎn)生的角速度信息,從而積分得到角度信息。在采用慣測(cè)注入方法后,彈體的姿態(tài)信息和轉(zhuǎn)臺(tái)轉(zhuǎn)動(dòng)信息是相隔離的,需要考慮轉(zhuǎn)臺(tái)位置限幅對(duì)注入的角速度的影響。

基于以上分析,仿真機(jī)計(jì)算平臺(tái)無需硬件改動(dòng),只需在原有模型基礎(chǔ)上增加新的軟件模塊,硬件成本幾乎可以忽略。仿真機(jī)模型計(jì)算示意圖如圖4所示。

圖4 仿真機(jī)模型示意圖

4 慣測(cè)注入式仿真方法驗(yàn)證

為了驗(yàn)證上述仿真模型設(shè)計(jì)的有效性,開展了半實(shí)物仿真試驗(yàn),具體試驗(yàn)方法如下,根據(jù)數(shù)字彈道仿真,預(yù)先計(jì)算出彈道全部飛行過程的姿態(tài)角變化范圍,末制導(dǎo)段彈道的姿態(tài)角變換范圍和彈目視線變換范圍。預(yù)置轉(zhuǎn)臺(tái)到固定角度,使得末制導(dǎo)段彈道的姿態(tài)角變換范圍和彈目視線變換范圍滿足現(xiàn)有半實(shí)物仿真系統(tǒng)能力。仿真機(jī)轉(zhuǎn)臺(tái)控制邏輯為,當(dāng)前時(shí)刻轉(zhuǎn)臺(tái)角度超過預(yù)置角度轉(zhuǎn)臺(tái)不動(dòng),進(jìn)入轉(zhuǎn)臺(tái)角度范圍內(nèi),開始隨動(dòng),保證末制導(dǎo)段導(dǎo)引頭組件使用真實(shí)信息進(jìn)行解耦。具體仿真曲線如圖5、6、7、8所示(以Y方向?yàn)槔?。

由圖5可以看出,轉(zhuǎn)臺(tái)姿態(tài)角與彈體姿態(tài)角是相分離的,初始階段,轉(zhuǎn)臺(tái)處于預(yù)置固定角度,而產(chǎn)品的姿態(tài)信息是仿真模型計(jì)算的數(shù)據(jù)值通過脈沖信號(hào)注入給產(chǎn)品得來的。彈體姿態(tài)角和仿真計(jì)算的姿態(tài)角一致。從圖6、圖7中可以看出,仿真機(jī)計(jì)算的注入角速度和加速度信息和產(chǎn)品感知的角速度信息一致,證明慣測(cè)注入信息準(zhǔn)確。圖8可以看出仿真機(jī)計(jì)算的框架角和導(dǎo)引頭感知的框架角一致。整個(gè)試驗(yàn)完成閉合,慣測(cè)注入仿真是可行的。

圖5 注入角、轉(zhuǎn)臺(tái)角、彈體感知角對(duì)比

圖6 注入角速度和彈體感知角速度對(duì)比

圖7 注入加速度和彈體感知加速度對(duì)比

圖8 仿真機(jī)計(jì)算框架角和導(dǎo)引頭框架角對(duì)比

5 結(jié) 論

經(jīng)過驗(yàn)證,慣測(cè)注入式仿真方法可以提升半實(shí)物仿真試驗(yàn)系統(tǒng)的能力,提高可仿真的導(dǎo)彈姿態(tài)角度變化范圍,且成本增加有限,但該方法只適用于導(dǎo)彈末制導(dǎo)段目標(biāo)模擬視場(chǎng)范圍滿足彈目視線變化范圍,末制導(dǎo)段隨動(dòng),保證捷聯(lián)導(dǎo)引頭解耦信息真實(shí)感知。