激光平臺型導(dǎo)引頭跟蹤控制技術(shù)與炮兵火箭應(yīng)用研究

牛春峰，王榮梅，王 瀟

(1.中國兵器工業(yè)導(dǎo)航與控制技術(shù)研究所，北京 100089; 2.北京國科欣翼科技有限公司，北京 100190)

0 引言

激光平臺型末制導(dǎo)技術(shù)由于制導(dǎo)精度高，成本低，抗干擾能力強(qiáng)，在精確制導(dǎo)彈藥中占有重要位置。野戰(zhàn)火箭的射程從幾千米至幾百千米，大多采用車載貯運(yùn)發(fā)箱式發(fā)射，反應(yīng)速度快，火力覆蓋范圍廣，是火力打擊、火力覆蓋的重要武器。在火箭彈飛行末段采取激光平臺型制導(dǎo)尋的手段，可以顯著提高火箭彈的命中精度，可實(shí)現(xiàn)對重點(diǎn)工事、指揮所、雷達(dá)站、裝甲車輛實(shí)施精確打擊，大大提高野戰(zhàn)火箭武器的效費(fèi)比。激光平臺型導(dǎo)引頭的核心裝置是精密電機(jī)伺服裝置，此伺服裝置能使光軸指向穩(wěn)定并跟隨目標(biāo)視線運(yùn)動，并對彈體擾動進(jìn)行補(bǔ)償[7]。激光平臺型導(dǎo)引頭是專業(yè)面寬、系統(tǒng)復(fù)雜、技術(shù)密集度高的光、機(jī)、電緊密結(jié)合的彈載末端精確制導(dǎo)部件[8]。根據(jù)實(shí)現(xiàn)空間穩(wěn)定特性的物理方法的不同，可分為動力陀螺式、速率陀螺穩(wěn)定平臺式和捷聯(lián)式導(dǎo)引頭等三類。

在激光制導(dǎo)武器中，導(dǎo)引頭的跟蹤精度直接影響著制導(dǎo)武器的制導(dǎo)精度[9]。近年來，由于采用力矩電機(jī)、微型陀螺等模塊化設(shè)計(jì)及精密光機(jī)電器件成熟，平臺式激光導(dǎo)引頭成為激光導(dǎo)引頭的主流。平臺導(dǎo)引頭角速度精度對末制導(dǎo)系統(tǒng)制導(dǎo)精度有較大影響[10]，研究視線角速度精度對末制導(dǎo)火箭彈具有現(xiàn)實(shí)意義。角速度噪聲跟導(dǎo)引頭的去耦能力、跟蹤速度有直接關(guān)系。去耦能力強(qiáng)，跟蹤速度快是衡量導(dǎo)引頭控制性能的重要指標(biāo)。隔離度指標(biāo)用來評價(jià)導(dǎo)引頭隔離彈體擾動的能力[11]，隔離度是衡量導(dǎo)引頭穩(wěn)定系統(tǒng)的重要指標(biāo)，高性能的導(dǎo)引頭能夠隔離彈體擾動，從而將彈體擾動對導(dǎo)引頭光軸指向的影響降到最小[12]。本文主要通過研究導(dǎo)引頭的控制系統(tǒng)來研究導(dǎo)引頭頻帶、隔離度和視線角速度精度等，達(dá)到降低視線角速度噪聲的目的。

1 激光平臺型導(dǎo)引頭設(shè)計(jì)

平臺式激光平臺型導(dǎo)引頭一般包括光學(xué)探測組件、位標(biāo)器、電子艙、整流罩及殼體等組成。

整流罩位于導(dǎo)引頭最前端，由于飛行速度高達(dá)2～3 Ma，氣動加熱導(dǎo)致玻璃球罩溫度高，玻璃球罩材質(zhì)選用耐高溫的紅外石英玻璃JGS3，耐受溫度可達(dá)1 000 ℃以上。光學(xué)探測組件收集目標(biāo)反射的漫反射激光信號，形成一定大小的彌散圓，落在四象限光電探測器上。彌散圓的大小決定了探測組件線性區(qū)的大小。

(1)

式(1)中，d為彌散圓直徑，f為鏡頭焦距，±θ為線性區(qū)大小。線性區(qū)內(nèi)線性輸出與失調(diào)角對應(yīng)的偏差值。導(dǎo)引頭工作在線性區(qū)內(nèi)。

光電探測器為四象限探測器，分為ABCD四個(gè)區(qū)，當(dāng)光斑落在探測器中心附近時(shí)，四個(gè)象限輸出與光斑面積/能量對應(yīng)的光電流，按照下式和差解算，給出俯仰、偏航方向偏移量[13]：

(2)

(3)

相比傳統(tǒng)的雙四象限探測器，單四象限探測器結(jié)構(gòu)工藝更簡單。通過軟件模擬外區(qū)快速進(jìn)動功能，留給更多的空間和管腳給探測器前放電路和二級增益控制，有利于增大探測器的動態(tài)范圍及動態(tài)切換的冗余。

位標(biāo)器為二軸框架式結(jié)構(gòu)，內(nèi)框安裝探測組件及兩個(gè)正交的速率陀螺，兩框相互正交。轉(zhuǎn)軸一端安裝力矩電機(jī)用于驅(qū)動框架運(yùn)動，另一端安裝旋轉(zhuǎn)變壓器，輸出框架角。姿態(tài)穩(wěn)定采用微機(jī)械MEMS陀螺儀，它的主要優(yōu)勢是重量輕，體積小巧，信號處理方便，尤其適用于輕型穩(wěn)定平臺。

電子艙主要對光探組件輸出的光電脈沖進(jìn)行信號調(diào)理，經(jīng)過處理后，形成角度偏差量送給位標(biāo)器。

2 工作機(jī)理和控制原理

激光平臺型末制導(dǎo)火箭彈武器系統(tǒng)由外部的激光目標(biāo)指示器和彈上的激光平臺型導(dǎo)引頭構(gòu)成[14]，位于彈體之外的激光目標(biāo)指示器照射目標(biāo)，激光平臺型導(dǎo)引頭通過四象限光電探測器組件，接收目標(biāo)漫反射激光回波信號，計(jì)算出彈目視線角偏差信息和目標(biāo)視線角速度，根據(jù)目標(biāo)視線角速度采用框架式速率陀螺穩(wěn)定平臺實(shí)現(xiàn)對目標(biāo)的實(shí)時(shí)跟蹤，并將計(jì)算出的視線角速度數(shù)據(jù)和框架角數(shù)據(jù)傳輸給彈上制導(dǎo)系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈的自動導(dǎo)引，直至命中目標(biāo)。

現(xiàn)代導(dǎo)引頭大都采用了陀螺穩(wěn)定方案來消除彈體擾動對目標(biāo)光軸的影響，進(jìn)而提高目標(biāo)跟蹤精度，常見的有動力陀螺穩(wěn)定方案和速率陀螺穩(wěn)定方案[15]。激光平臺型導(dǎo)引頭控制回路采用經(jīng)典的陀螺速率穩(wěn)定方式設(shè)計(jì)，基于DSP的數(shù)字控制系統(tǒng)，控制方式采用PID矢量控制方式實(shí)現(xiàn)。速率陀螺安裝在光軸本體上，隨光軸運(yùn)動，感應(yīng)光軸在慣性空間中運(yùn)動角速度。目標(biāo)跟蹤回路設(shè)計(jì)是在陀螺速率穩(wěn)定回路的基礎(chǔ)上，進(jìn)行位置跟蹤控制器的設(shè)計(jì)，利用四象限探測組件給出的目標(biāo)偏移量，控制并驅(qū)動電機(jī)帶動框架旋轉(zhuǎn)，使探測器的視線始終跟蹤目標(biāo)。姿態(tài)鎖定回路與目標(biāo)跟蹤回路一樣，均位于最外環(huán)，設(shè)計(jì)目的是為了調(diào)整導(dǎo)引頭的姿態(tài)角。

跟蹤控制的框圖如圖1所示。

圖1 跟蹤控制框圖

導(dǎo)引頭在穩(wěn)定跟蹤模式下，位標(biāo)器接收目標(biāo)漫反射激光回波信號，將光信號轉(zhuǎn)換成電信號后，經(jīng)過處理后，傳輸給電子艙，電子艙中光電脈沖進(jìn)行信號調(diào)理，經(jīng)A/D采樣、和差和歸一化處理，形成角偏差量送給位標(biāo)器。位標(biāo)器接收角偏差量，通過跟蹤控制回路驅(qū)動框架進(jìn)動，實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定跟蹤目標(biāo)。

3 建模

3.1 導(dǎo)引頭控制系統(tǒng)模型

為了研究導(dǎo)引頭的控制跟蹤性能，需要建立導(dǎo)引頭的數(shù)學(xué)模型。激光平臺型導(dǎo)引頭是個(gè)復(fù)雜的系統(tǒng)，包含了多種學(xué)科及元器件，如光學(xué)器件，電子元器件、電機(jī)伺服系統(tǒng)等[16]。從圖2控制框圖得出：導(dǎo)引頭采用雙穩(wěn)定回路跟蹤策略，速度環(huán)穩(wěn)定回路，帶寬較高，提高系統(tǒng)的抗干擾能力，位置環(huán)根據(jù)測角系統(tǒng)給出的目標(biāo)位置誤差信息，形成指令信號，驅(qū)動電機(jī)轉(zhuǎn)動，實(shí)現(xiàn)對目標(biāo)的跟蹤。導(dǎo)引頭伺服系統(tǒng)為了適應(yīng)火箭彈反應(yīng)時(shí)間短和制導(dǎo)精度高的特點(diǎn)應(yīng)具有響應(yīng)速度快、跟蹤精度高的特點(diǎn)[17]。

本文選用無刷力矩電機(jī)，在同步旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系d-q中建立PMSM數(shù)學(xué)模型[18]，電機(jī)響應(yīng)最基本的四個(gè)方程如下：

(4)

其中：ud、uq分別是定子電壓的d-q分量；id、iq分別是定子電流的d-q分量；ψd、ψq分別是定子磁鏈的d-q分量；Ld、Lq分別是d-q電感分量；R是定子電阻；ωe=pnωm是電角速度；ωe是機(jī)械角速度；ψf是永磁體磁鏈；pn是電極對數(shù)；J是轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動慣量；TL是電機(jī)負(fù)載力矩；B是電機(jī)阻尼系數(shù)。

對于激光平臺型導(dǎo)引頭，干擾力矩對導(dǎo)引頭有一定影響。導(dǎo)引頭模型中需加入干擾力矩的影響。平臺型導(dǎo)引頭的干擾力矩有：摩擦力矩、偏心力矩、引線阻力矩以及彈性力矩。在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、裝配和工藝中一般通過校準(zhǔn)中心、系統(tǒng)配平、提高系統(tǒng)強(qiáng)度、合理布線等措施減輕后三種干擾力矩的影響，所以本文研究的干擾力矩主要為摩擦力矩。

摩擦力矩可以將彈體擾動作用于導(dǎo)引頭。摩擦力矩越大，彈體擾動對導(dǎo)引頭的影響越明顯，導(dǎo)引頭隔離度也越差。此外，摩擦還會影響導(dǎo)引頭的低速平穩(wěn)性和精度。

Mf(ωf)=α·ωr+sign(ωr)·β

(5)

其中：α為與相對角速度相關(guān)的粘滯摩擦系數(shù)；β為庫倫摩擦力矩。

根據(jù)系統(tǒng)控制策略和電機(jī)的方程，考慮摩擦干擾力矩，建立具有干擾力矩輸入的導(dǎo)引頭控制系統(tǒng)模型如圖2所示。仿真中整定相關(guān)參數(shù)，通過對比仿真隔離度與實(shí)測隔離度，逐步實(shí)現(xiàn)對模型參數(shù)的整定，觀察模型下隔離度的變化規(guī)律是否符合實(shí)測隔離度的變化趨勢，實(shí)現(xiàn)對干擾力矩模型的選擇及模型參數(shù)的整定。

圖2 激光平臺型導(dǎo)引頭模型

3.2 隔離度模型

激光平臺型導(dǎo)引頭通過角速度穩(wěn)定回路使光軸在慣性空間保持穩(wěn)定，但由于導(dǎo)引頭安裝于彈體上，彈體在飛行過程中自身運(yùn)動和外部環(huán)境等因素引起的彈體擾動通過導(dǎo)引頭軸系之間的摩擦耦合到導(dǎo)引頭框架上，從而引起光軸的晃動，甚至使導(dǎo)引頭捕獲與跟蹤失敗。導(dǎo)引頭光軸在慣性空間基本運(yùn)動的幾何關(guān)系如圖3所示。

圖3 光軸在慣性空間運(yùn)動幾何關(guān)系

其中：φ為光軸(平臺)相對慣性空間的轉(zhuǎn)角；?為彈體(基座)相對慣性空間的轉(zhuǎn)角；φr為光軸(平臺)相對彈體(基座)空間的轉(zhuǎn)角；ε為目標(biāo)偏離光軸的誤差角；q為目標(biāo)的視線角。

由圖3可見導(dǎo)引頭光軸在慣性空間的指向直接受彈體(基座)的影響。隔離度用于評價(jià)導(dǎo)引頭穩(wěn)定平臺對彈體運(yùn)動的去耦能力。隔離度數(shù)值越小，表明穩(wěn)定回路對彈體運(yùn)動的隔離能力越強(qiáng)。穩(wěn)定回路對不同頻率彈體擾動的隔離能力是不同的[15]。即令導(dǎo)引頭指令信號為零，將彈體運(yùn)動作為擾動信號輸入，從而可得隔離度數(shù)學(xué)模型為：

(6)

其中：f為彈體擾動角速度的頻率(Hz)；A為彈體擾動角速度幅值(°)。

實(shí)際工程測試中隔離度的計(jì)算公式為：

(7)

對上述公式進(jìn)一步分析可得影響隔離度的主要因素為：①彈體擾動角運(yùn)動通過導(dǎo)引頭的軸承、電機(jī)、電纜和框架等摩擦力矩耦合到導(dǎo)引頭平臺上，引起視軸的晃動；②導(dǎo)引頭的偏心力矩也會導(dǎo)致視軸晃動[10],進(jìn)而影響光軸轉(zhuǎn)角；③系統(tǒng)帶寬：導(dǎo)引頭通過電機(jī)控制系統(tǒng)的補(bǔ)償運(yùn)動來實(shí)現(xiàn)對彈體擾動的隔離?？焖俚膹楏w擾動要求導(dǎo)引頭有足夠的帶寬來快速響應(yīng)并予以補(bǔ)償[15]。所以系統(tǒng)帶寬對導(dǎo)引頭隔離度有較大影響。

彈載激光平臺導(dǎo)引頭實(shí)際應(yīng)用中一般采用如下措施來提高隔離度：①結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)提高轉(zhuǎn)動慣量；②提高結(jié)構(gòu)件的加工精度；③選用無刷力矩電機(jī)；④選用較軟、彈性小的導(dǎo)線，減少干擾，優(yōu)化裝配工藝，規(guī)定布線順序，減少線纜扭力，保證裝配一致性和可靠性；⑤裝配中提高框架結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)動的靈活性和靜平衡；⑥調(diào)整合適的系統(tǒng)帶寬：選擇合理的位置環(huán)和速度環(huán)控制模型和參數(shù)，速度環(huán)控制對高頻的噪聲干擾起到隔離作用，位置環(huán)控制對低頻的擾動進(jìn)行隔離。

3.3 頻帶

頻帶反映導(dǎo)引頭動態(tài)響應(yīng)能力，它影響導(dǎo)引頭的隔離度和視線角速度跟蹤精度。合理調(diào)整開環(huán)增益和速度環(huán)的帶寬參數(shù)，既能保證導(dǎo)引頭跟蹤過程中的動態(tài)響應(yīng)特性，提高頻帶特性，又能對電子系統(tǒng)的噪聲有足夠的抑制和衰減。

本文通過輸出角速度與光源輸出角速度對比來考察系統(tǒng)的頻帶，要求比例大約70%。具體測量方法為：采用角速度輸出電壓值跟設(shè)定光源速度進(jìn)行比較，得出測量結(jié)果，測量計(jì)算公式：

(8)

(9)

3.4 視線角速度噪聲

激光平臺型導(dǎo)引頭由光學(xué)系統(tǒng)、機(jī)電系統(tǒng)等組成，其測得的彈目視線角速度耦合了含設(shè)計(jì)、工藝、裝配等方面引起的噪聲，將這些噪聲統(tǒng)稱為視線角速度噪聲[17-18]。視線角速度噪聲對制導(dǎo)系統(tǒng)性能有較大影響[19]，研究視線角速度噪聲對末制導(dǎo)精度的影響具有現(xiàn)實(shí)意義。對于帶有伺服系統(tǒng)的平臺型導(dǎo)引頭由于伺服系統(tǒng)隔離度的存在，增大了視線角速度理論值與測量值之間誤差[20]。

影響視線角速度噪聲的幾個(gè)因素：①系統(tǒng)噪聲：探測器噪聲、陀螺噪聲；②擾動，彈體的擾動，通過傳動裝置和驅(qū)動裝置、以及電纜等摩擦力矩耦合到導(dǎo)引頭平臺上，引起視軸的晃動。

工程上降低角速度噪聲可行的措施有：①提高系統(tǒng)隔離度，提高系統(tǒng)的去耦能力；②選用可靠性高得陀螺，通過硬件和軟件設(shè)計(jì)減少噪聲干擾。

4 系統(tǒng)仿真和測試

基于Matlab搭建仿真模型測試模塊，進(jìn)行頻帶和隔離度仿真。

4.1 頻帶

搭建頻帶測試模型如圖4所示，對整個(gè)導(dǎo)引頭仿真系統(tǒng)進(jìn)行頻帶測試，頻帶測試模塊如圖4中所示。

圖4 導(dǎo)引頭頻帶測試模型

為了研究導(dǎo)引頭頻帶，采用兩種方法對控制系統(tǒng)進(jìn)行參數(shù)調(diào)整整合和對比：①控制方法一：采用傳統(tǒng)的控制策略，調(diào)整合適的控制系統(tǒng)參數(shù)；②控制方法二：在傳統(tǒng)控制策略的基礎(chǔ)上，添加補(bǔ)償網(wǎng)絡(luò)，提高控制系統(tǒng)帶寬。

控制方法一經(jīng)過參數(shù)整定后，對目標(biāo)角度進(jìn)行幅值固定為掃頻輸入，仿真測量位置環(huán)的幅頻特性如圖5所示，控制方法二對控制系統(tǒng)調(diào)整后的位置環(huán)幅頻特性如圖6所示。

圖5 控制方法一位置環(huán)幅頻特性圖

圖6 控制方法二位置環(huán)幅頻特性圖

從圖5和圖6可得，在滿足頻帶比例要求大于0.7的基礎(chǔ)上，控制方法二的頻帶為1.95，控制方法一的頻帶為1.34；控制方法二較控制方法一帶寬有較大幅度提高。

分別采用控制方法一和控制方法二進(jìn)行仿真模擬和測試，如表1所示。

表1 俯仰軸頻帶仿真測試表

匯總方法一和方法二的仿真結(jié)果，見表1。

圖7 控制方法一電壓和比例仿真圖

圖8 控制方法一仿真結(jié)果

圖9 控制方法二電壓和比例仿真圖

圖10 方法二仿真結(jié)果

從上圖和表中可知，方法二的幅值、電壓、比例均比方法一大幅度提高，因此通過改善添加補(bǔ)償網(wǎng)絡(luò)可以顯著提高系統(tǒng)的頻帶響應(yīng)特性。

搭建頻帶測試系統(tǒng)：將導(dǎo)引頭安裝在測試臺上，測試臺擾動角速度輸出為0，操作測試臺使模擬光源按照固定頻率和幅值的正弦運(yùn)動進(jìn)行運(yùn)動，用上位機(jī)和示波器檢測視線角速度輸出信號幅值，利用式(8)和式(9)計(jì)算電壓和比例。分別按照方法一和方法二進(jìn)行測試，測試結(jié)果與仿真結(jié)果見表2。

表2 測試與仿真結(jié)果表

由測試值與仿真值比較可知，幅頻特性的仿真值符合實(shí)際測試值的特性，因此可以得出通過對控制系統(tǒng)搭建補(bǔ)償網(wǎng)絡(luò)的方式達(dá)到提高系統(tǒng)帶寬的目的。

4.2 隔離度

在進(jìn)行隔離度仿真時(shí)，需要使模型的響應(yīng)盡量與實(shí)際系統(tǒng)隔離度響應(yīng)的變化規(guī)律吻合。

下面結(jié)合某型導(dǎo)引頭參數(shù)，對隔離度模型進(jìn)行理論上的仿真比較，用于確定隔離度的影響因素。

1)未考慮干擾力矩的情況，直接由隔離度定義中角運(yùn)動的物理關(guān)系得到的隔離度仿真框圖如下，搭建隔離度測試Simulink方程框架如圖11所示。

圖11 未加干擾力矩的隔離度測試框架

固定目標(biāo)角度為零，即φc=0，隨著彈體角度不同變化(幅值、頻率)的輸入，通過仿真測量光軸角度響應(yīng)的穩(wěn)態(tài)輸出，根據(jù)隔離度的定義，求解每一個(gè)輸入下的隔離度。

彈體擾動角度幅值為，頻率逐漸變化，掃頻仿真得到的隔離度如圖12所示。

圖12 幅值為，隔離度掃頻仿真圖

由隔離度的定義及仿真可知，對于一個(gè)實(shí)際的系統(tǒng)，其隔離度的幅頻特性具有三個(gè)主要特點(diǎn)：

(1)彈體做低頻運(yùn)動時(shí)，導(dǎo)引頭動力學(xué)能夠很快地響應(yīng)彈體低頻段上的運(yùn)動，平臺能夠很好地補(bǔ)償基座運(yùn)動帶來的角度變化，此時(shí)具有良好的隔離度；

(2)彈體做高頻運(yùn)動時(shí)，由于整個(gè)導(dǎo)引頭系統(tǒng)帶寬的限制，無法響應(yīng)此時(shí)擾動的影響，此時(shí)也具有良好的隔離度；

(3)彈體在中頻段運(yùn)動時(shí)，導(dǎo)引頭動力學(xué)能夠響應(yīng)彈體的運(yùn)動帶來的擾動，但不能及時(shí)補(bǔ)償彈體運(yùn)動引起的角度變化，此時(shí)導(dǎo)引頭對彈體運(yùn)動的隔離程度變差。

搭建測試平臺，將導(dǎo)引頭安裝在測試臺上，保持彈目幾何相對運(yùn)動關(guān)系不變，即目標(biāo)模擬光源運(yùn)動，導(dǎo)引頭與模擬光源光軸夾角為0°，目標(biāo)模擬光源輸出激光能量信號，操作測試臺使目標(biāo)模擬光源按照給定幅值、頻率正弦運(yùn)動，記錄導(dǎo)引頭的數(shù)據(jù)，并匯總分析。

匯總仿真和測試隔離度的結(jié)果，見表3所示。

表3 未加干擾力矩仿真和測試結(jié)果表

由以上數(shù)據(jù)分析得出：

(1)相同幅值下，隔離度實(shí)測值隨著頻率增加隔離度值變小，隔離度仿真值隨著頻率增加隔離度值變大；

(2)相同頻率下，隔離度實(shí)測值隨著幅值增加隔離度值變小，隔離度仿真值隨著幅值增加隔離度值不變。

仿真得到的隔離度隨彈體擾動幅值、頻率的變化都與實(shí)際測試值不一致，這是因?yàn)樯鲜龇抡嬷袃H僅是隔離度的理想模型，軸系之間的摩擦力矩的影響是隔離度的重要影響因素，需要加入干擾(摩擦)力矩建立模型。

2)加入干擾力矩的情況，式(5)中取α=0.000 3、β=0.000 08，可得到加入摩擦力矩的隔離度模型及測試模塊如圖4中ISO模塊所示；

固定目標(biāo)角度為零，即φc=0，根據(jù)設(shè)置的干擾力矩系數(shù)，仿真不同幅值、不同頻率下的隔離度如圖13～14和表4所示。

表4 加入干擾力矩仿真和測試結(jié)果表

圖13 俯仰軸隔離度隨擾動變化圖

圖14 偏航軸隔離度隨擾動變化圖

由上述數(shù)據(jù)可知：相同幅值下，仿真值與實(shí)測值均隨著頻率增加隔離度值變??；相同頻率下，仿真值與實(shí)測值均隨著幅值增加隔離度值變小。仿真測試的隔離度隨彈體擾動幅值、頻率的變化都符合實(shí)測隔離度變化規(guī)律。這也說明軸系間的摩擦力矩對導(dǎo)引頭的隔離度有較大影響。通過調(diào)整軸系間的摩擦力矩可以調(diào)高系統(tǒng)隔離度。

4.3 視線角速度噪聲

通過對控制系統(tǒng)補(bǔ)償網(wǎng)絡(luò)的搭建提高了系統(tǒng)的帶寬，再加上對系統(tǒng)摩擦力矩的控制，達(dá)到了提高隔離度的目的。隔離度的提高對于提高導(dǎo)引頭視線角速度精度，減少視線角速度誤差有良好的效果。分別對視線角速度0.5 °/s、1.5 °/s和2.5 °/s進(jìn)行測試。

測試方法：將導(dǎo)引頭安裝在測試臺上，使導(dǎo)引頭處于自動跟蹤狀態(tài)，以一定的角速度模擬彈與目標(biāo)之間的相對運(yùn)動，記錄導(dǎo)引頭輸出的視線角速度信號，角速度輸出平均值與實(shí)際角速度的偏差即為跟蹤角速度精度。測試結(jié)果見圖15～17所示。

圖15 0.5 °/s視線角速度噪聲

圖16 1.5 °/s視線角速度噪聲

圖17 2.5 °/s視線角速度噪聲

通過以上各圖可以看出視線角速度噪聲在0.5°/s、1.5 °/s和2.5°/s均小于0.15°/s，導(dǎo)引頭視線角速度噪聲在測試時(shí)滿足野戰(zhàn)火箭控制系統(tǒng)要求。

5 飛行試驗(yàn)效果

從仿真和測試中可以得出，通過對系統(tǒng)頻帶和隔離度的設(shè)計(jì)優(yōu)化，提高了視線角速度精度，減小了視線角速度噪聲。設(shè)計(jì)后的導(dǎo)引頭在某火箭彈飛行試驗(yàn)中進(jìn)行驗(yàn)證。飛行試驗(yàn)中導(dǎo)引頭會受到彈體擾動、大氣環(huán)境等多種干擾的影響，是綜合干擾的結(jié)果。試驗(yàn)當(dāng)天天氣陰，大氣能見度5 km左右，試驗(yàn)結(jié)果詳見圖18～21所示。

圖18 導(dǎo)引頭偏航視線角速度與彈目距離圖

圖19 導(dǎo)引頭俯仰視線角速度與彈目距離圖

圖20 導(dǎo)引頭俯仰視線角速度與俯仰角速度圖

圖21 導(dǎo)引頭偏航視線角速度與俯仰角速度圖

從圖18和19中得出：俯仰軸和偏航軸的視線角速度噪聲均較小，滿足飛控系統(tǒng)精度的要求。俯仰軸和偏航軸隨著彈目距離的減小，視線角速度噪聲由±0.2逐漸縮小為±0.1；即隨著彈目距離的減小，導(dǎo)引頭視線角速度噪聲逐漸減小。

從圖20和圖21中的得出：視線角速度噪聲受彈體角速度影響較小，具有良好的隔離效果。

6 結(jié)束語

近年來，平臺式激光導(dǎo)引頭成為激光導(dǎo)引頭的主流。在激光制導(dǎo)武器中，導(dǎo)引頭的跟蹤精度直接影響著制導(dǎo)武器的制導(dǎo)精度。導(dǎo)引頭跟蹤精度與導(dǎo)引頭去耦能力、跟蹤速度有直接關(guān)系。激光平臺型導(dǎo)引頭采用框架本文通過分析導(dǎo)引頭工作機(jī)理和原理，設(shè)計(jì)建立了導(dǎo)引頭仿真模型、隔離度模型、頻帶模型，并進(jìn)行了仿真測試，初步分析了隔離度產(chǎn)生的原因，提出提高頻帶和改善導(dǎo)引頭隔離度的措施，通過仿真和測試驗(yàn)證了通過提高導(dǎo)引頭隔離度達(dá)到降低導(dǎo)引頭視線角速度噪聲的目的。經(jīng)過某野戰(zhàn)火箭彈實(shí)際飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，導(dǎo)引頭輸出精度滿足火箭控制系統(tǒng)的要求，具有一定的工程應(yīng)用的意義。