中小型战术导弹伺服弹性工程试验方法*

2019-12-28王齐双刘钧圣谭天汉杨云刚

弹箭与制导学报 2019年4期

王齐双,刘钧圣,付博,谭天汉,杨云刚

(西安现代控制技术研究所, 西安 710065)

0 引言

信息技术的高速发展促使军事武器出现新的变革,越来越多的中小型战术导弹呈现出攻击目标多样、作战性能突出、飞行速度更快、机动性能更优、信息化程度更高的特点。在以往的中小型战术导弹设计过程中,由于导弹飞行速度慢、重量轻,飞行稳定性好,很少出现导弹结构与气动、控制系统耦合不良,人们对中小型战术导弹很少开展飞行试验前的伺服弹性研究。随着飞行速度和机动性等性能的大幅提升,在弹体出现刚弹耦合、非定常气动力、舵机间隙或死区等问题时,气动、弹性结构与控制系统的耦合特性表现的愈发明显,甚至出现不稳定现象,导致导弹飞行过程中对结构造成破坏性影响,使得飞行试验失败。

目前国外对于弹性飞行器伺服弹性方面的研究较为全面,特别是对飞机的气动弹性现象、气动弹性机理,以及气动弹性试验等方面有较为全面的综述[1-3]。国内杨超等人[4]对气动伺服弹性展开了一系列的研究,对气动弹性的研究现状、气动弹性分析、综合与试验方面进行了全面的阐述。周玉清等人[5]针对小型战术导弹武器系统,研究测试路径优化、信号采集与处理、数据管理、特征提取、信息融合、模式分类、状态评估、智能判别与决策预示等导弹智能测试诊断技术。方良等人[6]研究了反舰导弹抗干扰试验推演系统,优化试验方案；宋贵宝等人[7]针对战术导弹批抽检为连续批、批量小的特点,提出了一种基于调整型序贯验后加权检验的战术导弹批抽检方法。

李越群等人[8]通过构建典型空空导弹的弹性伺服控制回路数学模型,进行控制回路各部件特性对系统稳定性。王晶燕等人[9]针对导弹滚转通道的气动伺服弹性展开了研究,建立了滚转通道气动弹性方程和传递函数,并以某型导弹为例进行了滚转通道稳定性分析。楚龙飞等人[10]通过建立导弹的自回归滑动平均模型,采用最小二乘法辨识弹体结构模态参数,提出了一种自适应结构滤波器的设计方法,可有效提高导弹的气动伺服弹性稳定裕度。国内外的研究主要集中于气动伺服弹性的理论研究,对于可适用于中小型战术导弹的工程试验方法较少。

文中通过对伺服弹性试验的原理进行分析,提出了一种可适用于中小型战术导弹的伺服弹性工程试验方法,并将这种试验方法应用于某型导弹,研究了该导弹在典型弹道飞行特征点上的伺服弹性特性,为导弹结构和控制系统优化提供了思路,为导弹的成功飞行指明了方向。

1 伺服弹性试验原理

伺服弹性试验的主要目的是验证导弹在无气动载荷作用下结构模态与控制系统的耦合性,通过测试舵机、飞控系统以及伺服弹性系统之间的开环传递函数和闭环控制系统的稳定裕度,校核控制系统与结构模态的耦合性,通过地面试验数据,为导弹控制律参数的优化设计和伺服弹性模型的修正提供依据。

一般说来,在进行导弹伺服弹性试验之前,导弹设计人员很难评估控制系统与弹体结构的耦合性。因此,为了确保试验的安全性,伺服弹性试验可分为开环试验和闭环试验两部分进行。

开环试验采用线路断开法,原理框图如图1。导弹在自由悬吊情况下,由信号发生器直接生成扫频信号Vin给飞控装置,飞控装置A/D采集后转换为舵指令让舵机跟随转动,惯性器件敏感到弹体运动输出姿态和位置变化信息,送给飞控装置进行控制模型计算,输出通道指令Vout,此时可得到开环系统传递函数为：

依据该传递函数频域特性的Nyquist曲线和BODE图则可判定闭环系统的稳定性和稳定裕度。

图1 开环试验原理框图

在开环试验确定整个系统稳定的前提下,进一步开展闭环试验。闭环试验采用激励法,原理框图如图2。在导弹弹体上分别用激振器施加俯仰、偏航、滚转脉冲激励,惯性器件敏感到冲击信号后输出姿态和位置变化信息,送给飞控装置进行控制模型计算,输出舵指令给舵机。试验过程中记录弹体角速度、加速度、舵反馈等信息,根据这些信息时域衰减情况可判断系统的稳定性,图3表示了系统收敛和发散时的输出信号的变化情况。

若开环试验和闭环试验的结果皆表明导弹整个系统稳定性较好,稳定裕度充足,可开展下一步的飞行试验。若在试验过程中出现颤振、共振等发散现象,则须对结构模态、控制参数进行研究分析,如舵机是否存在间隙、弹体弯曲频率或扭转频率是否与控制系统频率接近等,同时对弹体结构或控制模型进行优化。例如在控制模型中增加结构陷波滤波器,滤掉频带中存在巨大“危险”的频率以改善伺服弹性稳定性,常用的陷波滤波器传递函数可表示为：

式中：ω为陷波器中心频率,ξ1和ξ2为阻尼比。

图2 闭环试验原理框图

图3 系统收敛和发散输出特性

2 伺服弹性试验方法

对于大部分反坦克、空地导弹来说,俯仰、偏航、滚转三通道控制是最常用的控制策略。飞控装置利用惯性器件敏感到的角速度、加速度信息计算得到导弹姿态、速度、位置信息,送入控制模型中计算得出舵指令。对此类导弹进行伺服弹性试验校核控制模型与弹体结构的耦合性时,被试对象是完成总装测试的电子弹,火工品用配重件代替,参试设备包括振动冲击测试系统(含传感器)、模拟发控设备、供电设备、激振器、信号采集设备等,辅助设备包括吊绳、支撑架等。

2.1 选取弹道特征点

在地面采用双绳悬挂进行伺服弹性试验时,弹体是“静止”的,无法真实反映整个飞行过程中的动态特性,在这种条件下,通过一种折中的方法来校核整个飞行过程的控制稳定性,也就是选取理论飞行弹道的典型特征点。

弹道特征点通常选取导弹飞行过程中受力变化较大的时刻,受力的变化会导致弹体姿态、位置或速度的较大变化,从而引起控制系统的响应。以某具有二级发动机的高抛弹道为例,特征点可选取为发动机的开关机点、弹道最高点、速度最大点、末制导攻击点等,如图4所示。图4中点1、点5分别为一级、二级发动机开机点,点2、点6分别为一级、二级发动机关机点,点3为弹道最高点,点4为速度最大点,点7为末制导攻击点。

图4 某典型二级发动机的高抛弹道

特征点选定后,记下该时刻的速度Vi,位置Pi,姿态角ϑi、ψi、γi,角速度ωi,加速度ni等值,作为伺服弹性试验导弹静态的初始值。当然,依据实际飞行弹道的不同,试验时可以选取更多具有典型值的特征点,考核导弹在这些特征点处飞行的稳定性。

2.2 弹道特征点参数处理

得到特征点的特征参数后,在进行伺服弹性试验时,飞控装置还需要对参数进行预处理。

步骤一：计算自由状态下导弹姿态角、位置等初值。计算惯性器件启动解算时的初值,可将解算时刻连续N帧的平均值作为初值,以俯仰角为例：

步骤二：计算开环或闭环试验时导弹状态变化量。导弹在受到开环扫频或闭环激励后弹体产生振动,惯性器件敏感后剔除初始值可得到状态变化量,以俯仰角为例：

δϑ=ϑ-ϑ0

步骤三：模拟特征点处的导弹状态变化。将自由状态下的导弹“看作”正处于特征点时刻飞行,叠加开环或闭环激励的状态变化量,模拟导弹飞行过程中受到激励的动态响应过程,以俯仰角为例：

ϑ=ϑi+δϑ

将处理后的速度、位置、姿态角、加速度、角速度等值作为特征点时刻控制模型的输入,得到三通道指令和舵指令。

2.3 开环扫频试验

在进行全系统闭环试验之前,分别对俯仰、偏航、滚转三通道进行开环扫频试验,测得各个特征点不同回路增益条件下开环传递函数,进而得到系统稳定性判定结果。试验时,由信号发生器直接输出不同幅值不同频率的扫频信号作为舵指令驱动舵机偏转,信号从小的幅值或频率开始,逐渐加大,直到舵机角速度跟踪极限。试验的频率范围应包括弹体结构的主要低阶频率,如一阶弯曲频率、一阶扭转频率等。按照步进方式施加正弦激励,记录弹载惯性器件测得的输出和弹体振动信号,得到弹体结构和控制系统组成的闭环系统的开环传递函数,依据开环频率响应BODE图或Nyquist曲线,可判断闭环系统的稳定性和稳定裕度。

2.4 闭环试验

闭环试验是将舵机连入整个控制系统,俯仰、偏航、滚转三通道均闭合,在控制系统增益1～2倍的条件下,飞控装置实时计算导弹处于特征点时受到外部激励时的舵指令,测量弹体结构响应。外部激励可采用激振器,激振器的个数和布置应能激起弹体第1～3阶弯曲和1阶扭转振动。弹上惯性器件敏感到弹体振动后,叠加在特征点上作为控制系统输入,形成舵指令驱动舵机偏转。如果弹体结构的振动是衰减的,则说明系统在该控制系统增益条件下是稳定的；如果弹体振动发散出现颤振等现象,则说明导弹在该增益条件下是不稳定的。

3 伺服弹性试验方法举例

对大部分中小型战术导弹,导弹在低速低空以平衡状态飞行,整个飞行过程中保持稳定,刚体运动频率与结构弹性振动频率之间存在着显著分离,导弹整体表现为随动压变化的线性系统,所以往往很少考虑这类导弹的气动伺服弹性。但是随着战术技术指标的提高,导弹向着速度更快、重量更轻、功能更全的方向发展,在飞行过程中可能出现气动、结构、控制的耦合现象,造成导弹静不稳定,直接影响导弹飞行安全与性能。

以某型垂直发射导弹为例,导弹发射后通过推力矢量实现快速转弯,在转弯过程中最大使用攻角达40°,气动特性变得异常复杂,呈现出非线性特性,再加上舵机间隙和死区、结构振动等因素,导弹在飞行过程是否稳定需要进行校核,开展伺服弹性试验是飞行试验前的重要工作。

图5 某导弹的理论飞行弹道

通过数学仿真可得到该导弹的理论飞行弹道,选取该弹道的飞行特征点作为伺服弹性试验的考核点,如在一级发动机开/关机点(图5中点1、点2),速度最大点(图5中点3),二级发动机开/关机点(图5中点4、点5),末制导攻击点(图5中点6)。将这些特征点的理论飞行位置、速度、姿态、加速度、角速度等信息作为静态基准值,同时使用激振器对弹体叠加冲击或扰动,作为控制系统的输入,在自由悬挂导弹的情况下观察弹体反应,考核导弹稳定性,其试验装置如图6所示。