远程旋转火箭弹简控系统设计及落点精度分析
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摘要
随着现代军事技术的不断发展，火箭弹作为一种廉价的用来实施饱和攻击的强有力的火力压制武器，日益受到各个军事强国的重视。随着对火箭弹战术性能要求的不断提高，如何提高火箭弹的精度成为一个急需解决的问题。对于这种高超速射弹，侧喷发动机控制是一种有效控制手段。
侧喷发动机是一种快速产生直接控制力的装置，其作用力的产生在毫秒(ms)数量级，通过电磁阀门控制其开关，喷口相对旋转火箭弹固定，在旋转火箭弹弹体旋转过程中改变喷口的开关状态，产生所需要的控制力。
本文针对某型火箭弹设计了成本较低的一种简控系统。控制力由喷流作用力产生，在主动段的初始段(0.385～3.385秒)控制弹体的姿态，使弹轴维持在初始方向上，从而减少初始干扰，减小落点散布(飞行时间约170秒)，提高精度。
具体在本文中，完成了如下工作：
1．建立了包含已分解的控制力的火箭弹数学模型。结合控制系统的组成，给出了喷流控制力作用方式。与空气舵控制方式进行比较，说明了喷流控制力系统的特征，利用MATLAB仿真模拟出两个通道的控制力系数和偏差信号之间的关系。
2．根据喷流控制力的不同分解方式，提出了两种数学模型。按照瞬态控制力分解建立了旋转弹的瞬态数学模型。按照均态控制力分解建立了旋转弹的均态数学模型。
3．根据瞬态数学模型的分析结果，揭示了气动交连角的成因，并估算出气动交连角的大小。然后，针对气动交连角，在控制系统中进行了修正。
4．从旋转弹的均态数学模型出发，推导了旋转弹的弹体传递函数。分析了旋转弹的稳定性条件和形成均态控制力的条件，并应用于研究对象。
5．在考虑多种干扰因素的情况下，采用蒙特卡罗方法对无控火箭弹和有控火箭弹的落点精度进行统计分析。结果表明，简控系统能显著提高落点精度。
本文所做的工作不仅适用于火箭弹的简控系统，对于一般旋转导弹的控制系统设计也可作为参考。
With the developing of modern military technology, High-Velocity-Projectile(HVP), which had been used as a highly efficient saturation attack weapon, was more highly regarded in power countries. How to promote the accuracy of the HVP to satisfy the need of modern war is a severe problem that must be solved immediately. The side-jet-engine can be used as an implement to control the HVP.
The jet engine is an implement that can produce instant control force. The force controlled by the electromagnetic valve, worked in the magnitude of millisecond. When HVP is rolling, the jets, positioned on the missile, turn on and off and the needed controlling force was developed.
This paper aimed at a kind of low cost control system working on a type of HVP. The controlling force developed by the jets is working at the beginning of the initiative trajectory (0.385-3.385s) to control the attitude of the projectile to keep its axis on the direction of launch-direction, so as to reduce the effect of initial disturbance.
This thesis has done the following research:
1 .The mathematical model of rolling missile was established. The way that the jet engine works was introduce. Compared with the rudder control system, the paper introduced the character of the jet control system. Then the MATLAB was used to reveal the relation between the control force coefficient and the deviation of the missile.
2.According to the different analysis method, two mathematical models were established. According to the analysis of the transient control force, the transient mathematical model was build. On the base of the analysis of the average control force, the average mathematical model was build.
3.The transient mathematical model reveal aerodynamic coupling angle. The control system was enhanced for it.
4.The transfer function was established on the base of the average mathematical model. The stability conclusion was deduced, and was applied to the object.
5.The Monte Carlo method was applied to verify the effect of the control system. With each sort of disturbance, given the different type of disturbance, we test the controlled project and non-controlled project separately. And we gained satisfying result.
The method of this thesis works on other general rolling missile as well as the
object of the paper.
侧喷发动机是一种快速产生直接控制力的装置，其作用力的产生在毫秒(ms)数量级，通过电磁阀门控制其开关，喷口相对旋转火箭弹固定，在旋转火箭弹弹体旋转过程中改变喷口的开关状态，产生所需要的控制力。
本文针对某型火箭弹设计了成本较低的一种简控系统。控制力由喷流作用力产生，在主动段的初始段(0.385～3.385秒)控制弹体的姿态，使弹轴维持在初始方向上，从而减少初始干扰，减小落点散布(飞行时间约170秒)，提高精度。
具体在本文中，完成了如下工作：
1．建立了包含已分解的控制力的火箭弹数学模型。结合控制系统的组成，给出了喷流控制力作用方式。与空气舵控制方式进行比较，说明了喷流控制力系统的特征，利用MATLAB仿真模拟出两个通道的控制力系数和偏差信号之间的关系。
2．根据喷流控制力的不同分解方式，提出了两种数学模型。按照瞬态控制力分解建立了旋转弹的瞬态数学模型。按照均态控制力分解建立了旋转弹的均态数学模型。
3．根据瞬态数学模型的分析结果，揭示了气动交连角的成因，并估算出气动交连角的大小。然后，针对气动交连角，在控制系统中进行了修正。
4．从旋转弹的均态数学模型出发，推导了旋转弹的弹体传递函数。分析了旋转弹的稳定性条件和形成均态控制力的条件，并应用于研究对象。
5．在考虑多种干扰因素的情况下，采用蒙特卡罗方法对无控火箭弹和有控火箭弹的落点精度进行统计分析。结果表明，简控系统能显著提高落点精度。
本文所做的工作不仅适用于火箭弹的简控系统，对于一般旋转导弹的控制系统设计也可作为参考。
With the developing of modern military technology, High-Velocity-Projectile(HVP), which had been used as a highly efficient saturation attack weapon, was more highly regarded in power countries. How to promote the accuracy of the HVP to satisfy the need of modern war is a severe problem that must be solved immediately. The side-jet-engine can be used as an implement to control the HVP.
The jet engine is an implement that can produce instant control force. The force controlled by the electromagnetic valve, worked in the magnitude of millisecond. When HVP is rolling, the jets, positioned on the missile, turn on and off and the needed controlling force was developed.
This paper aimed at a kind of low cost control system working on a type of HVP. The controlling force developed by the jets is working at the beginning of the initiative trajectory (0.385-3.385s) to control the attitude of the projectile to keep its axis on the direction of launch-direction, so as to reduce the effect of initial disturbance.
This thesis has done the following research:
1 .The mathematical model of rolling missile was established. The way that the jet engine works was introduce. Compared with the rudder control system, the paper introduced the character of the jet control system. Then the MATLAB was used to reveal the relation between the control force coefficient and the deviation of the missile.
2.According to the different analysis method, two mathematical models were established. According to the analysis of the transient control force, the transient mathematical model was build. On the base of the analysis of the average control force, the average mathematical model was build.
3.The transient mathematical model reveal aerodynamic coupling angle. The control system was enhanced for it.
4.The transfer function was established on the base of the average mathematical model. The stability conclusion was deduced, and was applied to the object.
5.The Monte Carlo method was applied to verify the effect of the control system. With each sort of disturbance, given the different type of disturbance, we test the controlled project and non-controlled project separately. And we gained satisfying result.
The method of this thesis works on other general rolling missile as well as the
object of the paper.
引文
[1] Haupt G T, Kasdin N J, Keiser G M, Parkinson B W, Optimal recursive iterative algorithm for discrete nonlinear least-Squares estimation, Journal of Guidance, Control and Dynamics, 1996,19(3).
[2] Froning H D Jr, Airframe-propulsion considerations for pulse-motor powered missiles, AIAA 86-0444.
[3] Calise A J, Pulse-motor for maximizing average velocity, Guidance, 1989.12(2).
[4] Phillips C, Preliminary pulse-motor optimization for a surface-to-air missile,AIAA-93-3741.
[5] Phillips C, Energy management for multiple-pulse missiles. J Spacecraft 1990.27(6).
[6] Fumiaki I. Optimal thrust control of a missile with a pulse motor. J of Guidance, Control and Dynamics, 1991.14(2).
[7] 火箭弹气动力数据，内部资料。
[8] 刘树华，丘光申，潘昌祥，柯金有，韩树楷，火箭弹设计，1984年12月第1版。
[9] 袁子怀，钱杏芳，有控飞行力学与计算机仿真，国防工业出版社，2001年4月
[10] 李迅，超高速导弹脉冲推力矢量控制系统研究，西北工业大学硕士论文，1991年。
[11] 钱杏芳，林瑞雄，赵亚男，导弹飞行力学，国防工业出版社，2000年。
[12] 董能力，制导工具误差系数辨识与再入落点散布分析研究，西北工业大学博士论文，1999年。
[13] 陆毓峰，施志佳，考虑风等因素对发射参数的影响，西北工业大学科技资料shj8227期。
[14] 周凤歧，强文鑫，阙志宏，现代控制理论及其应用，电子科技大学出版社，1994年。
[15]杨涛，郑荣跃，方丁酉，夏智勋，用Monte Carlo法分析固体火箭发动机推力终止过程内弹道散布，《推进技术》1997年12月。
[16]蔡湘芬，张玉成，胡克娴，方蜀州，固体火箭发动机总冲精度预示与分析，《推进技术》1996年。
[17]杨军等，导弹控制系统设计原理，西北工业大学出版社，1997年12月。
[18]朱伯立，杨树兴，远程火箭弹控制方法研究，2002年飞行力学年会论文。
[19]张金槐，落点精度和密集度的Bayes估计问题，《飞行器测控学报》第20卷第2期，2001年6月。
[20]易彦，周凤岐，周军，旋转导弹单通道控制方法研究，《飞行力学》第18卷第4期，2000年12月。
[21]蔡国飙，田辉，旋转对固体火箭发动机的影响，《推进技术》1999年第20卷第1期。
[22]温幸山，弹道散布的协方差分析，硕士学位论文，1990年3月。
[23]陈桂明等，应用MATLAB建模与仿真，科学出版社，2001年。
[24]程雪梅，舰载导弹箱式发射动力学研究，西北工业大学硕士学位论文，1996年2月。
[25]董亮等，弹箭飞行稳定性理论及其应用，兵器工业出版社，1990年5月。
[26]雨宫好文等著，李平译，振荡／调制解调电路，科学出版社，OHM社2000年1月。
[27]徐文旭，唐雪梅，蒙源愿，导弹子母弹子弹抛撤弹道模型及数字仿真，《宇航学报》，第22卷第2期，2001年3月。
[28]熊海林，陈坚，沈永福，邓方林，弹道导弹基于仿真的落点精度修正，《上海航天》，2001年第3期。
[29]宋天莉，王明海，导弹命中精度评定中贝叶斯方法的应用，《飞行力学》，第18卷第3期，2000年9月。
[30]李冠华，许化龙，廖瑛，导弹姿态控制系统动态测试研究，《导弹与航天运载技术》，2001年。
[31]刘廷国，何洪庆，多脉冲能量控制在战术导弹中的作用，《推进技术》，1998年，第5期。
[32]朱怀亮，张福祥，非线性约束的大型旋转火箭瞬态响应模拟，宇航学报第22卷第1期，2001年1月。
[33]董宇光，范宁军，火箭弹横向散布的弹道修正技术研究，《兵工自动化》，2002年第21卷第1期。
[34]张奕群，高钟毓，两步非线性最小方差法在微机械陀螺测量火箭弹自旋角中的应用，《兵工学报》第22卷第1期，2001年2月。
[35]张敬，火箭炮的发展及性能提高的途径，《导弹与航天运载技术》2001年。
[36]张金槐，精度评估中的自助方法，《飞行器测控学报》，第19卷第3期，2000年5月。
[37]周凤歧，易彦，周军，克服旋转导弹螺旋运动的方法研究，《宇航学报》第22卷第5期，2001年9月。
[38]李冬，王春利，旋转固体火箭发动机的动平衡问题，《推进技术》，第22卷第5期，2001年10月。
[39]王良明，王中原，旋转稳定弹的弹道相似原理研究，《弹箭与制导学报》2000年。
[40]刘文，张为华，周珞晶，曾庆华，自旋火箭弹固体火箭发动机推力偏差及初温对射程和横偏影响，《推进技术》，1999年第2期。
[41]朱战霞，王建培，直接力控制的特征结构配置法飞行力学第19卷第1期。2001年3月。
[2] Froning H D Jr, Airframe-propulsion considerations for pulse-motor powered missiles, AIAA 86-0444.
[3] Calise A J, Pulse-motor for maximizing average velocity, Guidance, 1989.12(2).
[4] Phillips C, Preliminary pulse-motor optimization for a surface-to-air missile,AIAA-93-3741.
[5] Phillips C, Energy management for multiple-pulse missiles. J Spacecraft 1990.27(6).
[6] Fumiaki I. Optimal thrust control of a missile with a pulse motor. J of Guidance, Control and Dynamics, 1991.14(2).
[7] 火箭弹气动力数据，内部资料。
[8] 刘树华，丘光申，潘昌祥，柯金有，韩树楷，火箭弹设计，1984年12月第1版。
[9] 袁子怀，钱杏芳，有控飞行力学与计算机仿真，国防工业出版社，2001年4月
[10] 李迅，超高速导弹脉冲推力矢量控制系统研究，西北工业大学硕士论文，1991年。
[11] 钱杏芳，林瑞雄，赵亚男，导弹飞行力学，国防工业出版社，2000年。
[12] 董能力，制导工具误差系数辨识与再入落点散布分析研究，西北工业大学博士论文，1999年。
[13] 陆毓峰，施志佳，考虑风等因素对发射参数的影响，西北工业大学科技资料shj8227期。
[14] 周凤歧，强文鑫，阙志宏，现代控制理论及其应用，电子科技大学出版社，1994年。
[15]杨涛，郑荣跃，方丁酉，夏智勋，用Monte Carlo法分析固体火箭发动机推力终止过程内弹道散布，《推进技术》1997年12月。
[16]蔡湘芬，张玉成，胡克娴，方蜀州，固体火箭发动机总冲精度预示与分析，《推进技术》1996年。
[17]杨军等，导弹控制系统设计原理，西北工业大学出版社，1997年12月。
[18]朱伯立，杨树兴，远程火箭弹控制方法研究，2002年飞行力学年会论文。
[19]张金槐，落点精度和密集度的Bayes估计问题，《飞行器测控学报》第20卷第2期，2001年6月。
[20]易彦，周凤岐，周军，旋转导弹单通道控制方法研究，《飞行力学》第18卷第4期，2000年12月。
[21]蔡国飙，田辉，旋转对固体火箭发动机的影响，《推进技术》1999年第20卷第1期。
[22]温幸山，弹道散布的协方差分析，硕士学位论文，1990年3月。
[23]陈桂明等，应用MATLAB建模与仿真，科学出版社，2001年。
[24]程雪梅，舰载导弹箱式发射动力学研究，西北工业大学硕士学位论文，1996年2月。
[25]董亮等，弹箭飞行稳定性理论及其应用，兵器工业出版社，1990年5月。
[26]雨宫好文等著，李平译，振荡／调制解调电路，科学出版社，OHM社2000年1月。
[27]徐文旭，唐雪梅，蒙源愿，导弹子母弹子弹抛撤弹道模型及数字仿真，《宇航学报》，第22卷第2期，2001年3月。
[28]熊海林，陈坚，沈永福，邓方林，弹道导弹基于仿真的落点精度修正，《上海航天》，2001年第3期。
[29]宋天莉，王明海，导弹命中精度评定中贝叶斯方法的应用，《飞行力学》，第18卷第3期，2000年9月。
[30]李冠华，许化龙，廖瑛，导弹姿态控制系统动态测试研究，《导弹与航天运载技术》，2001年。
[31]刘廷国，何洪庆，多脉冲能量控制在战术导弹中的作用，《推进技术》，1998年，第5期。
[32]朱怀亮，张福祥，非线性约束的大型旋转火箭瞬态响应模拟，宇航学报第22卷第1期，2001年1月。
[33]董宇光，范宁军，火箭弹横向散布的弹道修正技术研究，《兵工自动化》，2002年第21卷第1期。
[34]张奕群，高钟毓，两步非线性最小方差法在微机械陀螺测量火箭弹自旋角中的应用，《兵工学报》第22卷第1期，2001年2月。
[35]张敬，火箭炮的发展及性能提高的途径，《导弹与航天运载技术》2001年。
[36]张金槐，精度评估中的自助方法，《飞行器测控学报》，第19卷第3期，2000年5月。
[37]周凤歧，易彦，周军，克服旋转导弹螺旋运动的方法研究，《宇航学报》第22卷第5期，2001年9月。
[38]李冬，王春利，旋转固体火箭发动机的动平衡问题，《推进技术》，第22卷第5期，2001年10月。
[39]王良明，王中原，旋转稳定弹的弹道相似原理研究，《弹箭与制导学报》2000年。
[40]刘文，张为华，周珞晶，曾庆华，自旋火箭弹固体火箭发动机推力偏差及初温对射程和横偏影响，《推进技术》，1999年第2期。
[41]朱战霞，王建培，直接力控制的特征结构配置法飞行力学第19卷第1期。2001年3月。