导弹控制系统优化研究

导弹控制系统优化研究（共7篇）

导弹控制系统优化研究 篇1

1 引言

通常导弹控制系统的控制性不是很稳定, 往往将这样的特性称为动态性, 基于这样的现状下, 导弹控制系统需要进一步进行优化研究, 以提升其稳定性。然而, 传统的导弹系统的优化控制方法, 并不适用于所有的导弹, 而只是适用于中小规模、函数性态相对简单的导弹控制系统的优化。目前导弹系统是一个包含多个领域的大型综合系统, 包括几何外形分析、气动分析、隐身分析和结构设计等, 目前所使用的经典优化设计方法并不能对其起到作用。综合优化设计方法是集合了多个学科的知识, 对大规模的导弹系统的优化设计进行有效解决的方法, 它在控制系统的优化设计的实施过程中, 主要通过对分布式计算机网络的有效利用, 将多个领域的知识进行综合处理, 最终得到控制系统的优化设计方法, 综合应用到优化设计的全部过程中, 实现对多个领域的知识的充分利用的同时, 也进一步促使了系统之间的相互作用所产生的协同效应, 实现导弹控制系统的优化设计。

2 导弹控制系统的组成

导弹控制系统主要由综合控制电路、舵系统和惯性组件组成。控制系统主要通过对导弹舵面的有效操纵来实现对导弹的整个飞行轨迹的控制。其中:惯性组件包括三只框架式自由角陀螺仪、两只线加速度计和三只液环式角加速度计, 分别用于测量导弹弹体的姿态角信号、线加速度信号和角加速度信号。

综合控制电路由数字电路和各种特定功能的模拟电路组成, 包括固态继电器、运算放大电路、跟踪记忆电路、归零装置、功率驱动模块、变结构控制电路等, 用于实现传感器信号的传递、变换、运算、放大、阻尼矫正、PID控制和导弹控制系统工作状态、工作阶段的切换等功能。舵系统由功率驱动模块、舵机、传动机构、舵面和舵反馈信号电路组成。某些导弹使用不具有反馈回路的开环舵系统, 其功能是根据舵控信号开环控制舵面偏转运动。

3 经典控制方法在导弹控制系统中应用及其局限性

(1) 导弹在飞行过程中存在各种不确定性。为提升导弹飞行过程中的稳定性, 可以通过添加测量组件, 并进一步用其对下一步的飞行路径进行有效预测。然而经典方法对确定的线性化模型进行设计时, 优化的设计方法主要是通过利用稳定裕度法对不确定性问题进行预测。按照这种方法进行优化设计的控制系统, 不但要具有动态性, 同时还需要具备抗干扰性, 然而这种方法设计的控制系统最终对于动态的品质有一定的影响。因此, 为确保系统具有一定的稳定裕度, 往往采取折中的设计手法。

(2) 利用稳定裕度进行设计的基本目标是提升系统的稳定性和降低其干扰性, 采用经典控制方法设计的控制系统往往会因为系统的鲁棒性较差而难以满足基本需求。

(3) 在于对象本质的非线性。针对比较繁琐的非线性控制系统, 往往不只是单纯地对泰勒级数的应用来对系统进行优化设计, 往往也得有针对性地采取非线性控制方法。因此, 面对越来越复杂的环境的变化, 对导弹控制系统优化设计方法研究变得越来越有必要。

4 现代控制方法在导弹控制系统设计中的应用

不同于经典控制方法, 现代控制方法主要通过对抑制参数的把控及对各种动态信息的及时追踪, 使得对导弹的动态性、干扰性能够进行有效控制。这也是现代控制法所优于传统控制法的方面, 基于这样的性能优势, 现代控制方法得到了大范围地推广与应用, 不仅优化了传统的导弹控制系统, 同时还进一步促进了导弹控制系统优化设计技术的快速发展。比较有代表性的现代控制方法主要有以下几个方面:

4.1 滑模变结构控制

滑模变结构控制是一种用于非线性路径的系统控制方法, 该系统反应快、超调量小、系统结构简单, 且具有稳定性和抗干扰性等优势, 因此该系统逐步在目前的飞行控制系统优化设计领域中开始被逐步采用。将主要针对经典控制法下导弹飞行过程中所存在的不确定性进行有效控制, 一方面在结果方面, 对导弹进行滑模变结构的优化设计, 使得结构变得更加简单, 便于控制, 另一方面, 在性能方面, 该结构在一定程度上也提升其对外界干扰的鲁棒性。这是一种针对导弹控制系统所存在的不确定性进行有效地规避, 同时排除外界干扰的一种有效结构, 因此, 在一定程度上将会增强导弹的定位准确性以及提升其排除干扰的能力, 为导弹的高效服务提供了更好的结构。

4.2 鲁棒控制

鲁棒控制是提高控制系统精确性的重要控制方法。其主要的原理是针对动态路径的变化, 进一步确定系统在下一个阶段的设置参数, 因此其参数的动态设置, 可以提高控制系统的动态稳定性。由于控制系统的鲁棒性和动态性能很难同时实现, 鲁棒控制以降低系统动态性能来提升系统的强鲁棒性, 总体而言设计方面还是存在一定的缺陷。随着科技不断进步, 鲁棒控制的方法也开始逐步进行优化设计, 其动态性能也得到了有效提升, 其系统的控制也变得更加。

4.3 反馈线性化控制

反馈线性化的基本思想是利用全状态反馈抵消原系统中的非线性特性, 得到伪线性系统, 然后应用线性理论对系统进行综合。反馈线性化方法可分为微分几何方法和非线性动态逆方法。采用反馈线性化方法要求已知被控对象精确的数学模型, 而实际系统的精确数学模型通常是难以得到的, 因此, 采用该方法设计的导弹控制系统的鲁棒性能较差。

4.4 反演控制

反演控制是将复杂的非线性系统分解为不超过系统阶数的若干个子系统, 然后根据李亚普诺夫稳定性定理设计每个子系统的李亚普诺夫函数和中间虚拟控制量, 一直“后退”到整个系统, 最后将它们集成起来实现控制律的设计。其关键是令某些状态为另一些状态的虚拟控制输入, 最终找到一个李亚普诺夫函数, 从而推出一个使整个系统闭环稳定的控制律。

5 结论

随着飞行要求地不断提升, 导弹控制系统的性能优化的技术要求也随之越来越高。目前, 经典控制方法已经不能满足导弹飞行的要求, 然而现代的控制方法虽然相对于经典控制方法在技术上面有所提升, 但还是有其缺陷的地方, 而复合控制方法能够满足现代飞行的要求, 为导弹控制系统的优化提供了新的路径。

参考文献

[1]赖鹏, 危志英, 蔡善军, 等.导弹用捷联惯导系统加速度计零偏误差校准方案研究[J].战术导弹控制技术, 2004, 46 (3) :53-59.

[2]张鹏飞, 王宇, 龙兴武, 等.加速度计温度补偿模型的研究[J].传感技术学报, 2007, 20 (5) :1012-1016.

防空导弹武器系统仿真研究 篇2

防空导弹武器系统一个复杂的整体系统, 它是由多个子系统组合而来的。怎样反映在对抗条件下的防空导弹武器系统作战能力, 是现代导弹工程师要密切关注的问题。有关武器系统的功能, 我们使用最多的是ADC模型, 因为它认为效能是系统可用性、可信性和固有能力的函数。在实践中, 我们根据防空导弹所要负责的任务具体情况, 应将效能解释为:整个系统在设定的条件下, 按照规定的运行方式, 可以成功截获目标的概率情况。这个概率就是防空导弹的整体性能, 也是系统在整个作战过程中的可靠性和对目标损伤能力的函数。

1 仿真技术的应用及其特点

1.1 仿真技术的应用

系统仿真技术是指利用有效的模型对真实或设想的系统开展动态的动态研究和模拟实验。利用模型进行仿真实验, 它主要是以相似原理和信息技术为基础, 实现技术性、安全性与经济性相统一的研究方案。同时, 模型仿真实验不受外界环境的影响, 还能多次重复利用。它一般包括常规仿真与合成 (综合) 仿真技术。常规仿真技术主要有连续系统仿真技术和离散系统仿真技术。离散系统仿真技术 (如攻防对抗仿真系统) 通常都是动态仿真研究。它的状态变量 (如来袭目标被击毁数) 只是在随机的时间点上发生变化, 但在两个相邻点之间, 系统的整体状态是没有变化的。

离散系统的核心是随机事件的发生, 由于仿真时间的推进, 会引起未来的离散事件发生, 导致系统出现变化。例如, 导弹制导系统探测器发现的一个未来袭击目标是一个随机离散事件。它发现目标受探测器的发现概率、目标的雷达散射截面积、目标施放干扰以及战场气候条件等影响。因此, 其发现的时间和是否发现都存在不确定因素。探测器发现目标这一事件的出现, 会直接促使探测中心发出威胁消灭指令、威胁排序、火力分配、对来袭目标射击等一系列事件的发生, 最后也会导致系统发生变化。

1.2 防空导弹武器系统仿真

防空导弹武器系统仿真是系统仿真技术在防空导弹武器领域内较好的应用, 它与一般的仿真系统一样。防空导弹武器系统仿真也是根据数学模型建立起来的。建立系统仿真模型, 进行系统仿真试验, 这是实现仿真系统应用的3个基本步骤。

我们在理论中可以认识到, 地面试验和飞行试验, 验证系统数学模型, 验证和确认系统仿真模型, 在试验室条件下, 以较低的代价, 较高的置信度进行系统仿真试验, 可以让系统在各个环境下获得较精确的数据, 实现系统性能设计, 对提高生产质量和高效性能, 已经经济效益方面, 都有较大的益处。

2 系统仿真的技术关键

首先是面向对象技术, 它是根据系统和客户使用等客观方面来组织系统的。它在仿真建模中的重要性就是给系统分析和运行提供一个较好的工作平台。每个层次和系统之间通过标准接口相连接, 再通过分层系统获得更多的信息, 使用户在异构分布处理的环境下还能保持原有的操作, 保证系统按程序执行任务。它解决了信息的分布性和物理设备的异构性, 提供与支持多媒体信息的高速传输介质相适配的通信环境以及在实现开放分布环境时, 提供友好的、具有一致性的用户界面和服务系统。

这种技术在防控导弹仿真系统中是应该被积极推广的, 已经被公认为是未来的发展的主要方向。

面向对象技术的上述功能用传统的缩程方法是很难实现。因为它的总体设计是根据继承性和函数覆盖的增加而得来的, 以此来实现系统的扩散。防空导弹武器系统在系统仿真中, 可能有10余种事件通过改变雷达和导弹的状态来改变系统状态。其中导弹类, 及时利用面向对象技术定义导弹的整体性能和综合运行的。由这个类定义就可以衍生出不同的导弹系统, 实现这种扩展, 不仅需要不同的初始参量, 要用新的函数去替换类定义中的函数。与其他缩程方法相比, 面向对象技术的优点就是程序的设计集中在对象上面。

系统的功能以及要完成的工作被分配到各个对象中, 每个对象都有一定的独立认知性。对象定义完毕, 基本的设计工作就完成了, 导弹设计人员只需要对各个对象的联系进行调度就行了, 其余的就根据实际情况进行设定。面向对象的仿真体系强调的是对象, 而不是系统的过程。

对象提供了数据抽象和隐藏技术, 将开发和实现的细节隐藏和封闭起来, 有利于设计人员抓住最关键的部分, 并定义相应的行为和相互关系。再通过对对象内部系统的分析, 使作为系统基础组成部分的对象最终得到系统的自然分解。

参考文献

[1]徐培德, 谭东风.武器系统分析[M].长沙:国防科技大学出版社, 2001.

[2]李廷杰.导弹武器系统的效能分析[M].北京:国防工业出版社, 2000.

[3]李明, 刘澎.武器装备发展系统论证方法与应用[M].北京:国防工业出版社, 2000.

导弹控制系统优化研究 篇3

图1为一种弹头偏转机构方案。导弹的弹头和弹体由两个可相对转动的球轴承连接。三束双向镍钛合金丝通过加热和冷却作用, 可分别带动弹头向互成120度角的方向摆转, 并通过不同的组合, 使导弹的头部快速准确地朝着自动驾驶仪要求的方向偏转。这一偏转机构既可以保证弹头全方位偏转, 又可以保证偏转动作的协调快速的进行。偏转弹头控制方式为空气动力控制中最新型的控制方式[1], 通过弹头偏转产生的气动力, 相对质心产生控制力矩, 使导弹产生相应的攻角, 最终产生机动过载。

为该控制方案设计控制系统, 即将外部发出的弹头偏转指令信号和弹头偏转的反馈信号, 通过加法器相加, 得到模拟输入量, 将此模拟输入量经过AD变换后得到数字输入量, 然后将此数字量经过运算处理后, 输出PWM脉宽调制电路所需的数字量, 其实现的原理图见图2所示。

2 硬件设计

控制系统的硬件设计的核心是DSP最小系统和SMA的数据采集和控制电路, 因此这里对这两种硬件电路进行详细地阐述。

2.1 DSP的选择

考虑到战术导弹这种高性能武器对控制系统的时时快速响应要求, 决定使用数字信号处理器。由于TI公司的24X系列已经把一些先进的外设集成到芯片内, 而且该芯片的处理能力达到了30MIPS, A/D转换速度比一般芯片更快, 因而是我们理想的主控芯片。TI公司的2407芯片集成了C26内核、2K SARAM、32K FLASH、10位ADC模块、16位串行外设接口模块、4路定时器、12对PWM输出模块、串口通讯模块。这样所有的控制器功能采用一片2407即可实现, 器件内部结构见图3所示[2]。

2.2 DSP最小系统

DSP最小系统包括电源电路、复位电路、时钟发生电路、仿真接口电路、电源指示电路、SMA控制端口电路和传感器信号采集电路, 如图4所示。由于DSP的工作电压为3.3 V, 因此采用7805和LM1117芯片进行电压转换;本系统采用10 MHz的无源晶振来产生系统所需的时钟;位移和温度传感器的峰值电压低于3.3 V, 故可以直接用DSP的AD端进行采集;压力传感器的峰值电压为5 V, 故需要转换后方可用DSP的AD端进行采集。TI公司的2407芯片内部采用3.3 V电压, 镍钛合金丝的加热电压采用的是5 V的直流供电电压, 因而我们分别采用了LM1117和LM2940CT—5.0两种不同规格的芯片。

2.3 DSP控制与数据采集电路

其核心是光电隔离电路。它可以很好的隔离DSP中的强电和弱电。通过控制MOS管的通断可以控制SMA丝的加热与否, 同时还可以通过控制DSP输出的占空比来控制SMA加热或冷却的速率。其中图5和图6分别介绍了基于DSP的SMA丝加热冷却控制电路和DSP数据采集电路。

2.4 RS232通讯

通过2407的SCI串口通讯模块, 只需要采用MAX563实现电平的转换, 然后利用串口的发送、接收寄存器, 即可实现与外部计算机的串口通讯。

3 软件设计

3.1 DSP内部软件

3.1.1 软件流程

整个程序由主程序、定时器中断子程序、计算子程序、PI控制算法子程序等组成。首先, 加电执行主程序, 初始化完成后, 启动一次A/D转换, 然后进入等待状态。在定时器中断子程序中, 执行计算, 并发送结果到PWM控制器, 并启动下一个周期的A/D转换。然后再次等待下一个中断, 如此周而复始, 直至执行完毕, 退出程序。

3.1.2 主程序

除上电复位外, 存储器映象寄存器、中断结构控制方式、存储器控制、辅助寄存器及辅助寄存器指针、数据存储器页指针、内部存储器均应软件初始化。初始化完成后开始软件中断, 然后进入等待状态, 等待定时中断。

3.1.3 定时器中断子程序

定时器中断子程序负责当定时中断到达后, 启动A/D转换, 查询转换是否完成, 完成后对转换后的值进行计算 (调用计算子程序) , 并存入缓冲区, 然后将结果发送到74HC573锁存器和232发送缓冲寄存器, 执行流程见图7所示[2]。

3.1.4 计算子程序

计算子程序经A/D转换后, 读取的数字量与规定的门限值进行比较, 以决定采用滑模控制算法还是PI控制算法, 执行流程见图8所示。

3.2 RS232标准通信接口

由于只需要接收计算子程序计算得到的输出值, 则外部计算机的编程只需要接收功能即可[3], 采用VC++6.0实现[4], 通过MSCOMM串口通讯控件实现串口通讯数据的接收。接收程序的界面见图9所示。

4 控制效果分析

偏转弹头控制与传统的鸭舵控制相比有诸多优点[5]。在马赫数达到2 Ma以后, 偏转弹头控制明显大与传统鸭舵控制, Ma=4时, 偏转弹头控制产生的偏航力矩可达到传统鸭舵控制的两倍左右[6]。图10给出了在马赫数为4时, 攻角分别为0°和5°时偏航力矩随头部偏角变化曲线。其中, 红线表示的为Ma=4时, 攻角为0°时的偏航力矩随头部偏角变化曲线, 蓝线表示的为Ma=4时, 攻角为5°时的偏航力矩随头部偏角变化曲线。由图中我们可以看出, 偏航力矩随弹头偏角的变化没有阶跃或者突变, 因而不会给导弹的控制带来稳定性问题。

图11分别给出了在Ma2和Ma4时, 导弹的升阻比随弹头偏角的变化曲线。从图中我们可以看出, 随着马赫数的增加, 导弹的升阻比随之增大, 且与导弹的头部偏角成近似线性正比。

5 结论

通过使用TMS320LF2407, 使得外部电路大大简化, 同时实现了时时、快速、准确、高效的控制功能。而且该控制机构与控制系统完全在弹头内部工作, 不会影响弹头良好的气动外形, 有利于获得较高的末端制导精度。

通过对控制结果的气动特性分析, 我们完成了对偏转弹头控制特性的理论验证。偏转弹头控制作为一种新兴的导弹空气动力控制方式, 有其诸多优点, 必然有广阔的理论和军事应用价值。

摘要：导弹智能偏转弹头作为一种新兴的导弹姿态控制中的热门研究课题, 对于导弹提高飞行性能具有重要的作用。就导弹控制中比较前沿的一种弹头偏转控制机理做了简要的介绍, 对整个控制电路的设计以及控制原理做了详细的论述, 最后给出了控制结果的空气动力学分析。

关键词：战术导弹,智能导弹,偏转弹头,控制系统

参考文献

[1]Nygard TA.Aeromechanic analysis of a missile with freely spinning tailns.American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2003;2003—3672

[2]刘和平, 王维俊, 江渝, 等.TMS320LF240X DSP C语言开发与应用.北京:北京航空航天大学出版社, 2003

[3]刘生攀.一种电动舵机系统的控制电路设计.战术导弹控制技术, 2006; (3) :23—26

[4]Bates J, Tompkins T.实用Vistual C++6.0教程.阮于, 译.北京:清华大学出版社, 2000

[5]朱锐, 王建, 等.头部可偏转飞行器气动仿真与外形优化.机械与电子, 2008; (7) :6—8

导弹控制系统优化研究 篇4

1仿真方法

在Simulink仿真环境下, 利用数学仿真的方法开发导弹制导仿真系统, 试验简单方便, 可以将各种复杂的仿真条件加入制导系统, 验证导弹设计的正确性。在设计的不同阶段, 根据需要, 设计不同精细度的仿真模型, 从简单的闭环回路模型到局部的模块模型, 实现不同阶段的仿真试验需求[2]。对导弹制导系统的建模首先要分析导弹的控制方法, 分析各个模块的数据流以及如何通过各个模块的配合控制导弹的飞行。

2制导仿真模型设计

按照模型的设计步骤, 设计分为三个阶段:

(1) 设计制导仿真系统的整体结构, 区分出功能模块, 确定各模块的输入和输出信号流; (2) 分别编写各模块的内容, 实现各自功能; (3) 模块封装、连接, 闭合回路。

空空导弹仿真系统分为六个子模型, 导弹模型、导引规律模型、导引头测量模型、舵机模型、控制规律模型、目标模型。目标模型给出目标的位置信息及运动信息, 导引头测量模型获取信息并结合导弹模型给出的导弹位置信息以及运动信息给出弹目间距离、相对速度、方位角等信息并传输至控制规律模型。控制规律模型收集来自导弹模型和导引模型的信息解算出舵机所需操控信号, 最终控制导弹飞行。

3制导仿真模块的建立

根据制导仿真模块化的设计思路, 确定模块的数量和各模块所需实现的功能, 各模块之间信息流的关系, 分别构建各模块的内容。在构建子模块时, 可对每个模块再细化为多个子模块进行编写。文章以PL-8空空导弹的性能参数为例构建制导仿真系统。

3.1总体模型

设计总体模型, 需要从导弹的组成着手, 通常导弹由制导仓、电子仓、战斗部、发动机仓、控制仓等舱段组成, 每个舱段在仿真系统中对应一个仿真模块, 用数学模型描述每个舱段的功能, 在数学模型中加入导弹的原始参数, 使仿真系统得出的结果更贴近与实际, 根据舱段, 导弹的控制系统由导引头, 控制单元、伺服系统、弹体模型、敏感元件组成, 导引头负责捕获目标, 得到目标相对于导弹的角速率并传输至控制单元, 控制单元中的导引规律根据弹体模型和导引头传输的信号解算出导弹的位置信息和需要执行的动作, 输送至伺服系统, 伺服系统根据指令操纵导弹飞行, 完成攻击过程。系统总框图如图1所示。

3.2导弹模型

导弹的坐标系定义及六自由度运动方程见文献[3]。导弹模型内部包括力和力矩模型、姿态动力学模型、姿态运动学模型、几何关系模型、质心运动学模型。导弹模型的输入信号流为一组舵偏角, 导弹模型内设置导弹质量、推力、转动惯量等自身参数, 输出信号流为导弹的速度、质心三维坐标、弹道倾角、速度倾斜角、攻角。仿真框图见图2。

3.3目标模型

目标模型模拟目标的典型运动, 可以模拟不同速度、不同起始位置的目标。给出目标在导弹发射坐标系内的位置坐标以及速度向量。匀速目标运动方程如下:

式中:xt, yt, zt为目标在导弹发射坐标系内的位置坐标;Vt, θt, φt为目标运动的速度、俯仰角、偏航角, t从导弹发射起算。仿真框图见图3。

4系统仿真及仿真结果

当前对于上述设计的制导仿真系统, 假设导弹初速400m/s目标在大地坐标下初始速度272m/s。

仿真结果如图4-图7所示, 依次为导弹和目标飞行轨迹、弹道倾角、导弹速度、舵偏角。导弹50秒后命中目标, 速度提升至430m/s。由图5和图7可知, 导弹发射后导弹弹轴与目标飞行方向平行, 在一秒内有较大幅度转向, 舵面偏转达9度, 一秒后, 导弹弹轴方向指向目标, 进入稳定飞行阶段, 舵面往复小幅度调整保持飞行。

调整目标初始位置靠近发射点, 其他参数不变, 仿真结果如图8-图11所示, 依次为导弹和目标飞行轨迹、弹道倾角、导弹速度、舵偏角。导弹用时25秒击中目标, 前五秒调整导弹飞行方向, 5-25秒稳定飞行。

5结束语

文章介绍了导弹六自度仿真系统设计, 建立了空空导弹六自度仿真模型和目标运动模型等数学模型, 利用Matlab/Simulink进行了导弹攻击目标的的建模仿真, 列出了有代表性的仿真结果, 为导弹制导与控制, 弹体运动学的方面的研究提供了试验模型, 经过简单修改, 可以模拟出各种空空导弹的制导过程。

参考文献

[1]高胜灵.基于Matlab/Simulink的导弹六自由度弹道仿真系统设计[J].科学技术与工程, 2011 (1) :29-33.

[2]Liu Z-Z, Wei H-L.System Simulation[M].Beijing:Beijing Institute of Technology Press, 1998.

[3]李新国, 方群.有翼导弹飞行动力学[M].西北工业大学出版社, 2003.

导弹控制系统优化研究 篇5

关键词：HLA,空地导弹,模拟训练,发射控制

0 引言

在现代战争中, 空地导弹往往发挥着决定性作用。例如在2011年发生的利比亚战争中, 多国部队利用空地导弹对卡扎菲政府军目标进行持续打击, 直接引导着战争局势的走向, 取得了显著效果。战时的高效完成任务, 取决于平时的大量训练。而在日常训练中, 空地导弹装备受费用、寿命、数量等因素制约, 难以快速提升战斗力。为了解决训练量与装备寿命等的矛盾, 可采用现代仿真技术开发出相应的模拟训练系统, 以较低的成本和较高的仿真度来满足空地导弹的日常训练需求[1]。

在当前仿真技术中, HLA以其良好的仿真应用的互操作性和仿真资源的可重用性已成为开发分布式仿真训练系统的首选方案, 是当前大型仿真训练系统的主要发展方向。据此本文采用基于HLA技术进行某型空地导弹模拟训练系统设计的开发研究。

1 高层体系结构HLA

高层体系结构HLA由美国国防部提出, 主要目的是促进仿真应用的互操作性和仿真资源的可重用性。HLA将实现某种特定仿真目的的仿真系统称为联邦。联邦由联邦对象模型、若干联邦成员和运行时间支撑系统RTI构成。

HLA显著的特点是通过RTI将仿真应用层同底层支撑环境功能分离开, 即将具体的仿真功能实现、仿真运行管理和底层传输三者分离, 隐蔽各自的实现细节, 从而使开发具有相对独立性, 同时实现应用系统的即插即用。因此, 利用RTI作为仿真支撑系统软件, 进行多领域建模及基于HLA的分布式协同仿真运行, 解决了空地导弹这样复杂系统综合仿真要求的仿真应用互操作性、可重用性、可扩展性和实时性等, 能够达到很好的效果。

2 仿真系统总体结构设计

仿真训练系统主要目的在于提供一个能够满足部队人员进行空地导弹模拟训练的仿真环境, 该系统基于HLA框架, 能够对各个部分进行相对独立的开发研究。系统以飞机、空地导弹和目标为仿真对象, 模拟导弹加载任务规划、飞机发射导弹、电视导引头开机并回传图像、识别并跟踪目标以及摧毁目标等过程。下面开始进行联邦设计。

2.1 设计联邦、确定联邦成员

联邦设计是在系统分析的基础上进行的, 并不需要将每一个仿真实体都作为一个联邦成员, 根据仿真的目的和应用, 每个联邦成员可以包含若干个仿真实体。据此系统可划分成以下几个联邦成员:仿真控制邦员、模型管理邦员、飞机邦员、空地导弹邦员、数据记录邦员以及视景仿真邦员等, 其主要组成如图1所示。

其中, 主要邦员所要完成的功能如下:

1) 模型管理邦员:负责制定仿真过程中的各种模型, 使得仿真以模型驱动的方式运行, 增加仿真的逼真程度, 提高模拟训练的效果。

2) 仿真控制邦员:负责推进仿真运行, 以及各联邦成员之间的同步控制。

3) 指控邦员:用户与系统的接口, 用户通过指控邦员进行模拟训练, 主要有航迹规划, 发射控制导弹, 控制导引头截获目标, 引导导弹打击目标等。

4) 飞机邦员:在模拟训练系统中用于模拟某型空地导弹系统的指挥控制枢纽, 规划导弹的航迹, 控制导弹的发射, 接收导弹回传的信息及视频信号。

5) 空地导弹邦员:模拟导弹的各种工作情况, 模拟导弹型号, 接收飞机邦员信息并反馈, 发送“导弹准备好”信息, 回传末制导视频, 识别目标并跟踪, 摧毁目标。

6) 视景仿真邦员:虚拟飞机座舱、战场环境、目标等。

2.2 系统FOM/SOM开发设计

联邦对象模型 (FOM) 和仿真对象模型 (SOM) 由仿真设计人员制定并颁布。设计对象类和交互类是FOM/SOM设计的最重要内容, 通过它们可实现联邦成员之间的信息交换和互操作。通过设计对象类和交互类, 从而确定各个联邦成员之间的数据流和控制流。系统根据功能需求, 设计了目标、导弹、飞机、环境、干扰和指挥等几个对象类, 控制仿真、指控信息、以及空地导弹四个交互类。对象类的基本属性、属性标识以及数据类型等具体如表1所示, 交互类的参数、参数标识以及数据类型等具体如表2所示。

2.3发布与订购

在HLA中, 系统通过每个邦员公布计划产生的对象类和交互类, 并订购感兴趣的对象类和交互类, 以此实现各个邦员之间的信息交换和互操作。模拟训练系统中各个邦员与对象类交互类的发布订购关系如表3所示:

3 系统实现

3.1 开发环境

系统采用Windows XP操作系统, 以协同仿真平台的高层建筑BH RTI 2.0软件为建模环境, 利用VC++6.0编程软件, 搭建一个集空地导弹通信指挥、发射控制、操作流程及系统教学为一体的仿真模拟训练平台。

3.2 仿真执行过程

仿真执行的具体步骤如下:

1) 仿真开始运行, 系统调用Initialize Federation () 初始化各个数据, 调用Fed.Create Federation () 创建空地导弹模拟训练系统联邦, 调用Fed.Join Federation () 使总控、指控、发控、导弹、数据记录等邦员加入联邦;

2) 系统调用Fed.Init RTI () 获取导弹、控制平台等对象类及其属性, 仿真控制、指控、发控、导弹等交互类及其参数的句柄值;

3) 调用Fed.Publish And Subscribe () 声明对象类、交互类以及各个邦员之间的发布/订购关系;

4) 调用Fed.Initialize Time Management () 声明本训练系统时间推进策略;

5) 调用Create Federation () 类下的派生类, 注册对象类;

6) 判断仿真是否结束, 如果条件不满足, 则进入循环, 继续仿真;如果满足条件, 则进入下一步骤;

7) 调用Fed.Resign Federation Execution () 和Fed.Destroy Federation Execution () 退出并注销联邦, 模拟训练仿真过程结束。

4 总结

本文首先简要讲述了高层体系结构HLA原理, 并重点研究了某型空地导弹模拟训练系统的具体设计开发过程。研究表明, 对模拟训练系统联邦的各个成员的定义及对象类、交互类的设计, 是整个系统设计实现的关键, 在整个设计中具有决定性作用。由于本系统基于HLA开发, 具有较高的兼容性及可扩展性, 可以在后续工作中继续进行空空导弹、火箭弹以及航空炸弹模块的开发, 也可以嵌入或者加载其它仿真训练系统, 构成庞大的仿真训练网络, 这对于未来空地导弹模拟训练系统的进一步开发设计具有一定的参考价值。

参考文献

[1]王利, 赵振南, 张亮.基于HLA的导弹仿真系统[J].信息技术, 2013 (6) :152-156.

[2]陈蕾, 姜允东.某型电视制导空地导弹仿真研究[J].系统仿真技术, 2012, 8 (3) :192-196.

导弹控制系统优化研究 篇6

现代战争对制导兵器的发展提出了全新的要求,导弹无疑是具备远程打击制导兵器中的佼佼者。而舵机是导弹制导与控制系统的重要组成部分,也是导弹制导与控制系统的执行机构,其性能的好坏直接决定着导弹飞行过程的动态品质[1]。传统的火箭和导弹都是采用液压舵机或气动舵机,但此类舵机的缺点是结构复杂、加工精度高、质量大、成本高、技术难度大。随着航空航天技术的蓬勃发展和各种先进精确制导武器的研制,人们对舵机的整体性能要求越来越高,促使舵机向着体积质量不断减小,承载能力不断增强,控制性能不断提高的方向发展。而电动舵机以其简单可靠、工艺性好、使用维护方便、能源单一、成本低廉、易于控制等特性引起了人们的广泛注意和深入研究,并且在导弹上得到了广泛的应用[2]。如今,电动舵机正在向以下几个方向发展:(1)广泛应用稀土永磁电机;(2)采用高效率的传动机构和多功能化的检测反馈装置;(3)大力发展电力电子技术;(4)数字化芯片的广泛应用;(5)先进控制策略的应用。

本文正是以数字控制技术为核心,以永磁直流电机作为伺服电机,采用传统PID与模糊PID相结合的复合控制策略,提出了一种基于数字控制技术的高速导弹舵机控制系统的方案。

1高速导弹舵机系统基本原理

高速导弹舵机系统主要由舵机伺服控制器和四个舵机机构组成,四个舵机均安装在导弹尾部,位置相互垂直。如图1所示,舵机系统正常工作时,舵机伺服控制器接受制导计算机给定的舵面偏转角度信号,并驱动舵面偏转,保证舵面在规定的响应时间内以一定的精度趋近给定偏角,同时将当前舵面的实时偏转角度反馈给制导计算机;当舵机系统发生故障时,控制器接受到制导计算机的安控指令,按既定偏转角度驱动舵面偏转,配合导弹的自毁动作实现保护功能。控制器采用高速PWM方式,通过调整PWM脉冲宽度实现舵机调速,控制舵面的偏转角度,以达到控制导弹飞行轨迹的目的[3,4]。

2 硬件电路设计

舵机控制系统硬件结构主要由精密辅助电源电路、数字信号控制器(DsPIC30F5011)、直通保护电路、功率驱动电路、信号调理电路以及各种保护电路组成。系统硬件电路结构如图2所示。

2.1 数字信号控制单元

为了实现电动舵机的动、静态技术指标,同时控制四台舵机工作和实时数据处理以及实现电路各种保护功能,控制器 CCU (Central Control Unit ) 需要实时处理大量的数据。这里选用了美国微星(Microchip)公司专为电机伺服控制所设计的DsPIC30F5011作为CCU,DsPIC30F5011采用改进的哈佛系统结构,三级流水操作,指令的执行速度大幅提高,最高可达20 MI/s。片内包含两路并行的十位AD转换模块,最多可提供16路模数转换通道,而专为产生PWM波精心设计的事件管理器,为PWM波调速方式提供了极大的便利。

2.2 H桥功率变换电路

功率变换电路采用具有四象限运行的H桥直流PWM变换器,具体硬件电路如图3所示。由于舵机电枢电压的极性和电流的方向都可以通过开关器件的通断加以改变,舵机可以很容易的实现正、反转以及快速的启动和制动。在实际的调试过程中,发现舵机转动时对电源的干扰较大,因此在设计时加入大容量电容C1抑制瞬变电压。为了防止驱动电路瞬间供电不足的情况,在设计电路时对强电流驱动线和驱动底线宽度,在电路板空间允许的范围内最大化。

2.3 信号调理电路

在本系统中需要进行信号调理的信号有舵面位置反馈信号和给定舵面位置信号。舵面位置反馈信号是由反馈碳膜电位器输出的电压信号,而舵机的正常工作状态下的反馈电压信号范围为-15 V～+15 V,且上位机给定舵面位置信号同样为-15 V～ +15 V。但是DsPIC30F5011片内AD的输入电压范围为0～5 V,因此需要将给定和反馈电压信号做相应的衰减和平移。信号调理采用高增益低温漂的放大器OP27来实现,具体硬件电路如图4所示。

2.4 系统硬件抗干扰设计

整个硬件系统为了提高系统的抗干扰能力,采用分区规划的方式进行设计,尽量减少各区之间的耦合。硬件系统分区如图5所示。

将整个控制系统分为控制信号区与驱动信号区,控制信号都为低电压小电流信号,驱动信号都为高电压强电流信号[5]。控制信号容易受到驱动信号的干扰,控制信号受到干扰后将导致驱动信号波动,形成恶性循环,造成系统不能正常工作。因此,必须在硬件结构设计时将控制信号区与驱动信号区完全隔离,并使之尽量远离。

控制信号区存在两种控制信号:模拟控制信号和数字控制信号。模拟控制信号主要包括四路舵机给定位置信号和反馈位置信号,数字控制信号主要是驱动四个电机用的八路脉宽调制信号。这两种信号线在总体布局是也要尽量远离,并且将数字信号地平面与模拟信号地平面相互隔开,然后通过单点接地的方式连接起来。

3 控制策略

系统的控制策略是满足舵面动、静态性能要求的关键,本系统采用全数字三闭环控制和模糊控制相结合的控制策略。系统的控制算法框图如图6所示,Ua是弹上制导计算机输出的控制电压信号,Ub是舵面实际偏转角的反馈电压信号,Vc是舵机的反馈转速,Id是主回路的反馈电流,Ua,Ub,Vc,Id经过数字控制器DSP的三闭环调节(由内向外依次为电流环、转速环和位置环)处理后,产生PWM信号,通过驱动电路和主电路实现伺服电机控制。

电流环的设计主要考虑电流的跟随性能,由于电流环的调节速度很快,所以电流环按典型I型系统设计;对于转速环的设计,综合考虑跟随与抗干扰性能,转速环按典型II型系统设计,设计的主要参数是速度环的增益与积分时间常数;另外,舵机的转速是通过位置传感器来测量的,由于对位置的检测两次的时间间隔很短、采样值的波动以及外围电路的干扰,会导致直接微分计算的舵机转速与实际相差很大,因此对舵机的转速要通过不完全微分和数字滤波来计算,以减少高频干扰。位置环作为外环,决定了舵机系统的快速性及稳态性能,为了获得优良的性能,位置环采用FUZZY—PID控制技术。舵机的给定位置具有很大的模糊不确定性,加之被控对象的非线性和系统参数的时变性,一般传统PID控制算法很难满足要求,理论和实践均证明采用模糊控制技术起到了很好的控制效果。模糊自整定参数PID控制系统在控制过程中对不确定的条件、参数和干扰等不确定的因素进行分析检测,采用模糊推理的方式实现 PID参数的在线自整定,不仅保持了常规PID控制的原理简单、使用方便、鲁棒性较强的特点,而且具有更大的灵活性、适应性和精确性,有利于提高系统的阻尼性能,减小响应的超调。在偏差较大时采用模糊控制技术,而在偏差较小时采用PID控制技术,可以克服模糊控制有稳态静差问题,提高系统的稳态性能。

4 结论

测试系统采用的电动舵机参数为,额定功率:150 W,额定电压:28 V,额定转速:4 600 r/min ,减速器:减速比300。图7是给定信号为1 V(对应的舵面转动角度为2.5°)阶跃信号时系统的输出响应。图8为控制系统的幅频曲线,图9为控制系统的相频曲线。

通过以上舵机伺服系统关键参数的测试,可以得出:本伺服控制器实现了性能较高的舵机伺服控制。整个系统具有较好的快速响应性,较高的控制精度和稳定性,较强的鲁棒性,频域特性也满足了设计需求。

参考文献

[1]张明廉.飞行自动控制系统.北京:国防工业出版社,1992

[2]刘煜,张科,李言俊.导弹舵机控制实验系统的设计与实现.测控技术,2006;25(12):22—25

[3] Visavadia K,Brown M.An analysis of the capabilities of fuzzy PIDcontrollers.IEE Colloquium on Fuzzy Logic Controllers in Practice.London,UK,1996

[4] Williams K,Brown D.Electrical powered actuator design.NASA/USAF/Navy,1997

导弹控制系统优化研究 篇7

关键词：导弹舵机,PID控制,自适应控制

0 引言

导弹舵机系统是制导控制系统的执行装置,其性能会对整个导弹系统的性能产生重要影响,尤其是防空导弹在攻击高速目标时,较长的舵机时间延迟会造成较大的脱靶量。传统的导弹舵机控制系统设计,一般是在给定的状态下,根据性能指标要求,将舵机系统看作是确定性系统,采用经典PID控制规律进行设计[1,2]。PID控制器设计方法比较成熟,控制器结构比较简单,在导弹飞行状态和工作环境变化不大的情况下通常都能够满足要求。但随着导弹的使用条件改变,例如当导弹在气温较低的北方使用时,舵机的电阻将发生较大的变化,原来设计的控制器将不能满足要求[3,4]。

为了适应舵机参数变化的影响,本研究设计基于超稳定理论模型参考自适应控制器[5],并利用仿真软件对舵机系统进行仿真分析。

1 导弹电动舵机模型

导弹电动舵机系统的组成包括:控制器、驱动器、伺服电机、减速传动机构和反馈电位器等部分[6],其组成图如图1所示。

电机的运动方程可以用以下几个方程来描述[7,8]:

电枢回路电压平衡方程:

电磁转矩方程:

电动机轴上的转矩平衡方程:

本研究设δ为舵偏角,δ与电机转角θ之间的关系为:

式中:ia—电枢中的电流;Ra—电枢电阻;La—电枢电感;Jm—电动机和负载折合到电机轴上的转动惯量;Mm、Mc—电机在电流作用下产生的电磁转矩和负载力矩;Ce,Cm—电动机系数。

由式(1～3)可得:

由于电枢电路电感La较小,通常忽略不计,分别用x1,x2替代δ,δ̇,可到舵机的动态方程为:

2 控制器设计

利用式(6),可以得到自适应控制对应的参考模型的状态方程为:

式中:Xm—n维状态向量,r—m维输入向量,Am—n×n矩阵,Bm—n×m矩阵。

控制对象的状态方程为:

式中:Xp—n维状态向量,u—m维输入向量,Ap(t)—n×n矩阵,Bp(t)—n×m矩阵。

舵机自适应控制系统的结构如图2所示。

被控对象的控制变量为:

将式(9)代入式(8),可得:

Xṗ=[Ap(t)+Bp(t)F(t)]Xp+Bp(t)K(t)r(10)根据波波夫超稳定性理论,要求前向反馈严格真

实,引入补偿V=DE自适应机构的输入[9]。

令:

由于F(t)、K(t)均是V,t函数,As(t)、Bs(t)可表示为As(V,t),Bs(V,t)。

本研究用Xs代替Xp,则式(10)可表示为:

自适应机构的调节规律为:

式中:Φ1,Φ2—n×n矩阵;ψ1,ψ2—n×m矩阵;As(V,t),Bs(V,t)—受工作环境影响变化参数,在自适应机构的工作下按自适应规律调节。

3 仿真分析

为了验证自适应控制算法的有效性,本研究以某型导弹舵机为例进行仿真分析,舵机的具体参数为:

本研究将上述参数代入到式(6)为舵机空载情况下的模型,将其作为自适应控制的参考控制模型。

本研究利用Matlab/Simulink搭建仿真舵机系统,其仿真结构图如图3所示[10]。

为了验证自适应控制器的优越性,本研究对系统分别采用传统PID控制器和自适应控制器两种控制方法进行仿真。

本研究将被控对象导弹舵机的电阻变为原来的10倍,获得在PID控制器和自适应控制器作用下舵机的响应曲线,如图4所示。

PID控制器与自适应控制器控制效果比较结果,如表1所示。

从图4可以看出,当舵机参数发生剧烈变化时,传统的PID控制方法不能满足系统的快速性要求,而自适应控制方法能够克服参数变化的影响,控制效果能够满足系统的快速性要求。

4 结束语

基于舵机的数学模型,本研究采用波波夫超稳定理论设计了模型参考自适应控制器,并采用Matlab/Simulink对舵机系统进行了仿真分析。仿真结果表明:自适应控制方法在舵机参数发生剧烈变化时,能够保证舵机工作的快速性和稳定性,解决了传统PID控制方法在控制对象参数发生变化后控制效果变差的问题,具有良好的控制效果;同时,该自适应控制方法能够使舵机适应各种复杂环境,具有较好的鲁棒性。

参考文献

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[2]樊俊伟,李宝福,刘平芳.一种改进的自适应控制算法在可控径向油膜轴承中的应用[J].机械制造,2011,49(7):40-43.

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[8]李言俊,张科.自适应控制理论及应用[M].西安:西北工业大学出版社,2000.

[9]高原,谷良贤.一种导弹电动舵机系统的自适应控制方法研究[J].测控技术,2007,26(11):33-35.