滾轉(zhuǎn)彈兩框架導(dǎo)引頭的前饋補償技術(shù)

劉曉， 莫波,*， 劉福祥， 閆新穎

1.北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院， 北京 100081 2.北京航天自動控制研究所， 北京 100854

滾轉(zhuǎn)彈兩框架導(dǎo)引頭的前饋補償技術(shù)

劉曉1， 莫波1,*， 劉福祥1， 閆新穎2

1.北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院， 北京 100081 2.北京航天自動控制研究所， 北京 100854

針對彈體滾轉(zhuǎn)情況下兩框架平臺式導(dǎo)引頭的伺服控制問題，基于導(dǎo)引頭運動學(xué)和動力學(xué)，建立了導(dǎo)引頭穩(wěn)定回路模型。結(jié)合彈體滾轉(zhuǎn)條件下的導(dǎo)引頭輸入指令和輸出視線角速率關(guān)系，構(gòu)建了視線閉環(huán)回路。針對偏航、俯仰通道間的解耦控制問題，推導(dǎo)出解耦條件，要求兩通道由失調(diào)角到光軸轉(zhuǎn)動角速度的傳遞函數(shù)相同。仿真分析了該模型在視線角輸入以及彈體姿態(tài)擾動輸入時，彈體滾轉(zhuǎn)對導(dǎo)引頭跟蹤精度產(chǎn)生的影響，并由此提出了滾轉(zhuǎn)角速度前饋補償控制方案。結(jié)果表明，采用結(jié)合滾轉(zhuǎn)角前饋補償控制的兩框架平臺式導(dǎo)引頭方案可以滿足滾轉(zhuǎn)彈的制導(dǎo)精度要求。

導(dǎo)引頭； 伺服機構(gòu)； 彈體滾轉(zhuǎn)速率； 跟蹤精度； 前饋控制

導(dǎo)引頭具有搜索、識別和捕獲目標(biāo)的功能，是制導(dǎo)回路的測量敏感元件，為制導(dǎo)系統(tǒng)提供目標(biāo)相對導(dǎo)彈在俯仰、偏航方向的運動信息[1]。滾轉(zhuǎn)彈上大多采用三框架平臺式導(dǎo)引頭，其優(yōu)點是可以隔離彈體在偏航、俯仰和滾轉(zhuǎn)3個方向上的擾動，缺點是結(jié)構(gòu)復(fù)雜、體積較大；非滾轉(zhuǎn)彈上大多采用兩框架平臺式導(dǎo)引頭，其優(yōu)點是控制簡單、尺寸小，缺點是無法隔離彈體在滾轉(zhuǎn)方向的擾動。對于外形尺寸限制嚴(yán)格的滾轉(zhuǎn)彈而言，三框架平臺式導(dǎo)引頭與導(dǎo)彈有限的安裝空間之間存在較為突出的矛盾，將兩框架平臺式導(dǎo)引頭應(yīng)用在滾轉(zhuǎn)彈上可以減小彈徑需求，簡化控制結(jié)構(gòu)。

由于無法隔離彈體滾轉(zhuǎn)擾動，安裝在滾轉(zhuǎn)彈上的兩框架平臺式導(dǎo)引頭光軸將會產(chǎn)生以下3個問題：① 導(dǎo)引頭視場內(nèi)圖像旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生控制指令誤差；② 光軸上的速率陀螺隨光軸滾轉(zhuǎn)，存在視線角速度提取的問題；③ 兩框架伺服系統(tǒng)的偏航和俯仰通道受滾轉(zhuǎn)影響，交叉耦合嚴(yán)重。對以上3個關(guān)鍵問題作進(jìn)一步深入研究，是實現(xiàn)兩框架平臺式導(dǎo)引頭在滾轉(zhuǎn)彈上應(yīng)用的基礎(chǔ)。有關(guān)報告顯示，美國PAC-3中低空攔截彈已實現(xiàn)在低速滾轉(zhuǎn)的情況下應(yīng)用兩框架雷達(dá)導(dǎo)引頭[2-3]，但目前國內(nèi)外暫時沒有針對滾轉(zhuǎn)彈上兩框架平臺式導(dǎo)引頭的公開研究。因此，將兩框架導(dǎo)引頭應(yīng)用到滾轉(zhuǎn)彈上，對于解決像旋、視線角速度提取以及兩通道交叉耦合的問題具有十分重要的實際工程意義。

已有文獻(xiàn)中，大多數(shù)研究主要針對的是非滾轉(zhuǎn)彈上的兩框架平臺式導(dǎo)引頭，文獻(xiàn)[1,4]建立了非滾轉(zhuǎn)彈上的兩框架伺服系統(tǒng)動力學(xué)模型，文獻(xiàn)[5]給出了偏航、俯仰通道的穩(wěn)定回路動力學(xué)模型。在模型基礎(chǔ)上，之后的主要研究方向為小滾轉(zhuǎn)角假設(shè)下，兩通道解耦后的單通道控制問題。針對單通道控制，文獻(xiàn)[6]介紹了直接反饋和間接反饋兩種穩(wěn)定方案，文獻(xiàn)[7]采用了LQR/LTR控制方法，文獻(xiàn)[8]引入了自適應(yīng)模糊PID控制方法。文獻(xiàn)[9]討論了兩種導(dǎo)引頭穩(wěn)定平臺的隔離度模型。但是，在不能滿足小滾轉(zhuǎn)角假設(shè)的情況下，兩通道交叉耦合，僅研究單通道控制無法滿足精度要求。文獻(xiàn)[10]針對傾斜轉(zhuǎn)彎(BTT)導(dǎo)彈出現(xiàn)的大幅度滾轉(zhuǎn)，提出了前饋補償方案，在250 (°)/s的滾動角速度干擾下，降低了滾動角速度對指令輸出的影響。但相對于BTT導(dǎo)彈，滾轉(zhuǎn)彈的滾轉(zhuǎn)角持續(xù)增加，滾轉(zhuǎn)角速度維持在 360～1 800 (°)/s 之間，此種情況下該方案無法有效抑制彈體滾轉(zhuǎn)的影響，也未考慮像旋和視線角速度提取的問題。針對以上問題，本文在解決滾轉(zhuǎn)彈上兩框架平臺式導(dǎo)引頭像旋、視線角速度提取和兩通道交叉耦合的基礎(chǔ)上，設(shè)計了符合滾轉(zhuǎn)彈的前饋補償方案。

本文首先根據(jù)導(dǎo)引頭工作原理，以及兩框架穩(wěn)定回路模型，結(jié)合探測器失調(diào)角轉(zhuǎn)換形成視線閉環(huán)回路，通過速率陀螺測量值實現(xiàn)視線角速度的提取，建立了滾轉(zhuǎn)彈上兩框架導(dǎo)引頭的完整模型。接著，在模型建立的基礎(chǔ)上推導(dǎo)出導(dǎo)引頭控制系統(tǒng)傳遞函數(shù)，分析偏航、俯仰兩框架實現(xiàn)解耦獨立控制的條件。在模型解耦的基礎(chǔ)上，針對彈體滾轉(zhuǎn)對導(dǎo)引頭跟蹤精度的影響，以及彈體擾動存在時，彈體滾轉(zhuǎn)對隔離度的影響，提出滾轉(zhuǎn)角速度前饋補償控制方案。最后將導(dǎo)引頭模型加入制導(dǎo)仿真回路中，對比有無滾轉(zhuǎn)角速度前饋補償控制方案時的制導(dǎo)精度。

1 兩框架導(dǎo)引頭模型建立

1.1 導(dǎo)引頭工作原理

兩框架速率陀螺式平臺導(dǎo)引頭組成部分包括探測器、兩框架穩(wěn)定平臺以及目標(biāo)信息處理系統(tǒng)。導(dǎo)引頭組成結(jié)構(gòu)如圖1所示。

導(dǎo)引頭工作原理如圖2所示，外回路為視線閉環(huán)回路，目標(biāo)相對導(dǎo)彈在空間的運動經(jīng)過彈體姿態(tài)角和框架角轉(zhuǎn)換投影到探測器坐標(biāo)系中，根據(jù)探測器測量失調(diào)角信息，由目標(biāo)信息處理系統(tǒng)生成控制指令。再由兩框架穩(wěn)定平臺控制光軸隨框架轉(zhuǎn)動，使光軸指向目標(biāo)，形成視線跟蹤閉環(huán)，目的在于保持目標(biāo)始終位于光軸視場中[11]。內(nèi)回路為框架伺服系統(tǒng)光軸穩(wěn)定回路，利用速率陀螺實現(xiàn)光軸轉(zhuǎn)動角速度反饋，形成角速度閉環(huán)，目的在于隔離彈體姿態(tài)運動對光軸指向的影響[12]。在輸出端，目標(biāo)信息處理系統(tǒng)結(jié)合測量光軸轉(zhuǎn)動角速度值、彈體姿態(tài)角和框架角，輸出視線角速率，為制導(dǎo)律提供所需制導(dǎo)信息[13]。

圖1 導(dǎo)引頭組成結(jié)構(gòu)Fig.1 Structure of seeker

圖2 導(dǎo)引頭工作原理框圖Fig.2 Principle block diagram of seeker

1.2 兩框架穩(wěn)定平臺

兩框架穩(wěn)定平臺為導(dǎo)引頭框架伺服系統(tǒng)，根據(jù)輸入的控制指令，結(jié)合速率陀螺反饋，經(jīng)過控制器生成指令，通過安裝在平臺轉(zhuǎn)軸處的直流電機產(chǎn)生控制力拒并帶動框架轉(zhuǎn)動，從而控制和穩(wěn)定光軸在慣性空間的指向[14]。兩框架穩(wěn)定平臺的外框為偏航框，安裝在彈體基座上；內(nèi)框為俯仰框，與探測器光軸固連。

為了簡化兩框架穩(wěn)定平臺模型，給出以下假設(shè)：① 速率陀螺為增益為1的理想元件；② 光軸所在兩框架穩(wěn)定平臺各轉(zhuǎn)動軸為慣性主軸；③ 外框架三軸轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量通過機械配平。結(jié)合電機模型、兩框架運動學(xué)和動力學(xué)，導(dǎo)出偏航框與俯仰框穩(wěn)定回路框圖[15-16]，如圖3所示。

ωiy(s)=Gy0(s)Ciy(s)+Gyd(s)Tdo(s)+

Gyb(s)ωby(s)+Gyg(s)ωox(s)

(1a)

ωiz(s)=Gz0(s)Ciz(s)+Gzd(s)Tdi(s)+

Gzb(s)ωoz(s)

(1b)

式中：

圖3 內(nèi)外框穩(wěn)定回路框圖Fig.3 Stabilized platform block diagram of inner and outer gimbals

Gyg(s)=

其中，Gy0(s)和Gz0(s)描述了視線角誤差產(chǎn)生的控制指令輸入對光軸姿態(tài)的影響，Gyd(s)和Gzd(s)描述了干擾力矩對光軸姿態(tài)的影響，Gyb(s)和Gzb(s)描述了彈體擾動對光軸姿態(tài)的影響，Gyg(s)描述了兩框架間相互作用對彈體姿態(tài)的影響。

由以上導(dǎo)出的傳遞函數(shù)可以看出，兩框架穩(wěn)定平臺內(nèi)框與外框存在耦合。一部分是運動學(xué)耦合，產(chǎn)生原因是光軸安裝在內(nèi)框上，其在偏航方向的運動由外框在偏航方向的運動經(jīng)過內(nèi)框框架角轉(zhuǎn)換而得；一部分是動力學(xué)耦合，外框受到內(nèi)框運動產(chǎn)生的反作用力矩；一部分是由基座擾動引起的耦合，彈體在偏航方向的姿態(tài)擾動通過反電動勢回路作用于外框穩(wěn)定回路，外框在俯仰方向的姿態(tài)擾動通過反電動勢回路作用于內(nèi)框穩(wěn)定回路。在彈體姿態(tài)角速度為小量的假設(shè)下，以上3部分耦合可近似忽略，這也是以往研究對兩通道控制解耦的原因。但對于滾轉(zhuǎn)彈而言，其在滾轉(zhuǎn)方向的角速度不可忽略，所以在研究滾轉(zhuǎn)彈上的兩框架穩(wěn)定平臺時，因考慮兩框架穩(wěn)定平臺兩通道間的耦合。

1.3 導(dǎo)引頭完整模型

兩框架穩(wěn)定平臺其控制指令由探測器所測失調(diào)角結(jié)合彈體姿態(tài)和框架角給出[17]。實際失調(diào)角是光軸指向相對彈目連線在偏航和俯仰方向上的偏差，即視線角跟蹤誤差。

(2)

(3)

式中：φ為光軸滾轉(zhuǎn)角。根據(jù)彈體姿態(tài)角和框架角[18]可計算出光軸滾轉(zhuǎn)角在慣性空間的姿態(tài)角qy、qz和φ。

一般情況下，偏航、俯仰框控制指令分別由偏航、俯仰通道跟蹤環(huán)控制器根據(jù)失調(diào)角給出。假設(shè)跟蹤環(huán)控制器為比例環(huán)節(jié)：

(4)

式中：Kso和Ksi為跟蹤環(huán)控制器增益。在系統(tǒng)穩(wěn)定的情況下，Kso和Ksi決定了視線角跟蹤誤差的大小，控制器增益越大，跟蹤誤差越小[8]。

導(dǎo)引過程中，兩框架穩(wěn)定平臺保持在對目標(biāo)的穩(wěn)定跟蹤狀態(tài)，根據(jù)控制器給出的控制指令控制框架轉(zhuǎn)動，并產(chǎn)生相應(yīng)的光軸轉(zhuǎn)動角速度，具體模型由式(1)給出。在失調(diào)角為小量的情況下，即qy≈qy0，qz≈qz0時，光軸指向與彈目線近似重合，可由光軸上安裝的速率陀螺測得光軸在慣性空間的轉(zhuǎn)動角速度[19]，提取出光軸在偏航、俯仰方向的角速率變化，近似得到輸出視線角速率信息。

(5)

結(jié)合探測器失調(diào)角轉(zhuǎn)換、兩框架穩(wěn)定平臺以及視線角速度提取推導(dǎo)出由輸入到輸出的導(dǎo)引頭系統(tǒng)回路，如圖4所示。圖4中：?、ψ和γ分別為彈體在俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)方向的姿態(tài)角；ωbx、ωby和ωbz分別為彈體在滾轉(zhuǎn)、偏航和俯仰方向的轉(zhuǎn)動角速度。

圖4 導(dǎo)引頭系統(tǒng)框圖Fig.4 Block diagram of seeker system

2 導(dǎo)引頭輸入輸出關(guān)系與解耦條件

根據(jù)圖4所示的導(dǎo)引頭系統(tǒng)框圖，結(jié)合跟蹤環(huán)控制器與實際失調(diào)角間的關(guān)系：

(6)

以及兩框架穩(wěn)定平臺光軸轉(zhuǎn)動角速度與各輸入項間的關(guān)系：

(7)

(8)

在光軸滾轉(zhuǎn)角φ=0° 的情況下，輸入輸出關(guān)系簡化為

(9)

可以看出當(dāng)光軸滾轉(zhuǎn)角為0°，導(dǎo)彈無滾轉(zhuǎn)時，導(dǎo)引頭偏航、俯仰兩通道耦合的原因是由兩框架穩(wěn)定平臺運動學(xué)、動力學(xué)以及彈體擾動所造成的。在彈體姿態(tài)角速度近似為0° 時兩通道近似解耦。

但對滾轉(zhuǎn)彈而言，即使在彈體姿態(tài)角速度近似為0 (°)/s的情況下，兩通道間也因光軸滾轉(zhuǎn)角不為零而存在耦合。忽略彈體姿態(tài)角速度和干擾力矩影響，由式(8)可推出[qy0(s)qz0(s)]T到[qy(s)qz(s)]T的傳遞函數(shù)為

(10)

由式(6)可知，在彈體滾轉(zhuǎn)角不為0° 的情況下，偏航和俯仰兩方向的視線角輸入輸出存在交叉耦合，耦合大小與當(dāng)前滾轉(zhuǎn)角有關(guān)。為了實現(xiàn)兩通道獨立控制，通過對穩(wěn)定回路參數(shù)和跟蹤環(huán)控制增益的設(shè)置，解耦條件設(shè)置為

KsoGy0(s)=KsiGz0(s)

(11)

(12)

可以看出，在不考慮彈體姿態(tài)角速度和干擾力矩的情況下，通過調(diào)節(jié)導(dǎo)引頭系統(tǒng)穩(wěn)定回路參數(shù)，即可以滿足兩通道對視線角的輸入輸出關(guān)系解耦。

3 彈體滾轉(zhuǎn)影響和前饋補償控制

(13)

由式(13)可知，隨著光軸滾轉(zhuǎn)角和框架角不斷變化，光軸指向與彈體滾轉(zhuǎn)的關(guān)系是非線性且時變的，傳統(tǒng)的線性控制器難以抑制彈體滾轉(zhuǎn)帶給導(dǎo)引頭性能的影響。滾轉(zhuǎn)角速度作為彈體擾動輸入直接影響了導(dǎo)引頭隔離性能，降低了導(dǎo)引頭的跟蹤精度。對此，本文采取對彈體滾轉(zhuǎn)進(jìn)行前饋補償?shù)目刂品椒╗10,20]，在跟蹤環(huán)控制指令中添加對彈體滾轉(zhuǎn)的前饋補償項，用以抵消滾轉(zhuǎn)擾動帶來的視線角變化。

前饋補償控制量的大小取決于由彈體滾轉(zhuǎn)角速度帶來的探測器失調(diào)角變化所產(chǎn)生的控制量變化。由彈體滾轉(zhuǎn)角速度引起的視線角變化可由以式(14)推導(dǎo)得出：

(14)

由視線角變化引起的失調(diào)角變化可由式(15)得出：

(15)

由失調(diào)角變化所引起的控制指令變化可由式(16)導(dǎo)出：

(16)

取前饋補償項為控制指令變化相對滾轉(zhuǎn)角速度輸入輸出關(guān)系的增益項，得

(17)

生成新的穩(wěn)定回路的控制指令為

(18)

4 仿真結(jié)果及分析

為了研究彈體滾轉(zhuǎn)的影響，驗證前饋增益補償對彈體滾轉(zhuǎn)的抑制效果，在給定的穩(wěn)定平臺參數(shù)下，建立導(dǎo)引頭系統(tǒng)框圖建立仿真模型[21]。導(dǎo)引頭系統(tǒng)穩(wěn)定平臺參數(shù)如表1所示。

表1 穩(wěn)定平臺參數(shù)Table 1 Simulation parameters of gimbal servo system

圖5 彈體滾轉(zhuǎn)對相應(yīng)誤差的影響Fig.5 Response errors under different roll rates

在僅有彈體擾動輸入的情況下，外框框架角λo變化較小，由式(13)可知，由彈體滾轉(zhuǎn)造成跟蹤誤差的主要因素是Gyg(s)。因此，影響導(dǎo)引頭隔離度性能的主要因素是由于在彈體滾轉(zhuǎn)擾動作用下，內(nèi)外框相互作用對光軸姿態(tài)的影響。

在視線角速度輸入的情況下，導(dǎo)引頭框架角變化范圍明顯增大，此時影響導(dǎo)引頭跟蹤誤差的主要因素還應(yīng)包括由Gzb(s)產(chǎn)生的彈體滾轉(zhuǎn)對光軸姿態(tài)的影響。由圖5可以看出，隨著彈體滾轉(zhuǎn)角速度的增大，無論是對視線角速度輸入的跟蹤，還是對彈體擾動的隔離，導(dǎo)引頭性能明顯下降，對目標(biāo)的跟蹤精度降低。

為了驗證前饋增益補償對彈體滾轉(zhuǎn)的抑制效果，通過仿真分析對比彈體滾轉(zhuǎn)角速度為 5 rad/s，且導(dǎo)引頭系統(tǒng)存在視線角速度輸入或彈體擾動輸入時，有無彈體滾轉(zhuǎn)前饋補償對輸出視線角和視線角速度誤差的影響，具體如圖6所示。

圖6 彈體滾轉(zhuǎn)前饋補償對相應(yīng)誤差的影響Fig.6 Response errors with or without roll missile feed-forward control

由圖6中的仿真結(jié)果可以看出，無論是視線角速度輸入還是彈體擾動輸入，彈體滾轉(zhuǎn)角速度的前饋增益補償都很好地抑制了由彈體滾轉(zhuǎn)引起的視線角和視線速度誤差，提高了導(dǎo)引頭的跟蹤精度。

為了進(jìn)一步研究導(dǎo)引頭系統(tǒng)對導(dǎo)彈制導(dǎo)精度的影響，驗證前饋增益補償對導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)性能的提高，將導(dǎo)引頭系統(tǒng)模型加入導(dǎo)彈仿真大回路中[23]，彈目距離為5 km,初始偏航視線角為-45°，初始俯仰視線角為-30°，導(dǎo)彈速度為500 m/s，目標(biāo)靜止。觀察3種情況下導(dǎo)彈飛行軌跡和彈目視線角變化：①彈體無滾轉(zhuǎn)；②彈體以5 rad/s 速度滾轉(zhuǎn)，但無前饋補償控制；③彈體以5 rad/s速度滾轉(zhuǎn)，有前饋補償控制。圖7和表2為仿真結(jié)果對比。

由圖7中的仿真結(jié)果可以看出，無滾轉(zhuǎn)的導(dǎo)彈在縱向平面內(nèi)運動，偏航方向視線角變化近似為0°；彈體滾轉(zhuǎn)而無前饋補償?shù)膶?dǎo)彈由于導(dǎo)引頭偏航、俯仰通道間的交叉耦合嚴(yán)重，導(dǎo)致導(dǎo)彈的飛行軌跡出現(xiàn)偏航方向的偏差，其偏航視線角出現(xiàn)大范圍變化；彈體滾轉(zhuǎn)而有前饋補償?shù)膶?dǎo)彈其飛行軌跡和視線角變化與無滾轉(zhuǎn)的導(dǎo)彈近似，偏航方向運動得到抑制，偏航視線角變化也近似為0°。

表2中給出了情況①、②、③下的脫靶量，同時還對比了目標(biāo)以60 m/s的速度垂直于初始彈目連線所在縱向平面運動時的脫靶量。

從表2中可以看出，導(dǎo)引頭彈體滾轉(zhuǎn)前饋補償在目標(biāo)靜止和運動兩種情況下都降低了脫靶量，有效抑制了彈體滾轉(zhuǎn)對導(dǎo)彈制導(dǎo)精度的影響。

圖7 彈體滾轉(zhuǎn)前饋補償對制導(dǎo)系統(tǒng)的影響Fig.7 Response of guidance system with or without roll missile feed-forward control

表2不同情況下的脫靶量

Table2Missdistancesforfixedandmovingtargetsunderdifferentcases

FixedtargetMissdistance/mMovingtargetMissdistance/mCase①0．11Case①0．09Case②25．12Case②241．39Case③0．17Case③0．22

5 結(jié) 論

對于采用兩框架平臺式導(dǎo)引頭的低速滾轉(zhuǎn)彈而言，彈體滾轉(zhuǎn)作為彈體擾動輸入，使偏航、俯仰兩通道間產(chǎn)生耦合，影響導(dǎo)引頭的跟蹤精度和隔離度，進(jìn)一步影響導(dǎo)彈制導(dǎo)精度，產(chǎn)生較大的脫靶量。采用彈體滾轉(zhuǎn)前饋補償?shù)膬煽蚣軐?dǎo)引頭，其跟蹤精度和隔離度性能得到明顯改善，導(dǎo)彈制導(dǎo)精度相應(yīng)提高。在一定程度上，兩框架平臺式可以代替三框架導(dǎo)引頭為低速滾轉(zhuǎn)彈提供制導(dǎo)信息，并取得了較好的制導(dǎo)精度。

[1] RUE A K. Stabilization of precision electrooptical pointing and tracking systems[J]. IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, 1969, 5(5): 805-819.

[2] HEMAN R, BULTER J. Subsystems for the extended range interceptor (ERINT-1) missile: AIAA-1992-2750[R]. Reston: AIAA, 1992.

[3] O’REILLY P, WALTERS E. Patriot PAC-3 missile program-an affordable integration approach: ADA319957[R]. Dallas: Lockheed Martin Vought Systems Corp., 1996.

[4] RUE A K. Precision stabilization systems[J]. IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, 1974, 10(1): 34-42.

[5] EKSTRAND B. Equations of motion for a two-axes gimbal system[J]. IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, 2001, 37(3): 1083-1091.

[6] KENNEDY P J, KENNEDY R L. Direct versus indirect line of sight (LOS) stabilization[J]. IEEE Transactions on Control Systems Technology, 2003, 11(1): 3-15.

[7] SEONG K J, KANG H G, YEO B Y, et al. The stabilization loop design for a two-axis gimbal system using LQG/LTR controller[C]//Proceedings of 2006 SICE-ICASE International Joint Conference. Piscataway, NJ: IEEE Press, 2006: 755-759.

[8] ABDO M, VALI A R, TOLOEI A R, et al. Modeling control and simulation of two axes gimbal seeker using fuzzy PID controller[C]//Proceedings of 2014 the 22nd Iranian Conference on Electrical Engineering (ICEE). Piscataway, NJ: IEEE Press, 2014: 1342-1347.

[9] 崔瑩瑩, 夏群力, 祁載康. 導(dǎo)引頭穩(wěn)定平臺隔離度模型研究[J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報, 2006, 26(1): 22-25.

CUI Y Y, XIA Q L, QI Z K. Seeker platform disturbance rejection mathematical model[J]. Journal of Projectiles, Rockets， Missiles and Guidance, 2006, 26(1): 22-25 (in Chinese).

[10] 朱士青, 廖瑛, 雷明兵. 兩軸穩(wěn)定雷達(dá)導(dǎo)引頭解耦方案研究[J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報, 2009, 29(5): 6-10.

ZHU S Q, LIAO Y, LEI M B. Study on decoupling scheme of two-axis stabilized radar seeker[J]. Journal of Projectiles, Rockets， Missiles and Guidance, 2009, 29(5): 6-10 (in Chinese).

[11] HILKERT J M. Inertially stabilized platform technology concepts and principles[J]. IEEE Control Systems, 2008, 28(1): 26-46.

[12] MASTEN M K. Inertially stabilized platforms for optical imaging systems[J]. IEEE Control Systems, 2008, 28(1): 47-64.

[13] 姬偉, 李奇. 陀螺穩(wěn)定平臺視軸穩(wěn)定系統(tǒng)自適應(yīng)模糊PID控制[J]. 航空學(xué)報, 2007, 28(1): 191-195.

JI W, LI Q. Adaptive fuzzy PID control for LOS stabil ization system on gyro stabilized platform[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2007, 28(1): 191-195 (in Chinese).

[14] DU Y, XIA Q, WANG Z. Effect of seeker disturbance rejection performance on the control system stability[C]//Proceedings of 2010 the 3rd International Symposium on Systems and Control in Aeronautics and Astronautics (ISSCAA). Piscataway, NJ: IEEE Press, 2010: 1032-1035.

[15] LIN C L, HSIAO Y H. Adaptive feedforward control for disturbance torque rejection in seeker stabilizing loop[J]. IEEE Transactions on Control Systems Technology, 2001, 9(1): 108-121.

[16] 徐嬌, 王江, 宋韜, 等. 基于擾動觀測器的導(dǎo)引頭隔離度抑制方法研究[J]. 兵工學(xué)報, 2014, 35(11): 1790-1798.

XU J, WANG J, SONG T, et al. A disturbance observer-based inhibition method for disturbance rejection rate of seeker[J]. Acta Armamentarii， 2014, 35(11): 1790-1798 (in Chinese).

[17] 宋建梅, 孔麗霞, 范健華. 半捷聯(lián)圖像尋的制導(dǎo)系統(tǒng)導(dǎo)引信息構(gòu)造方法[J]. 兵工學(xué)報, 2010, 31(12): 1573-1579.

SONG J M, KONG L X, FAN J H. The guidance information reconstruction of semi-strapdown imaging seeker guidance system[J]. Acta Armamentarii， 2010, 31(12): 1573-1579 (in Chinese).

[18] KHODADADI H, MOTLAGH M R J, GORJI M. Robust control and modeling a 2-DOF inertial stabilized platform[C]//Proceedings of 2011 International Conference on Electrical, Control and Computer Engineering (INECCE). Piscataway, NJ: IEEE Press, 2011: 223-228.

[19] WALDMANN J. Line-of-sight rate estimation and linearizing control of an imaging seeker in a tactical missile guided by proportional navigation[J]. IEEE Transactions on Control Systems Technology, 2002, 10(4): 556-567.

[20] RICHARD D, ROBERT B. Modern control systems[M]. 11th ed. Marquette: Marquette University Faculty, 2011: 34-39.

[21] DEJUN S, DAPENG F, HU L, et al. Bond graph approach to the modeling and simulation of a two-axis pointing and tracking system[C]//Proceedings of 2007 International Conference on Mechatronics and Automation. Piscataway, NJ: IEEE Press, 2007: 2337-2341.

[22] 錢杏芳, 林瑞雄. 導(dǎo)彈飛行力學(xué)[M]. 北京： 北京理工大學(xué)出版社, 2012: 28-48.

QIAN X F, LIN R X. Missile flight aerodynamics [M]. Beijing: Beijing Institute of Technology Press, 2012: 28-48 (in Chinese).

Feed-forwardcompensationoftwo-axisgimbalseekerinstalledonrollmissile

LIUXiao1,MOBo1,*,LIUFuxiang1,YANXinying2

1.SchoolofAerospaceEngineering,BeijingInstituteofTechnology,Beijing100081,China2.BeijingAerospaceAutomaticControlInstitute,Beijing100854,China

Tosolvethedecouplingcontrolproblemoftwo-axisgimbalseekerinstalledontherollmissile,thestabilizedloopofseekermodelisbuiltbasedonthekinematicsanddynamicsofthetwo-axisgimbal.Inordertogettheclosedlooplineofsight,theinputandoutputundertherollsituationisderived.Thedecouplingconditionisbasedontheassumptionthatthepitchandyawchannelshavethesametransferfunctionbetweenmeasuringdisturbanceangleandopticalaxisrotationspeed.Theeffectofbodyrollrateonthetrackingaccuracyoftheseekerisdiscussedwithlineofsightangleinput,aswellastheeffectofbodyrollrateonthedisturbancerejectionwithbodyattitudedisturbanceinput.Afeedforwardcompensationcontrolmethodisproposedtoreducetheeffectofbodyrollrate.Simulationresultshowsthatthetwo-axisgimbalseekerwithfeed-forwardcompensationcontrolcansatisfythetrackingaccuracyoftherollingmissile.

seeker;servomechanism;bodyrollrate;trackingaccuracy;feed-forwardcontrol

2015-12-02；Revised2015-12-28；Accepted2016-03-11；Publishedonline2016-03-151524

2015-12-02；退修日期2015-12-28；錄用日期2016-03-11； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時間

時間：2016-03-151524

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160315.1524.004.html

*

.Tel.：010-68913657E-mailmobo@bit.edu.cn

劉曉， 莫波， 劉福祥， 等． 滾轉(zhuǎn)彈兩框架導(dǎo)引頭的前饋補償技術(shù)J． 航空學(xué)報,2016,37(12):3764-3773.LIUX,MOB,LIUFX,etal.Feed-forwardcompensationoftwo-axisgimbalseekerinstalledonrollmissileJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(12):3764-3773.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0076

V448.13； TJ765.3

A

1000-6893(2016)12-3764-10

劉曉女， 博士研究生。主要研究方向： 飛行器制導(dǎo)與控制。Tel.: 010-68913657E-mail: liuxiaobit@163.com

莫波男， 博士， 研究員， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 飛行器控制， 控制元件， 檢測技術(shù)。Tel.: 010-68913657E-mail: mobo@bit.edu.cn

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160315.1524.004.html

*Correspondingauthor.Tel.：010-68913657E-mailmobo@bit.edu.cn