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    電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥急速滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定性仿真研究

    2022-09-01 08:13:50逯麒陳坤栗保明

    逯麒,陳坤,栗保明

    (南京理工大學(xué)瞬態(tài)物理國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,江蘇 南京 210094)

    電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥是一種采用電磁軌道炮發(fā)射的高初速、遠(yuǎn)射程、高精度新概念武器[1]。隨著抗高過載和強(qiáng)電磁防護(hù)技術(shù)的逐步成熟,電磁發(fā)射超高速彈藥實(shí)現(xiàn)了從無控彈藥向制導(dǎo)彈藥的過渡,在遠(yuǎn)程精確打擊、防空反導(dǎo)、反裝甲等領(lǐng)域應(yīng)用潛力巨大,得到世界各國極大關(guān)注和重點(diǎn)研究。

    不同于常規(guī)低速制導(dǎo)彈藥,電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥炮口初速大、動(dòng)壓高、炮口擾動(dòng)劇烈,如果采用發(fā)射后即通過電動(dòng)舵機(jī)的主動(dòng)控制方法,維持飛行穩(wěn)定所需控制力矩遠(yuǎn)遠(yuǎn)超出了舵機(jī)的鉸鏈力矩承受極限;超高速彈藥也不同于導(dǎo)彈,導(dǎo)彈發(fā)射階段速度低,加速度有限,控制技術(shù)成熟。超高速彈藥出炮口后的高速大動(dòng)壓,帶來的快時(shí)變、強(qiáng)耦合、非線性等問題,需要采用新穎的控制方式。

    電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥可通過斜置尾翼的方式主動(dòng)起旋,利用旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定性來消除質(zhì)量偏心和氣動(dòng)力不對稱等影響因素對飛行穩(wěn)定性和打擊精度的影響[2]。然而高速旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的耦合作用會(huì)增加控制難度,因此需要在合適時(shí)機(jī)將彈體滾轉(zhuǎn)速度降低至無旋狀態(tài)。解旋時(shí)機(jī)一般取決于動(dòng)壓條件是否滿足舵機(jī)鉸鏈力矩要求。當(dāng)彈體速度下降,動(dòng)壓達(dá)到伺服舵機(jī)的起控要求之后,彈載控制系統(tǒng)進(jìn)行滾轉(zhuǎn)通道的減旋止擺,然后采用三通道控制方式完成對目標(biāo)的精確打擊。

    關(guān)于電磁發(fā)射超高速彈藥的相關(guān)研究是伴隨著電磁發(fā)射技術(shù)進(jìn)行的,目前研究均未對電磁發(fā)射超高速彈丸出炮口后的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)以及減旋止擺方法進(jìn)行展開。李湘平、謝楊柳等針對電磁發(fā)射一體化彈丸外彈道運(yùn)動(dòng)進(jìn)行仿真研究[3-4],主要考慮初始擾動(dòng)和氣動(dòng)燒蝕等因素對于彈道特性的影響,但是并未考慮彈體的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性。針對傳統(tǒng)彈箭的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng),國外研究者如Bolz很早就得出了適用于無控旋轉(zhuǎn)彈的穩(wěn)定性邊界條件,指出對于靜穩(wěn)定彈存在一個(gè)穩(wěn)定轉(zhuǎn)速上限[5];Murphy則創(chuàng)造性提出非旋轉(zhuǎn)彈體坐標(biāo)系,并建立了一套完整的旋轉(zhuǎn)彈動(dòng)穩(wěn)定理論[6-7];Nicolaides考慮了周期性擾動(dòng)對彈體轉(zhuǎn)速的干擾[8],進(jìn)而引出共振轉(zhuǎn)速會(huì)引發(fā)彈體共振不穩(wěn)定;我國學(xué)者同樣得到了類似旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定性理論,并運(yùn)用到相關(guān)領(lǐng)域[9-11]。除此以外,針對旋轉(zhuǎn)彈箭進(jìn)行的氣動(dòng)特性分析也得到了廣泛研究[12-13],得出了具有參考意義的結(jié)論。針對減旋止擺控制方法,國外學(xué)者Close和Frank等針對炮射彈藥滾轉(zhuǎn)通道,設(shè)計(jì)了PID控制方法[14-15],給本文提供了一定參考價(jià)值,但適用條件顯然區(qū)別于電磁發(fā)射超高速彈藥,也并未考慮動(dòng)壓的限制。

    綜上所述,電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥在出炮口高動(dòng)壓情況下,為了維持飛行彈道穩(wěn)定性,需要經(jīng)歷主動(dòng)起旋、高速滾轉(zhuǎn)、減旋止擺等一系列過渡過程。針對電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥初始彈道的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)過程,筆者采用理論分析和建模仿真相結(jié)合的研究方法,著重于分析彈體飛行動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性以及減旋止擺主動(dòng)控制策略,給出了適用于超高速彈藥的滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定區(qū)域判別方法,能夠?yàn)橥惖某咚購椝幍募睗L穩(wěn)定性研究提供參考。

    1 滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)建模

    1.1 氣動(dòng)布局

    電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥采用軸對稱翼身組合體氣動(dòng)布局,錐形頭部和4片全動(dòng)尾翼的組合能夠最大程度滿足超高速發(fā)射的增程減阻的要求。

    為了清楚地描述和分析電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥初始彈道的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)情況,建立如圖1所示準(zhǔn)彈體坐標(biāo)系Ox1y1z1,彈體速度矢量V與鉛垂面Ox1y1的相對位置定義為攻角α和側(cè)滑角β。

    由于彈體的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)所需力和力矩主要來自于滾轉(zhuǎn)舵偏角δx,不同的控制需求下的滾轉(zhuǎn)舵偏角需要進(jìn)行特別設(shè)計(jì)。滾轉(zhuǎn)舵偏角和舵極性定義如圖2所示,其中4片舵片呈“×”型均勻分布,并有相同預(yù)置舵偏角δ1=δ2=δ3=δ4,彈體滾轉(zhuǎn)角φ=0,設(shè)為初始滾轉(zhuǎn)狀態(tài)。

    1.2 運(yùn)動(dòng)方程組

    電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥在外彈道飛行過程中屬于非線性時(shí)變系統(tǒng),其滾轉(zhuǎn)通道所受力和力矩隨時(shí)間變化,受飛行姿態(tài)和飛行環(huán)境的影響。筆者根據(jù)彈體的氣動(dòng)外形和實(shí)際飛行情況,對文獻(xiàn)[16]提出的低速滾轉(zhuǎn)導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)方程組進(jìn)行適當(dāng)簡化。假設(shè):軸對稱彈體的氣動(dòng)參數(shù)與滾轉(zhuǎn)方位角無關(guān),其俯仰和偏航通道動(dòng)力學(xué)特性一致且繞軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量滿足Jx

    (1)

    式中:Y和Z分別為彈體所受法向力和側(cè)向力;Mx、My和Mz分別為彈體所受總氣動(dòng)力矩在彈體坐標(biāo)系各軸上的分量,對于滾轉(zhuǎn)飛行的超高速彈藥而言,總氣動(dòng)力矩包括滾轉(zhuǎn)阻尼力矩、導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩、馬格努斯力矩和交叉力矩。

    2 滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)分析

    2.1 主動(dòng)起旋過程

    電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥在出炮口后的小段時(shí)間內(nèi),外部擾動(dòng)作用于彈體的時(shí)間較短,彈體錐形運(yùn)動(dòng)不明顯,可以認(rèn)為彈體飛行速度矢量方向和旋轉(zhuǎn)角速度矢量與彈體坐標(biāo)系Ox1軸重合。電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥的起旋過程,只需選取方程組(1)的第3式即可描述,暫不考慮交叉力矩的影響:

    (2)

    (3)

    式(3)表明,平衡轉(zhuǎn)速主要與當(dāng)前時(shí)刻飛行速度V成比例。假設(shè)式(2)是常系數(shù)方程,對其進(jìn)行求解,則一階非齊次微分方程的通解表示為

    (4)

    式(4)表明,超高速彈藥從無旋狀態(tài)到達(dá)平衡轉(zhuǎn)速的快慢,主要取決于表達(dá)式中滾轉(zhuǎn)阻尼系數(shù)導(dǎo)數(shù)與飛行速度的乘積。

    2.2 轉(zhuǎn)速極限和動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性

    選擇合理的膛外轉(zhuǎn)速,不但能減少對該彈散布起主要作用的起始擾動(dòng)的影響,還能防止由于轉(zhuǎn)速過快產(chǎn)生馬格努斯力矩的影響[9]。針對筆者研究的電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥而言,無控段彈體有利于轉(zhuǎn)速的確定主要考慮以下條件:

    1)起旋時(shí)間盡量要短,使得彈體盡快進(jìn)入平衡轉(zhuǎn)速狀態(tài),減小炮口擾動(dòng)的持續(xù)影響;

    2)炮口高動(dòng)態(tài)大動(dòng)壓環(huán)境下,預(yù)置舵偏的合理設(shè)計(jì)需要考慮舵機(jī)鉸鏈力矩的承受極限;

    3)在轉(zhuǎn)速變化過程中,應(yīng)該盡量避免停留在“共振轉(zhuǎn)速”區(qū);

    4)彈體轉(zhuǎn)速不宜過大,否則過大馬格努斯力矩會(huì)對飛行穩(wěn)定性產(chǎn)生干擾。

    根據(jù)電磁發(fā)射超高速彈藥單自由度滾轉(zhuǎn)的特點(diǎn),彈體滾轉(zhuǎn)角速度和飛行速度在經(jīng)歷快速起旋過程之后,變化趨勢逐漸平緩,可認(rèn)為滾轉(zhuǎn)角速度保持很大的常數(shù)ωx0。結(jié)合小擾動(dòng)假設(shè),對方程組(1)中剩余4式進(jìn)行近似線性化,則旋轉(zhuǎn)彈藥擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程組為

    (5)

    引入復(fù)攻角和復(fù)角速度的概念,令:

    (6)

    利用復(fù)攻角偏量和復(fù)角速度偏量,則線性化的彈體角運(yùn)動(dòng)方程,可進(jìn)一步簡化為如下形式:

    (7)

    由式(7)可得復(fù)數(shù)形式的特征方程,此處不做展開,則特征方程的根為

    (8)

    式中:A=a1+a4+ia6ωx0;B=a2+a1a4+iωx0(a7+a6a4)。

    特征根λ1,2的性質(zhì)決定自由擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)是否穩(wěn)定,即當(dāng)特征根同時(shí)具有負(fù)實(shí)部時(shí)滿足系統(tǒng)穩(wěn)定。則可推導(dǎo)得到超高速彈藥旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性條件為

    (9)

    (10)

    此外,旋轉(zhuǎn)彈的固有頻率可以表示為以下形式:

    (11)

    當(dāng)制導(dǎo)彈藥的旋轉(zhuǎn)速度和固有頻率相同時(shí),彈體會(huì)發(fā)生共振現(xiàn)象。長時(shí)間共振會(huì)導(dǎo)致彈體攻角增加產(chǎn)生錐形運(yùn)動(dòng),造成飛行穩(wěn)定性下降甚至失去穩(wěn)定,所以滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定轉(zhuǎn)速取值應(yīng)避開共振轉(zhuǎn)速。

    綜上所述,滾轉(zhuǎn)角速度應(yīng)該滿足的滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定區(qū)域?yàn)?/p>

    (12)

    2.3 減旋止擺方法

    電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥減旋止擺的主要目的:一方面是滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下彈體各方向運(yùn)動(dòng)耦合嚴(yán)重,減旋后可采用三通道控制;另一面是減小馬格努斯力和力矩的持續(xù)作用對彈體飛行及其動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性的影響。

    電磁發(fā)射超高速彈藥減旋止擺方法,主要是針對滾轉(zhuǎn)控制通道的設(shè)計(jì),可基于自動(dòng)控制的負(fù)反饋原理,采用滾轉(zhuǎn)角速度反饋和滾轉(zhuǎn)角反饋組成滾轉(zhuǎn)控制穩(wěn)定回路。內(nèi)回路為滾轉(zhuǎn)角速度反饋,控制目標(biāo)為使得彈體滾轉(zhuǎn)角速度降低至0;外回路為滾轉(zhuǎn)角反饋,控制目標(biāo)為使得彈體滾轉(zhuǎn)角回到初始滾轉(zhuǎn)狀態(tài)。滾轉(zhuǎn)控制數(shù)學(xué)模型與式(2)類似,主動(dòng)控制力矩來自于滾轉(zhuǎn)舵偏角δx。則采用PD控制的舵偏指令表示為

    δx=kp(φc-φ)-kdωx,

    (13)

    式中,kp、kd分別為增益系數(shù)。

    電動(dòng)舵機(jī)作為控制執(zhí)行機(jī)構(gòu),可以視作一個(gè)帶有延遲效果的一階系統(tǒng):

    (14)

    式中,τ為時(shí)間常數(shù)。則電動(dòng)舵機(jī)環(huán)節(jié)的傳遞函數(shù)可表示為

    (15)

    根據(jù)以上滾轉(zhuǎn)控制模型,可得滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定回路框圖,如圖3所示。

    3 滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)仿真

    3.1 氣動(dòng)參數(shù)仿真

    已知電磁發(fā)射超高速彈藥氣動(dòng)布局和模型參數(shù),定義初始狀態(tài)如表1所示。

    表1 電磁發(fā)射超高速彈藥初始狀態(tài)

    筆者通過成熟的氣動(dòng)參數(shù)工程估算程序DATCOM計(jì)算得到不同飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)參數(shù)離散值。在進(jìn)行彈體外彈道三自由度建模時(shí),可將離散氣動(dòng)參數(shù)在不同飛行高度,馬赫數(shù)和舵偏角下進(jìn)行插值處理,如表2所示。

    表2 電磁發(fā)射超高速彈藥飛行狀態(tài)

    考慮到電磁發(fā)射超高速彈藥外彈道飛行過程中,彈體軸向阻力是影響飛行速度的主要因素,當(dāng)預(yù)置舵偏角一定時(shí),軸向阻力系數(shù)在不同馬赫數(shù)和飛行高度的取值情況如圖4所示。

    事實(shí)上,當(dāng)預(yù)置舵偏角分別為0.25°、0.5°和1.0°等小量時(shí),彈體的軸向阻力系數(shù)Cx相差不大,反而隨著飛行馬赫數(shù)減小而增大,也隨著飛行高度增大而增大。

    當(dāng)預(yù)置舵偏角分別為0.25°、0.5°和1.0°,彈體的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)在不同馬赫數(shù)的取值情況如圖5所示。由圖5可得,當(dāng)飛行馬赫數(shù)一定,導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)是預(yù)置舵偏角的倍數(shù)關(guān)系,即其關(guān)于預(yù)置舵偏角的導(dǎo)數(shù)m2x可認(rèn)為是一定值,也稱為舵效。

    同樣,當(dāng)預(yù)置舵偏角分別為0.25°、0.5°和1.0°等小量時(shí),彈體的滾轉(zhuǎn)阻尼力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)m1x在不同馬赫數(shù)的取值情況如圖6所示。由圖6可得,滾轉(zhuǎn)阻尼系數(shù)導(dǎo)數(shù)與預(yù)置舵偏之間不再是簡單的倍數(shù)關(guān)系,且舵偏值為小量時(shí),滾轉(zhuǎn)阻尼系數(shù)導(dǎo)數(shù)變化不大。

    由于電磁發(fā)射超高速彈藥外彈道是一個(gè)動(dòng)態(tài)變化過程,氣動(dòng)參數(shù)是時(shí)變非線性的,筆者根據(jù)工程上比較成熟的氣動(dòng)參數(shù)估算程序DATCOM進(jìn)行電磁發(fā)射超高速彈藥的外彈道氣動(dòng)參數(shù)計(jì)算仿真,并做了適當(dāng)簡化處理,得出具有一定參考價(jià)值的氣動(dòng)數(shù)據(jù)。

    3.2 外彈道仿真

    基于MATLAB/Simulink平臺搭建電磁發(fā)射超高速彈藥外彈道仿真模型,求解器選用四階龍格庫塔算法,仿真步長0.01 s,系統(tǒng)延遲0.01 s。

    進(jìn)行電磁發(fā)射超高速彈藥的質(zhì)心運(yùn)動(dòng)仿真,主要考慮外彈道過程中彈體飛行高度和動(dòng)壓變化情況。帶入初始發(fā)射條件和不同飛行狀態(tài)下氣動(dòng)參數(shù)插值,并假設(shè)除了軸向阻力外,其他氣動(dòng)阻力可忽略。則電磁發(fā)射超高速彈藥外彈道仿真飛行高度和動(dòng)壓變化曲線如圖7所示。

    由仿真曲線可知,由于電磁發(fā)射超高速彈藥初速高達(dá)2 km/s,炮口動(dòng)壓極大,約為2.4 MPa,遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過了彈載電動(dòng)舵機(jī)的主動(dòng)控制極限,此時(shí)只能采用預(yù)置小角度舵偏角提供彈體旋轉(zhuǎn)力矩。

    3.3 滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)仿真

    電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)仿真包括主動(dòng)起旋、急速滾轉(zhuǎn)和減旋止擺3個(gè)過程,需要考慮滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性要求并確定極限轉(zhuǎn)速范圍。

    首先,進(jìn)行電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥的主動(dòng)起旋滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)仿真,主要考慮外彈道過程中彈體實(shí)際轉(zhuǎn)速、平衡轉(zhuǎn)速以及飛行速度之間的關(guān)系。由于預(yù)置舵偏角對質(zhì)心運(yùn)動(dòng)影響不大,但是對滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)影響很大,假設(shè)δ=0.25°,則電磁發(fā)射超高速彈藥滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)角速度和飛行速度變化趨勢曲線如圖8所示。由圖8可得,彈體滾轉(zhuǎn)角速度動(dòng)態(tài)變化趨勢基本吻合式(3)、(4)所述分析結(jié)果。超高速彈藥從無旋狀態(tài)快速起旋,在實(shí)際轉(zhuǎn)速趨近平衡轉(zhuǎn)速的過程中,飛行速度因空氣阻力作用不斷降低處于動(dòng)態(tài)變化中,平衡轉(zhuǎn)速變化曲線與飛行速度變化曲線具有相同的下降趨勢。

    其次,由式(10)知,電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥存在一個(gè)與動(dòng)力系數(shù)密切相關(guān)的滾轉(zhuǎn)速度上限。各動(dòng)力系數(shù)中所涉及動(dòng)導(dǎo)數(shù)同樣可以通過DATCOM計(jì)算得到,并在仿真時(shí)由馬赫數(shù)插值得到。筆者在仿真時(shí)考慮馬格努斯效應(yīng),并參考文獻(xiàn)[13]所得馬格努斯力矩的經(jīng)驗(yàn)計(jì)算公式,認(rèn)為馬格努斯力矩系數(shù)在小攻角范圍內(nèi)是旋轉(zhuǎn)角速度的線性函數(shù)。

    由于存在滾轉(zhuǎn)上限,預(yù)置偏角和起控時(shí)機(jī)的選擇決定了超高速制導(dǎo)彈藥在無控段是否滿足動(dòng)態(tài)穩(wěn)定條件。欲使得滾轉(zhuǎn)角速度滿足動(dòng)態(tài)穩(wěn)定范圍,首先應(yīng)該設(shè)置合適的預(yù)置舵偏角,氣動(dòng)起旋過程迅速,快速通過共振轉(zhuǎn)速區(qū)域;其次當(dāng)滾轉(zhuǎn)角速度逐漸趨于平衡轉(zhuǎn)速,應(yīng)不超過轉(zhuǎn)速上限滿足動(dòng)態(tài)穩(wěn)定條件;最后,減旋止擺過程應(yīng)該迅速降低轉(zhuǎn)速,防止?jié)L轉(zhuǎn)角速度在共振轉(zhuǎn)速附近振蕩。選取不同的預(yù)置舵偏角分別為0.25°、0.5°和1.0°,彈體滾轉(zhuǎn)角速度變化情況如圖9所示。

    由圖9可得,彈體因預(yù)置舵偏角存在而快速起旋,短時(shí)間內(nèi)穿過共振轉(zhuǎn)速,趨于平衡轉(zhuǎn)速。不同預(yù)置舵偏角情況下,彈體平衡轉(zhuǎn)速相差很大;預(yù)置舵偏角增加一倍,平衡轉(zhuǎn)速也近似增加一倍;當(dāng)預(yù)置舵偏較大時(shí)(δ=1°),彈體滾轉(zhuǎn)角速度很快超出滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定轉(zhuǎn)速上限,這意味著超高速彈藥還未通過稠密大氣就已經(jīng)失去穩(wěn)定;隨著預(yù)置舵偏角減小,彈體滾轉(zhuǎn)角速度處于滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定區(qū)域的時(shí)間也相應(yīng)增加。

    考慮到工程實(shí)際情況,假設(shè)彈載舵機(jī)系統(tǒng)最大鉸鏈力矩要求為1 N·m,滾轉(zhuǎn)舵偏角限制為±30°,即來流動(dòng)壓滿足q<100 kPa時(shí),彈載控制系統(tǒng)啟動(dòng)減旋止擺控制程序。綜合考慮上述限制條件,應(yīng)設(shè)置預(yù)置舵偏角δ=0.25°,彈載控制系統(tǒng)中,電動(dòng)舵機(jī)時(shí)間常數(shù)τ=0.02??刂破鞑捎肞D控制,kp=5,kd=1,并當(dāng)彈體滾轉(zhuǎn)角速度和滾轉(zhuǎn)角滿足ωx=0且φ=0時(shí)停止仿真。如圖10為超高速制導(dǎo)彈藥滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)階段滾轉(zhuǎn)角速度變化情況。如圖12為預(yù)置舵偏角及控制作用下滾轉(zhuǎn)舵偏角變化曲線。

    由圖10可知,超高速制導(dǎo)彈藥外彈道是一個(gè)動(dòng)態(tài)變化過程,彈體滾轉(zhuǎn)角速度的穩(wěn)定范圍與其外彈道飛行狀態(tài)密切相關(guān)。超高速制導(dǎo)彈藥在無控段,受到氣動(dòng)導(dǎo)旋力矩作用,起旋過程約2.88 s,最大轉(zhuǎn)速147.1 rad/s;當(dāng)動(dòng)壓下降到100 kPa時(shí),起控時(shí)機(jī)為15.92 s,控制過程約0.70 s,滿足最大舵偏角限制??刂七^程中,滾轉(zhuǎn)角速度快速穿越共振轉(zhuǎn)速并收斂到0,遠(yuǎn)離共振轉(zhuǎn)速且?guī)缀鯖]有振蕩,符合預(yù)期控制效果。

    綜上所述,針對電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng),筆者基于實(shí)際動(dòng)壓條件進(jìn)行急滾運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性分析,從而提出主動(dòng)起旋、高速滾轉(zhuǎn)及減旋止擺的控制策略,經(jīng)過仿真驗(yàn)證基本達(dá)到控制效果,為電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥工程應(yīng)用提供一條可行方法。

    4 結(jié)束語

    針對電磁發(fā)射超高速彈藥炮口大動(dòng)壓條件下,彈載控制系統(tǒng)很難及時(shí)實(shí)施穩(wěn)定控制這一工程問題,筆者提出了一系列主動(dòng)起旋、高速滾轉(zhuǎn)及減旋止擺的控制策略并給出了特定發(fā)射條件下具體仿真結(jié)果。通過仿真分析得出:當(dāng)電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥以2 km/s的初速,50°射角進(jìn)行發(fā)射時(shí),可利用預(yù)置舵偏角主動(dòng)起旋。預(yù)置舵偏角的大小對起旋過程時(shí)間影響不大,對平衡轉(zhuǎn)速的大小呈比例相關(guān)。綜合考慮彈體滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性和動(dòng)壓條件之后,選用0.25°預(yù)置滾轉(zhuǎn)舵偏角,彈體起旋過程時(shí)長為2.88 s;彈體轉(zhuǎn)速可達(dá)到最大值147.1 rad/s;彈體減旋時(shí)刻為15.92 s;彈體滾轉(zhuǎn)控制通道僅需0.70 s即可將彈體轉(zhuǎn)速減小為0,并且滿足預(yù)期控制效果。雖然研究對象指的是電磁發(fā)射超高速制導(dǎo)彈藥,但是該控制策略和方法同樣可拓展應(yīng)用到其他類型的超高速滾轉(zhuǎn)制導(dǎo)彈藥。

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