武裝直升機載自動武器射擊后坐力補償控制算法

摘 要：針對武裝直升機載自動武器射擊后坐力補償控制過程中控制不穩(wěn)定、誤差高的情況，研究了武裝直升機載自動武器射擊后坐力補償控制算法。依據(jù)機載自動武器射擊的具體情況，結(jié)合影響武器產(chǎn)生后坐力的內(nèi)因和外因，對其進行受力分析，同時，計算武裝直升機的姿態(tài)參數(shù)，包括坐標參數(shù)和姿態(tài)角參數(shù)，在此基礎(chǔ)上建立武裝直升機的控制模型，設(shè)計相應(yīng)的控制器，引入非線性干擾觀測器，設(shè)計自適應(yīng)控制律，實現(xiàn)對機載自動武器射擊后坐力的補償控制。實驗結(jié)果表明：提出的武裝直升機載自動武器射擊后坐力補償控制算法在實際操作上，控制延遲小，能夠及時響應(yīng)補償控制變化，控制誤差小，控制算法的整體容錯性得到了提高。

關(guān)鍵詞：武裝直升機;武器射擊;后坐力;自動化;動態(tài)應(yīng)變;補償控制

中圖分類號：V217；TJ012 文獻標志碼：A DOI：10.3969/j.issn.1673-3819.2024.06.012

Recoil compensation control algorithm of gunship borne automatic weapon

LIN Kaiping

（Zhengzhou Aircraft Equipment Co.， LTD. Zhengzhou 454000， China）

Abstract：Aiming at the situation of unstable control and high error during recoil compensation control of gunship borne automatic weapon， the recoil compensation control algorithm of gunship borne automatic weapon is proposed. According to the specific firing conditions of airborne automatic weapons， combined with the internal and external factors that affect the recoil of weapons， the force analysis is carried out. Meanwhile， the attitude parameters of gunship， including coordinate parameters and attitude Angle parameters， are calculated. On this basis， the control model of gunship is established， corresponding controller is designed， nonlinear interference observer is introduced， and adaptive control law is designed. The recoil compensation control of airborne automatic weapon is realized. The experimental results show that the proposed recoil compensation control algorithm has small control delay， can respond to compensation control changes in time， and has small control error. The overall fault tolerance of the control algorithm has been improved.

Key words：helicopter gunships; weapon firing; recoil; automation; dynamic strain; compensation control

收稿日期：2023-10-23 修回日期：2024-01-19

作者簡介：

林開平（1985—），男，高級工程師，研究方向為航空懸掛裝置。

自動武器后坐力是指從彈膛到發(fā)射筒之間的一段距離上，在彈丸運動過程中，由于槍口后坐力的作用而產(chǎn)生的力矩［1-3］。槍口后坐力不僅會影響武器系統(tǒng)射擊精度，還會使武裝直升機的運動參數(shù)發(fā)生變化，從而影響到武器系統(tǒng)及武裝直升機的工作性能［4-6］。同時，由于槍械本身存在固有特性，如結(jié)構(gòu)慣性、后坐力等，使得槍口后坐力對武裝直升機其他部分產(chǎn)生的影響更大。因此，對于武裝直升機載自動武器射擊而言，槍口后坐力是一種不可忽略的影響因素［7-9］。為了提高自動武器射擊精度和武裝直升機的穩(wěn)定，研究人員需要對槍口后坐力進行補償控制。

目前對槍口后坐力補償控制主要是通過前饋控制和反饋控制兩種方式實現(xiàn)。前饋控制是利用武器本身具有的一段慣性時間來解決槍口后坐力補償問題［10］。反饋控制是利用反饋控制系統(tǒng)來獲得被控對象的狀態(tài)量，然后利用被控對象的狀態(tài)量與狀態(tài)觀測器（觀測器）得到的輸出信號進行比較，從而得到被控對象的輸出信號［11-13］。兩種方法各有優(yōu)劣。然而前饋控制在解決自動武器射擊時槍口后坐力補償問題時存在一定不足，有明顯的控制誤差，自身容錯性需要進一步提高。在自動武器系統(tǒng)中很難應(yīng)用［14］。而反饋控制雖然具有很強的魯棒性和抗干擾性，但是在實際應(yīng)用上仍然有一些問題［15］。因此，研究人員采用武裝直升機載自動武器射擊后坐力補償控制算法以解決上述控制手段中存在的問題。

1 武裝直升機載自動武器射擊后坐力補償控制算法設(shè)計

1.1 武器射擊后坐力受力分析

機載武器射擊時，發(fā)射的彈丸受到外部擾動，由慣性力和摩擦力產(chǎn)生的后坐力，其大小是不斷變化的。如果彈丸受到擾動后繼續(xù)射擊，則會產(chǎn)生更大的后坐力。在機載武器射擊時，彈丸在發(fā)射后繼續(xù)飛行，并在飛行過程中受到大氣擾動等作用。因此，在飛行過程中，彈丸受到外界擾動和自身振動兩種因素的共同作用下會產(chǎn)生較大的后坐力。本文主要研究機載武器射擊時產(chǎn)生的后坐力對射擊精度的影響。

為了計算方便，假設(shè)彈丸在飛行過程中不受大氣擾動和自身振動影響，基于運動特性分析其受力情況。受力方程如下：

mss=PtS-PqSh+F0-F1-Ff*sgn（0）+F2*sgn（0）+F3 （1）

sgn（）=1，>00，=0-1，<0 （2）

式中，ms表示武器自身重量，s表示武器身位位移，Pt表示武器發(fā)射對自身的等效預(yù)壓力，S表示膛內(nèi)橫斷面積，F(xiàn)f表示武器后座運動受到的阻力，Pq表示導(dǎo)氣室內(nèi)燃氣壓強，Sh、F0表示復(fù)進簧的預(yù)壓力，F(xiàn)1為武器射擊時后坐力對武器自身的作用力，sgn（0）表示符號函數(shù)，F(xiàn)2表示運動摩擦力，F(xiàn)3表示武器重力的x方向分量。在完成對武器射擊后坐力的分析后，分析后坐力的產(chǎn)生原因。

機載武器射擊時產(chǎn)生的后坐力包含外因和內(nèi)因兩部分。外因包括：機載武器發(fā)射時發(fā)射槍機上的彈丸與機載武器內(nèi)部零件間產(chǎn)生的摩擦力、氣動阻力等。內(nèi)因包括：機載武器本身的機械結(jié)構(gòu)、火炮工作原理等。外因是當機載武器在飛行過程中，由于自身結(jié)構(gòu)限制和火炮工作原理等原因，炮口氣流對彈丸產(chǎn)生了擾動，彈丸受到擾動后繼續(xù)飛行，在飛行過程中受到擾動后產(chǎn)生更大的后坐力。如果不對這兩種因素進行控制，就會導(dǎo)致彈丸無法穩(wěn)定飛行。因此，需要對這些因素進行補償控制。將以上分析結(jié)果作為控制輸入?yún)?shù)的一部分，建立武裝直升機姿態(tài)控制模型，確定武器射擊后坐力對直升機的影響。

1.2 建立直升機姿態(tài)控制模型

在確定武器射擊后坐力補償控制前，研0B/n4JtiuKk1bn8fqXlGzw==究人員需要建立直升機的動力學(xué)模型，包括俯仰、橫偏和航向三個通道的數(shù)學(xué)模型。俯仰通道包括俯仰通道和橫滾通道、滾轉(zhuǎn)通道;橫偏通道包括水平偏航通道、俯仰偏航通道和橫滾偏航通道;航向通道包括水平航向、俯仰航向和橫滾航向。根據(jù)直升機飛行原理，在考慮直升機模型非線性的情況下，研究人員對直升機的運動狀態(tài)進行描述。

研究人員選擇合理的坐標系建立運動學(xué)方程，以（α，β，λ）描述直升機的飛行姿態(tài)，分別表示偏航角、俯仰角和滾轉(zhuǎn)角，則直升機的廣義坐標系為q=（x，y，z，α，β，λ），其中，（x，y，z）表示機身到坐標原點的距離，通過計算得到直升機的動能和勢能，以便分析其在武器射擊后坐力作用下所受到的各種氣動載荷。計算公式如下：

T1=m2T （3）

T2=12TJ （4）

U=mgz （5）

式中，η=（x，y，z），φ=（α，β，λ），T1表示直升機的線動能，T2表示直升機的角動能，U表示重力勢能，J表示直升機系統(tǒng)的轉(zhuǎn)動慣量，m表示直升機系統(tǒng)的質(zhì)量，g表示重力加速度。由此建立直升機姿態(tài)控制模型。

J=JJJ=k1v1+k2v2k3v1k3v2（6）

式中，k2表示電機反轉(zhuǎn)時的力矩系數(shù)，k1表示電機正轉(zhuǎn)時的力矩系數(shù)，k3表示直升機旋翼的升力系數(shù)，v1和v2表示控制輸入。將直升機姿態(tài)控制模型與武器射擊后坐力分析結(jié)果相結(jié)合，設(shè)計自適應(yīng)補償控制律，確定控制輸入。

1.3 設(shè)計自適應(yīng)補償控制律

自適應(yīng)補償控制是一種用于處理非線性不確定系統(tǒng)的控制方法，特別適用于處理復(fù)雜的系統(tǒng)模型、時變性和受到外界干擾的情況。在現(xiàn)代控制領(lǐng)域中，非線性干擾觀測器應(yīng)用比較廣泛，能夠針對外界未知干擾因素和一些不確定因素進行更好的控制，特別是一類非線性不確定系統(tǒng)。由于武裝直升機載自動武器系統(tǒng)是一個復(fù)雜的非線性系統(tǒng)，其響應(yīng)具有明顯的時變性，而且受到外界干擾和自身結(jié)構(gòu)參數(shù)的影響，導(dǎo)致自動武器系統(tǒng)模型具有不確定性。因此，自動武器系統(tǒng)模型穩(wěn)定性的評估需要考慮系統(tǒng)在不同條件下的響應(yīng)特性、誤差收斂性、穩(wěn)態(tài)行為等多個方面。針對這種不確定性，研究人員引入非線性干擾觀測器，設(shè)計具有容錯特性的自適應(yīng)控制律。非線性干擾觀測器能夠?qū)崟r估計未知干擾和不確定因素的影響，進而通過自適應(yīng)調(diào)節(jié)控制律補償這些影響，從而使系統(tǒng)能夠更好地抵抗不確定性帶來的波動和干擾。

根據(jù)控制目標，當自動武器射擊后坐力以及直升機姿態(tài)均為已知時，研究人員設(shè)計如下控制器。

g（t）=LT1 c（t）+LT2 r（t）（7）

式中，LT1 和LT2 表示執(zhí)行參數(shù)，c（t）表示跟蹤直升機的控制狀態(tài)，r（t）表示補償控制。自適應(yīng)補償控制結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1中，兩個干擾補償律分別對完成射擊操作時的自動武器射擊后坐力進行補償控制和對未完成射擊操作時的直升機姿態(tài)進行補償控制。依據(jù)圖中顯示的控制結(jié)構(gòu)，研究人員設(shè)計如下補償律：

L2=-［H（1-ζ）］+＾（8）

式中，H表示自動武器射擊時刻的控制矩陣，＾表示干擾觀測器，ζ表示狀態(tài)判斷參數(shù)，ζ等于0時，表示自動武器已經(jīng)完成射擊操作，ζ等于1時表示武器未完成射擊操作。以直升機的姿態(tài)角誤差最小化Δθmin為目標，通過補償控制的方式，使直升機在射擊后保持穩(wěn)定的姿態(tài)角。

Δθmin=L2θd-L2θa （9）

式中，θd、θa分別表示期望姿態(tài)角和實際姿態(tài)角。直升機的姿態(tài)角誤差結(jié)果取最小值時為最佳補償控制。在上述中的控制器與補償律的支持下，研究人員即可實現(xiàn)對武裝直升機載自動武器射擊后坐力補償控制。

2 武裝直升機載自動武器射擊后坐力補償控制算法實驗研究

2.1 實驗準備

為了驗證武裝直升機載自動武器射擊后坐力補償控制算法的實際應(yīng)用水平，研究人員在相關(guān)文獻資料的支持下，設(shè)計實驗內(nèi)容，展開實驗研究。由于直升機飛行是一個動態(tài)變化的過程中，采集用于實驗研究的數(shù)據(jù)也是一個連續(xù)的過程，武器射擊則是一個瞬態(tài)過程，其后坐力作用在直升機上會產(chǎn)生一定影響。因此，在實驗前，以飛行狀態(tài)的直升機作為實驗對象，采用KAM500機載設(shè)備記錄相關(guān)數(shù)據(jù)。研究人員通過標定間接測量武器射擊產(chǎn)生的后坐力，分析目標的動態(tài)響應(yīng)情況。應(yīng)變片的測試信號由導(dǎo)線獲得，導(dǎo)線接入到機艙內(nèi)的數(shù)據(jù)采集模塊，在采集到目標數(shù)據(jù)后記錄存盤。數(shù)據(jù)采集記錄流程示意圖如圖2所示。

對于數(shù)據(jù)采集過程中應(yīng)變采集，設(shè)置相關(guān)參數(shù)。數(shù)據(jù)采集參數(shù)如表1所示。

通過上述過程獲得實驗數(shù)據(jù)，在此基礎(chǔ)上，以常見的基于串聯(lián)補償?shù)目刂扑惴ê突陬A(yù)設(shè)性能的補償控制算法作為參照，研究人員設(shè)計對比實驗內(nèi)容，在實驗結(jié)束后，根據(jù)實驗結(jié)果分析各個控制方法的容錯性。

2.2 控制延遲實驗結(jié)果及分析

在控制延遲實驗中，研究人員在相同配置的計算機上執(zhí)行不同的控制算法，在補償控制方法完成指定任務(wù)后，利用計算機統(tǒng)計直升機的姿態(tài)角響應(yīng)情況，根據(jù)實驗結(jié)果分析各個補償控制算法的控制延遲情況。實驗結(jié)果如圖3所示。

由圖3的實驗結(jié)果可以看出，在初始運行階段，各個補償控制算法的姿態(tài)角響應(yīng)曲線變化比較穩(wěn)定，經(jīng)過短時間的控制調(diào)節(jié)后，各個控制算法的姿態(tài)角響應(yīng)曲線出現(xiàn)了不同的波動變化。其中，基于串聯(lián)補償?shù)目刂扑惴ê突陬A(yù)設(shè)性能的補償控制算法中產(chǎn)生的響應(yīng)波動最明顯，波動范圍為0～0.8 deg之間，說明這兩種控制算法在補償控制上有明顯延遲，補償控制存在失效的可能性。而作者提出的補償控制算法實驗結(jié)果中，姿態(tài)角響應(yīng)曲線變化穩(wěn)定，與實際姿態(tài)角變化最大波動為0.01 deg，沒有控制延遲情況出現(xiàn)，說明提出的補償控制算法能夠根據(jù)外部干擾情況進行有效的補償控制，控制效果更理想。

2.3 控制誤差實驗結(jié)果及分析

研究人員在控制誤差實驗分析中，同樣將不同的補償控制算法布置到配置相同的計算機中，并執(zhí)行相同的任務(wù)，在任務(wù)執(zhí)行完畢后，利用計算機統(tǒng)計控制量與實際變化量的誤差，以此分析出各個補償控制算法的控制誤差。實驗結(jié)果如圖4所示。

由圖4可知，基于串聯(lián)補償?shù)目刂扑惴ㄔ谶M行補償控制工作時，其偏航角、俯仰角和轉(zhuǎn)角都出現(xiàn)了明顯的誤差波動，并且在實驗時間截止時誤差變化更加明顯，沒有減小的趨勢?；陬A(yù)設(shè)性能的補償控制算法實驗結(jié)果中，同樣存在比較輕微的控制誤差，在有效的實驗時間內(nèi)，誤差在逐漸減小。作者提出的補償控制算法實驗結(jié)果中，控制誤差極小，基本可以忽略不計。將上述實驗結(jié)果與控制延遲實驗結(jié)果結(jié)合在一起，經(jīng)過綜合分析后可知，本文提出的武裝直升機載自動武器射擊后坐力補償控制算法控制水平比較高，容錯性較好，在實際應(yīng)用上，整體性能優(yōu)于其他控制算法。

3 結(jié)束語

本文以武裝直升機載自動武器射擊后坐力補償控制作為研究重點，對補償控制算法的容錯性進行了較為全面的研究與分析，該算法有效利用了自適應(yīng)控制本身的特性，使得設(shè)計的控制方案能夠快速補償外部干擾。不僅如此，通過大量實驗研究發(fā)現(xiàn)，本文設(shè)計的補償控制算法具有較高的容錯性能，在實際操作中可以及時跟蹤目標的狀態(tài)輸出，及時調(diào)整控制方案。

自動武器是武裝直升機上的重要裝備，為了保證武裝直升機在復(fù)雜地形和惡劣氣象條件下作戰(zhàn)時的射擊精度，需要自動武器系統(tǒng)具有很好的射擊精度，而影響射擊精度的因素較多，比如身管振動、溫度變化和氣動力變化，因此研究人員在控制算法的設(shè)計上還需要考慮各種因素的干擾，在后續(xù)研究中，作者將針對外部因素展開深度分析與討論。

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（責任編輯：胡前進）