弹道修正弹修正舵机控制策略研究

Ｅｑ ｕ ｉ ｐ ｍｅ ｎ ｔ Ｍａ ｎ ｕ ｆ ａ ｃ ｔ ｕ ｒ ｉ ｎ ｇ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ Ｎ ｏ ． ７， ２ ０ １ ５
号 舵 片 和 ３号 舵 片 以某 一 固定 的舵 偏 角 同 向平 行 安 装， 称 为操 纵 舵 。 当需 要 修 正 时 ， 舵 机 会根 据 弹 载 计
《 装备制造技术￣ ２ ｏ １ ５ 年第 ７ 期
弹道修 正弹修正舵机控 制策 略研究
张进超 ， 王 玲， 郝永平 ， 李 新福
（ 沈 阳理 工 大学 兵器 科 学研 究 中心 ， 辽宁 沈阳 １ １ ０ １ ５ ９ ）
摘 要： 高速旋转 弹丸 弹道修 正的 实现 ， 修 正舵 机的减旋和舵机 系统 中永磁 同步 电机 的控 制是关键 。介 绍修 正弹舵 机结
１ 修 正弹的 总体 结构
１ ． １ 修正 在修正部内腔里更 能有效地检测修正 舵机 的 空 间信息 。 １ ． ２ 鸭舵 执行 机构 固定式鸭舵执行机构的工作原理是通过 弹体姿
修正舵机结构布局如 图 １ 所示 ，弹道修正弹 的 态控制指令使舵机带动舵面偏转 ，从而改变弹体的 并利用空气阻力改变弹丸的飞行速度［ ６ １ 。 设计是在原有 的“ 笨蛋 ” 头部安装个具有修正能力 的 飞行姿态 ， 修正 弹控制部分 的舵机结构设计如 图 ２所示 ， 修正装置 ， 把它改装成智能控制弹药。修正舵机采用 十字型鸭舵包含一对操纵舵和一对 偏航舵 ，其 中 ｌ 空气 动力鸭式舵机执行机构 ， 修正 系统 由修正部 、 姿
构和组成 ， 依 据二维修正 固定鸭舵 工作 原理和舵机修 正过程 中所受力矩分析 ， 提 出采 用脉 宽调制技 术实现 电机 的双 闭环 控 制 系统。通过在模拟样机 平 台进行舵机停止 角度 的 实验表明 ， 该舵机控 制 系统结构 简单 ， 定位精度理 想且在 高速旋转 状 态下 系统稳定性好 、 可靠性 高， 为后 续高旋弹二维弹道修正舵机控制 系统 的研 究提供 了实验依据 。 关键 词 ： 弹道修正 ； 永磁 同步 电机 ； 电磁 转矩 ； 脉宽调制 中图分类号 ： Ｔ Ｊ ７ ６ ５ ． ２ 文献标志码 ： Ａ 文章编号 ： １ ６ ７ ２ — ５ ４ ５ Ｘ（ ２ ０ １ ５） ０ ７ — ０ １ ３ ７ — ０ ３
收稿 日期 ： ２ ０ １ ５ — ０ ４ — ２ ８ 基金项 目： 国家 ８ ６ ３计划资助项 目（ 基金号 ： ． ２ ０ ０ ９ Ａ Ａ ０ ４ Ｚ １ ６ ７ ） 作者简介 ： 张进超（ １ ９ ８ ９ 一） ， 男， 河北邯郸人 ， 研究生 。 研究方 向： 现代控制技术与应用 。 １ ３ ７
统转 动惯 量 ， 单位 为 ｋ ｇ ・ ｍ ； ｔ ｏ ， ， ｏ， ｔ 为舵 片停 止 前 后 的
角速度 ， 角速度单位为 ｒ ａ ｄ ／ ｓ ； Ｍ ｅ 为 电磁转矩 ， 单位为 算机 的控制指令 控制 １ 号舵片和 ３ 号舵 片的位置 ， Ｎ・ ｍ； 。 为 轴 承 摩 擦 力 矩 和 惯 性 力 矩 之 和 ，单 位 为 使其为弹丸提供相应 的飞行控制力 。 ２ 号舵片和 ４ 号 Ｎ・ ｍ； Ｍ２ 为风 阻力 矩 ， 单 位 为 Ｎ・ ｍ． 其 中， ． ， ， 经 过对 舵 片 为 一对 以某 一 舵 偏 角 反 向差 动 安 装 的舵 片 ， 称 样 机多 次试 验 测量 计算 出的合 理数 据 。 为偏 航舵 。 偏航 舵 的偏 角为 ６ 。 ， 其 作 用是 在 弹丸 处 于 弹载 Ｇ Ｐ Ｓ和 Ｉ Ｎ Ｓ组 合 制 导 检 测 弹 丸 的 飞 行 姿 无控飞行阶段 ，为弹体头部提供与弹丸旋转方 向相 态 ， 达到修正条件 ， 弹载计算机发 出修正控制命令控 反 的 力矩 。 制系统 以当前的各参数解算 出停止转动所需 的时 间
二维弹道修正是指对弹丸横 向和纵 向两个方 向
均进行修正 ， 主要 以修 正横 向为 主 ， 通 过 改 变俯 仰 力
态测 量 与 导航装 置 和控 制部 三 部分组 成 。
矩和偏航力矩来控制 弹丸飞向 目 ” 。 修正舵机减旋 是高旋稳定 弹丸修正 的关键 ，减旋 的 目的是提高修 正的准确度和降低修正的难度。通过调整修正弹舵 机在空 中飞行时的不 同空 中姿态 （ 相对于大地 ） 和垂 直舵机表 面的气动力来改变修 正弹 的飞行轨迹 ， 使
其 按 照标 准 弹道 飞行 。弹 丸在 飞行 的过程 中 ， 舵 机一 直处 于 高 速旋 转 ， 只有 弹 丸飞 行 到 可 修 段 （ 速 度 小 于 ２马 赫 ） 时， 控 制 电机 实 现 弹 丸在 飞行 过 程 中修 正 舵 １ ２ ０ ｒ ／ ｍｉ ｎ ） 下转动。 弹 载计 算 机根 据实 测 弹 丸坐标 及
制 部 中 的 电子元 器 件 和 电机 在 弹 丸发 射 时所 受 到 的
舵 机 根 据 修 正量 的大 小 和 方 向进 行 有 限次 的不 连 续
的动作 ， 从 而实现对弹丸在纵向和横向上的修正 。 通 冲击力。考虑到弹载全球定位系统（ Ｇ Ｐ Ｓ ） 和惯性导航 过对修正鸭舵 的工作原理及其受力分析提出了弹道 系统（ Ｉ Ｎ Ｓ ） 组合制导需要 在低转速状态下 ， 测量信号 修正弹的控 制策略 ，所设计的弹道修正机构 的电机 状 态稳 定 性 ，姿态 探 测 与 Ｇ Ｐ Ｓ导航 系 统装 在 修正 机 控 制 控 制 系 统 能够 达 到 修 正 弹 的基 本 要 求 ，为高 速 构的内部 。根据控制方案要求 ， 修正舵机需在弹丸的 旋 转 弹丸 的二 维 修正 提 供 了参 考依 据 。 飞行过程 中处于低速旋转状态 ，所 以把姿态测量与
图 １ 修 正 舵 机 结 构 布 局 图
修正部分通过深 沟球 轴承与控制部分相连 ， 轴
机 的减旋 ， 使舵 机保 持在相对 较低 的转速 （ ６ ０ ｒ ／ ｍｉ ｎ 承起到隔离转速作用 ， 因此两者能够相互 自由旋转。
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控制部 的主体结构安装在弹体 内部 ，控制部分 内装 弹道偏差 ， 解算 出修正量 ， 控制系统再控制弹上修 正 有防过载 的缓冲装置 ， 能够有效地减少修正部件 、 控