中国指挥与控制学会会刊 
自动武器后坐力是指从弹膛到发射筒之间的一段距离上,在弹丸运动过程中,由于枪口后坐力的作用而产生的力矩[1⇓-3]。枪口后坐力不仅会影响武器系统射击精度,还会使武装直升机的运动参数发生变化,从而影响到武器系统及武装直升机的工作性能[4⇓-6]。同时,由于枪械本身存在固有特性,如结构惯性、后坐力等,使得枪口后坐力对武装直升机其他部分产生的影响更大。因此,对于武装直升机载自动武器射击而言,枪口后坐力是一种不可忽略的影响因素[7⇓-9]。为了提高自动武器射击精度和武装直升机的稳定,研究人员需要对枪口后坐力进行补偿控制。
目前对枪口后坐力补偿控制主要是通过前馈控制和反馈控制两种方式实现。前馈控制是利用武器本身具有的一段惯性时间来解决枪口后坐力补偿问题[10]。反馈控制是利用反馈控制系统来获得被控对象的状态量,然后利用被控对象的状态量与状态观测器(观测器)得到的输出信号进行比较,从而得到被控对象的输出信号[11⇓-13]。两种方法各有优劣。然而前馈控制在解决自动武器射击时枪口后坐力补偿问题时存在一定不足,有明显的控制误差,自身容错性需要进一步提高。在自动武器系统中很难应用[14]。而反馈控制虽然具有很强的鲁棒性和抗干扰性,但是在实际应用上仍然有一些问题[15]。因此,研究人员采用武装直升机载自动武器射击后坐力补偿控制算法以解决上述控制手段中存在的问题。
1 武装直升机载自动武器射击后坐力补偿控制算法设计
1.1 武器射击后坐力受力分析
机载武器射击时,发射的弹丸受到外部扰动,由惯性力和摩擦力产生的后坐力,其大小是不断变化的。如果弹丸受到扰动后继续射击,则会产生更大的后坐力。在机载武器射击时,弹丸在发射后继续飞行,并在飞行过程中受到大气扰动等作用。因此,在飞行过程中,弹丸受到外界扰动和自身振动两种因素的共同作用下会产生较大的后坐力。本文主要研究机载武器射击时产生的后坐力对射击精度的影响。
为了计算方便,假设弹丸在飞行过程中不受大气扰动和自身振动影响,基于运动特性分析其受力情况。受力方程如下:
ms =PtS-PqSh+F0-F1-Ff*sgn( )+
F2*sgn()+F3 sgn()=
式中,ms表示武器自身重量, 表示武器身位位移,Pt表示武器发射对自身的等效预压力,S表示膛内横断面积,Ff表示武器后座运动受到的阻力,Pq表示导气室内燃气压强,Sh、F0表示复进簧的预压力,F1为武器射击时后坐力对武器自身的作用力,sgn( )表示符号函数,F2表示运动摩擦力,F3表示武器重力的x方向分量。在完成对武器射击后坐力的分析后,分析后坐力的产生原因。
机载武器射击时产生的后坐力包含外因和内因两部分。外因包括:机载武器发射时发射枪机上的弹丸与机载武器内部零件间产生的摩擦力、气动阻力等。内因包括:机载武器本身的机械结构、火炮工作原理等。外因是当机载武器在飞行过程中,由于自身结构限制和火炮工作原理等原因,炮口气流对弹丸产生了扰动,弹丸受到扰动后继续飞行,在飞行过程中受到扰动后产生更大的后坐力。如果不对这两种因素进行控制,就会导致弹丸无法稳定飞行。因此,需要对这些因素进行补偿控制。将以上分析结果作为控制输入参数的一部分,建立武装直升机姿态控制模型,确定武器射击后坐力对直升机的影响。
1.2 建立直升机姿态控制模型
在确定武器射击后坐力补偿控制前,研究人员需要建立直升机的动力学模型,包括俯仰、横偏和航向三个通道的数学模型。俯仰通道包括俯仰通道和横滚通道、滚转通道;横偏通道包括水平偏航通道、俯仰偏航通道和横滚偏航通道;航向通道包括水平航向、俯仰航向和横滚航向。根据直升机飞行原理,在考虑直升机模型非线性的情况下,研究人员对直升机的运动状态进行描述。
研究人员选择合理的坐标系建立运动学方程,以(α,β,λ)描述直升机的飞行姿态,分别表示偏航角、俯仰角和滚转角,则直升机的广义坐标系为q=(x,y,z,α,β,λ),其中,(x,y,z)表示机身到坐标原点的距离,通过计算得到直升机的动能和势能,以便分析其在武器射击后坐力作用下所受到的各种气动载荷。计算公式如下:
T1=
T2= J
U=mgz
式中,η=(x,y,z),φ=(α,β,λ),T1表示直升机的线动能,T2表示直升机的角动能,U表示重力势能,J表示直升机系统的转动惯量,m表示直升机系统的质量,g表示重力加速度。由此建立直升机姿态控制模型。
J = =
式中,k2表示电机反转时的力矩系数,k1表示电机正转时的力矩系数,k3表示直升机旋翼的升力系数,v1和v2表示控制输入。将直升机姿态控制模型与武器射击后坐力分析结果相结合,设计自适应补偿控制律,确定控制输入。
1.3 设计自适应补偿控制律
自适应补偿控制是一种用于处理非线性不确定系统的控制方法,特别适用于处理复杂的系统模型、时变性和受到外界干扰的情况。在现代控制领域中,非线性干扰观测器应用比较广泛,能够针对外界未知干扰因素和一些不确定因素进行更好的控制,特别是一类非线性不确定系统。由于武装直升机载自动武器系统是一个复杂的非线性系统,其响应具有明显的时变性,而且受到外界干扰和自身结构参数的影响,导致自动武器系统模型具有不确定性。因此,自动武器系统模型稳定性的评估需要考虑系统在不同条件下的响应特性、误差收敛性、稳态行为等多个方面。针对这种不确定性,研究人员引入非线性干扰观测器,设计具有容错特性的自适应控制律。非线性干扰观测器能够实时估计未知干扰和不确定因素的影响,进而通过自适应调节控制律补偿这些影响,从而使系统能够更好地抵抗不确定性带来的波动和干扰。
根据控制目标,当自动武器射击后坐力以及直升机姿态均为已知时,研究人员设计如下控制器。
g(t)= c(t)+ r(t)
式中, 和 表示执行参数,c(t)表示跟踪直升机的控制状态,r(t)表示补偿控制。自适应补偿控制结构如图1 所示。
L2=-[H(1-ζ)
式中,H表示自动武器射击时刻的控制矩阵, 表示干扰观测器,ζ表示状态判断参数,ζ等于0时,表示自动武器已经完成射击操作,ζ等于1时表示武器未完成射击操作。以直升机的姿态角误差最小化Δθmin为目标,通过补偿控制的方式,使直升机在射击后保持稳定的姿态角。
Δθmin=L2θd-L2θa
式中,θd、θa分别表示期望姿态角和实际姿态角。直升机的姿态角误差结果取最小值时为最佳补偿控制。在上述中的控制器与补偿律的支持下,研究人员即可实现对武装直升机载自动武器射击后坐力补偿控制。
2 武装直升机载自动武器射击后坐力补偿控制算法实验研究
2.1 实验准备
为了验证武装直升机载自动武器射击后坐力补偿控制算法的实际应用水平,研究人员在相关文献资料的支持下,设计实验内容,展开实验研究。由于直升机飞行是一个动态变化的过程中,采集用于实验研究的数据也是一个连续的过程,武器射击则是一个瞬态过程,其后坐力作用在直升机上会产生一定影响。因此,在实验前,以飞行状态的直升机作为实验对象,采用KAM500机载设备记录相关数据。研究人员通过标定间接测量武器射击产生的后坐力,分析目标的动态响应情况。应变片的测试信号由导线获得,导线接入到机舱内的数据采集模块,在采集到目标数据后记录存盘。数据采集记录流程示意图如图2 所示。
对于数据采集过程中应变采集,设置相关参数。数据采集参数如表1 所示。
表1 数据采集参数Tab.1 Data collection parameters |
| 编号 | 项目 | 参数 |
|---|---|---|
| 1 | 通道数 | 8 |
| 2 | 激励输出 | 0~±5.1 V(10.2 V)每级±1.8 mV |
| 最大温漂:±0.1%FSR | ||
| 每通道最大电流:30 mA | ||
| 短路电流:80 mA | ||
| 3 | 信号输入 | 范围:±10 V(增益为1)/±1 V(增益为10)±100 mV(增益为100)±10 mV(增益为1 000) 类型:D/E 输入阻抗:1GΩ(开)22 kΩ(关) 保护:±40 V |
| 4 | 采样率限制 | 最高20 KHz/每通道 |
| 5 | 物理限制 | 激励电流最大2 A |
| 6 | 直流响应 | 增益最大温漂±0.1% 偏置漂移是基本输入范围的±0.1% |
通过上述过程获得实验数据,在此基础上,以常见的基于串联补偿的控制算法和基于预设性能的补偿控制算法作为参照,研究人员设计对比实验内容,在实验结束后,根据实验结果分析各个控制方法的容错性。
2.2 控制延迟实验结果及分析
在控制延迟实验中,研究人员在相同配置的计算机上执行不同的控制算法,在补偿控制方法完成指定任务后,利用计算机统计直升机的姿态角响应情况,根据实验结果分析各个补偿控制算法的控制延迟情况。实验结果如图3 所示。
由图3 的实验结果可以看出,在初始运行阶段,各个补偿控制算法的姿态角响应曲线变化比较稳定,经过短时间的控制调节后,各个控制算法的姿态角响应曲线出现了不同的波动变化。其中,基于串联补偿的控制算法和基于预设性能的补偿控制算法中产生的响应波动最明显,波动范围为0~0.8 deg之间,说明这两种控制算法在补偿控制上有明显延迟,补偿控制存在失效的可能性。而作者提出的补偿控制算法实验结果中,姿态角响应曲线变化稳定,与实际姿态角变化最大波动为0.01 deg,没有控制延迟情况出现,说明提出的补偿控制算法能够根据外部干扰情况进行有效的补偿控制,控制效果更理想。
2.3 控制误差实验结果及分析
研究人员在控制误差实验分析中,同样将不同的补偿控制算法布置到配置相同的计算机中,并执行相同的任务,在任务执行完毕后,利用计算机统计控制量与实际变化量的误差,以此分析出各个补偿控制算法的控制误差。实验结果如图4 所示。
由图4 可知,基于串联补偿的控制算法在进行补偿控制工作时,其偏航角、俯仰角和转角都出现了明显的误差波动,并且在实验时间截止时误差变化更加明显,没有减小的趋势。基于预设性能的补偿控制算法实验结果中,同样存在比较轻微的控制误差,在有效的实验时间内,误差在逐渐减小。作者提出的补偿控制算法实验结果中,控制误差极小,基本可以忽略不计。将上述实验结果与控制延迟实验结果结合在一起,经过综合分析后可知,本文提出的武装直升机载自动武器射击后坐力补偿控制算法控制水平比较高,容错性较好,在实际应用上,整体性能优于其他控制算法。
3 结束语
本文以武装直升机载自动武器射击后坐力补偿控制作为研究重点,对补偿控制算法的容错性进行了较为全面的研究与分析,该算法有效利用了自适应控制本身的特性,使得设计的控制方案能够快速补偿外部干扰。不仅如此,通过大量实验研究发现,本文设计的补偿控制算法具有较高的容错性能,在实际操作中可以及时跟踪目标的状态输出,及时调整控制方案。
自动武器是武装直升机上的重要装备,为了保证武装直升机在复杂地形和恶劣气象条件下作战时的射击精度,需要自动武器系统具有很好的射击精度,而影响射击精度的因素较多,比如身管振动、温度变化和气动力变化,因此研究人员在控制算法的设计上还需要考虑各种因素的干扰,在后续研究中,作者将针对外部因素展开深度分析与讨论。