临近空间动能拦截器制导控制算法研究

刘士明, 田宏亮, 陈景昊

(中国空空导弹研究院 第十八研究所, 河南 洛阳 471009)

临近空间动能拦截器制导控制算法研究

刘士明, 田宏亮, 陈景昊

(中国空空导弹研究院 第十八研究所, 河南 洛阳 471009)

为了实现动能拦截直接碰撞目标,分析了反临近空间作战动能拦截器的工作特点和姿/轨控发动机的工作方式;借鉴零控脱靶量原理,设计了一种以轨控发动机开启时间为制导指令的制导律;考虑到拦截器捷联导引头没有稳定平台,设计了姿态控制律,利用姿控发动机实现拦截器的三轴稳定和目标跟踪。仿真结果表明,拦截器能够直接碰撞目标,验证了制导控制算法的有效性。

临近空间; 动能拦截; 零控脱靶量; 三轴稳定

0 引言

临近空间高超声速飞行器是在地球临近空间(20～100 km)以高超声速(Ma>5)飞行的飞行器,飞行速度快、高度高,超出了传统防空导弹的拦截范围。美国、俄罗斯、法国、澳大利亚、日本、印度等国家均已开展临近空间高超声速飞行器的相关研究[1]。动能拦截器(Kinetic Kill Vehicle, KKV)是一种不携带传统战斗部,利用高速飞行产生动能,通过直接碰撞杀伤目标的飞行器。与经典导弹武器相比,动能拦截器质量和体积更小,采用直接力控制系统实现更加精准的控制,没有引信和战斗部,是对高速飞行目标实施拦截的有效武器。美国在这一领域进行了深入的研究,并已成功应用于地基拦截弹(GBI)、标准Ⅲ导弹、末段高层区域防御(THAAD)拦截弹等武器系统中[2]。动能拦截器将成为未来反临近空间高超声速飞行器的有效武器。

制导控制是动能拦截器成功拦截目标的关键技术,国内外学者进行了广泛的研究。文献[3]将修正比例导引律应用于大气层外动能拦截器的末制导,但要求加速度方向垂直于速度方向,这与轨控发动机的安装方式相矛盾。文献[4]设计了一种逐段限制视线转率的变开关限导引律,但在目标存在机动情况下的有效性还有待验证。文献[5]利用非线性预测控制理论设计了大气层外拦截器的开关式导引律和开关式姿态控制律,研究过程应用了非线性控制理论,不利于工程实用。文献[6]提出了一种基于比例导引的“逐段限制视线转率”的导引方法,但是比例导引的固有缺陷在目标机动较大时会造成较大的终端脱靶量,无法实现直接碰撞。文献[7-9]研究了直接力-气动力复合控制技术,但是在临近空间大气密度低,无法利用气动力进行控制,因此复合控制技术不适用于临近空间动能拦截器。

本文借鉴零控脱靶量制导原理,参考目标可观性判断原理[10],把气动力和重力作为干扰量,设计了动能拦截器的制导律;参考传统导弹控制系统设计了动能拦截器的姿态控制律。与以往研究不同,考虑到动能拦截器姿/轨控系统的特点,本文把发动机的工作时间作为控制量设计制导律。最后,通过仿真分析验证了制导控制算法的有效性。

1 动能拦截器姿/轨控特点分析

在地球临近空间大气密度很小,传统舵面控制效率很低,不适用于反临近空间动能拦截器。动能拦截器采用直接力控制、三轴稳定方式,控制系统包括姿控和轨控两部分。姿/轨控发动机的布置方案如图1所示。

图1 姿/轨控发动机布置方案Fig.1 Attitude/orbit control engines layout scheme

轨控发动机有4个喷管,布置在拦截器的质心平面内,提供垂直于弹体纵轴的推力;姿控发动机有6个喷管,布置在拦截器的尾部,提供俯仰、偏航和倾斜力矩。动能拦截器体积和质量小、工作时间短,一般选用固体推进剂,难以实现连续变推力。姿/轨控发动机具有连续式和脉冲式两种工作方式。两种工作方式均以姿/轨控发动机的工作时间作为最终控制量,控制电磁阀的开关。考虑到姿/轨控发动机的这种工作特点,在设计拦截器的制导律和姿态控制律时选择发动机的开启时间作为输出指令。

2 轨道控制模型

在拦截末段,动能拦截器的工作时间很短(一般小于10 s),因此在建立拦截器和目标的运动模型时不考虑地球的自转,以地面坐标系作为惯性系。动能拦截器和目标的运动模型如图2所示。图中:质点I和T分别为动能拦截器和目标;RI和RT为位置矢量;VI和VT为速度矢量。

动能拦截器和目标的相对位置、相对速度矢量为:

R=RT-RI

(1)

V=VT-VI

(2)

图2 拦截器-目标相对运动模型Fig.2 Relative motion model of interceptor-target

比例导引是最经典的制导律,但要求指令加速度垂直于拦截器速度矢量,而轨控发动机只能提供垂直于弹体纵轴的推力,这二者是相悖的。本文参考零控脱靶量制导原理,设计一种以轨控发动机开启时间为制导指令的制导律。

定义如下形式的零控脱靶量[11]:

Z=R+Vtgo

(3)

式中:tgo为剩余飞行时间。

轨控发动机的目标是使得零控脱靶量趋近于零。在很小的时间段内,假设目标作匀速直线运动,则有:

R+(V-ΔVI)tgo=0

(4)

ΔVI=(R+Vtgo)/tgo

(5)

式中:ΔVI为使得零控脱靶量为零需要的拦截器速度变化量。

(6)

(7)

轨控系统的控制结构如图3所示。

图3 轨控系统结构Fig.3 Orbit control system structure

3 姿态控制模型

受动能拦截器质量和体积的限制,拦截器的导引头为捷联导引头,没有稳定平台。为了实现拦截器对目标的稳定跟踪,需调整姿控发动机,使导引头始终指向目标,即调整拦截器的姿态角跟踪视线(Line of Sight, LOS)角。弹目视线用视线倾角qε和视线偏角qβ描述,拦截器姿态用三个欧拉角:俯仰角θ、偏航角ψ和倾斜角γ描述。拦截器的俯仰角、偏航角的调整原理如图4所示。

图4 拦截器俯仰/偏航姿态调整原理Fig.4 Interceptor pitch/yaw attitude adjustment principle

以偏航通道控制为例设计控制律,俯仰通道的控制规律与之相同,偏航方向姿控发动机的开启时间为:

(8)

其中:

俯仰/偏航通道控制框图如图5所示。图中K1,K2为控制增益。

动能拦截器采用三轴稳定方式,倾斜通道的任务是抑制拦截器的倾斜运动,使得俯仰和偏航通道解耦。倾斜方向姿控发动机的开启时间为:

(9)

其中:

图5 俯仰/偏航控制结构图Fig.5 Pitch/yaw control structure

倾斜通道的调整示意图如图6所示,控制框图如图7所示。

图6 倾斜姿态调整示意图Fig.6 Roll attitude adjustment

图7 倾斜控制结构图Fig.7 Roll control structure

4 仿真试验及结果分析

为了验证所提出的动能拦截器制导控制模型的有效性,进行了仿真试验。初始条件为:动能拦截器初速度900 m/s,初始高度31 km,初始时刻导引头指向目标,初始倾斜角5°;目标初速度1 500 m/s,初始高度30 km,以1g加速度分别沿地面系y,z方向作逃逸机动。仿真结果如图8～图13和表1所示。

图8 拦截器-目标三维交战轨迹Fig.8 Three-dimensional engagement trajectory of interceptor-target

图9 俯仰角跟踪视线倾角过程Fig.9 Pitch angle/LOS pitch angle curve

图10 偏航角跟踪视线偏角过程Fig.10 Yaw angle/LOS yaw angle curve

图8为拦截器和目标的运动轨迹,可以看出设计的制导律可实现对目标的拦截。图9和图10对比了拦截过程中弹体姿态角和视线角的变化,可看出所设计的姿态控制律可以实现姿态角对视线角的稳定跟踪。

为了减少俯仰和偏航通道的耦合,需要控制拦截器的倾斜角,抑制拦截器的倾斜运动。从图11可知,姿态控制律可以快速消除初始倾斜角,并保持在0°附近。

图11 倾斜角调整过程Fig.11 Slant angle curve

图12为迎角和侧滑角曲线,由于没有对迎角和侧滑角实施控制,二者有增大的趋势,但是变化在容许范围内,而且在临近空间大气稀薄,气动力影响较小。

图12 拦截器迎角/侧滑角曲线Fig.12 Interceptor AOA/sideslip angle curve

图13为姿/轨控发动机的开启指令,在导引头的信息更新周期内,如果指令时间大于更新周期,发动机处于常开状态;指令时间小于更新周期,发动机按照指令开关。

图13 姿/轨控开启指令Fig.13 Attitude/orbit engines boot command

表1 仿真结果Table 1 Simulation results

5 结束语

根据临近空间特殊的大气环境、目标特性和拦截器姿/轨控特点,设计了动能拦截器的制导、控制算法。与以往相关研究不同的是,在设计拦截器制导律时,参考了零控脱靶量的概念,并考虑了轨控发动机的安装特点。在设计姿态控制律时,考虑了导引头的捷联安装特点。由仿真结果可见,文中设计的制导、控制算法可有效拦截临近空间高超声速飞行器,对未来反临近空间动能拦截器的发展具有一定的理论指导意义。

[1] 郭鹏飞,于加其,赵良玉.临近空间高超声速飞行器发展现状与关键技术[J].飞航导弹,2012(11):17-21.

[2] 王静.动能拦截弹技术发展现状与趋势[J].现代防御技术,2008,36(4):23-26.

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[8] 杨文骏,张科,张云璐.导弹的直接力/气动力控制系统设计[J].飞行力学,2012,30(4):349-353.

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[10] 田宏亮,梁晓庚,贾晓洪,等.只测视线角速度的目标可观性判据[J].北京航空航天大学学报,2011,37(5):534-537.

[11] Lam V C.Acceleration-compensated zero-effort-miss guidance law[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2007,30(4):1159-1163.

(编辑：李怡)

Guidance and control algorithms for near space kinetic kill vehicle

LIU Shi-ming, TIAN Hong-liang, CHEN Jing-hao

(The 18th Research Institute, China Airborne Missile Academy, Luoyang 471009, China)

In order to achieve the goal of direct collision, the working characteristics and attitude-orbit control engines operating mode of kinetic kill vehicle used in near space combat were analyzed. Using the principles of zero effort misses as the reference, the guidance law that orbit control engines’ opening time as guiding instruction was introduced. As interceptor strapdown seeker has no stable platform, the attitude control law was designed, and the attitude control engines were used to achieve three-axis stabilization and target tracking. Simulation results show that the interceptor can directly impact the target, which verified the effectiveness of the guidance and control algorithms.

near space; kinetic kill; zero effort misses; three-axis stabilization

2014-05-05;

2014-09-09;

时间:2014-11-04 08:28

航空科学基金资助(2013ZC12004)

刘士明(1988-)，河南淮阳人，助理工程师，硕士研究生，研究方向为飞行器总体设计、飞行力学及仿真。

TJ765.3

A

1002-0853(2015)01-0066-04