本发明涉及一种空对地制导武器倒挂翻滚控制方法，属于制导武器姿态控制领域。
背景技术：
通常空对地制导武器弹体均正挂于挂架下，制导武器弹体脱离载机后，即可进行正常的三通道制导控制。但在某些情况下，制导武器弹体仅能选择倒挂投弹方式时，制导武器弹体脱离载机后无法按照正常的制导控制程序进行控制，必须先解决制导武器从倒挂到其正常飞行(弹体法向朝上)这段期间所面临的弹体翻滚问题；同时解决上述制导武器从倒挂到其正常飞行(弹体法向朝上)所面临的弹体翻滚问题过程中，一方面需要缩短翻滚过程的时间，为制导武器后续制导控制预留足够的时间，另一方面需要保持制导武器在翻滚过程中的稳定性，避免造成姿态失稳。目前，该技术问题在相关技术领域内无公开控制方案介绍。
技术实现要素：
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种空对地制导武器倒挂翻滚控制方法，采用二回路反馈控制，使翻滚控制更为平滑、可靠、快速，应用本发明方法可使空地制导武器倒挂于载机挂架下，解决某些情况下不能正挂的问题。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种空对地制导武器倒挂翻滚控制方法，程序指令γc与弹体滚转角γ在第一比较点中比较后得到弹体滚转角偏差e；弹体滚转角偏差e经过pi控制器后进入限幅器，经过限幅器限幅输出第一控制信号upi；第一控制信号upi和经阻尼反馈环节后的第二控制信号ukw共同输入第二比较点中求和；第二比较点求和即为执行机构的输入指令；执行机构用于控制弹体绕纵轴滚转，产生滚转角速度ωx；弹体的滚转角速度ωx一方面经阻尼反馈环节后输出第二控制信号ukw给第二比较点，另一方面弹体的滚转角速度ωx经积分器后得到弹体滚转角γ给第一比较点。
上述空对地制导武器倒挂翻滚控制方法，所述阻尼反馈环节的阻尼系数kω为
式中tm为被控对象时间常数，km为被控对象增益。
上述空对地制导武器倒挂翻滚控制方法，所述限幅器umax限幅幅值为
umax＝-kωωxmax
式中ωxmax为滚转最大角速率的限幅值。
上述空对地制导武器倒挂翻滚控制方法，所述经过阻尼反馈环节后，阻尼回路的闭环传递函数
式中s＝σ+jω为复数(拉普拉斯算子)。
上述空对地制导武器倒挂翻滚控制方法，所述第二比较点、执行机构、被控对象和阻尼反馈环节组成空对地制导武器倒挂翻滚控制方法的内回路。
上述空对地制导武器倒挂翻滚控制方法，所述第一比较点、pi控制器、限幅器、阻尼反馈环节、第二比较点、执行机构、被控对象和积分器组成空对地制导武器倒挂翻滚控制方法的外回路。
上述空对地制导武器倒挂翻滚控制方法，包括如下步骤：
步骤一、空对地制导武器倒挂于载机挂架下，弹体法向朝下；
步骤二、弹机分离后，经无控段后进入翻滚控制段，无控段滚转舵偏为零；
步骤三、程序指令γc与弹体滚转角γ在第一比较点中比较后得到弹体滚转角偏差e；弹体滚转角偏差e经过pi控制器后进入限幅器，经过限幅器限幅输出第一控制信号upi；第一控制信号upi和经阻尼反馈环节后的第二控制信号ukw共同输入第二比较点中求和；第二比较点求和后输出第三控制信号控制执行机构；执行机构用于控制弹体绕纵轴滚转，产生滚转角速度ωx；弹体的滚转角速度ωx一方面经阻尼反馈环节后输出第二控制信号ukw给第二比较点，另一方面弹体的滚转角速度ωx经积分器后得到弹体滚转角γ给第一比较点。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)本发明采用二回路反馈控制，能够有效控制制导武器脱离载机后的弹体翻滚，翻滚过程的时间较短，翻滚过程中的稳定性强，该方面已经通过理论分析、半实物仿真试验和投弹试验验证；
(2)本发明中阻尼回路中反馈系数确定方法理论依据充分，方法简单可靠，且经过充分的理论和试验验证其可行性；
(3)本发明中限幅值的确定方法经过合理的简化推理，且经过充分的试验验证其可行性。
附图说明
图1为本发明中空对地制导武器正挂和倒挂于载机挂架下及其弹机分离后一段时间内的飞行过程示意图；
图2为本发明中空对地制导武器翻滚控制方法程序运行时序图；
图3为本发明翻滚控制段的翻滚控制原理框图；
图4为本发明仿真试验中翻滚指令及弹体滚转角随时间变化情况图；
图5为本发明仿真试验中弹体滚转角速度随时间变化情况图；
图6为本发明投弹试验中翻滚指令及弹体滚转角随时间变化情况图；
图7为本发明投弹试验弹体滚转角速度随时间变化情况图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
图1为本发明中空对地制导武器正挂和倒挂于载机挂架下及其弹机分离后一段时间内的飞行过程示意图；即空对地制导武器挂于载机挂架下有如下两种可能情况：
第一种情况：弹体1正挂于载机挂架下，弹机分离后，弹体进入正飞状态；
第二种情况：弹体1倒挂于载机挂架下，弹机分离后，弹体经过翻滚控制进入正飞状态。
本发明所述的空对地制导武器倒挂翻滚控制方法针对情第二种情况。图2为本发明中空对地制导武器翻滚控制方法程序运行时序图，在弹机分时刻后，制导武器的飞行状态先处于无控段，此时滚转舵偏指令为零；然后到达启控点后，弹体即进入翻滚控制段；通过翻滚控制端后，弹体进入其他阶段直到制导武器击中目标。
图3为本发明翻滚控制段的翻滚控制原理图，程序指令γc与弹体滚转角γ在第一比较点4中比较后得到弹体滚转角偏差e；弹体滚转角偏差e经过pi控制器5后进入限幅器6，限幅器6限幅输出第一控制信号upi；第一控制信号upi和经阻尼反馈环节7后的第二控制信号ukw共同输入第二比较点8中求和；第二比较点8求和即为执行机构9的输入指令；执行机构9用于控制弹体的滚转姿态角发生偏转，产生滚转角速度ωx；弹体将滚转角速度ωx一方面经阻尼反馈环节7后输出第二控制信号ukw给第二比较点8，另一方面弹体将滚转角速度ωx经积分器11后得到弹体滚转角γ给第一比较点4。通过上述翻滚控制原理控制弹体从启控点时刻的滚转角翻滚至0°，即弹机分离后完成从倒挂状态到正飞状态的过程。
阻尼反馈环节7的作用是一方面改善被控对象10的特性，提高被控对象10的抗干扰能力；另一方面限制滚转角速度的最大值不超过ωxmax的设计值，本实施例中滚转最大角速率的限幅值ωxmax的设计值取值为120°/s。阻尼反馈环节7的滚转阻尼系数kω为
式中tm为被控对象时间常数，km为被控对象增益。
为了分析方便，给出各环节数学模型，执行机构9的传递函数为
式中
其中，经内回路反馈后的广义被控对象的时间常数为
限幅器6的取值取决于最大滚转角速率的值和阻尼回路反馈系数的值，该量与阻尼回路共同保证弹体滚转角速率小于设计值，限幅器6的取值为：
umax＝-kωωxmax
式(1)中km·kω>>1，km>>tm，那么式(1)可简化为：
上式可得三个量间的关系，如果要求弹体的滚转角速率不超过滚转最大角速率的限幅值ωxmax，便可以求取umax的值。
应用上述空对地制导武器倒挂翻滚控制方法可以控制弹体从倒挂状态平稳翻滚至滚转姿态角为零的位置。
本发明包含两个反馈回路：内回路(又称阻尼回路)：包括第二比较点8、执行机构9、被控对象10和阻尼反馈环节7，内回路作用：一方面改善被控对象10的特性，使经过阻尼回路反馈后的广义被控对象有较好的特性，提高其抗干扰能力；另一方面限制最大滚转角速度不超过设计值。外回路：包括第一比较点4、pi控制器5、限幅器6、内回路、积分器11，外回路作用：通过pi控制器5的作用使滚转姿态角跟踪上滚转控制指令。
一种空对地制导武器倒挂翻滚控制方法，包括下列步骤：
步骤一、空对地制导武器倒挂3于载机挂架2下，弹体法向朝下；
步骤二、弹机分离后，经无控段后进入翻滚控制段，无控段滚转舵偏为零；
步骤三、程序指令γc与弹体滚转角γ在第一比较点4中比较后得到弹体滚转角偏差e；弹体滚转角偏差e经过pi控制器5后进入限幅器6，限幅器6限幅输出第一控制信号upi；第一控制信号upi和经阻尼反馈环节7后的第二控制信号ukw共同输入第二比较点8中求和；第二比较点8求和即为执行机构9的输入指令；执行机构9用于控制弹体的滚转姿态角发生偏转，产生滚转角速度ωx；弹体将滚转角速度ωx一方面经阻尼反馈环节7后输出第二控制信号ukw给第二比较点8，另一方面弹体将滚转角速度ωx经积分器11后得到弹体滚转角γ给第一比较点4。通过上述翻滚控制原理控制弹体从启控点时刻的滚转角翻滚至0°，即弹机分离后完成从倒挂状态到正飞状态的过程。
本发明的第一实施例为：
设被控对象10的传递函数
umax＝-kωωxmax＝-7.2；
仿真初值设置完毕。
弹体滚转角及滚转角速度控制结果如图4、图5所示，图4是本发明仿真试验中翻滚指令及弹体滚转角随时间变化情况图；图5是本发明仿真试验中弹体滚转角速度随时间变化情况图；仿真结果表明，本发明方法具有较好的控制效果。
图6是本发明投弹试验中翻滚指令及弹体滚转角随时间变化情况图；图7是本发明投弹试验弹体滚转角速度随时间变化情况图。通过图6和图7可知，针对空对地制导武器倒挂投弹情况，本发明能有效解决弹体从投弹至正飞状态的弹体翻滚问题，该方法简单、可靠、有效，且已通过实弹验证。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。