本发明涉及的是一种，尤其是一种以旋转弹弹旋周期作为控制基准的新型旋转弹控制方法。
背景技术：
旋转弹是指飞行过程中绕自身纵轴连续滚转的一类弹箭飞行器，具有简化控制系统结构和组成、提高突防能力、放宽加工制造误差容限、避免不对称烧蚀等一系列优势，广泛见于炮弹、火箭弹、战术导弹、战略导弹再入弹头等，代表着武器装备发展过程中的一个重要方向，如美国的xm982等多种制导炮弹、俄罗斯的旋风火箭弹。美国最新型的ram防空导弹及攻击段的爱国者‐3导弹、民兵‐iii战略导弹的再入弹头等均采用旋转弹体制。随着战争模式的转变，精确打击能力已成为现代战争对于武器装备的核心要求，由此引发了常规炮弹、火箭弹的制导化热潮。旋转弹作为一种最适合于常规弹药制导化的低成本、高精度体制，如何提高其打击精度已经成为国内外研究的前沿和热点。
高性能的控制技术是旋转弹遂行精确打击任务的前提和保证。然而，旋转弹独特的动力学特性同样使其控制方法具有一定的特殊性，无法直接应用非旋转战术导弹的已有研究成果，在科学和技术层面均提出了一些新问题。旋转弹动力学特性的独特之处主要表现为俯仰和偏航通道间的强耦合。造成这些强耦合的原因主要包括马格努斯效应诱导的气动交联、陀螺效应诱导的惯性交联及动力学延迟诱导的控制交联。为了得到较好的控制效果，解耦成了旋转弹控制系统设计的永恒主题。围绕旋转弹的解耦控制方法，国内外专家学者已经取得了较为丰富的研究成果。
传统的旋转弹双通道解偶控制方法一般使用比例舵机作为伺服机构，采用“十字形”鸭舵布局，利用俯仰舵和偏航舵分别独立控制弹体的俯仰运动和偏航运动，便于实施旋转制导旋转弹的二维弹道修正，其俯仰或偏航通道控制系统框图如图1所示。首先，获取gps信号并解算得出导引指令，再利用地磁传感器测量弹体滚转角；当舵面随弹体滚转到起控位置时，由弹上计算机发出俯仰通道或偏航通道的舵控指令δc并输入舵机系统驱动舵面偏转，从而产生相应的力和力矩；这些力和力矩以及外部干扰都将引起弹体的姿态变化，通过利用角速率陀螺反馈弹体姿态信号，并利用校正网络修正舵控指令δc，可以迅速稳定弹体姿态。当然，若弹体的动态阻尼特性较好，自身可以迅速地稳定弹体姿态，则可以去掉角速率陀螺。
考虑到gps信号频率与弹旋频率一般都不能一致，若旋转制导控制弹采用图2所示的流程进行控制，则控制系统必定紊乱。例如，当导引信号频率(即gps频率)为10hz，弹旋频率为6hz(即6r/s)时，舵控方波信号不能作用于一个完整周期。随着时间的推移，控制系统必定紊乱。即使按照舵面位置确定起控点，由于舵偏不能实现完整周期的控制也将使控制系统在工程上难以实现。
技术实现要素：
本发明的目的，就是针对现有技术所存在的不足，而提供一种以旋转弹弹旋周期作为控制基准的新型旋转弹控制方法，该方案采用弹体的滚转角位置信号作为控制基准，并且使用陀螺预装角对控制系统进行解耦设计，能够解决gps信号频率与弹旋频率不一致所带来的控制紊乱问题。
本方案是通过如下技术措施来实现的：
一种以旋转弹弹旋周期作为控制基准的新型旋转弹控制方法，其特征是：包括有以下步骤：
a、使用滚转角测量装置测试弹体的滚转角位置信号γ，以此作为形成控制信号的基准，并把此信号作为控制基准信号；
由gps信号解算得到的导引指令是准弹体坐标系下的俯仰等效舵偏角δeqz和偏航等效舵偏角δeqy，需要分别换算到弹体坐标系下的实际舵偏角δmz(t)和δmy(t)；假定弹体的滚转角速度ωx变化不大，可近似为常数，在某一弹旋周期内，舵偏角δmz(t)和δmy(t)产生的舵面操纵力为
f′δ为单位舵偏角所产生的操纵力，δmz(t)＝±δmz，δmy(t)＝±δmy；
b、假定俯仰舵和偏航舵在前半周期均正向偏转，后半周期换向，则偏航舵和俯仰舵产生的周期平均操纵力为
式中，负号表示偏航周期平均操纵力的方向与准弹体坐标系相应轴的方向相反；由公式(3)能够得出导引指令中的俯仰/偏航等效舵偏角δeqz、δeqy与实际舵偏角δmz、δmy之间的关系为
从式(4)中得到俯仰舵和偏航舵的实际舵偏角为各自引导指令中等效舵偏角的π/2倍，并且多面偏转到基准位置时进行舵偏转向；其中，当偏航舵偏转到水平位置时，到达其基准位置，同时俯仰舵偏转到铅锤位置，到达其基准位置；每次舵面随弹体旋转一周后装载最近时刻的导引指令；每当舵面旋转到其基准位置时就将导引指令输入相应舵机，产生的周期等效操纵力必定在偏航方向上，力的大小与导引指令的要求一致；
c、旋转弹的飞行控制是依靠舵面操纵力的周期平均值实现，舵面操纵力的周期平均值是依赖控制系统所形成的控制信号uδ，而控制信号uδ的周期平均值又取决于控制信号在弹旋一周内的换向次数和换向时刻所对应的弹体滚转角γi(i＝1，2，…，n)，控制信号uδ为
式(5)中，控制信号uδ的下标y和z表示坐标轴方向，其中±符号的选取规则为：当uδ在所考察周期内第一个过零点的γ位于上升沿中点时，公式取负号；反之，若位于下降沿中点时，公式取正号。
作为本方案的优选：为了对执行机构的之后和其它交连因素进行补偿，可将反映弹体滚转角γ为2nπ、π/2+2nπ、π+2nπ、3π/2+2nπ的信号超前一λ角，此λ角的大小取决于所需补偿量的大小；λ为陀螺预装角，满足
λ＝λr-λa-λc
式中，λc为系统指令交连角、λr为舵机延迟交连角，λa为气动交连角。
本方案的有益效果可根据对上述方案的叙述得知，由于在该方案中以弹旋周期作为“控制基准”，可以解决gps信号与弹旋频率不一致所带来的控制紊乱的问题；采用以弹旋周期为“基准”的控制系统，当需要控制弹体某个方向上的偏离时，舵面每次到达该位置时就将导引指令输入相应舵机，产生的周期等效操纵力fav必定在此方向上，大小与导引指令的要求一致；采用以弹旋周期为“基准”的旋转制导旋转弹控制系统时，俯仰和偏航通道的实际舵偏角为各自导引指令中等效舵偏角的π/2倍，并且舵面偏转到基准位置时进行舵偏换向。
由此可见，本发明与现有技术相比，具有实质性特点和进步，其实施的有益效果也是显而易见的。
附图说明
图1为现有技术中的弹体控制流程图。
图2为现有技术中偏航周期平均操纵力的方向示意图。
图3为采用本发明方法的偏航周期平均操纵力的方向示意图。
图4为本发明中加入陀螺预装角λ后的控制信号方向示意图。
具体实施方式
本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。
本说明书(包括任何附加权利要求、摘要和附图)中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。
本发明包括有以下步骤：
a、使用滚转角测量装置测试弹体的滚转角位置信号γ，以此作为形成控制信号的基准，并把此信号作为控制基准信号；
由gps信号解算得到的导引指令是准弹体坐标系下的俯仰等效舵偏角δeqz和偏航等效舵偏角δeqy，需要分别换算到弹体坐标系下的实际舵偏角δmz(t)和δmy(t)；假定弹体的滚转角速度ωx变化不大，可近似为常数，在某一弹旋周期内，舵偏角δmz(t)和δmy(t)产生的舵面操纵力为
f′δ为单位舵偏角所产生的操纵力，δmz(t)＝±δmz，δmy(t)＝±δmy；
b、假定俯仰舵和偏航舵在前半周期均正向偏转，后半周期换向，则偏航舵和俯仰舵产生的周期平均操纵力为
式中，负号表示偏航周期平均操纵力的方向与准弹体坐标系相应轴的方向相反；由公式(3)能够得出导引指令中的俯仰/偏航等效舵偏角δeqz、δeqy与实际舵偏角δmz、δmy之间的关系为
从式(4)中得到俯仰舵和偏航舵的实际舵偏角为各自引导指令中等效舵偏角的π/2倍，并且多面偏转到基准位置时进行舵偏转向；其中，当偏航舵偏转到水平位置时，到达其基准位置，同时俯仰舵偏转到铅锤位置，到达其基准位置；每次舵面随弹体旋转一周后装载最近时刻的导引指令；每当舵面旋转到其基准位置时就将导引指令输入相应舵机，产生的周期等效操纵力必定在偏航方向上，力的大小与导引指令的要求一致；
c、旋转弹的飞行控制是依靠舵面操纵力的周期平均值实现，舵面操纵力的周期平均值是依赖控制系统所形成的控制信号uδ，而控制信号uδ的周期平均值又取决于控制信号在弹旋一周内的换向次数和换向时刻所对应的弹体滚转角γi(i＝1，2，…，n)，控制信号uδ为
式(5)中，控制信号uδ的下标y和z表示坐标轴方向，其中±符号的选取规则为：当uδ在所考察周期内第一个过零点的γ位于上升沿中点时，公式取负号；反之，若位于下降沿中点时，公式取正号。
为了对执行机构的之后和其它交连因素进行补偿，可将反映弹体滚转角γ为2nπ、π/2+2nπ、π+2nπ、3π/2+2nπ的信号超前一λ角，此λ角的大小取决于所需补偿量的大小；λ为陀螺预装角，满足
λ＝λr-λa-λc
式中，λc为系统指令交连角、λr为舵机延迟交连角，λa为气动交连角。
在本方案中，采用弹体的滚转角位置信号作为测量标准，并且加入陀螺预装角λ，对执行机构的之后和其它交连因素进行补偿，使控制信号精确无误，避免出现弹体实际偏转方向与系统判定偏转方向不一致，导致偏航周期平均操纵力的方向出现偏差，影响整个弹体的稳定性。
本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。