1.本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及靶标持续大过载机动时的防舵偏系统及其设计和使用方法。
背景技术：
2.靶标要模拟战斗机的大机动性能，如果靶标的平衡舵偏大，操稳比却较小，那么持续大过载机动时需要的俯仰舵偏角就很大；但由于气动及结构的约束，舵机偏转是有限制的，机动过程中靶标容易出现俯仰舵偏饱和的情况；因此，受最大舵偏的物理约束影响，导致靶标的控制系统性能会降低，甚至会出现系统较大的震荡或发散，如靶标在大过载机动过程中，通过跟踪过载指令完成相应机动任务，然而跟踪过载指令时输出舵偏控制指令δc可能超出正常偏转范围而进入饱和区，控制系统出现反向偏差δc逐渐从饱和区退出，进入饱和区越深，则退出饱和区时间越长；在这段时间舵偏仍停留在极限舵偏位置处，而不能随着过载偏差反向立即做出相应的改变，此时系统就像失去控制，造成控制性能恶化甚至导致靶标失稳；
3.因此确保靶标的飞行安全是靶标飞行任务的重中之重，但如何保证靶标持续大过载机动时，控制舵偏不会长时间深度超过最大舵偏限制，是靶标研制的一项关键技术；
4.而在目前的现有技术中，并没有相关技术能解决靶标持续大过载机动时，控制舵偏不会长时间深度超过最大舵偏限制，进而有效保证靶标的飞行安全的相关记载，因此亟需设计靶标持续大过载机动时的防舵偏系统及其设计和使用方法，来解决上述现有技术存在的靶标持续大过载机动过程中舵偏长时间达到极限位置从而导致失控的问题。
技术实现要素：
5.针对上述存在的问题，本发明旨在提供靶标持续大过载机动时的防舵偏系统及其设计和使用方法，本系统在使用时通过对靶标过载指令进行在线修复，从而确保靶标在持续大过载机动时舵偏不会陷入限幅值过深，能够有效保证靶标飞行安全，具有修复效果好、安全性高的特点。
6.为了实现上述目的，本发明所采用的技术方案如下：
7.靶标持续大过载机动时的防舵偏系统，所述防舵偏系统包括靶标控制过载命令控制系统、靶标弹上控制系统和指令修正系统，其中
8.所述靶标控制过载命令控制系统用于向靶标弹上控制系统输入靶标的靶标程控过载指令n
yc1
；
9.所述靶标弹上控制系统用于接收靶标控制过载命令控制系统的靶标程控过载指令，并对靶标程控过载指令进行处理，得到靶标弹体发射的俯仰舵偏指令δc；
10.所述指令修正系统用于接收靶标弹上控制系统输出的俯仰舵偏指令δc，并对俯仰舵偏指令δc进行修正，得到修正系统的控制增益kf，并通过控制增益kf对靶标控制过载命令控制系统输出的靶标程控过载指令n
yc1
进行修正，得到修正后的过载指令n
yc
，并将所述的nyc
作为靶标弹上控制系统的输入命令。
11.优选的，所述的靶标弹上控制系统结构包括过载控制回路子系统和自动驾驶仪回路子系统，其中
12.所述过载控制回路子系统用于接收靶标控制过载命令控制系统的靶标程控过载指令n
yc1
和经指令修正系统修正后的过载指令n
yc
，并利用法向过载反馈回路控制增益k
ny
、伪攻角反馈回路控制增益k
α
和角速率反馈回路控制增益k
ω
对靶标程控过载指令进行处理，得到靶标弹体发射的俯仰舵偏指令δc；
13.其中，所述自动驾驶仪回路子系统包括俯仰角速率反馈回路和伪攻角反馈回路。
14.优选的，所述的指令修正系统结构的修正过程包括
15.当接收到经弹上控制系统解算的俯仰舵偏指令δc和经限幅后的舵偏指令为δ
clim
后，得到过载指令修正量为：
16.δn
yc
＝(|δc|-|δ
clim
|)*kfꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)
17.则修正后的过载指令为：
18.n
yc
＝n
yc1-δn
yc
ꢀꢀꢀꢀ
(2)。
19.优选的，所述的经限幅的俯仰舵偏指令δ
clim
的获得过程包括：
20.(1)经弹上控制系统解算的俯仰舵偏指令δc；
21.(2)若俯仰舵偏指令δc≥最大舵偏指令δ
max
时，δ
clim
＝δ
max
，即得到的经限幅的俯仰舵偏指令δ
clim
为最大舵偏指令δ
max
；
22.(3)若俯仰舵偏指令δc＜最大舵偏指令δ
max
且＞最小舵偏指令δ
min
时，δ
clim
＝δc，即得到的经限幅的俯仰舵偏指令δ
clim
为俯仰舵偏指令δc；
23.(4)若俯仰舵偏指令δc＜最大舵偏指令δ
max
且≤最小舵偏指令δ
min
时，δ
clim
＝δ
min
，即得到的经限幅的俯仰舵偏指令δ
clim
为最小舵偏指令δ
min
。
24.优选的，所述的控制增益kf的确定过程包括
25.靶标所处状态不同，靶标的气动特性也随之变化，纵向通道俯仰力矩主要由两部分组成，俯仰力矩系数满足下式：
[0026][0027]
式中，为俯仰力矩系数对攻角的偏导、对舵偏的偏导；
[0028]
靶标操稳比是评估其操纵性和稳定性的量，表达式如下
[0029][0030]
当靶标操稳比较小，结合式(3)、(4)可知，当攻角一定时产生相同的俯仰力矩，操稳比越小需要的舵偏就越大；靶标操稳比随马赫数变化明显，此靶标跨音速阶段操稳比急剧减小，机动过程中马赫数约为0.7～0.9，随着马赫数增大解算的俯仰舵偏指令|δc|更大、更易陷入舵偏饱和；此时，控制增益kf也应随之增大以产生更多的过载指令修正量使过载指令变小；因此，kf为随马赫数插值的一组插值表。
[0031]
一种靶标持续大过载机动时的防舵偏系统的方法，包括
[0032]
步骤1：确定靶标通道舵偏指令限制范围
[0033]
设置限制俯仰舵偏偏转范围为
±
22
°
；滚转舵偏偏转范围为
±6°
；
[0034]
步骤2：设计靶标弹上控制系统
[0035]
设计所述靶标弹上控制系统电路包括过载控制回路和自动驾驶仪回路，所述自动驾驶仪回路包括相互配合使用的增稳回路和法向过载反馈回路，其中所述增稳回路包括俯仰角速率反馈回路和伪攻角反馈回路；
[0036]
步骤3：根据不同速度靶标气动特性设计指令修正系统的控制增益kf。
[0037]
本发明的有益效果是：本发明公开了靶标持续大过载机动时的防舵偏系统及其设计和使用方法，与现有技术相比，本发明的改进之处在于：
[0038]
针对靶标持续大过载机动过程中舵偏长时间达到极限位置从而导致失控的问题，提出了一种靶标持续大过载机动时的防舵偏系统及其设计和使用方法，在靶标持续大过载机动输出舵偏控制指令易超出舵偏指令限幅值而达到饱和的情况下，通过设计指令生成器，在线修正机动过载指令，来实现靶标持续大过载机动过程中舵偏不因长时间无法从限幅值里退出而失控，确保机动过程中飞行安全；本发明工作方式简洁可靠，指令修正方法易操作且效果明显的优点。
附图说明
[0039]
图1为传统靶标程控过载指令控制结构框图。
[0040]
图2为本发明靶标持续大过载机动时的防舵偏系统的结构框图。
[0041]
图3为本发明靶标弹上控制系统的结构框图。
[0042]
图4为本发明经限幅的俯仰舵偏指令δ
clim
的获取流程图。
[0043]
图5为传统靶标飞行试验机动段法向过载程控指令及法向过载曲线。
[0044]
图6为传统靶标飞行试验机动段限幅前后的舵偏指令曲线。
[0045]
图7为本发明靶标飞行试验机动段法向过载程控指令、修正指令及法向过载曲线。
[0046]
图8为本发明靶标飞行试验机动段限幅前后的舵偏指令曲线。
具体实施方式
[0047]
为了使本领域的普通技术人员能更好的理解本发明的技术方案，下面结合附图和实施例对本发明的技术方案做进一步的描述。
[0048]
传统靶标程控过载控制结构框图的设计原理如图1所示：
[0049]
从图1可以看出，靶标的程控过载指令为n
yc1
，直接进入弹上控制系统，弹上控制系统根据预先设计的控制律控制靶标机动飞行；靶标持续大过载机动时需要大攻角且马赫数会发生较大变化，若此时对应操稳比低且平衡舵偏大的气动特性，持续跟踪程序设定的固定过载指令，解算的俯仰舵偏指令可能会超出舵偏指令限幅值，指令长时间因最大舵偏的限制而进入饱和区；当机动结束过载指令不再是程控过载指令n
yc1
，但由于运算的积分积累舵机仍停留在限幅指令位置，靶标失去控制；
[0050]
因此设计如本实施例图2所示的靶标持续大过载机动时的防舵偏系统的结构框图，从图2可以看出，指令生成器是根据靶标当前解算的控制舵偏量δc和俯仰舵偏能达到的极限位置δ
max
、δ
min
的偏差进行设计，对程序控载指令进行修正，经过指令生成器输出的执行指令为n
yc
，n
yc
为此时靶标实时可用的过载能力，进入弹上控制系统，弹上控制系统根据预先设计的控制律控制靶标飞行，按此控制可使得靶标解算的控制舵偏与极限舵偏的偏差不
至过大，当出现反向过载指令偏差时控制舵偏能快速从饱和区退出，重新响应新的过载指令，不会导致靶标失控；
[0051]
实施例1：参照附图1-8所示的一种靶标持续大过载机动时的防舵偏系统的设计方法，具体包括：
[0052]
步骤1：设计并确定靶标通道舵偏指令限制范围
[0053]
在靶标飞行过程中，因受舵机舵偏角范围限制，平尾的舵偏角范围为
±
30
°
，又因平尾同动做俯仰舵偏，平尾差动做滚转舵偏，要进行合理的舵分配以满足控制系统要求；为避免舵机满偏将单片舵可用舵偏限制值选为
±
28
°
；由于靶标做大机动时采用btt的控制方式，主要由纵向平面产生过载能力，机动过程中需要较大的俯仰舵偏角以操纵靶标法向运动；因此，限制俯仰舵偏偏转范围为
±
22
°
；滚转舵偏偏转范围为
±6°
；
[0054]
步骤2：设计靶标弹上控制系统
[0055]
如图3所示，设计靶标弹上控制系统电路包括过载控制回路和自动驾驶仪回路，俯仰通道法向过载自动驾驶仪采用图3所示的自动驾驶仪回路结构，包括相互配合使用的增稳回路和法向过载反馈回路，其中所述增稳回路包括俯仰角速率反馈回路和伪攻角反馈回路；
[0056]
首先设计靶标弹上控制系统的过载控制回路控制参数，通过极点配置的方法，同时完成不同高度、不同速度法向过载反馈回路控制增益k
ny
、伪攻角反馈回路控制增益k
α
和角速率反馈回路控制增益k
ω
的选取；
[0057]
步骤3：根据不同速度靶标气动特性设计指令修正系统的控制增益kf[0058]
经靶标弹上控制系统解算的俯仰舵偏指令为δc，经限幅后的舵偏指令为δ
clim
，δc与δ
clim
的关系如图4所示；因此，过载指令修正量为：
[0059]
δn
yc
＝(|δc|-|δ
clim
|)*kfꢀꢀꢀꢀ
(1)
[0060]
则修正后的过载指令为：
[0061]nyc
＝n
yc1-δn
yc
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)
[0062]
由图4可知|δc|-|δ
clim
|≥0，且过载指令修正量为负反馈，那么kf在设计时应为正值；
[0063]
同时由于靶标所处状态不同，气动特性也会随之变化，纵向通道俯仰力矩主要由两部分组成，俯仰力矩系数满足下式：
[0064][0065]
式中，为俯仰力矩系数对攻角的偏导、对舵偏的偏导；
[0066]
靶标操稳比是评估其操纵性和稳定性的量，表达式如下
[0067][0068]
当靶标操稳比较小，结合式(5)、(6)可知，当攻角一定时产生相同的俯仰力矩，操稳比越小需要的舵偏就越大；靶标操稳比随马赫数变化明显，此靶标跨音速阶段操稳比急剧减小，机动过程中马赫数约为0.7～0.9，随着马赫数增大解算的俯仰舵偏指令|δc|更大、更易陷入舵偏饱和；此时，控制增益kf也应随之增大以产生更多的过载指令修正量使过载指令变小；因此，kf可以设计成随马赫数插值的一组插值表，以匹配靶标不同状态下的机动
能力。
[0069]
实施例2：与实施例1不同的是，经实施例1所述的靶标持续大过载机动时的防舵偏系统的设计方法得到一种能够进行靶标持续大过载机动时的防舵偏系统，如图2所示，所述防舵偏系统包括靶标控制过载命令控制系统、靶标弹上控制系统和指令修正系统，其中
[0070]
所述靶标控制过载命令控制系统用于向靶标弹上控制系统输入靶标的靶标程控过载指令为n
yc1
；
[0071]
所述靶标弹上控制系统用于接收靶标控制过载命令控制系统的靶标程控过载指令，并对靶标程控过载指令进行处理，得到靶标弹体发射的俯仰舵偏指令为δc；
[0072]
其中，所述指令修正系统用于接收靶标弹上控制系统输出的俯仰舵偏指令δc，并对俯仰舵偏指令δc进行修正，进而得到修正系统的控制增益kf，对靶标控制过载命令控制系统输出的靶标程控过载指令n
yc1
进行修正，得到修正后的过载指令n
yc
，并将所述的n
yc
作为靶标弹上控制系统的输入命令。
[0073]
优选的，所述的靶标弹上控制系统结构如图3所示，包括过载控制回路子系统和自动驾驶仪回路子系统，其中
[0074]
所述过载控制回路子系统用于接收靶标控制过载命令控制系统的靶标程控过载指令n
yc1
和经指令修正系统修正后的过载指令n
yc
，并利用法向过载反馈回路控制增益k
ny
、伪攻角反馈回路控制增益k
α
和角速率反馈回路控制增益k
ω
对靶标程控过载指令进行处理，得到靶标弹体发射的俯仰舵偏指令为δc；
[0075]
所述自动驾驶仪回路子系统包括俯仰角速率反馈回路和伪攻角反馈回路，其原理如本技术说明书附图3所示。
[0076]
优选的，所述的指令修正系统结构如图4所示，在使用时，其具体过程包括
[0077]
当接收到经弹上控制系统解算的俯仰舵偏指令δc和经限幅后的舵偏指令为δ
clim
后，得到过载指令修正量为：
[0078]
δn
yc
＝(|δc|-|δ
clim
|)*kfꢀꢀꢀꢀ
(1)
[0079]
则修正后的过载指令为：
[0080]nyc
＝n
yc1-δn
yc
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)。
[0081]
优选的，所述的经限幅的俯仰舵偏指令δ
clim
的获得过程包括：
[0082]
(1)经弹上控制系统解算的俯仰舵偏指令δc；
[0083]
(2)若俯仰舵偏指令δc≥最大舵偏指令δ
max
时，δ
clim
＝δ
max
，即得到的经限幅的俯仰舵偏指令δ
clim
为最大舵偏指令δ
max
；
[0084]
(3)若俯仰舵偏指令δc＜最大舵偏指令δ
max
且＞最小舵偏指令δ
min
时，δ
clim
＝δc，即得到的经限幅的俯仰舵偏指令δ
clim
为俯仰舵偏指令δc；
[0085]
(4)若俯仰舵偏指令δc＜最大舵偏指令δ
max
且≤最小舵偏指令δ
min
时，δ
clim
＝δ
min
，即得到的经限幅的俯仰舵偏指令δ
clim
为最小舵偏指令δ
min
。
[0086]
优选的，由于靶标所处状态不同，靶标的气动特性也会随之变化，纵向通道俯仰力矩主要由两部分组成，俯仰力矩系数满足下式：
[0087][0088]
式中，为俯仰力矩系数对攻角的偏导、对舵偏的偏导；
[0089]
靶标操稳比是评估其操纵性和稳定性的量，表达式如下
[0090][0091]
当靶标操稳比较小，结合式(3)、(4)可知，当攻角一定时产生相同的俯仰力矩，操稳比越小需要的舵偏就越大；靶标操稳比随马赫数变化明显，此靶标跨音速阶段操稳比急剧减小，机动过程中马赫数约为0.7～0.9，随着马赫数增大解算的俯仰舵偏指令|δc|更大、更易陷入舵偏饱和；此时，控制增益kf也应随之增大以产生更多的过载指令修正量使过载指令变小；因此，kf的结果为随马赫数插值的一组插值表。
[0092]
实施例3：与上述实施例不同的是，为验证如上实施例所述的靶标持续大过载机动时的防舵偏系统的可信性和有效性，设计如下实验进行验证：
[0093]
不采用本发明实施例2的指令修正方法，靶标飞行试验机动段法向过载程控指令及法向过载曲线如图5所示，机动段限幅前后的舵偏指令曲线如图6所示，从图5中可以看出，机动的程控过载指令为6g，机动结束后虽然过载指令不再是6g，但法向过载依然在5g附近维持了3s左右；这是因为俯仰舵偏受到限制，指令与实际法向过载偏差较大，解算的舵偏指令远远超过限幅值，开始出现负偏差时控制量δc才慢慢逐渐从饱和区退出，但由于积分项的累积值很大，还要经过一段时间舵偏指令才能逐渐退出饱和区，如图6所示；在退出饱和区的这段时间内靶标俯仰舵偏依然停留在δ
clim
处，因此靶标不能响应机动结束后的法向过载指令，处于失控状态；
[0094]
从图7、图8可以看出，采用本发明实施例2所述的指令修正系统，|δc|≥|δ
clim
|时程控过载指令会因修正而减小，从而缩小了法向过载指令与实际法向过载的偏差；舵偏指令陷入饱和区的深度会大幅度降低，当出现反向偏差，舵偏指令也会快速退出饱和区来响应其他指令信号。由结果可以看出，该方法效果明显，具有较高的工程价值。
[0095]
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。