第27卷第1期弹箭与制导学报
基于MA TLAB/S imulink的弹道仿真模块化设计*
赵军民,何亚娟
(中国兵器工业第203研究所,西安710065)
[摘要]文中用Simulink工具箱,对导弹仿真模型进行了模块化设计,条理清晰,信息流流向明确,具有很好的可视化效果,增加了模块的可移植性。最后在一定条件下仿真得出了弹道及部分参数的变化结果,结果已经得到初步验证。
[关键词]M A T L A B/Simulink;弹道仿真;模块化
[中图分类号]TJ0315[文献标识码]A
The Incorporate Simulation of the Missile Trajectory Based
on MATLAB/Simulink
ZH AO Jun-min,H E Ya-juan
(N o.203R esear ch Institute of China Or dnance Industr ies,Xi.an710065,China)
Abstract:In this paper,the inco rpor ate ballist ic simulatio n mo del of missile tr ajector y is based on the Simulink to olbox in the M at lab lang uag e.U sing this metho d,the dynamic sy st em simulat ion becomes easy and v isual,increasing this model tr ansplant.T he r elevant r esults ar e given to a det erminate condition,the r esults hav e been validated.
Key words:M AT L AB/Simulink;simulatio n o f missile t rajecto ry;incor po rate
1引言
MAT LAB/Simulink提供了友好的图形用户界面,摆脱了深奥的数学推理。不仅能让用户知道大系统中具体环节的动态细节,而且能让用户清晰地了解各器件、各系统的信息交换,掌握各部分的交互影响[1-2]。文中采用M ATLAB/ Sim ulink完成某型号制导导弹的弹道模块化设计,为总体性能及控制系统的分析提供平台。
2弹道仿真模块化设计思想
弹道仿真模块的设计分三步:(1)根据弹道仿真系统的任务及功能,将系统分为若干个模块,确定各模块的输入输出信号流;(2)分别构建各模块的内容;(3)模块封装,闭合大回路。
战术导弹仿真系统分为五个模块,导弹运动学模块(Kinem atic mo del)、导弹气动力模块(Dy nam ic model)、弹上计算机模块(M issile Co mputer)、导引头模块(TV Guide)、目标运动模块。气动力模块根据弹体姿态、导弹受力及控制指令综合出导弹的受力和力矩;导弹运动学模块根据导弹的受力及力矩,结合导弹的结构解算出导弹的姿态、位置等信息。弹上计算机根据导弹的姿态、位置等信息结合导引头提供的目标信息解算出导弹的控制指令并且提供给气动力模块。
3弹道仿真模块化设计
根据弹道仿真模块化设计思想,确定了模块的数量,各模块之间信息流的关系,分别构建各模块的内容。在构建各模块时,为了方便,可对每个模块再细化为多个子模块进行设计。以某型号制导导弹的弹道模块化设计为例构建弹道仿真模块。
3.1导弹运动学模块
导弹在空中的运动可以用一组非线性的微分方程描述[3]。导弹运动学模块输入为弹道坐标系(Ox2y2z2)下的受力F(F x2、F y2、F z2)、弹体系
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*收稿日期:2005-12-29;修回日期:2006-05-23
作者简介:赵军民(1980-),男,陕西合阳人,硕士研究生,研究方向:导弹总体设计、弹道仿真。
弹箭与制导学报2007年
(Ox 1y 1z 1)下导弹的力矩M(M x 1、M y 1、M z 1)以及转动惯量J (J x 、J y 、J z )和导弹质量m,输出信号流为(v 、H 、U v 、A 、B 、C v 、w x 、w y 、w z 、x 、y 、z 、;、U 、C ),以导弹的质心运动动力学方程为例描述构建过程。(F x 2、F y 2、F z 2、m 、v 、H 、U v )以Inport 输入,经过Mux 模块组成一条向量信号,在调用时,u[1]表示F x 2,u[2]表示F y 2、依次类推,u[7]表示U v 。Fun 为函数表示式,实现质心运动解算功能,由于导弹的质心运动动力学方程右函数表示导弹在弹道系的受力,所以直接用F x 2、F y 2、F z 2表示,导弹质心运动方程变为方程组(1),Fun 函数的输出依次为
d v d t 、d H d t 、d U v
d t
,再经过Mux 模块组成向量信号后,积分模块Integ rator 输出v 、H 、U v ,其它方程的构建过程同导弹的质心运动动力学方程一样。当输入为向量信号后,如果选择其中的某一路信号,可以通过Selector 模块来实现。导弹位移y 作为Stop 模块的控制信号,当y [0时,导弹仿真结束。图1为导弹运动学模块。
d V
d
t =F x m d H d t =F y
m V d W v d t =F z
-mV cos H
(1)
图1
导弹运动学模块
3.2 导弹气动力模块
导弹的受力及力矩是解算弹体运动方程组的关键,导弹气动力模块(Dy namic model )主要完成导弹受力及弹体力矩的解算。此模块的输入信号为导弹运动学模块的输出信号流(v 、H 、U v 、A 、B 、C v 、w x 、w y 、w z 、x 、y 、z )以及舵指令信号,输出为导弹运动学模块的输入信号流(F x 2、F y 2、F z 2、M x 1、M y 1、M z 1)。导弹的受力包括重力G 、推力P 、气动力(X 、Y 、Z)、控制力。弹体的气动力根
据风洞吹风试验,结合弹体速度及姿态角进行插值计算,推力P 可以使用设计值或者发动机点火测试数据进行插值计算,重力G 根据导弹不同时刻的质量变化进行时时计算,控制力根据弹上计算机提供的舵指令进行时时计算。通过坐标变换将导弹的受力转化到同一坐标系中进行综合。导弹的质量m 、转动惯量J 、重心X o 、压心X
cp 、大气密度Q 、音速等也要通过插值时时计算。计算出导弹的受力后就可以分三部分计算导弹的力矩,分别为阻尼力矩、气动力矩、控制力矩。导弹气动力模块分为两个模块(导弹受力模块、导弹力矩模块),导弹受力模块再分为四个模块(重力、推力、气动力、控制力)。根据时序可以将导弹的受力以及力矩分为若干个过程。图2为导弹气动力模块。
图2 导弹气动力模块
3.3 弹上计算机模块
弹上计算机模块(Missile Computer )根据倾斜陀螺仪、俯仰陀螺仪、偏航陀螺仪输出的信号,结合程序控制信号和俯仰方案控制信号、偏航方案控制信号以及导引头输出的比例信号,按照一定的控制规律综合并形成舵机控制指令[4],并提供导弹时序信号及点火信号。模块的输入信号为
导弹运动学模块的输出信号流(;、U 、C ),输出为导弹气动力模块的输入信号即舵机的指令信号。3.4 导引头模块
导引头模块根据弹目之间的位置解算出导弹相对目标的俯仰角、偏航角,导引头根据误差角,形成视线角速度信号。导引头各部分(图像传感器、图像跟踪器、误差放大器、功率放大器、力矩器、陀螺系统、控制部件)可以采用离散方程,也可采用连续的传递函数,在此模块中采用传递函数模拟电视导引头各部件[5]。图3为导引头模
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第27卷第1期基于M A T L A B/Simulink 的弹道仿真模块化设计 赵军民等
块。图3
导引头模块
3.5 目标运动模块
目标运动模块模拟目标的典型运动,可以输入多种目标运动形式,包括静止目标、匀速运动的坦克/直升机的目标、蛇行运动的直升机目标、快速提升的直升机目标,根据目标的运动特性,就可以方便地建立目标的运动模型,例如匀速直线运动的直升机运动模型可表示为:
x t =x t 0+V t @t @co s H cos W y t =y t 0+V t @t @sin H z t =z t 0+V t @
t @cos H sin W
(2)
式中:x t 0,y t 0,z t 0为直升机初始位置;V t
为直升机运动速度,恒值;t 为直升机运动时间,从导弹装订目标初始信息算起。
4 模块封装
将以上各模块封装起来,导弹运动仿真模型如图4所示。为了便于参数装订,导弹的结构参
图4 导弹运动仿真模型
数、气动参数、发动机推力等采用变量,将所有参数写在一个m 文件里,也增加了模块的可移植性。为使模型适应不同阶段,多采用级数控制和开关控制。对工程人员而言,经常会有一些经验对弹道仿真进行修正或者根据发射条件对弹道进行修
正,这对封装起来的模块是很方便的。图5是导图5 气动力模块仿真修正
或发射条件设置
弹气动力模块(Dynamic mod -el)的弹道仿真修正或发射条件设置界面。
封装的模
块具有很好的移植性,根据导弹的组成、控制策略、攻击目标的种类,导引头模块、目
标模块、控制模块可以根据实际情况做适当的替换。
5 仿真结果
对于上例设计的弹道仿真模块,假设攻击的目标为静止的坦克,目标在大地坐标系下的位置为[70000
150],导弹为三级发动机,15b 的射角。仿真部分结果如图6所示,依次为导弹飞行X -Y 曲线、X -Z 曲线、-t v 曲线。通过曲线可以看到导弹经过初始段、平飞段、攻击段,主要飞行高度为240m 左右,在距目标2000m 左右,导弹转入比例导引攻击目标,导弹速
图6 弹道仿真部分曲线
度主要在160m /s 左右。通过以上得到的仿真曲线并参考有关半实物仿真和实弹打靶结果,可
以得知构建的导弹运动仿真模型是可信的。
6 结束语
文中用Sim ulink 工具箱,对导弹仿真模型进行了模块化设计,建模简单,条理清晰,信息流
(下转第153页)
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第27卷第1期带鸭舵滑翔增程炮弹飞行弹道研究 易文俊等
化曲线。
由图5可知,弹体进入滚控段后,经过几个周期的减旋控制,弹体就会在一个小的角度范围内左右滚动。仿真计算表明,按照探测系统给出的炮弹姿态方位来控制炮弹的滚转姿态是可行的,
这就大大减轻了滚转探测系统的压力。
图5 滚控段弹体
的减旋曲线
图6 固定俯仰舵偏角和由
其引起的攻角曲线
4.2 滑控段的飞行弹道特性分析
滑控段的作用就是靠俯仰舵控制,使弹丸在滑翔飞行段始终保持一个确定的正攻角,以产生足够的升力(平衡自身重力)和平衡力矩,从而使弹丸的飞行轨迹慢慢弯曲(使弹丸的飞行弹道尽量平直),达到靠滑翔飞行增加射程的目的。图6~图8给出前舵按照不同的舵偏角作用时的飞
行情况。
图7 变俯仰舵偏角和由
其引起的攻角曲线
图8 理想俯仰舵偏角和由
其引起的攻角曲线
图6给出俯仰舵舵偏角按固定舵偏角(即A (t)=c )进行控制的滑翔攻角曲线,由图可知,在进入滑控段初期滑翔攻角变化剧烈,这是由于俯
仰舵以一大的固定舵偏角弹开,骤然产生很大的升力,致使弹体的摆动剧烈,不利于弹体的稳定飞行。图7俯仰舵弹开的初期舵偏角以线性变化,以后采用固定舵偏角进行控制,由图可知,采用该方式,滑翔攻角线性增大并最终保持在某值的附近,这是由于俯仰舵产生的升力在初期时较重力分量小,俯仰舵舵偏角继续增大,最终使得俯仰舵产生的升力与重力分量在铅垂面内达到平衡,实现滑翔。图8给出俯仰舵采用理想舵偏角(由弹道上每一点的升阻比最大和瞬时动态力矩平衡关系求得)控制的滑翔攻角曲线,采用该方式,由于俯仰舵力矩和翼体组合体力矩瞬态平衡,使得俯仰舵舵偏角在弹道上实时变化,进而引起滑翔攻角实时变化,滑翔升力与重力分量在铅垂面内的平衡不断地被破坏、不断地重新平衡,对滑翔效果是不利的。
5 结论
文中建立了滑翔增程炮弹的飞行弹道模型,对滑翔增程炮弹的飞行弹道特性进行了仿真分析。结果表明,采用滑翔增程技术可大幅度提高射程,同时也增大了弹丸的飞行时间,并减小了弹丸着速。滑翔弹道的最大射程角与常规炮弹相比有较大差别。
[参 考 文 献]
[1] 浦发.外弹道学[M].北京:国防工业出版社,
1989.
[2] 钱杏芳.导弹飞行力学[M].北京:北京理工大学
出版社,2000.
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[4] 周江华,等.弹道导弹自由段飞行中的守恒量及其
应用[J].飞行力学,2001,17(4):41-43.
(上接第149页)流向明确,大大减少了编程的工作量,同时具有很好的可视化效果,也便于维护改进,增加了模块的可移植性。最后在一定条件下仿真得出了弹道及部分参数的变化结果,结果已经得到初步验证。导弹仿真模型进行适当修改,可应用到其它导弹、火箭弹等弹道仿真中。
[参 考 文 献]
[1] 张志涌,等.精通M A T L A B(6.5版)[M].北京:
北京航空航天大学出版社,2004.
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[5] 张万清.飞航导弹电视导引头[M].北京:宇航出
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