在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中,隨著精確制導(dǎo)武器的廣泛使用,飛行控制技術(shù)的研究已日趨深入和普及。空地導(dǎo)彈在飛行過程中因彈道設(shè)計的需要一般分為滑翔、點火、轉(zhuǎn)彎、俯沖等多個階段,而每個階段均對應(yīng)幾個或多個特征點。根據(jù)特征點的不同可把彈道劃分為多個時間段,每個時間段對應(yīng)不同的控制律,所以在相鄰時間段的臨界點,其控制系數(shù)會發(fā)生跳變。這將造成計算結(jié)果(控制量)在該點的突變,從而影響彈體的穩(wěn)定飛行。這里論述了某無動力彈的飛行控制系統(tǒng)中解算控制率的方法,以及對其彈道臨界點的平滑處理,并用數(shù)字信號處理器對其算法進(jìn)行了工程實現(xiàn)。
2 用PID算法計算控制率
比例積分微分控制器(簡稱PID)控制簡單、可靠,物理意義明顯,在工程實踐中已廣泛采用。PID控制器由比例單元、積分單元和微分單元組成。其輸入e(t)與輸出u(t)的關(guān)系為:
在無動力空地導(dǎo)彈飛行控制過程中,飛行姿態(tài)誤差信號分別為俯仰角誤差θ(t)、偏航角誤差ψ(t)和滾轉(zhuǎn)角誤差γ(t)。位置誤差信號分別為:高度誤差日(t)、偏航誤差Z(t)和縱向誤差X(t)。鉆地航彈通過改變俯仰角V1、偏航角V2、滾轉(zhuǎn)角V3來減小姿態(tài)誤差和位置誤差。因此,PID控制的輸入為θ(t),ψ(t),γ(t),H(t),Z(t),X(t),輸出為V1(t),V2(t),V3(t)。根據(jù)飛行力學(xué)中姿態(tài)角誤差與位置誤差的因果關(guān)系,并將PID控制關(guān)系式離散化,得到輸入與輸出的關(guān)系為:
式中:所有K都是經(jīng)過仿真后得到的各特征點的PID系數(shù)。
以上捕述的數(shù)學(xué)模型又稱為位置型PID算法,該算法有很大的局限性,利用該算法容易產(chǎn)生積分項溢出。如果將計算的控制率直接用于控制回路,會造成控制回路的失穩(wěn)。另外,由于鉆地航彈的姿態(tài)角與位置的改變滯后于舵機(jī)的變化,況且由于受到航彈操縱性的影響,彈道誤差也不可能瞬間消除,所以很有可能在較長的一段時間內(nèi)彈道誤差始終為正或為負(fù)。圖l給出一段時間內(nèi)的彈道軌跡。
圖l中,虛線為方案彈道,實線為真實彈道。在k△t和(k+n)△t時刻,彈道誤差為0,在兩個時刻間的n個點,真實彈道與方案彈道的差均為正值。此時,積分項有可能較大,直至溢出。況且計算控制率時只考慮到當(dāng)前的彈道誤差和姿態(tài)誤差,而沒有考慮到前一點的控制率,有可能使得V(k)一V(k一1)比較大,按照該控制率操縱彈的飛行,使得鉆地彈飛行時產(chǎn)生劇烈的振蕩,影響鉆地彈的穩(wěn)定飛行。所以利用該算法求解控制率時有一定的局限性,現(xiàn)討論改進(jìn)型的PID算法一增量性PID算法。
將式(1)離散化可得:
由式(5)可知,當(dāng)前的輸出誤差由前一點的輸出誤差、輸入誤差和當(dāng)前的輸入誤差組成,表明了一個遞推關(guān)系,所以稱為增量性的PID控制。
將式(5)改寫成增量性的遞推關(guān)系.有:
3 臨界點的平滑處理
在彈體的飛行過程中,不同飛行段的PID控制系數(shù)不同,在不同飛行段,PID系數(shù)甚至相差約10倍,所以臨界點的控制變量按照式(6)計算時會出現(xiàn)較大的增量,把算出的臨界點的控制變量帶入舵機(jī)控制,會給彈體的穩(wěn)定飛行帶來很大的影響。所以合理處理臨界點的控制變量也是保證彈體穩(wěn)定飛行的一個重要環(huán)節(jié)。
處理臨界點的控制律有2種方法。一是限幅原理,即每次的控制增量不大于5°。這種方法被貫穿在所有點的控制變量解算過程中。該方法原理簡單,但僅是粗線條地限制了控制率增量不能過大,不能正確反映控制變量的變化趨勢;二是采用加權(quán)平均法處理臨界點附近的控制變量,使得控制變量曲線比較平滑,而且臨界點的控制變量前后具有延續(xù)性。避免了產(chǎn)生較大增量影響彈體的穩(wěn)定飛行。
加權(quán)平均法的處理思想是對n項采樣結(jié)果取不同的權(quán)重,然后相加,其具體的計算方法為:
式中:C0,C1,…,Cn-1為各次采樣系數(shù),體現(xiàn)了各次采樣值在平均值中所占的比例。
一般而言,采樣次數(shù)愈靠后,取的比例愈大,這樣可增加新的采樣值在平均值中的比例。該方法可根據(jù)需要突出信號的某一部分,抑制信號的另一部分。
在此采用8點加權(quán)平均法計算跨臨界點的控制變量。如果計算k點的控制變量,則選用8個點的加權(quán)系數(shù),即:
這里,采用加權(quán)平均法處理臨界點及臨界點前7個點的控制變量。從而把臨界點突兀的控制增量變?yōu)闈u緩的控制率增量。
4 系統(tǒng)的工程實現(xiàn)
該系統(tǒng)采用TI公司的TMS320F2812作為CPU,用以實現(xiàn)計算、通信、數(shù)據(jù)存貯、舵機(jī)控制等功能。該器件的工作頻率為150 MHz,能夠在較短的時間內(nèi)(幾十微秒)完成控制變量的計算。圖2給出該系統(tǒng)的硬件框圖。
計算程序所要完成的主要工作是計算控制率,并把控制增量轉(zhuǎn)化為舵機(jī)的偏轉(zhuǎn)角。根據(jù)增量型PID算法和處理臨界點的加權(quán)平均法計算控制率和舵機(jī)偏轉(zhuǎn)角。在實際加權(quán)平均法計算中,為了提高速度,借鑒滑動濾波的處理方法,即先在RAM中建立一個數(shù)據(jù)緩沖區(qū),依順序存放8個采樣數(shù)據(jù),每采進(jìn)一個數(shù)據(jù),就將最早采集的那個數(shù)據(jù)丟掉,而后求含新數(shù)據(jù)在內(nèi)的8個數(shù)據(jù)的加權(quán)平均值。這樣即可加快數(shù)據(jù)處理的速度。圖3給出其程序流程圖。
5 實驗及結(jié)論
圖4給出某次實驗中通過增量型PID算法計算出飛行過程中每個點的控制變量曲線。由圖4(a)可知,未經(jīng)平滑的控制變量變化較大,尤其是在臨界點上控制變量發(fā)生躍變,從而使彈體失控,造成災(zāi)難性的后果。圖4(b)給出通過限幅和加權(quán)平均法進(jìn)行平滑處理后的控制變量曲線。
由圖4(b)可見,控制變量較為平滑。這樣的處理結(jié)果,使得彈道上相鄰兩個點的控制增量較小,即每次彈體飛行調(diào)整的姿態(tài)角較小,從而使彈體飛行所需的過載較小,保障了無動力彈的穩(wěn)定飛行。