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反导反卫飞行器的高精度快速控制系统
摘要：随着现代科技和国防军事现代化的发展，越来越多的机械系统提出了快速、高精度的控制要求。反导反卫飞行器作为现代军事的高精尖远程打击武器对设备的加速度、精度、速度的要求尤为突出。现阶段信息化战争中使用的兵器统称为高技术兵器，它包括精确制导武器、高度电子化武器、人工智能武器、聚能武器、隐身武器、天基武器和新概念武器等。其中，精确制导武器在近几次局部战争中显示了超常的作战能力，已经成为现代高技术战场中武器的主角。
导弹是精确制导武器家族中的佼佼者，它区别于常规弹道武器，在于能借助制导控制系统导引并控制其飞行路线，从而快速、精确地命中、击毁目标。因此，导弹制导控制系统的分析与设计是决定导弹武器系统功能与性能的关键环节。
关键字：导弹、制导控制系统、控制技术、高精度控制、快速控制
前言：控制理论的发展，从经典控制理论到现代控制理论，应用于工业产品的领域越来越多。再现阶段高精尖制导武器中，导弹制导控制技术是导弹系统功能与性能的关键环节，对反导反卫飞行器的高精度快速性有着重要的影响。新一代的精确制导武器将广泛采用静不稳定控制技术、大迎角飞行控制技术、推力矢量控制技术、直接力控制技术和倾斜转弯控制技术等先进导弹控制技术以提高对远程和高机动目标的攻击能力。因此，探讨现代导弹精确制导控制技术的分析与设计方法具有十分重要的现实意义。
一、导弹制导控制系统面临的理论问题
导弹是一个具有非线性、时变、耦合和不确定特性的被控对象，主要表现在以下几个方面：
（1）导弹的动力学模型是一非线性的微分方程组，纵向运动和侧向运动之间存在较强的耦合，特别是在大攻角机动时，控制系统通道之间存在复杂的相互作用；
（2）导弹的动力学特性与导弹飞行时快速变化的飞行速度、高度、质量和转动惯量之间的密切联系；
（3）导弹空间运动、导弹与空间介质的相互作用以及结构弹性引起的操纵机构偏转与导弹运动参数之间的复杂联系；
（4）控制装置元件具有非线性特性，例如舵机的偏转角度、偏转速度、响应时间受到舵机的结构及物理参数的限制；
（5）在传感器输出中混有噪声，特别是在大过载情况下，传感器的噪声可能被放大；
（6）大量的各种类型的干扰作用；
（7）各种各样的发射和飞行条件，如飞行高度、导弹和目标在发射瞬间相对运动参数和目标以后运动的参数。
在选择制导控制系统的设计方法时，应充分考虑这些特点。
二、控制理论发展概况
控制理论的发展过程一般分为三个阶段。
第一阶段，时间为20世纪40-60年代，称为“经典控制理论”时期。主要是解决单输入单输出问题，主要采用传递函数、频率特性、根轨迹为基础的频域分析法，所研究的对象多半是线性定常系统。经典控制理论的主要特点是，对单输入单输出线性定常对象完成镇定任务。其局限性为只适用于单输入单输出线性定常系统，很大程度上依赖于设计者的经验，设计时无法考虑初始条件。
第二阶段，时间为20世纪60-70年代，称为“现代控制理论”时期。这一时期提出了最优控制方法，又相继出现了自适应控制系统等。现代控制理论与经典控制理论相比，其主要优点为适用于多输入多输出系统，其系统可是线性或非线性、定常或时变的，现代控制理论还考虑任务的初始条件。其存在问题为主要考虑线性多变量系统的设计问题，非线性系统的设计考虑较少，在系统存在参数摄动、外部扰动、不确定性和未建模动态时，很难保证其鲁棒性，设计指标与工程需求之间关系不直观，阻碍了其在工程上的应用。
第三阶段，时间为20世纪70年代至今。针对非线性问题，出现了微分几何论、逆系统方法以及非线性系统直接设计方法等；针对干扰、模型参数和结构不确定性等问题，出现了变结构控制论、鲁棒控制理论、参数空间方法；针对被控对象的模糊和不确定问题，出现了模糊控制理论和神经网络控制等先进控制理论。目标是扩大控制理论在工程上的应用范围，架起现代控制理论与工程应用之间的桥梁。
三、导弹先进控制技术 1.静不稳定导弹控制技术
放宽稳定度设计能较大幅度提高导弹的机动性、飞行速度、飞行斜距，减少结构重量和翼展尺寸，是随控布局设计中的重要组成部分。引入静不稳定设计的另一个原因是大迎角空气动力特性的深入研究极大地促进了导弹大迎角飞行控制技术的研究和应用。在跨声速段导弹的静稳定与其飞行迎角有着十分密切的关系，随着迎角的增大，导弹可以从静稳定变化为静不稳定，所以在进行大迎角飞行导弹设计时无法回避静不稳定问题。
导弹压心和重心之间的距离的负值，称为静稳定度。静稳定度的极性和大小表示了导弹呈静稳定还是不稳定，以及稳定度的大小。静稳定设计范围的设计边界不能定在静稳定度等于零的地方。根据经验，最小经稳定度为全弹长度的3%-4%，才能保证导弹在各种情况下，都能静稳定飞行。理论上，导弹允许静不稳定的范围是很宽的，但是有一个极限，对于正常式布局的导弹，他的放宽稳定度边界主要受到舵机频带的限制。正常布局的导弹，在静不稳定条件下，驾驶仪的反应时间缩短，舵偏角和迎角同号，导弹的可用过载增大，性能提高，应尽量采用这种控制方式。
2.大迎角飞行控制技术
近些年来，飞机和导弹等空中目标的机动性能等到了很大的提高。为了有效的拦截这些目标，导弹的机动能力必须有更大提高。提高导弹机动过载的有效途径之一是提高导弹的最大使用迎角。从国内外的研究情况看，把最大使用迎角提高到40°-60°，可以将导弹的过载提高到35-60，这足以满足高机动导弹的战绩指标要求。
通过对导弹大迎角空气动力学的初步分析表明，他是一个具有非线性、时变、耦合和不确定特征的被控对象。解耦问题是大迎角飞行控制系统设计的核心问题。大迎角飞行导弹的空气动力学解耦可以从总体、气动和控制等方面着手解决，但从控制策略角度考虑，主要有两条技术途径：一是引入BTT-45°倾斜转弯技术，使导弹在作大迎角飞行时，其45°对称平面对准机动指令平面，此时的导弹气动交叉耦合最小；二是引入解耦算法，抵消大迎角侧滑转弯飞行三通道间的交叉耦合项。性能指数模型法是一种通用和系统化的满足特定时间相应要求的战术导弹耦合自动驾驶仪方法。有了适当的控制通道间的信号交叉耦合，与常规R-Y-P不稳定的设计相比，导弹的机动性可明显增加，而且不需要另外增加滚动通道带宽。交叉耦合还可能提供附加的好处，如减少由侧向通道引起的滚动通道扰动。从另一角度来看，在给定侧向通道动态响应和机动能力要求的情况下，可以放宽对滚动通道的频带要求。
3.推力矢量控制技术
推力矢量控制技术是一种通过控制主推力相对弹轴的偏移产生改变导弹方向所需力矩的控制技术。显然，这种方法不依靠气动力，即使在低速、高空状态下仍可产生很大的控制力矩。正因为推力矢量控制具有气动力控制不具有的优良特性，所以在现代导弹设计中得到了广泛的应用。
对于采用固体火箭发动机的推力矢量控制系统，根据实现方法可以将其分为三类：摆动喷管、流体二次喷射、喷流偏转。推力矢量控制系统在战术导弹上有两种应用方法，即全程推力矢量控制和气动力/推力矢量组合控制。因为全程推力矢量控制和普通的空气舵控制的设计过程是相近的，所以主要讨论气动力/推力矢量组合控制设计方法。导弹空气舵/推力矢量组合控制系统设计有很多优点，主要表现在增加了有效作战包络;显著地减小了导弹自动驾驶仪的时间常数；可以有效地减小导弹的舵面翼展。当然，其设计上也有一些难题，需要继续攻克。
4.直接力控制技术
导弹对高速、大机动目标的有效拦截依赖于两个基本因素：一是导弹具有足够大的可用过载；二是导弹的动态响应时间足够快。空气舵控制导弹的时间常数一般在150-350ms，在目标大机动条件下保证很高的控制精度是很困难的。在直接力控制导弹中，直接力控制部件的时间常数一般为5-20ms，因此可以有效提高导弹的制导精度。
国外大气层内直接力控制导弹的典型型号有美国的“爱国者”防空导弹系统（PAC-3）、欧洲反导武器系统SAAM/Aster15和Aster30型导弹以及俄罗斯C-300防空导弹系统/9M96E和9M96E2导弹。
直接力机构配制方法有导弹横向喷流装置的操纵方式、横向喷流装置的纵向配制方法、横向喷流装置推力的方向控制。控制指令误差型控制器的设计思路是：在原来的反馈控制器的基础上，利用原来控制器控制指令误差来形成直接力控制信号，这是一个双反馈方案。该方案具有很好的控制性能，但该方案的缺点是与原来的空气舵反馈控制系统不相容。
5.倾斜转弯控制技术
进来将BTT（Bank-to-Turn，倾斜转弯）技术用于自动寻的导弹的控制受到了人们越来越多的重视。使用该技术导引导弹的特点是，在导弹捕捉目标的过程中，随着控制导弹绕纵轴转动，使其理想的法向过载矢量总是落在导弹的对称面或中间对称面上。BTT导弹由于滚动控制的结果，所要求的法向过载，最终总会落在导弹的有效升力面上。
倾斜转弯自动驾驶仪的设计方法有经典设计方法、现代时域设计方法、多变量频域设计方法。这三种设计方法都是在“系数冻结”的条件下进行的，对于气动参数变化范围较大的导弹，自动驾驶仪在按照该导弹的各种典型启动参数进行设计之后，还应把其中的某些参数处理成与导弹气动参数相关的某种信息的函数，并在导弹飞行过程中用这些信息对这些参数进行在线调整。
四、结束语
导弹的五种常见的先进控制技术在实际具体使用时，并不单单仅使用某一项技术，而是两种或多种技术相结合，并配合现代控制理论的知识从而达到最优控制。控制技术如今处在高速发展阶段，各种控制技术都在进一步完善、发展，我们要及时地将最先进的控制技术应用于反导反卫飞行器中，以实现反导反卫飞行器高精度快速制导的目的。
参考文献：
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