1 引言
    現(xiàn)代高性能作戰(zhàn)飛機(jī)普遍采用推力矢量技術(shù),，各種高空高速高機(jī)動(dòng)再人彈頭的威脅愈顯突出,，這對(duì)傳統(tǒng)氣動(dòng)舵控制的導(dǎo)彈系統(tǒng)提出新的要求。現(xiàn)代導(dǎo)彈要求能夠選擇攻擊目標(biāo),，具有一定的抗干擾能力,，實(shí)現(xiàn)全天候作戰(zhàn)，這使得導(dǎo)彈向高精度,、高智能,、輕小型化發(fā)展,；同時(shí)，導(dǎo)彈制導(dǎo)控制精度的提高已從制導(dǎo)轉(zhuǎn)向控制,。導(dǎo)彈目標(biāo)范圍不斷擴(kuò)大,，由反飛機(jī)擴(kuò)大至反巡航導(dǎo)彈、反彈道式導(dǎo)彈等反導(dǎo)任務(wù),。高空,、高速、大機(jī)動(dòng)已成為當(dāng)今導(dǎo)彈目標(biāo)的重要特征,，目標(biāo)的高速大機(jī)動(dòng)特征導(dǎo)致彈一目相對(duì)運(yùn)動(dòng)加劇,，對(duì)導(dǎo)彈末端過(guò)載提出很高要求；另一方面,，目標(biāo)的高空特征導(dǎo)致導(dǎo)彈系統(tǒng)效率大大降低,，可用過(guò)載隨高度的升高而大幅下降。為了解決這些矛盾,，這里采用PID控制方法控制導(dǎo)彈的俯仰,、偏航" title="偏航">偏航、滾動(dòng)3個(gè)通道,。

2 模型的建立
    研究導(dǎo)彈制導(dǎo)問(wèn)題,，必須以一定的數(shù)學(xué)模型為基礎(chǔ)。因此,，在選擇適當(dāng)?shù)淖鴺?biāo)系后,，分析推導(dǎo)出導(dǎo)彈的分通道的理想控制運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，并建立舵機(jī)模型,。
2．1 分通道的理想控制動(dòng)力學(xué)方程
    導(dǎo)彈由于存在滾動(dòng)角,，會(huì)造成耦合現(xiàn)象，從而增加控制困難,，降低控制精度,，故應(yīng)盡量減少耦合，分通道控制,。由于導(dǎo)彈的對(duì)稱性,，當(dāng)滾動(dòng)角為零或較小時(shí)，忽略俯仰與偏航的耦合,，即單輸入單輸出系統(tǒng),。因此可用經(jīng)典控制理論分通道來(lái)研究、分析和設(shè)計(jì)導(dǎo)彈的控制系統(tǒng)" title="控制系統(tǒng)">控制系統(tǒng),。
    縱向運(yùn)動(dòng)為導(dǎo)彈縱向動(dòng)力學(xué)方程為：

   
    式中,，為切向力，為法向力，為俯仰力矩,，m為導(dǎo)彈質(zhì)量,，V為導(dǎo)彈的飛行速度矢量,，α為攻角,，θ為彈道的傾角，δz為俯仰舵偏角,，ωz為導(dǎo)彈繞彈體坐標(biāo)系oz1軸的角速度,，X，Y為彈上的總空氣動(dòng)力沿速度坐標(biāo)系分解的阻力,、升力,，Jz為導(dǎo)彈繞彈體坐標(biāo)系oz1軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，Mz為俯仰力矩,。
    而側(cè)向運(yùn)動(dòng)為航向和橫向相互交聯(lián)耦合,，則導(dǎo)彈側(cè)向動(dòng)力學(xué)方程為：

   
    式中，-mVcosθ(dψv／dt)為導(dǎo)彈質(zhì)心加速度的水平分量,，“-”表示向心力為正,，所對(duì)應(yīng)的ψv為負(fù)，反之亦然,。它是由角度正負(fù)號(hào)定義所決定的,，dωx／dt、dωy／dt為導(dǎo)彈轉(zhuǎn)動(dòng)角加速度矢量在彈體坐標(biāo)系軸上的分量,，Jx,、Jy、Jz分別為導(dǎo)彈繞彈體坐標(biāo)系ox1,、oy1,、oz1軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，Mx,、My分別為滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩,，Y、Z分別為彈上的總空氣動(dòng)力沿速度坐標(biāo)系分解的升力,、側(cè)向力,，ωx、ωy,、ωz分別為導(dǎo)彈繞彈體坐標(biāo)系ox1,、oy1、oz1軸的角速度,。
2．2 舵機(jī)模型
2．2．1 電動(dòng)機(jī)模型建立
    電動(dòng)機(jī)控制原理圖如圖1所示,。

    設(shè)減速比i，總轉(zhuǎn)動(dòng)慣量J，力矩M,，輸入電壓u,，電流I，電感L,，電阻R,，鼓輪的角速度與轉(zhuǎn)角分別為ω和δk，舵偏角δ,，電動(dòng)舵機(jī)的力矩特性近似為A,，機(jī)械特性近似為-B，Mj是鉸鏈力矩,，是單位舵偏角產(chǎn)生的鉸鏈力矩,，TM=L／R為電動(dòng)機(jī)的電氣時(shí)間常數(shù)，則舵機(jī)在有載情況下的傳遞函數(shù)" title="傳遞函數(shù)">傳遞函數(shù)為：
   
2．2．2 舵回路
    舵面的鉸鏈力矩對(duì)舵機(jī)的影響很大,，飛行控制系統(tǒng)采用閉環(huán)回路設(shè)計(jì),，消除其影響。舵回路一般采用位置和速度兩種反饋補(bǔ)償方式消除鉸鏈力矩對(duì)其的影響,。
    位置反饋的傳遞函數(shù)為：
   
    當(dāng)因此,，引入較強(qiáng)反饋，電機(jī)輸出轉(zhuǎn)交正比于輸入電壓,，與反饋量成正比,，而與鉸鏈力矩的大小無(wú)關(guān)。
    速度反饋的傳遞函數(shù)為：
    
    根據(jù)以上分析,，引入較強(qiáng)速度反饋時(shí),，則電機(jī)輸出角速度正比于輸入電壓，而與飛行狀態(tài)即鉸鏈力矩的大小無(wú)關(guān),。
    因此,，舵機(jī)位置控制系統(tǒng)的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖2所示。

3 分通道PID控制
    導(dǎo)彈飛行姿態(tài)是通過(guò)控制導(dǎo)彈的3個(gè)舵面(即升降舵,、方向舵,、滾動(dòng)舵)的偏轉(zhuǎn)，改變舵面的空氣動(dòng)力特性,，形成圍繞導(dǎo)彈質(zhì)心的旋轉(zhuǎn)矩,，實(shí)現(xiàn)飛行姿態(tài)的改變。角位置控制分為3個(gè)通道,，俯仰通道(控制俯仰角),、偏航通道(控制偏航角)、滾動(dòng)通道(控制滾動(dòng)角),。
3．1 舵機(jī)的PID控制
    根據(jù)圖2所示的舵機(jī)位置控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖,，其中電流環(huán)節(jié)采用電流計(jì)反饋，轉(zhuǎn)速反饋用速測(cè)發(fā)電機(jī)，位置反饋用光電編碼器,。舵機(jī)采用三閉環(huán)控制設(shè)計(jì),，即電流環(huán)，轉(zhuǎn)速環(huán)和位置環(huán),?？捎?ldquo;臨界比例度法”初步確定PID參數(shù)。此方法適用于已知對(duì)象傳遞函數(shù)的場(chǎng)合,，閉合的控制系統(tǒng)中將調(diào)節(jié)器置于純比例作用下,。從大到小逐漸改變調(diào)節(jié)器的比例度，得到等幅振蕩的過(guò)渡過(guò)程,。此時(shí)的比例度成為臨界比例度δk，相鄰兩個(gè)波峰間的時(shí)間間隔稱為臨界振蕩周期Tk,，由此計(jì)算出各個(gè)參數(shù),，即Kp、Ti,、Td的值,。
3．2 縱向通道控制
    傳統(tǒng)的控制方案" title="控制方案">控制方案是將舵機(jī)簡(jiǎn)化為一個(gè)放大環(huán)節(jié)，系統(tǒng)僅存在角速度反饋,，其縱向通道傳遞函數(shù)為：
   
式中,，KM為傳遞系數(shù)，TM為時(shí)間常數(shù),，ξM為相對(duì)阻尼系數(shù),，T1為氣動(dòng)力常數(shù)。
    在設(shè)計(jì)精確考慮舵機(jī)環(huán)節(jié)的縱向通道時(shí),，需加入PID校正環(huán)節(jié),，分析系統(tǒng)使其滿足設(shè)計(jì)要求，圖3為其控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖,。

3．3 橫向通道控制
    當(dāng)滾動(dòng)通道的輸入指令為零時(shí),，即保持滾動(dòng)角和角速度為零，則消除了俯仰通道和偏航通道的耦合作用,，可分別控制3個(gè)通道,。此時(shí)，對(duì)稱結(jié)構(gòu)導(dǎo)彈的俯仰通道和偏航通道的控制基本相同,。
3．4 滾動(dòng)通道控制
    將舵機(jī)環(huán)節(jié)引入滾動(dòng)通道,，與縱向通道及航向通道類似，引入PID校正環(huán)節(jié),，分析系統(tǒng),，其角速度傳遞函數(shù)為：
   
    式中，KMx為傳遞系數(shù)，TMx為傾斜時(shí)間常數(shù),。

4 仿真結(jié)果
    為驗(yàn)證控制方案的正確性和控制效果,，則給定以下導(dǎo)彈參數(shù)：KM=0．171 7(1/s)、TM=0．085 0(s),、ξM=0．111 2,、T1=6．521 7(s)、KMx=170．778 9,、TMx=1．006 3(s)分別對(duì)舵機(jī)系統(tǒng),、縱向通道系統(tǒng)、橫向通道系統(tǒng),、滾動(dòng)通道系統(tǒng)加入單位階躍信號(hào)進(jìn)行數(shù)字仿真,，并對(duì)傳統(tǒng)控制系統(tǒng)進(jìn)行仿真，對(duì)比控制結(jié)果,。圖4為舵機(jī)系統(tǒng)時(shí)域階躍響應(yīng)" title="階躍響應(yīng)">階躍響應(yīng)曲線,。由圖4仿真曲線看出，超調(diào)量9．5％,，上升時(shí)間" title="上升時(shí)間">上升時(shí)間41．9 ms,，調(diào)節(jié)時(shí)間(2％誤差帶)88．8 ms，穩(wěn)態(tài)誤差為0,。

    圖5為縱向通道時(shí)域階躍響應(yīng)曲線,，從圖5仿真曲線可看出，在精確考慮舵機(jī)環(huán)節(jié)情況下,，PID校正環(huán)節(jié)縱向通道時(shí)域階躍響應(yīng)曲線反應(yīng)良好,，超調(diào)量11．4％，上升時(shí)間170．6 ms調(diào)節(jié)時(shí)間(2％誤差帶)356．3 ms,，穩(wěn)態(tài)誤差為0,。

    圖6為橫向通道時(shí)域階躍響應(yīng)曲線。從圖6仿真曲線看出,，在精確考慮舵機(jī)環(huán)節(jié)情況下,，PID校正環(huán)節(jié)橫向通道時(shí)域階躍響應(yīng)曲線反應(yīng)良好，超調(diào)量11．4％,，上升時(shí)間168．3 ms調(diào)節(jié)時(shí)間(2％誤差帶)347．1 ms,，穩(wěn)態(tài)誤差為0。

    圖7為滾轉(zhuǎn)通道時(shí)域階躍響應(yīng)曲線,。從圖7的仿真曲線可看出,，在精確考慮舵機(jī)環(huán)節(jié)的情況下，PID校正環(huán)節(jié)滾轉(zhuǎn)通道的時(shí)域階躍響應(yīng)曲線反應(yīng)良好,，超調(diào)量9．81％,，上升時(shí)間為178．6 ms,，調(diào)節(jié)時(shí)間(2％誤差帶)397．1 ms，穩(wěn)態(tài)誤差為0,。

5 結(jié)論
    本文利用臨界比例度法得到PID參數(shù),，利用MATLAB／Simulink進(jìn)行時(shí)域仿真，從仿真結(jié)果看,，該P(yáng)ID分通道控制方法可以提高傳統(tǒng)氣動(dòng)舵導(dǎo)彈控制系統(tǒng)的準(zhǔn)確性,、快速性及穩(wěn)定性。當(dāng)然這只是給出與傳統(tǒng)控制方案相比較的結(jié)果,，實(shí)際的參數(shù)還要在實(shí)物仿真中不斷調(diào)試,，并對(duì)控制系統(tǒng)修正改進(jìn)，以得到令人滿意的控制效果,。仿真結(jié)果表明,，各通道系統(tǒng)反映良好，能夠?qū)崿F(xiàn)實(shí)時(shí)控制要求,。