CN111220033A - 用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法 - Google Patents

用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111220033A
CN111220033A CN201811418636.2A CN201811418636A CN111220033A CN 111220033 A CN111220033 A CN 111220033A CN 201811418636 A CN201811418636 A CN 201811418636A CN 111220033 A CN111220033 A CN 111220033A
Authority
CN
China
Prior art keywords
operational amplifier
resistor
capacitor
optical coupling
power supply
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201811418636.2A
Other languages
English (en)
Inventor
安涛
苗诚昊
赵栓
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xian University of Technology
Original Assignee
Xian University of Technology
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Xian University of Technology filed Critical Xian University of Technology
Priority to CN201811418636.2A priority Critical patent/CN111220033A/zh
Publication of CN111220033A publication Critical patent/CN111220033A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Control Of Electric Motors In General (AREA)

Abstract

本发明公开了用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法，包括鸭舵和永磁发电机，永磁发电机输出的三相电压依次电性连接整流电路、恒流控制电路、电流检测电路、微处理器；鸭舵是四个固定在外壳体上呈“十”字固联状的舵片构成，永磁发电机固定在鸭舵外壳体的内部，鸭舵的外壳体上还固定有空间运动传感器，空间运动传感器微处理器；微处理器依次电性连接光耦隔离电路、线性放大电路、恒流控制电路；线性放大电路和光耦隔离电路分别连接5V电源；恒流控制电路连接12V电源；本发明通过永磁发电机作为修正装置来控制鸭舵转速，能提供较大稳定力矩，实现二维空间的修正，同时该装置具有占用空间小、响应时间快的特点。

Description

用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法
技术领域
本发明属于炮弹制导执行装置技术领域，具体涉及一种用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法。
背景技术
随着现代战争理念的快速发展，信息化作战已成为现代战争中越来越重要的部分，这就要求作战武器应具备精确打击目标的能力，以减少对非打击目标的损害。显然，导弹最为满足这一要求，但因其成本太高，仅适用在打击重要目标上，从而使导弹不能大规模的投入在战争中。而传统炮弹虽然成本低，但其打击精度低，也无法适应现代战争的要求。所以将现有传统炮弹以较低成本改装成具有弹道修正能力的制导炮弹，使其具备精确打击能力，已成为现代战争中越来越重的一部分。而小口径、射程较近的双旋炮弹，由于其简单易控、成本低且较灵活的打击目标能力，受到诸多青睐。
修正执行装置是制导炮弹进行弹道修正的重要组成部分，当制导炮弹制导***生成导引指令后，将把该指令传给执行装置控制器，通过信号处理后输出执行命令作用于执行装置，该执行装置根据执行命令改变弹体在飞行过程中所受到的气动力，从而改变弹体受到的法向力矩，以改变弹体的飞行方向实现炮弹的弹道修正。目前，用于炮弹上的修正执行装置主要有阻力器、脉冲发动机及电动机。阻力器型修正方法只能实现射程内的修正，修正能力有限。脉冲发动机型修正方法只能实现有限次数的修正，受弹丸高速旋转影响，使脉冲发动机产生的平均推力很小，修正效果较低。电动机型修正方法结构复杂且不易控制，用在小口径炮弹上会占用很多空间，影响炮弹的弹载量，从而影响炮弹的打击力。
由此可见，现有的弹道修正执行装置具有体积大、成本较高、结构复杂、修正效果差等问题，为此寻找一种结构简单、成本低、快捷灵敏的弹道修正执行装置用在小口径双旋炮弹上有很好的实用性。
发明内容
本发明的目的是提供用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法，解决了现有弹道执行装置结构复杂、体积大、控制灵敏度低的问题，有效提高小口径双旋炮弹的打击精度。
本发明所采用的技术方案是，用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法，包括鸭舵和鸭舵内部的永磁发电机，永磁发电机输出的三相电压电性连接整流电路，整流电路电性连接恒流控制电路，恒流控制电路电性连接电流检测电路，电流检测电路电性连接微处理器；鸭舵是由四个固定在外壳体上呈“十”字固联状的舵片构成，永磁发电机固定在鸭舵外壳体的内部，鸭舵的外壳体上还固定有空间运动传感器，空间运动传感器电性连接微处理器；微处理器电性连接光耦隔离电路，光耦隔离电路电性连接线性放大电路电性，线性放大电路与恒流控制电路电性相连；线性放大电路和光耦隔离电路分别连接5V电源；恒流控制电路连接12V电源；光耦隔离电路包括光耦芯片。
本发明的特点还在于，
微处理器为STM32F4单片机。
空间运动传感器为MPU6050三维角度传感器
线性放大电路包括运算放大器N1，运算放大器N1的反向端输入端连接电阻R4、电容C6和光耦芯片端口3，电阻R4的另一端与PWM端口相连，电容C6另一端与运放N1的输出端连接，运放N1的同向输入端接数字地，运放N1的供电电源正端分别于+5V电源和电容C5连接，电容C5的另一端接数字地，运放N1的输出端还与电阻R5连接，电阻R5的另一端与光耦芯片端口1连接，光耦芯片端口2与+5V电源连接，光耦芯片端口4接数字地，光耦芯片端口5分别与运算放大器N2的同向输入端和电源负端接模拟地，光耦芯片端口6分别与运算放大器N2的反向输入端、电阻R6和电容C7相连，电阻R6、电容C7分别与运算放大器N2的输出端连接，运放N2的供电电源正端分别于+5V电源和电容C6连接，电容C6另一端接模拟地。
恒流控制电路包括运算放大器N3，运算放大器N3的同向输入端分别与运算放大器N2的输出端和电容C4连接，电容C4的另一端接模拟地，运算放大器N3的供电电源正端接12V电源，负端接模拟地，运算放大器N3的反向输入端分别连接电阻Rf和nmos管的s极，电阻Rf的另一端接模拟地，运放N3的输出端分别连接电阻R2和电容C3，电容C3另一端接模拟地，电阻R2另一端分别与nmos管的g极和电阻R3连接，电阻R3另一端接模拟地，nmos管d极分别连接瞬态抑制二极管D7和电阻R1，电阻R1另一端与电容C2连接，电容C2另一端与nmos管s极连接，瞬态抑制二极管D7的另一端接模拟地。
整流电路包括两两连接的二极管VD1和VD4、VD2和VD5、VD3和VD6，二极管VD1、VD2和VD3的阴极分别于电容C1和瞬态抑制二极管D7连接，二极管VD4、VD5和VD6的阳极分别于电容C1的另一端和瞬态抑制二极管D7的另一端连接并连接模拟地；永磁电机三相输出端口A、B、C分别连接在VD1和VD4、VD2和VD5、VD3和VD6之间。
本发明的有益效果是，本发明的用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法通过永磁发电机作为修正装置，来控制鸭舵转速，能够提供较大的稳定力矩，实现二维空间的修正的优点，同时，该修正装置可显著提高炮弹的精准打击能力；同时，该装置具有占用空间小、响应时间快且成本低廉的特点。
附图说明
图1是本发明用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法的***结构框图；
图2是本发明用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法的控制电路图；
图3是本发明用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法的鸭舵结构图；
图4是本发明用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法的鸭舵受力图；
图5是本发明用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法的电磁力矩控制过程图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明一种基于压敏传感器导弹参数检测装置，结构如图1所示，
包括永磁发电机、鸭舵、整流电路、恒流控制电路、线性放大电路、光耦隔离电路、电流检测电路、电源模块、空间运动传感器以及微处理器，电源模块包括5V电源模块和12V电源模块。永磁发电机输出的三相电压电性连接整流电路，整流电路电性连接恒流控制电路，恒流控制电路电性连接电流检测电路，电流检测电路电性连接微处理器；鸭舵是由四个固定在外壳体上呈“十”字固联状的舵片构成，永磁发电机固定在鸭舵外壳体的内部，鸭舵的外壳体上还固定有空间运动传感器，空间运动传感器电性连接微处理器；微处理器电性连接光耦隔离电路，光耦隔离电路电性连接线性放大电路电性，线性放大电路与恒流控制电路电性相连；线性放大电路和光耦隔离电路分别连接5V电源；恒流控制电路连接12V电源；光耦隔离电路包括光耦芯片。
微处理器为STM32F4单片机。
空间运动传感器为MPU6050三维角度传感器
如图2所示，线性放大电路包括运算放大器N1，运算放大器N1的反向端输入端连接电阻R4、电容C6和光耦芯片端口3，电阻R4的另一端与PWM端口相连，电容C6另一端与运放N1的输出端连接，运放N1的同向输入端接数字地，运放N1的供电电源正端分别于+5V电源和电容C5连接，电容C5的另一端接数字地，运放N1的输出端还与电阻R5连接，电阻R5的另一端与光耦芯片端口1连接，光耦芯片端口2与+5V电源连接，光耦芯片端口4接数字地，光耦芯片端口5分别与运算放大器N2的同向输入端和电源负端接模拟地，光耦芯片端口6分别与运算放大器N2的反向输入端、电阻R6和电容C7相连，电阻R6、电容C7分别与运算放大器N2的输出端连接，运放N2的供电电源正端分别于+5V电源和电容C6连接，电容C6另一端接模拟地。
恒流控制电路包括运算放大器N3，运算放大器N3的同向输入端分别与运算放大器N2的输出端和电容C4连接，电容C4的另一端接模拟地，运算放大器N3的供电电源正端接12V电源，负端接模拟地，运算放大器N3的反向输入端分别连接电阻Rf和nmos管的s极，电阻Rf的另一端接模拟地，运放N3的输出端分别连接电阻R2和电容C3，电容C3另一端接模拟地，电阻R2另一端分别与nmos管的g极和电阻R3连接，电阻R3另一端接模拟地，nmos管d极分别连接瞬态抑制二极管D7和电阻R1，电阻R1另一端与电容C2连接，电容C2另一端与nmos管s极连接，瞬态抑制二极管D7的另一端接模拟地。
整流电路包括两两连接的二极管VD1和VD4、VD2和VD5、VD3和VD6，二极管VD1、VD2和VD3的阴极分别于电容C1和瞬态抑制二极管D7连接，二极管VD4、VD5和VD6的阳极分别于电容C1的另一端和瞬态抑制二极管D7的另一端连接并连接模拟地；永磁电机三相输出端口A、B、C分别连接在VD1和VD4、VD2和VD5、VD3和VD6之间。
永磁电机三相输出端口A分别与二极管VD1的阳极和二极管VD4的阴极连接，端口B分别与二极管VD2的阳极和二极管VD5的阴极连接，端口C分别与二极管VD3的阳极和二极管VD6的阴极连接。
本发明用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法，包括鸭舵和永磁发电机，所述鸭舵固定在弹体的外壳体，和弹体内轴相对旋转，在鸭舵外壳体内部镶有一组永磁体、内轴则在相应位置上嵌入一组线圈绕组，当鸭舵和弹体内轴相对转动时，线圈绕组会产生感应电动势，其工作原理与永磁发电机相同，故两者构成外转子永磁发电机。
本发明用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法，其具体工作原理是：
鸭舵外壳体上具有四个呈“十”字固联的舵片，鸭舵固定在弹体外壳体上，如图3所示，其中1号舵片和3号舵片称为同向舵，当弹道需要修正时，为弹丸提供相应的修正力；2号舵片和4号舵片称为差动舵，用于提供鸭舵旋转的气动滚转力矩。弹丸发射后，弹体高速旋转，鸭舵在差动舵的作用下与弹体反向旋转。当鸭舵稳定的旋转时，同向舵产生的操纵力对弹体的平均作用为零，弹道不发生改变。当鸭舵相对大地转速为零时，同向舵将对弹体产生修正作用力，弹道将发生改变，实现弹道修正。
如图4所示，炮弹在飞行过程中受到舵翼旋转形成的导转力矩Mx与轴承摩擦力矩Mf共同作用，在修正时会受到电磁转矩Me的作用。由于修正机构存在着旋转角速度，所以将会受到极阻尼力矩Mxd的作用，它的方向同修正机构角速度相反，大小与转速成正比。
炮弹出炮膛后弹体高速旋转，由于导转力矩作用，鸭舵以一定的转速与弹体反向旋转。为提高修正响应度，在修正阶段前要完成对舵机的减旋。该过程需满足式(1)的条件。
Mx+Mxd＞Me+Mf (1)
该过程电磁力矩从较小值不断增大，直到保持舵机以最小转速稳定旋转。此时：
Mx+Mxd＝Me+Mf (2)
在弹道修正阶段，鸭舵转速比较低，极阻尼力很小故可忽略不计，鸭舵主要受到导转力矩、轴承摩擦力矩和电磁力矩。当修正弹需要修正时，通过控制电磁力矩Me的大小来控制修正舵片固定停止在某一特定的修正角度，该过程需满足(3)式条件。
Me＞Mx-Mf (3)
该过程电磁力矩要从较大值不断减小，直到保持舵机相对大地静止。此时：
Me＝Mx-Mf (4)
本发明用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法，其工作过程如下：
步骤1，炮弹飞行过程中，控制器得到制导***给出修正舵片需要悬停的位置角度θ1。
步骤2，利用鸭舵内部的空间运动传感器测量实际鸭舵滚转速度ω2和修正舵片位置角度θ2，得到与角度偏差值θ，根据旋转***的动能定理：
Figure BDA0001880063970000081
求得合力矩M：
Figure BDA0001880063970000082
其中θ＝θ2-θ1，J：修正***转动惯量。
当合力矩已知时，由于导转力矩与轴承摩擦力计算可得，根据(4)式可得电磁力矩Me，由于，
Me＝CTΦIa (7)
其中CT为永磁电机的转矩常数，Φ为每级磁通量(Wb)。当电机参数已知时，CT、Φ不变，所以Me与Ia是线性关系。
步骤3，微处理控制器通过求得电枢电流Ia的大小，输出控制电压，通过控制恒流控制电路中的电子负载，控制永磁电机所需的电流大小。
步骤4，最后通过传感器不断更新反馈鸭舵运动信息，控制器不断更新控制电压，直到鸭舵相对大地停止，以实现弹道修正，控制过程如图5所示。
本发明用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法，通过固定鸭舵修正组件，来控制舵机转速，能够提供较大的稳定力矩，实现二维空间的修正的优点，同时，修正装置可显著提高炮弹的精准打击能力；同时，该装置的占用空间小、响应速度快且成本低廉，能够满足执行装置的性能要求。

Claims (6)

1.用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法，其特征在于，包括鸭舵和鸭舵内部的永磁发电机，所述永磁发电机输出的三相电压电性连接整流电路，所述整流电路电性连接恒流控制电路，所述恒流控制电路电性连接电流检测电路，所述电流检测电路电性连接微处理器；所述鸭舵是由四个固定在外壳体上呈“十”字固联状的舵片构成，所述永磁发电机固定在鸭舵外壳体的内部，所述鸭舵的外壳体上还固定有空间运动传感器，所述空间运动传感器电性连接微处理器；所述微处理器电性连接光耦隔离电路，所述光耦隔离电路电性连接线性放大电路电性，所述线性放大电路与恒流控制电路电性相连；所述线性放大电路和光耦隔离电路分别连接5V电源；所述恒流控制电路连接12V电源；所述光耦隔离电路包括光耦芯片。
2.根据权利要求1所述的用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法，其特征在于，所述微处理器为STM32F4单片机。
3.根据权利要求1所述的用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法，其特征在于，所述空间运动传感器为MPU6050三维角度传感器。
4.根据权利要求1所述的用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法，其特征在于，所述线性放大电路包括运算放大器N1，运算放大器N1的反向端输入端连接电阻R4、电容C6和光耦芯片端口3，电阻R4的另一端与PWM端口相连，电容C6另一端与运放N1的输出端连接，运放N1的同向输入端接数字地，运放N1的供电电源正端分别于+5V电源和电容C5连接，电容C5的另一端接数字地，运放N1的输出端还与电阻R5连接，电阻R5的另一端与光耦芯片端口1连接，光耦芯片端口2与+5V电源连接，光耦芯片端口4接数字地，光耦芯片端口5分别与运算放大器N2的同向输入端和电源负端接模拟地，光耦芯片端口6分别与运算放大器N2的反向输入端、电阻R6和电容C7相连，电阻R6、电容C7分别与运算放大器N2的输出端连接，运放N2的供电电源正端分别于+5V电源和电容C6连接，电容C6另一端接模拟地。
5.根据权利要求4所述的用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法，其特征在于，所述恒流控制电路包括运算放大器N3，运算放大器N3的同向输入端分别与运算放大器N2的输出端和电容C4连接，电容C4的另一端接模拟地，运算放大器N3的供电电源正端接12V电源，负端接模拟地，运算放大器N3的反向输入端分别连接电阻Rf和nmos管的s极，电阻Rf的另一端接模拟地，运放N3的输出端分别连接电阻R2和电容C3，电容C3另一端接模拟地，电阻R2另一端分别与nmos管的g极和电阻R3连接，电阻R3另一端接模拟地，nmos管d极分别连接瞬态抑制二极管D7和电阻R1，电阻R1另一端与电容C2连接，电容C2另一端与nmos管s极连接，瞬态抑制二极管D7的另一端接模拟地。
6.根据权利要求5所述的用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法，其特征在于，所述整流电路包括两两连接的二极管VD1和VD4、VD2和VD5、VD3和VD6，二极管VD1、VD2和VD3的阴极分别于电容C1和瞬态抑制二极管D7连接，二极管VD4、VD5和VD6的阳极分别于电容C1的另一端和瞬态抑制二极管D7的另一端连接并连接模拟地；所述永磁电机三相输出端口A、B、C分别连接在VD1和VD4、VD2和VD5、VD3和VD6之间。
CN201811418636.2A 2018-11-26 2018-11-26 用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法 Pending CN111220033A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811418636.2A CN111220033A (zh) 2018-11-26 2018-11-26 用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811418636.2A CN111220033A (zh) 2018-11-26 2018-11-26 用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN111220033A true CN111220033A (zh) 2020-06-02

Family

ID=70830286

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811418636.2A Pending CN111220033A (zh) 2018-11-26 2018-11-26 用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111220033A (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115388720A (zh) * 2022-09-12 2022-11-25 四川航浩科技有限公司 一种用于制导修正组件的高旋发电机舵控装置及其方法

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115388720A (zh) * 2022-09-12 2022-11-25 四川航浩科技有限公司 一种用于制导修正组件的高旋发电机舵控装置及其方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106871742B (zh) 一种设置在弹体上的控制***
US8552349B1 (en) Projectile guidance kit
JP4855521B2 (ja) 電力及び制御機構を備えた誘導型発射体
US4076187A (en) Attitude-controlling system and a missile equipped with such a system
KR20130121671A (ko) 연장 및 후퇴 커나드를 갖는 롤링 발사체
CN107726927B (zh) 一种基于固定翼鸭舵双旋弹的修正力矩控制***
WO2020114293A1 (zh) 基于磁测滚转的旋转弹炮口初始参数测量方法
JP2012511683A (ja) 操縦可能なスピン安定発射体および方法
CN111220033A (zh) 用于双旋炮弹上的弹道修正执行方法
CN109823515B (zh) 设置在制导飞行器上的扰流板***及应用其的方法
CN114035616B (zh) 一种飞行器对移动目标打击控制方法及***
CN106886625B (zh) 一种基于固定翼鸭舵的双旋稳定弹的气动外形设计方法
Yin et al. Research on roll control system for fixed canard rudder of the dual-spin trajectory correction projectile
CN209445899U (zh) 一种用于双旋炮弹上的弹道修正执行装置
CN109579617B (zh) 鸭式气动布局导弹的滚转控制方法、***及介质
CN209910507U (zh) 一种精确制导组件舵机驱动控制模块
CN108336931B (zh) 基于永磁发电机的弹道修正弹的修正控制电路及控制方法
CN105987652B (zh) 姿态角速率估算***及应用其的弹药
SE1130088A1 (sv) Metod och gnc-system för bestämning av anfallsvinkel
CN103486916B (zh) 一种主动抑制脉冲力控制弹体摆动的双脉冲点火方法
CN112696989A (zh) 一种基于继电器控制的弹道修正装置
Zhang et al. Research on control scheme of dual-spin projectile with fixed canards
RU2725331C1 (ru) Взрыватель корректирующий для вращающегося снаряда и способ его применения
CN209655922U (zh) 一种高旋炮弹精确制导组件的舵机结构
Hao et al. The Design Factor Analysis of a Miniaturized Rotating Guided Ammunition Actuator

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20200602

WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication