本發(fā)明涉及控制技術領域，特別涉及一種設置在彈體上的控制系統(tǒng)。

背景技術：

傳統(tǒng)的戰(zhàn)術導彈在大氣中飛行時一般采用伺服機構控制空氣舵的方式進行控制，但是，該方式并不適應于彈體內部空間特別狹小、成本要求低的應用場合，例如，無法適用于迫擊炮彈。

現有技術中的迫擊炮彈，在發(fā)射前根據目標射程和射表計算迫擊炮的射角和發(fā)射初速。在理想無誤差的條件下，迫擊炮彈發(fā)射后可按拋物線彈道飛抵目標。但是在實際應用環(huán)境中，由于受到彈道諸元誤差、目標機動以及各類隨機干擾(例如，彈體加工誤差、炮口初始擾動、初速誤差、隨機風等)因素的影響，迫擊炮彈的實際落點將偏離目標，產生距離偏差。為了修正距離偏差，需要在迫擊炮彈上安裝2維修正控制艙實現迫擊炮彈的繞質心姿態(tài)修正。

然而，現有技術中所使用的基于十字鴨舵的6自由度控制方式，雖然可以精確實現橫法向過載修正，但是整體設計成本較高，費效比低。

技術實現要素：

有鑒于此，本發(fā)明提供一種設置在彈體上的控制系統(tǒng)，從而可以大幅降低迫擊炮彈控制艙的成本和體積，大大提高費效比。

本發(fā)明的技術方案具體是這樣實現的：

一種設置在彈體上的控制系統(tǒng)，該控制系統(tǒng)包括：固定翼鴨舵和控制組件；

所述控制組件設置在彈體前部的控制艙處，所述控制組件包括：永磁電機和用于控制永磁電機的控制器；

所述永磁電機包括：轉子、定子和軸承；所述定子固定在彈體縱軸上，所述轉子設置在所述定子的外圍；所述轉子和定子通過軸承連接；

所述控制器設置在所述控制艙內，通過控制電路與所述永磁電機連接；

所述固定翼鴨舵設置在所述轉子的外壁上；

所述固定翼鴨舵包括：兩對固定舵角的舵片；其中，一對舵片的偏轉方向相反，用于提供鴨舵反向旋轉所需的外部氣動導轉力矩；另一對舵片的偏轉方向相同，用于提供彈體姿態(tài)調整的氣動控制力矩矢量。

較佳的，所述控制電路包括：電子負載、整流模塊和運算放大器；

所述功率場效應管的D端分別與整流模塊的輸出端以及直流電樞電壓連接；所述功率場效應管的S端與采樣電阻連接；所述功率場效應管的G端與運算放大器的輸出端連接；所述采樣電阻的另一端與整流模塊的負端連接；

所述運算放大器的負端與所述功率場效應管的S端連接；所述運算放大器的正端與控制器連接；

所述整流模塊的三個輸出端分別與永磁電機的三相A、B和C連接。

較佳的，所述控制系統(tǒng)還進一步包括：斜切尾翼；

所述斜切尾翼設置在彈體的尾部。

較佳的，所述控制系統(tǒng)還進一步包括：GPS接收機和X軸陀螺儀；

所述GPS接收機，用于接收衛(wèi)星定位信息，并根據衛(wèi)星定位信息計算得到彈體質心運動的位置和速度信息、彈體繞質心運動的俯仰角和偏航角；

所述X軸陀螺儀，用于測量所述固定翼鴨舵的滾轉角速度。

較佳的，所述控制器包括：第一采集模塊、無線數據采集模塊、姿態(tài)計算模塊和制導控制模塊；

所述第一采集模塊，用于接收GPS接收機接收到的信息，并采集斜切尾翼的尾翼導轉力矩；并將接收和采集的信息發(fā)送給所述姿態(tài)計算模塊；

所述無線數據采集模塊，用于接收X軸陀螺儀采集到的固定翼鴨舵的滾轉角速度，并將接收的固定翼鴨舵的滾轉角速度發(fā)送給所述姿態(tài)計算模塊；

所述姿態(tài)計算模塊，用于根據接收到的信息計算彈體的姿態(tài)數據，并將姿態(tài)數據發(fā)送給制導控制模塊；

所述制導控制模塊，用于根據接收到的姿態(tài)數據向控制組件發(fā)送控制指令，使得所述控制組件根據所述控制指令調整固定翼鴨舵的外部導轉力矩，以調整彈體的姿態(tài)。

較佳的，所述永磁電機為三相永磁電機。

較佳的，所述整流模塊為三相整流橋。

如上可見，在本發(fā)明中的設置在彈體上的控制系統(tǒng)中，由于將傳統(tǒng)彈體上的鴨舵改裝為固定翼鴨舵，并設置了相應的控制組件，而該固定翼鴨舵可通過內部的永磁電機的軸承繞彈體縱軸旋轉，從而可以通過調節(jié)永磁電機內部的電磁力矩大小，調整固定翼鴨舵的外部導轉力矩，控制固定翼鴨舵的滾轉姿態(tài)，實現迫擊炮彈的落點偏差修正；而且，相對于現有技術中的十字鴨舵內部采用的雙舵機，本發(fā)明中的控制系統(tǒng)的成本更低廉，占用控制艙的體積更小，可以大幅降低迫擊炮彈控制艙的成本和體積，具有費效比高的特點，非常適合于常規(guī)彈藥的制導化改造。

另外，在本發(fā)明的上述控制系統(tǒng)中，還可以進一步地將現有技術中的迫擊炮彈的群式尾翼更改為斜切尾翼，使得迫擊炮彈彈體為雙旋彈體，通過該斜切尾翼提供的導轉力矩帶動彈體滾轉，并通過固定翼鴨舵與彈體之間的差動轉速，使固定翼鴨舵內部的永磁電機發(fā)電，因此可以取消控制組件的供電電池，從而可以大大提高費效比和控制可靠性，并大幅減小了控制艙的體積和成本。

此外，在本發(fā)明的上述控制系統(tǒng)中，還可以進一步地取消在彈體上安裝6自由度IMU慣組模塊，而代之以GPS接收機和X軸陀螺儀，通過GPS接收機和X軸陀螺儀實現迫擊炮彈質心運動和繞質心運動的信息采集，根據3自由度繞質心運動信息，通過制導控制算法，調整固定翼鴨舵滾轉控制組件的電磁力矩M_g輸入量，實現鴨舵內部滾轉阻尼力矩的實時控制，并可以進一步降低控制系統(tǒng)的成本。

附圖說明

圖1為本發(fā)明實施例中的控制系統(tǒng)的結構示意圖。

圖2為本發(fā)明實施例中的固定翼鴨舵和控制組件的結構示意圖。

圖3為本發(fā)明實施例中的控制系統(tǒng)的原理示意圖。

圖4為本發(fā)明實施例中的控制電路的結構示意圖。

圖5為本發(fā)明實施例中的質心運動信息在基準坐標系Cx₁y₁z₁和發(fā)射坐標系OX_EY_EZ_E中的投影示意圖。

圖6為本發(fā)明的一個實施例中的控制系統(tǒng)的結構示意圖。

具體實施方式

為使本發(fā)明的目的、技術方案及優(yōu)點更加清楚明白，以下參照附圖并舉實施例，對本發(fā)明進一步詳細說明。

本實施例提供了一種設置在彈體上的控制系統(tǒng)，從而可以大幅降低迫擊炮彈控制艙的成本和體積，大大提高費效比。

圖1為本發(fā)明實施例中的控制系統(tǒng)的結構示意圖，圖2為本發(fā)明實施例中的固定翼鴨舵和控制組件的結構示意圖，圖3為本發(fā)明實施例中的控制系統(tǒng)的原理示意圖。如圖1～3所示，本發(fā)明實施例中的設置在彈體上的控制系統(tǒng)主要包括：固定翼鴨舵和控制組件；

所述控制組件設置在彈體前部的控制艙處，所述控制組件包括：永磁電機和用于控制永磁電機的控制器(圖2中未示出)；

所述永磁電機包括：轉子、定子和軸承；所述定子固定在彈體縱軸上，所述轉子設置在所述定子的外圍；所述轉子和定子通過軸承連接；

所述控制器設置在所述控制艙內，通過控制電路與所述永磁電機連接；

所述固定翼鴨舵設置在所述轉子的外壁上；

所述固定翼鴨舵包括：兩對固定舵角的舵片；其中，一對舵片的偏轉方向相反(例如，圖1中滾轉舵片1和舵片3)，用于提供鴨舵反向旋轉所需的外部氣動導轉力矩；另一對舵片的偏轉方向相同(例如，圖1中俯仰舵片2和舵片4)，用于提供彈體姿態(tài)調整的氣動控制力矩矢量。

在上述的控制系統(tǒng)中，由于將傳統(tǒng)彈體上的鴨舵改裝為固定翼鴨舵，而該固定翼鴨舵可通過內部的軸承繞彈體縱軸旋轉，在彈體固定坐標系Cx_BPFy_BPFZ_BPF中，當固定翼鴨舵的滾轉角速度為零時，固定翼鴨舵相對彈體縱軸靜止。此時，固定翼鴨舵的俯仰舵片產生鴨舵氣動控制力，考慮繞質心運動，可以得到鴨舵氣動控制力矩。由于迫擊炮彈為靜穩(wěn)定彈，因此彈體壓心在全彈質心之后，考慮彈體繞質心的動力學方程，可知彈體靜力矩和鴨舵氣動控制力矩能夠滿足力矩平衡條件，使迫擊炮彈產生相應的合成攻角α_T，考慮全彈質心運動的動力學方程，可知彈體縱軸向鴨舵氣動力矢量方向移動。

由于固定翼鴨舵內部的控制組件中包括一個永磁電機，而該永磁電機的轉子的外壁上就設置有固定翼鴨舵，永磁電機的定子固定在彈體縱軸上，轉子與定子之間通過軸承連接。因此，相對于現有技術中的十字鴨舵內部采用的雙舵機，上述固定翼鴨舵的控制機構的成本更低廉，占用控制艙的體積更小。

而且，上述永磁電機定子與轉子之間的電磁力矩提供了固定翼鴨舵繞彈體縱軸正向旋轉的阻尼力矩，固定翼鴨舵滾轉舵片產生的氣動導轉力矩提供了固定翼鴨舵繞彈體縱軸反向旋轉的外部力矩，如圖2所示。根據鴨舵繞彈體縱軸轉動的動力學方程可知，通過調節(jié)永磁電機內部的電磁力矩大小，就可以控制固定翼鴨舵的滾轉姿態(tài)。

根據迫擊炮彈的工作原理可知，彈體縱軸指向目標射點時，迫擊炮彈可以命中目標。因此，通過調節(jié)固定翼鴨舵繞彈體縱軸的滾轉角φ_N，使鴨舵控制力矢量方向始終指向目標射點，即可保證彈體縱軸的指向位置逐漸靠近目標射點位置，最終使迫擊炮彈命中目標。

較佳的，在本發(fā)明的具體實施例中，所述永磁電機為：三相永磁電機。

另外，在本發(fā)明的技術方案中，可以使用多種形式的控制電路來控制上述的永磁電機。以下將以其中的一種具體實現形式為例，對本發(fā)明的技術方案進行介紹。

例如，較佳的，圖4為本發(fā)明實施例中的控制電路的結構示意圖，如圖4所示，在本發(fā)明的具體實施例中，所述控制電路包括：電子負載、整流模塊和運算放大器；上述電子負載、整流模塊與三相永磁電機可以構成電樞電流I_armature的控制閉環(huán)回路；

其中，所述電子負載包括：功率場效應管IRF3710和采樣電阻R₁；

所述功率場效應管IRF3710的D端與整流模塊的正端，即直流電樞電壓U_armature的正端連接；所述功率場效應管IRF3710的S端與采樣電阻R₁連接；所述功率場效應管IRF3710的G端與運算放大器OP27的輸出端連接；所述采樣電阻R₁的另一端與整流模塊的負端連接；

所述運算放大器的負端與所述功率場效應管IRF3710的S端連接；所述運算放大器的正端與控制器連接；

所述整流模塊的三個輸出端分別與永磁電機的三相A、B和C連接。

另外，較佳的，在本發(fā)明的具體實施例中，所述整流模塊為：三相整流橋。

根據上述的控制電路的結構可知，上述控制電路中的整流模塊可以將三相電轉換為電子負載輸入端的直流電樞電壓U_armature，作為電樞電流I_armature的能量來源。功率場效應管IRF3710、采樣電阻R1、整流模塊和永磁電機構成永磁電機電樞電流的閉環(huán)回路。其中，永磁電機的A相通過整流模塊輸出電樞電流到場效應管IRF3710的D端，通過控制功率場效應管IRF3710的G端的導通量，即可調節(jié)電樞電流的大小，隨后通過功率場效應管IRF3710的S端輸出電樞電流，利用整流模塊輸入到永磁電機的B相。通過增大電樞電流，進而增大永磁電機內部A相和B相之間的電磁轉矩，從而增大固定翼鴨舵內部的滾轉阻尼力矩以達到降低永磁電機轉子轉速的目的，實現設置在永磁電機轉子外壁上的固定翼鴨舵的轉速控制。

更進一步的，在本發(fā)明的較佳具體實施例中，所述控制系統(tǒng)還可以進一步包括：斜切尾翼；

所述斜切尾翼設置在彈體的尾部。

在本發(fā)明的技術方案中，可以將現有技術中的迫擊炮彈的群式尾翼更改為斜切尾翼，使得迫擊炮彈彈體為雙旋彈體。通過該斜切尾翼提供的導轉力矩帶動彈體滾轉，從而通過固定翼鴨舵與彈體之間的差動轉速，使固定翼鴨舵內部的永磁電機發(fā)電(產生電磁力矩M_g)，為設置在控制艙(例如，二維修正控制艙)內部的控制組件提供能量來源，并利用鴨舵外部導轉力矩L_F和內部電磁力矩M_g的動力學關系，實現鴨舵控制力矢量方向的調整。因此，在設置了上述斜切尾翼之后，可以取消控制組件的供電電池，從而可以大大提高費效比和控制可靠性，并大幅減小了控制艙的體積和成本。

再進一步的，為了進一步降低整個控制系統(tǒng)的成本，還可以取消在彈體上安裝6自由度IMU慣組模塊，而代之以GPS接收機和X軸陀螺儀。

例如，較佳的，圖6為本發(fā)明的一個實施例中的控制系統(tǒng)的結構示意圖，如圖6所示，在本發(fā)明的具體實施例中，所述控制系統(tǒng)還可以進一步包括：GPS接收機和X軸陀螺儀；

所述GPS接收機，用于接收衛(wèi)星定位信息，并根據衛(wèi)星定位信息計算得到彈體質心運動的位置和速度信息、彈體繞質心運動的俯仰角和偏航角；

例如，雙旋彈質心運動的位置(x_E,y_E,z_E)和速度信息可以通過GPS接收機解算衛(wèi)星定位信息中的偽距和偽距變率得到；

再例如，雙旋彈繞質心運動的俯仰角θ和偏航角Ψ可以通過速度矢量的投影近似求取，如圖5所示。

所述X軸陀螺儀，用于測量所述固定翼鴨舵的滾轉角速度。

如圖4所示，由于迫擊炮彈為靜穩(wěn)定彈，因此彈體縱軸始終繞質心向飛行速度矢量方向運動，因此飛行控制過程中，并不需要精確的彈體飛行姿態(tài)信息用于飛行穩(wěn)定的控制。在本發(fā)明的技術方案中，為了降低2維控制艙的成本，可以不在彈體上安裝6自由度IMU慣導模塊，而是通過上述的GPS接收機和X軸陀螺儀實現迫擊炮彈質心運動和繞質心運動的信息采集，并通過速度矢量投影信息計算速度傾角θ_GPS和速度偏航角Ψ_GPS，飛行過程中近似為雙旋彈繞質心運動的俯仰角θ和偏航角Ψ。

例如，較佳的，在本發(fā)明的具體實施例中，速度傾角θ_GPS和速度偏航角Ψ_GPS可以通過如下所述的公式計算得到：

較佳的，在本發(fā)明的具體實施例中，X軸陀螺儀和控制器(例如，控制處理器)之間可以采用無線通信方式進行數據通信，

在彈體固定坐標系下，鴨舵繞彈體縱軸轉動的運動學方程如下，通過下式能夠實時積分求取鴨舵繞彈體縱軸的滾轉角φ_N：

其中，φ_N為固定翼鴨舵相對彈體縱軸的滾轉角；ω_Fx為X軸陀螺儀測量的鴨舵角速度；為小量，近似為零。

因此，通過上述的GPS接收機和X軸陀螺儀，可以實現迫擊炮彈質心運動和繞質心運動的信息采集，根據3自由度繞質心運動信息，通過制導控制算法，調整固定翼鴨舵滾轉控制組件的電磁力矩M_g輸入量，實現鴨舵內部滾轉阻尼力矩的實時控制，并可以進一步降低控制系統(tǒng)的成本。

另外，如圖6所示，較佳的，在本發(fā)明的一個具體實施例中，所述控制器包括：第一采集模塊、無線數據采集模塊、姿態(tài)計算模塊和制導控制模塊；

其中，所述第一采集模塊，用于接收GPS接收機接收到的信息，并采集斜切尾翼的尾翼導轉力矩；并將接收和采集的信息發(fā)送給所述姿態(tài)計算模塊；

所述無線數據采集模塊，用于接收X軸陀螺儀采集到的固定翼鴨舵的滾轉角速度，并將接收的固定翼鴨舵的滾轉角速度發(fā)送給所述姿態(tài)計算模塊；

所述姿態(tài)計算模塊，用于根據接收到的信息計算彈體的姿態(tài)數據，并將姿態(tài)數據發(fā)送給制導控制模塊；

所述制導控制模塊，用于根據接收到的姿態(tài)數據向控制組件發(fā)送控制指令，使得所述控制組件根據所述控制指令調整固定翼鴨舵的外部導轉力矩，以調整彈體的姿態(tài)。

綜上可知，在本發(fā)明中的設置在彈體上的控制系統(tǒng)中，由于將傳統(tǒng)彈體上的鴨舵改裝為固定翼鴨舵，并設置了相應的控制組件，而該固定翼鴨舵可通過內部的永磁電機的軸承繞彈體縱軸旋轉，從而可以通過調節(jié)永磁電機內部的電磁力矩大小，調整固定翼鴨舵的外部導轉力矩，控制固定翼鴨舵的滾轉姿態(tài)，實現迫擊炮彈的落點偏差修正；而且，相對于現有技術中的十字鴨舵內部采用的雙舵機，本發(fā)明中的控制系統(tǒng)的成本更低廉，占用控制艙的體積更小，可以大幅降低迫擊炮彈控制艙的成本和體積，具有費效比高的特點，非常適合于常規(guī)彈藥的制導化改造。

另外，在本發(fā)明的上述控制系統(tǒng)中，還可以進一步地將現有技術中的迫擊炮彈的群式尾翼更改為斜切尾翼，使得迫擊炮彈彈體為雙旋彈體，通過該斜切尾翼提供的導轉力矩帶動彈體滾轉，并通過固定翼鴨舵與彈體之間的差動轉速，使固定翼鴨舵內部的永磁電機發(fā)電，因此可以取消控制組件的供電電池，從而可以大大提高費效比和控制可靠性，并大幅減小了控制艙的體積和成本。

此外，在本發(fā)明的上述控制系統(tǒng)中，還可以進一步地取消在彈體上安裝6自由度IMU慣組模塊，而代之以GPS接收機和X軸陀螺儀，通過GPS接收機和X軸陀螺儀實現迫擊炮彈質心運動和繞質心運動的信息采集，根據3自由度繞質心運動信息，通過制導控制算法，調整固定翼鴨舵滾轉控制組件的電磁力矩M_g輸入量，實現鴨舵內部滾轉阻尼力矩的實時控制，并可以進一步降低控制系統(tǒng)的成本。

以上所述僅為本發(fā)明的較佳實施例而已，并不用以限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內，所做的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發(fā)明保護的范圍之內。