[发明专利]姿态角速率估算系统及应用其的弹药

说明书

技术领域

本发明涉及导弹制导技术领域，尤其涉及一种应用于三回路自动驾驶仪中的导弹姿态角速率估算系统及估算方法。

背景技术

在战术导弹领域，自动驾驶仪已成功运用超过50年。自动驾驶仪的主要任务是增大弹体阻尼、稳定气动增益、保持系统稳定性、快速指令响应、提供高机动性以及在任意高度保证大范围飞行任务的鲁棒性等。

三回路自动驾驶仪由姿态反馈回路、姿态角速度反馈回路和过载反馈回路构成，其中过载回路为主反馈回路，其作用是加快弹体响应速度。为了提高弹体阻尼、增加弹体稳定性，通常在主反馈回路设计内回路，将此内回路称为阻尼内回路。阻尼内回路的反馈信号是导弹姿态角速率，一般由角速率陀螺测得。

角速率陀螺是一种精密测量仪表，其结构很复杂，功耗也很大。由于导弹上空间有限，不允许它占很大空间，这就使得它的加工很困难，加工工艺要求非常严格，成本相当高。

当导弹上没有安装角速率陀螺时，无法直接获得阻尼内回路的反馈信号，因此需要间接的构造反馈信号；当导弹上安装有角速率陀螺，但是由于某些原因，例如末制导炮弹发射时的高过载造成角速率损坏，导致角速率陀螺的输出不可用时，也需要间接的构造反馈信号。

由于导弹是一次性使用武器，在需要大量装备部队的情况下，在保证控制精度的同时如能降低成本、提高可靠性，是非常有意义的。

由于上述原因，本发明人对现有的三回路驾驶仪进行了深入研究，以便设计出一种可靠的姿态角速率估算系统，为导弹设计提供实际参考，缩短导弹研制周期、降低导弹研制成本。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种可靠的姿态角速率估算系统，在各种干扰情况下，稳定导弹姿态，保证导弹飞行姿态角偏差在允许范围内，调整导弹的飞行方向，修正飞行路线，使导弹准确命中目标。

具体来说，本发明的目的在于提供以下方面：

第一方面、一种姿态角速率估算系统，其特征在于，该系统包括制导模块01、加速度计模块02和计算模块03，

其中，所述制导模块01包括舵机，其用于获得舵偏角，并将所述舵偏角信号传递至计算模块03，

所述加速度计模块02包括加速度计，其用于测量过载，并且将测量到的过载信号传递至计算模块03，

所述计算模块03，用于接收舵偏角信号和过载信号，并根据所述舵偏角信号和过载信号，获得姿态角速率的估算值。

第二方面、根据第一方面所述系统，其特征在于，计算模块03根据下式(1)获得姿态角速率的估算值，

其中，代表姿态角速率的估算值，代表姿态角速率的估算值的导数，a_y代表过载，δ_z代表舵偏角，G代表反馈矩阵，

b_α代表法向力系数，a_α代表静稳定力矩系数，a_ω代表阻尼系数，b_δ代表舵升力系数，a_δ代表舵效率力矩系数，V代表弹药速度，c代表加速度计模块02与弹药质心之间的距离。

第三方面、根据第一或第二方面所述系统，其特征在于，反馈矩阵G通过该系统的极点配置获得，

优选地，反馈矩阵G通过下式(2)-(4)获得，

其中，α代表攻角，代表α的一阶导数，代表姿态角速率真实值，代表的一阶导数，代表该系统的状态变量，代表攻角估算值，代表攻角估算值的导数。

第四方面、根据第一至第三方面任一项所述系统，其特征在于，该系统还包括加速度计噪声处理模块，所述加速度计噪声处理模块用于处理加速度计引起的噪声。

第五方面、一种姿态角速率估算方法，其特征在于，该方法包括：

步骤1)：通过制导模块01获得舵偏角，通过加速度计模块02测量过载；

步骤2)：通过舵偏角δ_z、攻角α、过载a_y、姿态角速率真实值和其它各项气动力系数，获得反馈矩阵G；

步骤3)：通过所述反馈矩阵G、舵偏角和过载获得姿态角速率估算值

其中，所述其它各项气动力系数包括法向力系数b_α，静稳定力矩系数a_α，阻尼系数a_ω，舵升力系数b_δ，舵效率力矩系数a_δ，V代表弹药速度，加速度计模块02与弹药质心之间的距离c。