[发明专利]一种火箭弹末端速度估计方法

权利要求书

1.一种火箭弹末端速度估计方法，其特征在于，通过当前过载指令，估计平衡攻角和平衡侧滑角，获得俯仰舵偏角和偏航舵偏角，从而确定全攻角及全舵偏大小，获得弹体系下的气动力，进而获得火箭弹末端速度估计；

该方法包括以下步骤：

S1、获得初始弹道倾角和弹道偏角；

S2、获得制导律指令；

S3、估计平衡攻角和平衡侧滑角；

S4、获得气动力；

S5、获得末端速度估计；

在步骤S2中，所述制导律指令通过以下子步骤获得：

S21、获取弹目视线角和视线角速度；

S22、估计制导律权系数；

S23、估计纵向制导律和侧向制导律；

在步骤S22中，所述制导律权系数包括比例导引权系数N_p和落角约束权系数N_q，表示为：

其中，n表示制导阶次，按照如下方式进行取值：

当火箭弹达到最大飞行高度H_max，制导阶次n＝0.125；

当弹目距离R＜R^*，制导阶次n＝0；

当弹目距离R≥R^*，制导阶次为：

其中，R₀为初始弹目距离，n₀为初始制导阶次，R^*为射程系数。

2.根据权利要求1所述的火箭弹末端速度估计方法，其特征在于，

在步骤S1中，所述初始弹道倾角和弹道偏角通过初始装订参数获得，

初始弹道倾角θ₀为：

弹道偏角ψ₀为：

其中，V_x、V_y、V_z分别为弹体飞行速度V在弹体坐标系下x、y、z轴的分量。

3.根据权利要求1所述的火箭弹末端速度估计方法，其特征在于，

在步骤S23中，当剩余飞行时间t_go＞1s时，纵向加速度a_yc和侧向加速度a_zc表示为：

其中，q_F为末端约束落角，g为重力加速度，V为弹体飞行速度，R为弹目距离，表示俯仰视线角速度，表示偏航视线角速度，θ表示弹道倾角，N_p为比例导引权系数，N_q为落角约束权系数，q_p表示俯仰弹目视线角；

当剩余飞行时间t_go＜1s时，纵向加速度a_yc和侧向加速度a_zc保持不变。

4.根据权利要求1所述的火箭弹末端速度估计方法，其特征在于，

在步骤S3中，通过以下子步骤实现平衡攻角和平衡侧滑角的估计：

S31、解算大气模型；

S32、估计法向力、侧向力系数；

S33、通过插值进行平衡攻角和平衡侧滑角的估计。

5.根据权利要求4所述的火箭弹末端速度估计方法，其特征在于，

在步骤S31中，基于火箭弹飞行高度H经过线性插值得到弹体所处位置的声速V_c及大气密度ρ，解算大气模型以获取火箭弹所在位置的弹体的飞行马赫数Ma及当前的气流动压q：

在步骤S32中，期望法向力系数表示为：

侧向力系数表示为：

其中，m表示火箭弹质量、S表示弹翼面积，a_yc表示纵向加速度，a_zc表示侧向加速度，V为弹体飞行速度；

在步骤S33中，通过对法向力系数和侧向力系数表进行线性插值和反向线性插值实现平衡攻角和平衡侧滑角的估计。