[发明专利]一种火箭弹末端速度估计方法

说明书

本发明公开了一种火箭弹末端速度估计方法，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，从而获得弹体系下的气动力，进而获得导弹末端速度估计。本发明公开的火箭弹末端速度估计方法，对大气模型进行插值计算，预先装订，提高了运算速度；进行了平衡攻角和平衡侧滑角估计，提高了运算的精确度。

技术领域

本发明涉及一种火箭弹末端速度估计方法，属于飞行器控制领域。

背景技术

为满足复杂的现代战争需求，实现终端速度控制，提高火箭弹末端速度估计精度变得越来越重要。

传统的制导回路以弹体高度变化为自变量，拟合出大气密度，并进一步推导出与速度的解析关系进行末端速度预测，存在运算量大且拟合精度不高等缺陷。

因此，有必要研究一种能够快速高效的估计导弹末端制导速度的方法，从而实现导弹的精确打击。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，提出了一种火箭弹末端速度估计方法，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，进而获得导弹末端速度估计。

进一步地，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。

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；

S33、估计纵向制导律和侧向制导律。

进一步地，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，可以表示为：

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。

进一步地，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可以表示为：