姿态角速率估算系统及应用其的弹药

摘要

本发明公开了一种姿态角速率估算系统，该系统包括制导模块01、加速度计模块02和计算模块03，所述制导模块01包括舵机，其用于获得舵偏角，并且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，并且将测量的过载信号传递至计算模块03，所述计算模块03，根据所述舵偏角信号和所述过载信号，获得姿态角速率的估算值。该系统可以替代角速率陀螺，降低成本，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。

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，

$\stackrel{··}{\hat{\theta }}=(A-GC)\stackrel{·}{\hat{\theta }}+{\mathrm{Ga}}_y+{\mathrm{B\delta }}_z---\left(1\right)$

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，

$A=\left(\begin{array}{cc}-b_{\alpha }& 1\\ -a_{\alpha }& -a_{\omega }\end{array}\right),B=\left(\begin{array}{c}-b_{\delta }\\ -a_{\delta }\end{array}\right),C=\left(\begin{array}{cc}{\mathrm{Vb}}_{\alpha }-{\mathrm{ca}}_{\alpha }& -{\mathrm{ca}}_{\omega }\end{array}\right),$

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，

$\left(\begin{array}{c}\stackrel{·}{\alpha }\\ \stackrel{··}{\theta }\end{array}\right)=\left(\begin{array}{cc}-b_{\alpha }& 1\\ -a_{\alpha }& -a_{\omega }\end{array}\right)\left(\begin{array}{c}\alpha \\ \stackrel{·}{\theta }\end{array}\right)+\left(\begin{array}{c}-b_{\delta }\\ -a_{\delta }\end{array}\right)\left[{\delta }_z\right]---\left(2\right)$

$\left[a_y\right]=\left(\begin{array}{cc}{\mathrm{Vb}}_{\alpha }-{\mathrm{ca}}_{\alpha }& -{\mathrm{ca}}_{\omega }\end{array}\right)\left(\begin{array}{c}\alpha \\ \stackrel{·}{\theta }\end{array}\right)+\left[{\mathrm{Vb}}_{\delta }-{\mathrm{ca}}_{\delta }\right]\left[{\delta }_z\right]---\left(3\right)$

$\left(\begin{array}{c}\stackrel{·}{\hat{\alpha }}\\ \stackrel{··}{\hat{\theta }}\end{array}\right)=(A-GC)\left(\begin{array}{c}\hat{\alpha }\\ \stackrel{·}{\hat{\theta }}\end{array}\right)+{\mathrm{Ga}}_y+{\mathrm{B\delta }}_z---\left(4\right)$

$A=\left(\begin{array}{cc}-b_{\alpha }& 1\\ -a_{\alpha }& -a_{\omega }\end{array}\right),B=\left(\begin{array}{c}-b_{\delta }\\ -a_{\delta }\end{array}\right),C=\left(\begin{array}{cc}{\mathrm{Vb}}_{\alpha }-{\mathrm{ca}}_{\alpha }& -{\mathrm{ca}}_{\omega }\end{array}\right),$

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。

第六方面、根据第五方面所述方法，其特征在于，所述姿态角速率估算值通过式(1)获得，

$\stackrel{··}{\hat{\theta }}=(A-GC)\stackrel{·}{\hat{\theta }}+{\mathrm{Ga}}_y+{\mathrm{B\delta }}_z---\left(1\right)$

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，

优选地，反馈矩阵G通过下式(2)-(4)获得，

$\left(\begin{array}{c}\stackrel{·}{\alpha }\\ \stackrel{··}{\theta }\end{array}\right)=\left(\begin{array}{cc}-b_{\alpha }& 1\\ -a_{\alpha }& -a_{\omega }\end{array}\right)\left(\begin{array}{c}\alpha \\ \stackrel{·}{\theta }\end{array}\right)+\left(\begin{array}{c}-b_{\delta }\\ -a_{\delta }\end{array}\right)\left[{\delta }_z\right]---\left(2\right)$

$\left[a_y\right]=\left(\begin{array}{cc}{\mathrm{Vb}}_{\alpha }-{\mathrm{ca}}_{\alpha }& -{\mathrm{ca}}_{\omega }\end{array}\right)\left(\begin{array}{c}\alpha \\ \stackrel{·}{\theta }\end{array}\right)+\left[{\mathrm{Vb}}_{\delta }-{\mathrm{ca}}_{\delta }\right]\left[{\delta }_z\right]---\left(3\right)$

$\left(\begin{array}{c}\stackrel{·}{\hat{\alpha }}\\ \stackrel{··}{\hat{\theta }}\end{array}\right)=(A-GC)\left(\begin{array}{c}\hat{\alpha }\\ \stackrel{·}{\hat{\theta }}\end{array}\right)+{\mathrm{Ga}}_y+{\mathrm{B\delta }}_z---\left(4\right)$

$A=\left(\begin{array}{cc}-b_{\alpha }& 1\\ -a_{\alpha }& -a_{\omega }\end{array}\right),B=\left(\begin{array}{c}-b_{\delta }\\ -a_{\delta }\end{array}\right),C=\left(\begin{array}{cc}{\mathrm{Vb}}_{\alpha }-{\mathrm{ca}}_{\alpha }& -{\mathrm{ca}}_{\omega }\end{array}\right),$

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。

第七方面、一种制导弹药，其特征在于，该弹药中设置有如第一至第六方面所述的姿态角速率估算系统。

第八方面、一种制导弹药，其特征在于，该弹药中设置有如第一至第六方面所述的姿态角速率估算系统，该制导弹药上还设置有角速率陀螺。

第九方面、根据第八方面所述的制导弹药，其特征在于， 该弹药中设置有如第一至第六方面所述的姿态角速率估算系统，该制导弹药上还设置有测量装置，

其中，所述测量装置用于获得角速率陀螺输出的导弹姿态角速率，并且判断所述姿态角速率是否可用，当测量装置判断所述姿态角速率不可用时，启用所述姿态角速率估算系统替代角速率陀螺工作。

第十方面、根据第九方面所述的制导弹药，其特征在于，所述姿态角速率不可用的情况包括：姿态角速率为零；姿态角速率为常值；姿态角速率的变化超过正常范围。

本发明所具有的有益效果包括：

(1)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；

(2)能够替代角速率陀螺，不需要增加任何硬件结构，降低制造成本；

(3)有效改善弹体阻尼特性。

附图说明

图1示出根据本发明一种优选实施方式的姿态角速率估算系统的结构示意图。

图2示出根据本发明一种优选实施方式的计算模块的结构简化图。

图3示出根据本发明一种优选实施方式的包含姿态角速率估算系统的三回路自动驾驶仪结构图。

图4示出根据本发明一种优选实施方式的姿态角速率估算方法的步骤流程图。

图5示出根据本发明一种优选实施方式的通过姿态角速率 估算系统获得的姿态角速率估算值与角速率陀螺测得的姿态角速率真实值对比图。

图6示出根据本发明一种优选实施方式的姿态角速率估算系统的估值误差。

图7示出根据本发明一种优选实施方式的通过姿态角速率估算系统获得的姿态角速率的阶跃响应与实际的姿态角速率的阶跃响应对比图。

图8示出根据本发明一种优选实施方式的通过姿态角速率估算系统获得的姿态角速率估算值与角速率陀螺测得的姿态角速率真实值对比图。

图9示出根据本发明一种优选实施方式的通过姿态角速率估算系统获得的俯仰角与实际的俯仰角对比图。

图10示出根据本发明一种优选实施方式的通过姿态角速率估算系统获得的舵偏角信号与实际的舵偏角信号对比图。

图11示出根据本发明一种优选实施方式的通过姿态角速率估算系统获得的过载与实际的过载对比图。

图12示出根据本发明一种优选实施方式的通过姿态角速率估算系统获得的弹道倾角与实际的弹道倾角对比图。

图13示出根据本发明一种优选实施方式的通过姿态角速率估算系统获得的弹道曲线与实际的弹道曲线对比图。

附图标号说明：

01-制导模块

02-加速度计模块

03-计算模块

具体实施方式

下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这 些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

在一个优选的实施方式中，如图1所示，本发明提供的姿态角速率估算系统，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，并且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，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。

在一个优选的实施方式中，计算模块03结构简化图如图2所示，其中，代表姿态角速率的估算值，a_y代表过载，δ_z代表舵偏角，G代表反馈矩阵，在本发明中G的物理意义为姿态角速率估算值向姿态角速率真实值逼近的速度。

由图2获得该姿态角速率估算系统的方程为：

$\stackrel{··}{\hat{\theta }}=(A-GC)\stackrel{·}{\hat{\theta }}+{\mathrm{Ga}}_y+{\mathrm{B\delta }}_z---\left(1\right)$

其中，代表的一阶导数。

在一个优选的实施方式中，该姿态角速率估算系统的状态方程表示为式(5)，

$\{\begin{array}{c}\stackrel{·}{x}=Ax+Bu\\ y=Cx+Du\end{array}---\left(5\right)$

其中，x代表该系统的状态矢量，u代表该系统的输入，y 代表该系统的输出。

在一个优选的实施方式中，选取舵偏角δ_z为该系统的输入，即u＝[δ_z]，选取攻角α和姿态角速率真实值为该系统的状态变量，即选取过载a_y为该系统的输出，即y＝[a_y]，将该系统的状态方程(5)转化为二维状态空间形式，获得式(2)和式(3)，根据式(1)获得式(4)，

$\left(\begin{array}{c}\stackrel{·}{\alpha }\\ \stackrel{··}{\theta }\end{array}\right)=\left(\begin{array}{cc}-b_{\alpha }& 1\\ -a_{\alpha }& -a_{\omega }\end{array}\right)\left(\begin{array}{c}\alpha \\ \stackrel{·}{\theta }\end{array}\right)+\left(\begin{array}{c}-b_{\delta }\\ -a_{\delta }\end{array}\right)\left[{\delta }_z\right]---\left(2\right)$

$\left[a_y\right]=\left(\begin{array}{cc}{\mathrm{Vb}}_{\alpha }-{\mathrm{ca}}_{\alpha }& -{\mathrm{ca}}_{\omega }\end{array}\right)\left(\begin{array}{c}\alpha \\ \stackrel{·}{\theta }\end{array}\right)+\left[{\mathrm{Vb}}_{\delta }-{\mathrm{ca}}_{\delta }\right]\left[{\delta }_z\right]---\left(3\right)$

$\left(\begin{array}{c}\stackrel{·}{\hat{\alpha }}\\ \stackrel{··}{\hat{\theta }}\end{array}\right)=(A-GC)\left(\begin{array}{c}\hat{\alpha }\\ \stackrel{·}{\hat{\theta }}\end{array}\right)+{\mathrm{Ga}}_y+{\mathrm{B\delta }}_z---\left(4\right)$

$A=\left(\begin{array}{cc}-b_{\alpha }& 1\\ -a_{\alpha }& -a_{\omega }\end{array}\right),B=\left(\begin{array}{c}-b_{\delta }\\ -a_{\delta }\end{array}\right),C=\left(\begin{array}{cc}{\mathrm{Vb}}_{\alpha }-{\mathrm{ca}}_{\alpha }& -{\mathrm{ca}}_{\omega }\end{array}\right),$

其中，代表攻角估算值，代表攻角估算值的导数，和均为中间变量，在计算过程中会被消去。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，在弹药质心之前为正，在弹药质心之后为负，以弹体坐标系为参考，弹体纵轴指向弹头方向为前方，背离弹头方向为后方，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，计算导弹的空气动力系数时，常用的坐标系包括弹体坐标系、速度坐标系、地面坐标系和弹道坐标系。

在一个优选的实施方式中，选取该系统的一个特征点，即当弹药速度V取值为606米/秒时，在该速度处各项气动力导数 如下表1所示，

表1

将表2中的各项气动力导数代入式(2)-(4)中，获得下式(5)，

$\begin{array}{c}A-GC=\left(\begin{array}{cc}-1.07& 1\\ -168.3& -5.93\end{array}\right)-\left(\begin{array}{c}{G}_1\\ G_2\end{array}\right)\left(\begin{array}{cc}537.42& -3.9138\end{array}\right)\\ =\left(\begin{array}{cc}-1.07-537.342G_1& 1+3.9138G_1\\ -168.3-537.342G_2& -5.93+3.91138G_2\end{array}\right)\end{array}---\left(5\right)$

因此，该姿态角速率估算系统的特征多项式为：

$\begin{array}{c}f\left(\lambda \right)=\det [\lambda I-(A-GC)]\\ =\det \left(\begin{array}{cc}\lambda -(-1.07-537.342G_1)& -(1+3.9138G_1)\\ -(-168.3-537.342G_2)& \lambda -(-5.93+3.9138G_2)\end{array}\right)\end{array}---\left(6\right)$

其中，λ代表式(5)的特征值，I代表单位矩阵。

在一个优选的实施方式中，该姿态角速率估算系统的极点为三回路自动驾驶仪主导极点的1～5倍，优选为2～5倍。

在三回路自动驾驶仪系统所有的闭环极点中，距离虚轴最近且周围无闭环零点的极点，而其余极点又远离虚轴，那么距虚轴最近的极点所对应的响应分量在系统响应中起主导作用，这样的闭环极点称为三回路自动驾驶仪主导极点。

在一个优选的实施方式中，该姿态角速率估算系统的极点为[λ_p,λ_p]，则该系统的期望特征多项式为：

$f_p\left(\lambda \right)=\det \left(\begin{array}{cc}\lambda -{\lambda }_p& 0\\ 0& \lambda -{\lambda }_p\end{array}\right)=(\lambda -{\lambda }_p)(\lambda -{\lambda }_p)---\left(7\right)$

在一个优选的实施方式中，该系统的特征多项式等于该系统的期望特征多项式，即式(8)，进而获得反馈矩阵G。

f(λ)＝f_p(λ)(8)

在一个优选的实施方式中，将获得的反馈矩阵G代入式(1)中，获得该系统估算的姿态角速率估算值

在一个优选的实施方式中，当该姿态角速率估算系统的极点为三回路自动驾驶仪的主导极点的1倍，即[λ_p>p]＝[-2.25>

在一个优选的实施方式中，当该姿态角速率估算系统的极点为三回路自动驾驶仪的主导极点的4倍，即[λ_p>p]＝[-10>

在一个优选的实施方式中，包含该姿态角速率的估算系统的三回路自动驾驶仪的结构如图3所示，其中，阻尼信号估计系统即为本发明所述姿态角速率估算系统，a_yc代表导弹加速度指令，k_DC代表驾驶仪闭环增益调整系数，k_A代表驾驶仪设计参数，代表代表弹体传递函数，k_g代表角速率陀螺增益，c(s)代表加速度计与质心之间的距离的微分，ω_I代表驾驶仪设计参数，a_yc、k_DC、k_A、c(s)和ω_I均为三回路自动驾驶仪的固有参数，都预存在导弹上，并且上述参数都可以根据导弹的类型和导弹所执行的任务进行修改和设定。

在一个优选的实施方式中，该姿态角速率估算系统还包括导引头噪声处理模块和加速度计噪声模块，

其中，导引头噪声处理模块用于处理导弹导引头引起的噪声，加速度计噪声处理模块用于处理加速度计引起的噪声，优选的，所述导引头噪声处理模块和加速度计噪声处理模块均为滤波器，导引头噪声处理模块用于滤除导弹导引头引起的噪声，加速度计噪声处理模块加速度计引起的噪声，进而提高该系统的精度。

基于本发明提供的姿态角速率估算系统，通过如图4所示的方法获得姿态角速率估算值。

根据本发明提供的一种制导弹药，该弹药中设置有姿态角速率估算系统，该弹药上没有角速率陀螺，因此该弹药的体积较小，并且该弹药通过所述姿态角速率估算系统实时获得弹药的姿态角速率，进而调整导弹的飞行方向，修正飞行路线，使导弹准确命中目标，其中，根据导弹的类型和任务配置姿态角速率估算系统的极点，进而获得反馈矩阵G。

根据本发明提供的一种制导弹药该弹药中设置有如姿态角速率估算系统，该制导弹药上还设置有角速率陀螺和测量装置，

其中，所述测量装置用于获得角速率陀螺输出的导弹姿态角速率，并且判断所述姿态角速率是否可用，当测量装置判断所述姿态角速率不可用时，启用所述姿态角速率估算系统替代角速率陀螺工作。

所述姿态角速率不可用的情况包括：姿态角速率为零；姿态角速率为常值；姿态角速率的变化超过正常范围，其中所述正常范围是指测得的姿态角速率在-25deg/s到+25deg/s之间。

在一个优选的实施方式中，通过该姿态角速率估算系统可以获得导弹的俯仰角、舵偏角、过载、弹道倾角和弹道曲线。

实施例

当不考虑导引头噪声和加速度计噪声时，通过Matlab软件对比由本发明提供的姿态角速率估算系统估算的姿态角速率与角速率陀螺测量的姿态角速率对三回路自动驾驶仪产生的影响，分析该姿态角速率估算系统的效果，对比结果如图5、图6和图7所示，其中，图6中的估值误差通过姿态角速率的估算值减去姿态角速率的真实值获得，并且，由上述对比结果可知，姿态角速率估算系统的极点可以取为三回路自动驾驶仪主导极点的4倍，而且通过姿态角速率估算系统估算的姿态角速率与角速率陀螺测量的姿态角速率的效果是基本一致的，因此说明该姿态角速率估算系统能有效改善弹体阻尼特性，满足弹体工作要求。

当考虑导引头噪声和加速度计噪声时，通过Matlab软件仿真姿态角速率估算系统估算的姿态角速率与角速率陀螺测量的姿态角速率，仿真结果如图8-13所示，图中所示的真实系统为设置有角速率陀螺的三回路自动驾驶仪，并且，由上述仿真结果可知，由该姿态角速率估算系统获得的姿态角速率曲线、俯仰角曲线、舵偏角曲线、过载曲线、弹道倾角曲线和相对弹道曲线分别与设置有角速率陀螺的三回路驾驶仪的姿态角速率曲线、俯仰角曲线、舵偏角曲线、过载曲线、弹道倾角曲线和相对弹道曲线一致，因此说明该姿态角速率估算系统能有效改善弹体阻尼特性，满足弹体工作要求。

以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上， 可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。