大长细比火箭弹弹性辨识与视线角速率提取融合方法技术

本发明专利技术公开了一种大长细比火箭弹弹性辨识与视线角速率提取融合方法，包括以下步骤：S1、以视线角、视线角速率、姿态角、转动角速度、火箭弹振动方程广义坐标及其广义坐标的变化率作为状态变量，建立大长细比火箭弹视线角速率状态模型；S2、对火箭弹体视线高低角、火箭弹体视线方位角进行修正；S3、以火箭弹体视线高低角、火箭弹体视线方位角以及火箭弹弹体三个轴向的角速度作为观测变量，建立大长细比火箭弹视线角速率观测模型；S4、基于视线角速率状态模型和观测模型，通过滤波估计获得视线角速率。本发明专利技术提供的方法，实现了弹性形变情况下视线角速率的高精度提取，且提取准确度不会受到信号传递时延影响。到信号传递时延影响。到信号传递时延影响。

【技术实现步骤摘要】
大长细比火箭弹弹性辨识与视线角速率提取融合方法


[0001]本专利技术涉及一种大长细比火箭弹弹性辨识与视线角速率提取融合方法，属于飞行 器控制领域。

技术介绍

[0002]大长细比构型并配备捷联导引头的制导火箭弹能够有效提高火箭弹的射程 和精度，但是该构型的火箭弹在飞行过程中受到气动弹性力等因素的影响会产生 周期性的弹性形变，尤其是在被动飞行阶段，随着固体燃料的消耗，使得火箭弹 弹体刚度变弱，发生弹性形变的幅度大大增加。对于火箭弹上搭载的捷联导引头 来说，由于敏感元件与弹体固连，无法隔离弹性形变，导致弹性形变混入导引头 的目标观测信息与陀螺仪的姿态信息。
[0003]传统视线角速率获取方法是基于刚体假设提出的，用于为导弹提供准确的视 线角速率及视线角，但是对于配备捷联导引头的大长细比火箭弹，用来提供姿态 解耦信息的角速率陀螺以及用来提供目标角度信息的导引头将受到火箭弹弹性 形变的干扰，导致传统方法提取到的视线角速率具有较大偏差。
[0004]实际上，大长细比火箭弹在整个无控飞行过程中，纵向弹性形变量则始终存 在，并逐渐增大，如图2所示，尤其是在弹道末段由于飞行速度快、弹道高度较 低、动压变大，导致弹性形变幅度不断增大的变化趋势，受到火箭弹的弹性形变 的影响，弹体俯仰方向的速度、角速度以及攻角在都产生了一定幅度的振动，进 而影响到火箭弹姿态传感器的输出。如果不进行处理，会造成火箭弹制导和姿态 控制等环节产生较大误差。
[0005]针对这种情况，目前主流研究方向致力于对弹性形变进行主动抑制，来减弱 甚至消除弹性形变对弹体传感器的影响，例如文献PAN C L,RONG J L,XU T F, et al.Novel approach for active vibration control of a flexible missile[J].DefenceTechnology,2020,16(4):956
‑
967.，通过给弹体加入一个环形弹性抑制机构，利用 遗传算法设计PID控制器实现对弹性形变的主动抑制，然而该方法最多只能实 现约40％的抑制效果，又例如文献张博伦,周荻.引入角加速度测量的柔性飞行 器姿态控制方法[J].兵工学报,2020,41(11):2225
‑
2233.通过控制舵机产生与弹 性形变相反方向的控制力来维持弹体的稳定，然而]通过数值仿真发现，当弹性 形变引起的扰动混入加速度和角速度传感器，会引起闭环反馈系统严重发散，并 且大长细比火箭弹的结构频率与刚体运动频率更加接近，很难从刚体运动中分离 弹性形变。
[0006]由于上述原因，有必要提出一种能够解决上述问题的大长细比火箭弹弹性辨识与 视线角速率提取融合方法。

技术实现思路

[0007]为了克服上述问题，本专利技术人进行了深入研究，设计出一种大长细比火箭弹弹性 辨识与视线角速率提取融合方法，包括以下步骤：
[0008]S1、以视线角、视线角速率、姿态角、角速度、火箭弹振动方程广义坐标及其广 义
坐标的变化率作为状态变量，建立大长细比火箭弹视线角速率状态模型；
[0009]S2、对火箭弹体视线高低角、火箭弹体视线方位角进行修正；
[0010]S3、以火箭弹体视线高低角、火箭弹体视线方位角以及火箭弹弹体三个轴向的角 速度作为观测变量，建立大长细比火箭弹视线角速率观测模型；
[0011]S4、基于视线角速率状态模型和观测模型，通过滤波估计获得视线角速率。
[0012]进一步地，在S1中，所述大长细比火箭弹视线角速率状态模型表示为：
[0013][0014]其中，状态变量[x1,x2,x3,x4,x5,x6,x7,x8,x9,x
10
,x
11
,x
12
,x
13
,x
14
]T
设置为：q
z
表示火箭弹视线高低角，q
y
表示火箭弹视线方位角；θ、ψ、γ为地面固连坐标系下 火箭弹的姿态角；ω
x
、ω
y
、ω
z
为瞬态坐标系下火箭弹的角速度；η
y
、η
z
为火箭弹振 动方程拉格朗日函数第1阶模态下的广义坐标；r表示火箭弹与目标之间的相对距离； 表示火箭弹在体视线坐标系内垂直方向加速度分量，表示火箭弹在体视线坐标系 内水平加速度分量；M
x
、M
y
、M
z
为火箭弹质心处气动弹性力矩；J
x
为火箭弹极转动 惯量，J
y
与J
z
为赤道转动惯量；N
y
、N
z
分别为瞬态坐标系下垂直方向和侧向广义力； M1为瞬态坐标系下火箭弹动能的拉格朗日函数第1阶模态的质量；μ1为瞬态坐标系下 火箭弹势能的拉格朗日函数第1阶模态的临界阻尼系数，ω1为瞬态坐标系下火箭弹势 能的拉格朗日函数第1阶模态的固有频率。
[0015]进一步地，设置火箭弹相对地面坐标系姿态变化的运动学模型对参数θ、ψ、γ、 ω
x
、ω
y
、ω
z
进行约束，所述火箭弹相对地面坐标系姿态变化的运动学模型表示为：
[0016]其中，t表示时间。
[0017]进一步地，设置绕质心动力学模型对参数ω
x
、ω
y
、ω
z
进行约束，所述绕质心动 力学模型表示为：
[0018]其中，
[0019][0020]b1＝
‑
σ1η
z,1
；
[0021]c1＝
‑
σ1η
y,1
；
[0022][0023]a2＝
‑
σ1η
y,1
；
[0024][0025][0026][0027]a3＝
‑
σ1η
z,1
[0028][0029][0030][0031]η
y,1
表示垂直方向弹性形变的广义坐标，η
z,1
表示侧向弹性形变的广义坐标，m为 火箭弹质量，σ1为常数，表征弹性形变与刚体旋转耦合引起的动能增量，λ1为常数， 表征引起火箭弹质心位移大小。
[0032]进一步地，设置瞬态坐标系下的大长细比火箭弹的动力学模型对参数M
x
、M
y
、 M
z
、η
y
、η
z
、N
y
、N
z
、ω
x
、ω
y
、ω
z
进行约束，所述瞬态坐标系下的大长细比火箭弹 的动力学模型表示为：
[0033][0034][0035][0036][0037][0038][0039][00本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种大长细比火箭弹弹性辨识与视线角速率提取融合方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、以视线角、视线角速率、姿态角、角速度、火箭弹振动方程广义坐标及其广义坐标的变化率作为状态变量，建立大长细比火箭弹视线角速率状态模型；S2、对火箭弹体视线高低角、火箭弹体视线方位角进行修正；S3、以火箭弹体视线高低角、火箭弹体视线方位角以及火箭弹弹体三个轴向的角速度作为观测变量，建立大长细比火箭弹视线角速率观测模型；S4、基于视线角速率状态模型和观测模型，通过滤波估计获得视线角速率。2.根据权利要求1所述的大长细比火箭弹弹性辨识与视线角速率提取融合方法，其特征在于，在S1中，所述大长细比火箭弹视线角速率状态模型表示为：其中，状态变量[x1,x2,x3,x4,x5,x6,x7,x8,x9,x
10
,x
11
,x
12
,x
13
,x
14
]
T
设置为：q
z
表示火箭弹视线高低角，q
y
表示火箭弹视线方位角；
θ、ψ、γ为地面固连坐标系下火箭弹的姿态角，θ为俯仰角，ψ为偏航角，γ为滚转角；ω
x
、ω
y
、ω
z
为瞬态坐标系下火箭弹的角速度；η
y
为瞬态坐标系下火箭弹振动方程拉格朗日函数第1阶模态下的垂直方向广义坐标、η
z
为瞬态坐标系下火箭弹振动方程拉格朗日函数第1阶模态下的侧向广义坐标；r表示火箭弹与目标之间的相对距离；表示火箭弹在体视线坐标系内垂直方向加速度分量，表示火箭弹在体视线坐标系内水平加速度分量；M
x
、M
y
、M
z
为火箭弹质心处气动弹性力矩；J
x
为火箭弹极转动惯量，J
y
与J
z
为赤道转动惯量；N
y
、N
z
分别为瞬态坐标系下垂直方向和侧向广义力；M1为瞬态坐标系下火箭弹动能的拉格朗日函数第1阶模态的质量；μ1为瞬态坐标系下火箭弹势能的拉格朗日函数第1阶模态的临界阻尼系数，ω1为瞬态坐标系下火箭弹势能的拉格朗日函数第1阶模态的固有频率。3.根据权利要求2所述的大长细比火箭弹弹性辨识与视线角速率提取融合方法，其特征在于，设置火箭弹相对地面坐标系姿态变化的运动学模型对参数θ、ψ、γ、ω
x
、ω
y
、ω
z
进行约束，所述火箭弹相对地面坐标系姿态变化的运动学模型表示为：其中，t表示时间。4.根据权利要求2所述的大长细比火箭弹弹性辨识与视线角速率提取融合方法，其特征在于，设置绕质心动力学模型对参数ω
x
、ω
y
、ω
z
进行约束，所述绕质心动力学模型表示为：其中，a1、a2、a3、b1、b2、b3、c1、c2、c3、d1、d2、d3为中间变量，b1＝
‑
σ1η
z,1
；c1＝
‑
σ1η
y,1
；
a2＝
‑
σ1η
y,1
；；；a3＝
‑
σ1η
z,1z,1z,1
η
y,1
表示垂直方向弹性形变的广义坐标，η
z,1
表示侧向弹性形变的广义坐标，m为火箭弹质量，σ1为常数，λ1为常数。5.根据权利要求2所述的大长细比火箭弹弹性辨识与视线角速率提取融合方法，其特征在于，设置瞬态坐标系下的大长细比火箭弹的动力学模型对参数M
x
、M
y
、M
z
、η
y
、η
z
、N
y
、N
z
、ω
x
、ω
y
、ω
z
进行约束，所述瞬态坐标系下的大长细比火箭弹的动力学模型表示为：为：为：为：为：
其中，V
x
、V
y
和V
z
分别为火箭弹在地面固连坐标系下的速度分量，L为拉格朗日函数，表示为L＝T
‑

【专利技术属性】
技术研发人员：赵良玉，张铎，刘福祥，陈南华，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：