一种含摆喷管运载器的质量辨识方法与流程

本申请涉及运载器制导控制
技术领域：
，特别涉及一种含摆喷管运载器的质量辨识方法。
背景技术：
：运载器的质量是导弹控制系统的一个重要参数，影响运载器姿态控制系统的工作性能，关系到运载器飞行过程的平稳性及准确性。在运载器主动段工作过程中，运载器的质量随着其发动机燃料的燃烧而变化。相关技术中，一种运载器的实时质量计算方法是根据发动机地面内弹道性能数据，随时间插值得到运载器的质量。但是发动机药温的变化、燃速的变化，均会导致实际工作过程中的质量与内弹道预示的质量存在一定偏差。另一种运载器的实时质量计算方法是假设发动机推力方向不变，沿飞行器轴向的反向，并假设运载器为零攻角飞行，然后对运载器质量进行在线估计。该方法具有一定的局限性，对于含摆喷管的运载器，且主动段存在程序转弯攻角时，该质量在线估计方法偏差较大。这种偏差在制导过程中如果没有处理,一定程度上会影响制导精度,最终增大终端误差。因此,需要一种质量辨识算法对含摆喷管的运载器的质量进行实时在线辨识,并将辨识结果用于修正制导指令,对于提高运载器的制导精度有一定研究意义。技术实现要素：本申请实施例提供一种含摆喷管运载器的质量辨识方法，以解决相关技术中运载器的实时质量计算方法偏差较大，影响制导精度,最终增大终端误差的问题。本申请实施例提供了一种含摆喷管运载器的质量辨识方法，包括以下步骤：在设定周期内根据运载器总体输入的气动数据，计算随攻角、高度及速度变化的运载器轴向力系数插值表；根据惯性测量组合敏感信息，经工具误差补偿计算得到运载器轴向视速度增量；利用运载器轴向视速度增量、上一周期运载器质量和积分周期计算得到运载器轴向视合力；根据运载器飞行过程中导航计算的攻角、高度、速度，插值得到运载器动压、气动轴向力系数，计算出运载器气动轴向力；根据摆喷管的摆角、当前位置大气压强、运载器轴向视合力、运载器气动轴向力计算出运载器发动机推力；根据运载器发动机推力公式，计算出当前运载器的质量变化率；对质量变化率进行积分，得到运载器当前周期质量。在一些实施例中：所述运载器轴向力系数插值表包括：主动段轴向力系数ca插值表、主动段底部阻力修正系数dca插值表和主动段摩擦阻力修正系数ca0插值表。在一些实施例中：所述主动段轴向力系数ca插值表为若干攻角和若干飞行速度所对应的主动段轴向力系数，所述主动段底部阻力修正系数dca插值表为若干飞行速度所对应的主动段底部阻力修正系数，所述主动段摩擦阻力修正系数ca0插值表为若干高度和若干飞行速度所对应的主动段摩擦阻力修正系数。在一些实施例中：所述运载器轴向视速度增量由公式1和公式2计算得到:δwx1,j＝δwx1,j+δθz1,j·0.5δwy1,j-δθy1,j·0.5δwz1,jδwy1,j＝δwy1,j+δθx1,j·0.5δwz1,j-δθz1,j·0.5δwx1,jδwz1,j＝δwz1,j+δθy1,j·0.5δwx1,j-δθx1,j·0.5δwy1,jδθx1,j＝δθx1,jδθy1,j＝δθy1,jδθz1,j＝δθz1,j(2)式中：δw′x1,j、δw′y1,j、δw′z1,j分别为5ms内三个加速度表输出的脉冲增量(^)；δθ′x1,j、δθ′y1,j、δθ′z1,j分别为5ms内三个陀螺输出的脉冲增量(^)；δwx1,j、δwy1,j、δwz1,j分别为弹体坐标系三个方向的视速度增量(m/s)；δθx1,j、δθy1,j、δθz1,j分别为弹体坐标系三个方向的角增量(rad)；gij、tij、mij(i＝1,3,j＝1,3)分别为工具误差补偿系数，mij矩阵各元素取零；wx0、wy0、wz0、θx0、θy0、θz0分别为工具误差零位补偿系数；δwx1,j、δwy1,j、δwz1,j、δθx1,j、δθy1,j、δθz1,j分别为中间变量。在一些实施例中：所述运载器轴向视速度增量由公式3计算得到:fx1,j＝δwx1,j·mj-1/t0(3)式中：mj-1为导弹上一导航周期的辨识质量(kg)，初值由地面点火前装订；fx1,j为运载器轴向视合力(n)；t0为导航周期(s)。在一些实施例中：所述运载器气动轴向力由公式4计算得到:fca,j＝s·qpress,j·(caj+dcaj+ca0j)(4)式中：s为导弹特征面积(m^2)；fca,j为运载器气动轴向力(n)；qpress,j为运载器飞行动压(pa)；caj为主动段轴向力系数，由弹上导航计算的攻角和马赫数根据运载器轴向力系数插值表插值得到，插值算法端点限幅；dcaj为主动段底阻修正系数，由弹上导航计算的马赫数根据表2插值得到，插值算法端点限幅；ca0j为主动段摩阻修正系数，由弹上导航计算的高度和马赫数根据运载器轴向力系数插值表插值得到，插值算法端点限幅。在一些实施例中：所述运载器发动机推力由公式5计算得到:式中：fe,j为运载器发动机推力(n)；为摆喷管俯仰摆角(rad)；uψ,j为摆喷管偏航摆角(rad)；ae为发动机喷管出口面积(m^2)；p0为海平面大气压强(pa)；pj为当前位置大气压(pa)。在一些实施例中：所述根据运载器发动机推力公式，计算出当前运载器的质量变化率由公式6计算得到:式中：为运载器质量变化率(kg/s)；is为发动机比冲(n·s/kg)。在一些实施例中：所述对质量变化率进行积分，得到运载器当前周期质量由公式7计算得到:式中：mj-1为上一周期运载器质量；mj为当前周期运载器质量。在一些实施例中：所述摆喷管的摆角利用摆角传感器检测得到，所述当前位置大气压强利用导航高度插值得到。本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：本申请实施例提供了一种含摆喷管运载器的质量辨识方法，由于本申请的质量辨识方法采用了在设定周期内根据运载器总体输入的气动数据，计算随攻角、高度及速度变化的运载器轴向力系数插值表；根据惯性测量组合敏感信息，经工具误差补偿计算得到运载器轴向视速度增量；利用运载器轴向视速度增量、上一周期运载器质量和积分周期计算得到运载器轴向视合力；根据运载器飞行过程中导航计算的攻角、高度、速度，插值得到运载器动压、气动轴向力系数，计算出运载器气动轴向力；根据摆喷管的摆角、当前位置大气压强、运载器轴向视合力、运载器气动轴向力计算出运载器发动机推力；根据运载器发动机推力公式，计算出当前运载器的质量变化率；对质量变化率进行积分，得到运载器当前周期质量。因此，本申请的质量辨识方法引入摆角传感器敏感的摆喷管的摆角，以及导航计算的攻角结合气动数据在线质量辨识的制导方案相对于传统方案提高了质量辨识的精度,能有效降低终端状态偏差，提高制导精度。附图说明为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1为本申请实施例的方法流程图。具体实施方式为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。本申请实施例提供了一种含摆喷管运载器的质量辨识方法，其能解决相关技术中运载器的实时质量计算方法偏差较大，影响制导精度,最终增大终端误差的问题。参见图1所示，本申请实施例提供了一种含摆喷管运载器的质量辨识方法，包括以下步骤：s101、在设定周期内根据运载器总体输入的气动数据，计算随攻角、高度及速度变化的运载器轴向力系数插值表。s102、根据惯性测量组合敏感信息，经工具误差补偿计算得到运载器轴向视速度增量。s103、利用运载器轴向视速度增量、上一周期运载器质量和积分周期计算得到运载器轴向视合力。s104、根据运载器飞行过程中导航计算的攻角、高度、速度，插值得到运载器动压、气动轴向力系数，计算出运载器气动轴向力。s105、根据摆角传感器检测得到摆喷管的摆角、利用导航高度插值得到当前位置大气压强、运载器轴向视合力、运载器气动轴向力计算出运载器发动机推力。s106、根据运载器发动机推力公式，计算出当前运载器的质量变化率。s107、对质量变化率进行积分，得到运载器当前周期质量。本申请的质量辨识方法引入摆角传感器敏感的摆喷管的摆角，以及导航计算的攻角结合气动数据在线质量辨识的制导方案相对于传统方案提高了质量辨识的精度,能有效降低终端状态偏差，提高制导精度。在一些可选实施例中：在步骤s101中运载器轴向力系数插值表包括：主动段轴向力系数ca插值表、主动段底部阻力修正系数dca插值表和主动段摩擦阻力修正系数ca0插值表。主动段轴向力系数ca插值表为若干攻角和若干飞行速度所对应的主动段轴向力系数，所述主动段底部阻力修正系数dca插值表为若干飞行速度所对应的主动段底部阻力修正系数，所述主动段摩擦阻力修正系数ca0插值表为若干高度和若干飞行速度所对应的主动段摩擦阻力修正系数。具体地，主动段轴向力系数ca插值表、主动段底部阻力修正系数dca插值表和主动段摩擦阻力修正系数ca0插值表如表1、表2和表3所示：表1主动段轴向力系数ca插值表表2主动段底部阻力修正系数dca插值表马赫数0.400.600.800.901.101.201.50dca0.03100.02910.03190.03370.05530.06620.0506表3主动段摩擦阻力修正系数ca0插值表在一些可选实施例中：在步骤s102中运载器轴向视速度增量由公式1和公式2计算得到:δwx1,j＝δwx1,j+δθz1,j·0.5δwy1,j-δθy1,j·0.5δwz1,jδwy1,j＝δwy1,j+δθx1,j·0.5δwz1,j-δθz1,j·0.5δwx1,jδwz1,j＝δwz1,j+δθy1,j·0.5δwx1,j-δθx1,j·0.5δwy1,jδθx1,j＝δθx1,jδθy1,j＝δθy1,jδθz1,j＝δθz1,j(2)式中：δw′x1,j、δw′y1,j、δw′z1,j分别为5ms内三个加速度表输出的脉冲增量(^)；δθ′x1,j、δθ′y1,j、δθ′z1,j分别为5ms内三个陀螺输出的脉冲增量(^)；δwx1,j、δwy1,j、δwz1,j分别为弹体坐标系三个方向的视速度增量(m/s)；δθx1,j、δθy1,j、δθz1,j分别为弹体坐标系三个方向的角增量(rad)；gij、tij、mij(i＝1,3,j＝1,3)分别为工具误差补偿系数，mij矩阵各元素取零；wx0、wy0、wz0、θx0、θy0、θz0分别为工具误差零位补偿系数；δwx1,j、δwy1,j、δwz1,j、δθx1,j、δθy1,j、δθz1,j分别为中间变量。在一些可选实施例中：在步骤s103中运载器轴向视速度增量由公式3计算得到:fx1,j＝δwx1,j·mj-1/t0(3)式中：mj-1为导弹上一导航周期的辨识质量(kg)，初值由地面点火前装订；fx1,j为运载器轴向视合力(n)；t0为导航周期(s)。在一些可选实施例中：在步骤s104中所述运载器气动轴向力由公式4计算得到:fca,j＝s·qpress,j·(caj+dcaj+ca0j)(4)式中：s为导弹特征面积(m^2)；fca,j为运载器气动轴向力(n)；qpress,j为运载器飞行动压(pa)；caj为主动段轴向力系数，由弹上导航计算的攻角和马赫数根据运载器轴向力系数插值表插值得到，插值算法端点限幅；dcaj为主动段底阻修正系数，由弹上导航计算的马赫数根据表2插值得到，插值算法端点限幅；ca0j为主动段摩阻修正系数，由弹上导航计算的高度和马赫数根据运载器轴向力系数插值表插值得到，插值算法端点限幅。在一些可选实施例中：在步骤s105中运载器发动机推力由公式5计算得到:式中：fe,j为运载器发动机推力(n)；为摆喷管俯仰摆角(rad)；uψ,j为摆喷管偏航摆角(rad)；ae为发动机喷管出口面积(m^2)；p0为海平面大气压强(pa)；pj为当前位置大气压(pa)。在一些可选实施例中：在步骤s106中根据运载器发动机推力公式，计算出当前运载器的质量变化率由公式6计算得到:式中：为运载器质量变化率(kg/s)；is为发动机比冲(n·s/kg)。在一些可选实施例中：在步骤s107中对质量变化率进行积分，得到运载器当前周期质量由公式7计算得到:式中：mj-1为上一周期运载器质量；mj为当前周期运载器质量。在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。需要说明的是，在本申请中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。以上所述仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。当前第1页12