CN112762776B - 一种火箭弹末端速度估计方法 - Google Patents

Abstract

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。

Description

一种火箭弹末端速度估计方法

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：

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；

表示俯仰视线角速度，

表示偏航视线角速，θ表示弹道倾角；

进一步地，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。

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。

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，期望法向力系数可以表示为：

侧向力系数可以表示为：

其中，m表示导弹质量、S表示弹翼面积；

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。

步骤S4包括子步骤：

S41、估计全攻角和全舵偏指令；

S42、解算气动力；

在步骤S42中，速度系下的气动力可以表示为：

其中，F_xv为速度系下轴向力，F_yv为速度系下法向力，F_zv为速度系下侧向力；

z_VB为弹体系到速度系的转换矩阵，z_VB可以表示为：

其中，δ表示全舵偏，S为弹翼面积，m为导弹质量，F_CA为弹体系下轴向力，F_CN为弹体系下法向力，F_CZ为弹体系下侧向力，α表示估计的平衡攻角，β表示估计的平衡侧滑角。

在步骤S5中，通过构建弹体动力学模型获得末端速度估计，

所述弹体动力学模型可以表示为：

本发明所具有的有益效果包括：

(1)根据本发明提供的一种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。

(2)根据本发明提供的一种火箭弹末端速度估计方法，进行了平衡攻角和平衡侧滑角估计，提高了运算的精确度。

(3)根据本发明提供的一种火箭弹末端速度估计方法，全舵偏计算采用二维反向线性插值，并采用全舵偏计算气动轴向力，提高了速度估计的精确度和运算速度，在实际应用中具有很高的应用价值。

附图说明

图1示出根据本发明一种优选实施方式的火箭弹末端速度估计方法示意图；

图2示出根据本发明实施例1仿真结果图。

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。

本发明针对具有机动飞行能力的火箭弹，提供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。

具体地，所述火箭弹末端速度估计方法，如图1所示，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，优选地，所述初始弹道倾角和弹道偏角通过初始装订参数获得。

所述初始装订参数是指火箭弹发射前预先装订的参数，包括火箭弹初始位置、飞行速度V、导弹质量m、弹翼面积S。

在本发明中，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。

在步骤S21中，所述弹目视线角可以表示为：

所述视线角速度可以表示为：

其中，q_p表示俯仰弹目视线角，q_y表示偏航弹目视线角，

表示俯仰视线角速度，

表示偏航视线角速度；

以目标位置为原点，x_m、y_m、z_m表示火箭弹相对于原点的空间位置。

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，在本发明中，弹目距离R是指以目标位置为原点，火箭弹相对目标的距离。

发明人发现，当R＜R^*时，由于距离较近，根据火箭弹实际飞行情况对制导阶次进行调节，有可能出现脱靶情况；当R≥R^*时，有足够的时间进行制导阶次调节，可以使结果更精确。

射程系数R^*的具体取值本领域技术人员可根据实际经验自由选取，在本发明中不做特别限定，优选地，在火箭弹最大高度为40km，最大射程为60km时，所述射程系数R^*取值为42500m。

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：

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。

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。

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。

具体地，在步骤S31中，解算大气模型以获取火箭弹所在位置的气流动压和弹体的飞行马赫数。

进一步地，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，从而得到弹体的飞行马赫数Ma及当前的气流动压q：

进一步地，经过多次解算，将火箭弹不同位置获得的飞行马赫数整理成马赫数表。

在步骤S32中，所述法向力、侧向力系数通过线性插值获得。

进一步地，基于弹体飞行马赫数表，通过线性插值得到最大法向力系数C_Nmax表，

则火箭弹纵向加速度指令最大值可表示为：

a_ycmax＝2C_NmaxqS/m (13)

火箭弹侧向加速度指令最大值可表示为：

a_zcmax＝C_Nmaxq(25.0-δ_p)S/m (14)

其中，δ_p表示俯仰舵偏角。

进一步地，纵期望法向力系数可以表示为：

侧向力系数可以表示为：

其中，m表示导弹质量、S表示弹翼面积。

在一个优选的实施方式中，对纵向、侧向过载指令进行限幅，以保证其不超过可用范围，优选地，所述限幅可表示为：

a_yc∈[-8g,8g] (17)

a_zc∈[-9.6g,9.6g] (18)。

更进一步地，在本发明中，将不同过载指令下的法向力系数表记为dC_N(Ma,a_yc)，即表的横纵坐标分别为不同的马赫数Ma和纵向加速度a_yc，表内数值为不同马赫数Ma和纵向加速度a_yc对应的纵期望法向力系数C_N；不同过载指令下的侧向力系数表记为dC_Z(Ma,a_zc)，即表的横纵坐标分别为不同的马赫数Ma和侧向加速度a_zc，表内数值为不同马赫数Ma和侧向加速度a_zc对应的侧向力系数C_Z。

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。

所述线性插值、反向线性差值是一种常用的计算方式，其具体实现方式在本发明中不做赘述，本领域技术人员可根据经验进行求解，所述反向是指计算顺序相反。

在本发明中，将法向力系数表dC_N(Ma,a_yc)进行线性插值，获得平衡攻角数据表dα_B(Ma,C_N)，将平衡攻角数据表dα_B(Ma,C_N)反向线性插值获得理论俯仰舵偏角表dδ_pB(Ma,α_B)。

进一步地，将侧向力系数表线dC_Z(Ma,a_zc)进行线性插值，获得平衡侧滑角数据表dβ_B(Ma,C_Z)，将平衡侧滑角数据表dβ_B(Ma,C_Z)反向线性插值得到对应的理论偏航舵偏角表dδ_yB(Ma,β_B)。

根据本发明，当C_N≥0时，α＝α_B，δ_p＝δ_pB；

当C_N＜0时，α＝-α_B，δ_p＝-δ_pB；

其中α表示估计的平衡攻角，α_B表示从平衡攻角数据表dα_B(Ma,C_N)中查询获得的数值；δ_p表示估计的俯仰舵偏角，δ_pB表示从理论偏航舵偏角表dδ_yB(Ma,β_B)中查询获得的数值。

当C_Z≥0时，β＝-β_B，δ_y＝-δ_yB；

当C_Z＜0时，β＝β_B，δ_y＝δ_yB；

其中，β表示估计的平衡侧滑角，β_B表示从平衡侧滑角数据表dβ_B(Ma,C_Z)中查询获得的数值；δ_y表示估计的偏航舵偏角，δ_yB表示从理论偏航舵偏角表dδ_yB(Ma,β_B)中查询获得的数值。

在步骤S4中，所述气动力是指火箭弹与空气相对运动时，作用在火箭弹表面上的压力、切向力的合力。

气动力计算的核心是为了得到准确的轴向力，进而获得精度较高的末端速度估计值，具体地，包括子步骤：

S41、估计全攻角和全舵偏指令；

S42、解算气动力。

在步骤S41中，根据步骤S3中估计的平衡攻角和平衡侧滑角，得到全攻角α_all为：

α_all＝acos(cosαcosβ) (19)

进一步地，通过对全攻角α_all及飞行马赫数二维线性插即可值得到基础舵偏δ₀；

由俯仰舵偏角δ_p及飞行马赫数二维线性插值得到俯仰舵偏δ_pnow，由偏航舵偏角表dδ_yB(Ma,β_B)及飞行马赫数二维线性插值得到偏航舵偏δ_ynow，进而获得全舵偏δ为：

δ＝δ₀+δ_pnow+δ_ynow (20)。

在步骤S42中，从当前估算出的全攻角和全舵偏得到准确的轴向力。

具体地，弹体系下的气动力可以表示为：

其中，F_CA为弹体系下轴向力，F_CN为弹体系下法向力，F_CZ为弹体系下侧向力。

速度系下的气动力可以表示为：

其中，F_xv为速度系下轴向力，F_yv为速度系下法向力，F_zv为速度系下侧向力；

z_VB为弹体系到速度系的转换矩阵，z_VB可以表示为：

在步骤S5中，通过构建弹体动力学模型获得末端速度估计。

所述弹体动力学模型可以表示为：

进一步地，对弹体动力学模型进行数值积分，优选地，采用欧拉积分方法进行数值积分，从而加快解算速度。

优选地，在数值积分的过程中，积分步长Δt为1秒，经过不断的积分迭代，即可获得下一时刻火箭弹的末端速度，可以表示为：

其中，V_t+1表示下一时刻火箭弹飞行速度，V_t表示当前时刻火箭弹的飞行速度，可由弹上传感器得到，dV为通过式(24)求解弹体动力学模型获得。

θ_t+1表示下一时刻火箭弹弹道倾角，θ_t表示当前时刻火箭弹的弹道倾角，可由弹上传感器得到，dθ为通过式(24)求解弹体动力学模型获得；

ψ_t+1表示下一时刻火箭弹弹道偏角，ψ_t表示当前时刻火箭弹的弹道倾角，可由弹上传感器得到，dψ为通过式(24)求解弹体动力学模型获得；

x_t、y_t、z_t表示火箭弹当前位置，为通过式(24)求解弹体动力学模型获得；

优选地，当出现下述情况时，不再进行末端速度的估计，当V＞V_max或V＜V_min；

当|V_x|＞V_max或|V_y|＞V_max或|V_z|＞V_max；

以目标位置为原点，若火箭弹出现在目标的右边即x_m＞0，或出现在目标位置的下方即y_m＜-1000m，z_m＜-10000m。

其中，V_max为飞行器飞行的最大速度，V_min为飞行器能够打中目标的最小速度，以目标位置为原点，x_m＞0,y_m＜-1000mz_m＜-10000m为导弹击中目标的安保条件。

实施例

实施例1

进行仿真实验，设定火箭弹的末端速度估计参数：火箭弹位置x_m＝17.3km,y_m＝11.24km,z_m＝-0.42km、飞行速度V＝310m/s、导弹质量m＝800kg、弹翼面积S＝0.29m²。

按照以下步骤估计火箭弹末端速度:

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，初始弹道倾角θ₀为：

弹道偏角ψ₀为：

在步骤S2中，弹目视线角可以表示为：

所述视线角速度可以表示为：

制导律权系数可以表示为：

其中，n表示制导阶次，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：

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：

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。

其中，R^*取42500m。

在步骤S3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，从而得到弹体的飞行马赫数Ma及当前的气流动压q：

基于弹体飞行马赫数表，通过线性插值得到最大法向力系数C_Nmax表，其值为：

{0.601910,1.193130,1.662070,2.053700,2.173160,1.992180,0.607840,1.199290,1.694750,2.321490,2.213950,2.053750,0.597310,1.166620,1.679490,2.185390,2.264590,2.132730,0.625750,1.213900,1.668750,2.292580,2.336500,2.196400,0.602400,1.256920,1.938920,2.713300,2.523300,2.333290,0.575730,1.157860,1.667330,2.259860,2.391940,2.247530,0.675240,1.168230,1.729160,2.321800,2.698460,2.723020,0.688100,1.275400,1.674540,2.126660,2.477260,2.864440,0.788400,1.284330,1.653220,2.145110,2.463390,2.788240,0.743460,1.125350,1.441510,1.798030,2.058170,2.256990}

火箭弹纵向加速度指令最大值可表示为：

a_ycmax＝2C_NmaxqS/m (13)

火箭弹侧向加速度指令最大值可表示为：

a_zcmax＝C_Nmaxq(25.0-δ_p)S/m (14)

期望法向力系数可以表示为：

侧向力系数可以表示为：

对纵向、侧向过载指令进行限幅：

a_yc∈[-8g,8g] (17)

a_zc∈[-9.6g,9.6g] (18)。

将法向力系数表dC_N(Ma,a_yc)进行线性插值，获得平衡攻角数据表dα_B(Ma,C_N)，将平衡攻角数据表dα_B(Ma,C_N)反向线性插值获得理论俯仰舵偏角表dδ_pB(Ma,α_B)；

将侧向力系数表线dC_Z(Ma,a_zc)进行线性插值，获得平衡侧滑角数据表dβ_B(Ma,C_Z)，将平衡侧滑角数据表dβ_B(Ma,C_Z)反向线性插值得到对应的理论偏航舵偏角表dδ_yB(Ma,β_B)，其值为：

{0.220790,0.221960,0.23753,0.248580,0.28202,0.198260,0.124510,0.17045,0.133350,0.100690,0.0868000,0.093850,0.08733,0.102970,0.11876,0.061240,0.023870,0.08362,0.064760,0.046630,-0.009330,-0.01217,-0.01238,0.009500,0.00220,-0.02730,-0.04488,0.02092,0.013990,0.010460,-0.055400,-0.07631,-0.07031,-0.05404,-0.05837,-0.07366,-0.05968,-0.00582,-0.00415,-0.00522,-0.000294,-0.00796,-0.00519,-0.01108,-0.02034,-0.01494,-0.01062,-0.01016,-0.00218,-0.00707,0.0000000,0.00000.0.000000.0.000000.0.00000,0.000000,0.000000,0.000000,0.00000,0.000000,-0.000294,-0.00796,-0.00519,-0.01108,-0.02034,-0.01494,-0.01062,-0.01016,-0.00218,-0.00707,-0.055400,0.162690,-0.07031,-0.05489,0.28486,-0.073660,-0.05968,-0.00582,-0.00415,-0.00522,0.3047100,0.307850,0.34634,0.418580,0.449020,0.369130,0.30343,0.242280,0.183770,0.01046,0.4546500,0.453000,0.48134,0.587330,0.613180,0.517860,0.42138,0.345150,0.268980,0.250830,0.4546500,0.450003,0.48134,0.587330,0.613180,0.517860,0.42138,0.345150,0.268980,0.250830}

当C_N≥0时，α＝α_B，δ_p＝δ_pB；

当C_N＜0时，α＝-α_B，δ_p＝-δ_pB；

当C_Z≥0时，β＝-β_B，δ_y＝-δ_yB；

当C_Z＜0时，β＝β_B，δ_y＝δ_yB。

在步骤S4中，根据估计的平衡攻角和平衡侧滑角，得到全攻角α_all：

α_all＝acos(cosαcosβ) (19)

通过对全攻角α_all及飞行马赫数二维线性插即可值得到基础舵偏δ₀；

由俯仰舵偏角δ_p及飞行马赫数二维线性插值得到俯仰舵偏δ_pnow，由偏航舵偏角表dδ_yB(Ma,β_B)及飞行马赫数二维线性插值得到偏航舵偏δ_ynow，进而获得全舵偏δ为：

δ＝δ₀+δ_pnow+δ_ynow (20)。

速度系下的气动力可以表示为：

其中，

在步骤S5中，构建弹体动力学模型

采用欧拉积分方法对弹体动力学模型进行数值积分，积分步长Δt为1秒，获得下一时刻火箭弹的末端速度

仿真结果如图2所示，实际末端速度为280m/s，从图上可以看出，在215s以后，得到的末端速度估计精度小于5m/s。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“前”、“后”等指示的方位或位置关系为基于本发明工作状态下的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”、“第四”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”“相连”“连接”应作广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体的连接普通；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接，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，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

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。

Claims (7)

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。

6.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，

步骤S4包括子步骤：

S41、估计全攻角和全舵偏指令；

S42、解算气动力；

在步骤S42中，速度系下的气动力表示为：

其中，F_xv为速度系下轴向力，F_yv为速度系下法向力，F_zv为速度系下侧向力；

z_VB为弹体系到速度系的转换矩阵，z_VB表示为：

其中，δ表示全舵偏，S为弹翼面积，m为火箭弹质量，F_CA为弹体系下轴向力，F_CN为弹体系下法向力，F_CZ为弹体系下侧向力，α表示估计的平衡攻角，β表示估计的平衡侧滑角，q表示弹体当前的气流动压，a_yc表示纵向加速度，a_zc表示侧向加速度。

7.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S5中，通过构建弹体动力学模型获得末端速度估计，

所述弹体动力学模型表示为：

其中，m表示火箭弹质量，g为重力加速度，F_xv为速度系下轴向力，F_yv为速度系下法向力，F_zv为速度系下侧向力，V为弹体飞行速度，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，θ表示弹道倾角，ψ表示弹道偏角，t表示时间。

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