一种高超声速火箭弹滤波方法技术

本发明专利技术公开了一种高超声速火箭弹滤波方法，首先采用双线性变换法对滤波器进行离散化，然后设计滤波算法，以4ms解算周期实现了2ms的滤波效果，试验表明优化后的滤波算法效果较好。果较好。果较好。

【技术实现步骤摘要】
一种高超声速火箭弹滤波方法


[0001]本专利技术属于导弹
，具体涉及一种高超声速火箭弹滤波方法。

技术介绍

[0002]高超声速火箭弹制导控制系统比较复杂，输入信号较多、计算量较大，导致弹载计算机解算周期往往在4ms左右。而弹体角速率信号作为参与控制解算的短周期输入信号，其信号品质对控制效果影响较大，弹载惯性装置输出的角速率信息测量周期为2ms。如何在弹载计算机4ms解算周期中利用2ms周期的角速率信息，目前常规的用法是将2ms信息用4ms周期采样后进行使用，此时使用的滤波器也是以4ms周期离散化的滤波器，这样不仅造成了信息资源的浪费，同时也使得滤波效果下降。

技术实现思路

[0003]为了克服现有技术的不足，本专利技术提供了一种高超声速火箭弹滤波方法，首先采用双线性变换法对滤波器进行离散化，然后设计滤波算法，以4ms解算周期实现了2ms的滤波效果，试验表明优化后的滤波算法效果较好。
[0004]本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案包括如下步骤：
[0005]步骤1：采用双线性变换法对滤波器进行离散化；
[0006]滤波器的传递函数为：
[0007][0008]其中，为陷波中心频率；
[0009]采用变换关系：
[0010][0011]其中为离散化周期；
[0012]则离散化的滤波器为
[0013][0014]步骤2：滤波算法设计；
[0015]将每个解算周期得到的两帧角速率信息进行分组，分别记为前2ms角速率和后2ms角速率；
[0016]利用步骤1离散化后的滤波器进行滤波，如下所示：
[0017][0018]其中，为滤波器滤波结果，为中间变量，为上一帧的滤波结果，为上一帧的后2ms角速率，为上一帧的前2ms角速率；
[0019][0020]本专利技术的有益效果如下：
[0021]本专利技术以某高超声速火箭弹为背景，对制导控制系统设计中的滤波算法进行了研究，以4ms解算周期实现了2ms的滤波效果，试验表明优化后的滤波算法效果较好。
附图说明
[0022]图1是本专利技术实施例含滤波器的自动驾驶仪控制系统结构框图。
[0023]图2是本专利技术实施例原始含噪声的角速度信号及滤波后角速度信号曲线。
[0024]图3是本专利技术实施例原始信号和滤波后信号的局部放大曲线。
具体实施方式
[0025]下面结合附图和实施例对本专利技术进一步说明。
[0026]当弹载计算机解算周期大于输入信号周期时由于滤波方法不当会造成输入信息不能充分利用和滤波效果下降的情况。导弹飞行过程中弹载计算机利用惯导等测量部件输出的飞行状态量计算得到控制指令，然后通过舵机执行以控制导弹飞向目标。然而测量信息中经常夹杂着测量噪声，因此为了平稳的控制导弹飞行，设计制导控制系统时就必须考虑滤波算法的设计。
[0027]本专利技术要解决的问题是如何在4ms解算周期内对2ms周期的输入信息进行滤波算法优化，具体可以总结为两个问题：滤波器离散化时长周期比短周期更容易造成频谱泄露而降低滤波效果；如果以4ms周期对2ms信息进行采样后使用势必会造成信息资源的浪费。本专利技术针对以上问题，解决在4ms解算周期内实现2ms信号的滤波算法优化设计。
[0028]一种高超声速火箭弹滤波方法，包括如下步骤：
[0029]步骤1：采用双线性变换法对滤波器进行离散化；
[0030]滤波器的传递函数为：
[0031][0032]其中，为陷波中心频率；
[0033]采用变换关系：
[0034][0035]其中为离散化周期；
[0036]则离散化的滤波器为
[0037][0038]步骤2：滤波算法设计；
[0039]将每个解算周期得到的两帧角速率信息进行分组，分别记为前2ms角速率和后2ms角速率；
[0040]利用步骤1离散化后的滤波器进行滤波，如下所示：
[0041][0042]其中，为滤波器滤波结果，为中间变量，为上一帧的滤波结果，为上一帧的后2ms角速率，为上一帧的前2ms角速率；
[0043][0044]具体实施例：
[0045]1. 系统
[0046]弹载惯性装置，实时测量弹体角速率信息，发给弹载计算机，周期2ms；
[0047]弹载计算机，以4ms周期接收2帧弹载惯性装置2ms信息，并以4ms周期进行控制指令解算，为了避免测量信息中的噪声导致电动舵机抖动甚至发散，需要对弹体角速率信息
进行滤波处理；
[0048]如图1所示，电动舵机，执行弹载计算机发出的控制指令，产生控制力矩，稳定弹体姿态，控制火箭弹飞向目标。
[0049]2. 方法
[0050]弹载惯性装置以2ms周期测量弹体俯仰或偏航角速率，并以4ms周期2帧的形式将角速度信息发给弹载计算机（即每4ms周期发送一次，发送信息为当前最新测量结果和2ms前测量结果）；
[0051]弹载计算机对弹体角速率信息进行滤波处理，由于角速率信号实际更新周期是2ms，弹载计算机的解算周期是4ms，为了不造成测量信息的浪费，本专利技术在4ms解算周期内实现了2ms等效的滤波效果（同理也可实现m*n解算周期内信号的等效n周期滤波）；
[0052]然后利用滤波后的角速率信号解算控制指令，再将控制指令发给电动舵机执行。
[0053]在幅值为5频率为1rad/s的正弦信号上叠加幅值为1周期为70Hz的正弦信号模拟噪声，如图2所示。
[0054]陷波中心频率取70Hz，将4ms周期滤波结果和上述等效2ms滤波结果绘图并局部放大，如图3所示。
[0055]从图中可以看出，两种方法都可以一定程度上抑制噪声，通过比较可以看出利用改进后的等效2ms周期滤波算法的时延更小，噪声抑制效果更好。
[0056]当飞控计算周期是角速度信号周期的n倍，n越大时本方法的效果越明显。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种高超声速火箭弹滤波方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：采用双线性变换法对滤波器进行离散化；滤波器的传递函数为：；其中，为陷波中心频率；采用变换关系：；其中为离散化周期；则离散化的滤波器为；步骤2：滤波算法设计；将每个解算周期得...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘钧圣，苗昊春，邓海鹏，栗金平，杨树兴，李琪，高登巍，宋宇航，潘瑞，裴培，张宝，刘梦焱，马季容，韩琰，戴存喜，常江，程冬，卢莺，王晨，
申请(专利权)人：西安现代控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：