本发明公开了一种消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置和方法，所述装置包括输入模块、滤波模块、评估模块和补偿模块，通过输入模块在过载指令信息上叠加强迫抖动信号，弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道在经过滤波模块过滤后的信号中提取视线角速率信号弹体姿态角速率信号，通过评估模块建立状态方程和量测方程以及卡尔曼滤波方程，通过卡尔曼滤波方程评估计算刻度尺系数误差的估计值，通过补偿模块将刻度尺系数误差的估计值和弹体姿态角速率信息相乘，并将乘得的补偿信息输入至含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息中，从而完成刻度尺系数误差的补偿，消除刻度尺系数误差对制导回路稳定性的影响，并显著提高制导精度，减小脱靶量。
1.一种消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置，
所述全捷联导引头制导回路包括：二次积分模块，其对接收到的目标加速度信息进行二次积分处理，并输出导弹与目标位置偏差信息；数学模块，其用于接收导弹与目标位置偏差信息，并输出弹目视线角信息；微分模块，其对弹目视线角信息进行微分计算得到弹目视线角速率信息；比例导引律模块，其接收弹目视线角速率信息，并将计算得到的过载指令信息输送至驾驶仪动力学模块；驾驶仪动力学模块，其输出导弹加速度响应信息；角速率陀螺动力学模块，其根据导弹加速度响应信息测量并输出弹体角速率信息；积分模块，其接收弹体角速率信息并对接收到的信息进行积分处理，得到弹体姿态角信息；其中，通过弹体前向通道提取弹目视线角速率信息，通过姿态陀螺补偿通道提取弹体姿态角速率信息；
其特征在于，该装置包括：输入模块、滤波模块、评估模块和补偿模块，其中：
输入模块用于输出强迫抖动信号，并将该强迫抖动信号叠加在由比例导引律模块输出的过载指令信息上，所述的强迫抖动信号为固定幅值和固定频率的正弦信号，其中，幅值大于或等于弹体需用过载，频率为15rad/s以上；
滤波模块包括带通滤波器，带通滤波器设置于弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道上，带通滤波器用于过滤进入弹体前向通道的信号和进入姿态陀螺补偿通道的信号，弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道从经过带通滤波器过滤的信号中提取由强迫抖动信号引起的视线角速率信号和由强迫抖动信号引起的弹体姿态角速率信号；
评估模块用于接收弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道提取出的由强迫抖动信号引起的弹目视线角速率信息和由强迫抖动信号引起的弹体姿态角速率信息，跟据接收到的信息建立状态方程和量测方程，并根据状态方程和量测方程建立卡尔曼滤波方程，通过卡尔曼滤波方程计算得到刻度尺系数误差的估计值，把刻度尺系数误差的估计值输入至补偿模块，所述状态方程如下
其中，q为惯性系下弹目视线角，为惯性系下弹目视线角速率，C为寄生回路刻度尺系数误差，μs为系统过程噪声，为含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率，θ为弹体姿态角，为刻度尺系数误差的估计值，μn为系统量测噪声，K1、K2、K3为卡尔曼滤波方程增益；
补偿模块用于接收评估模块输出的刻度尺系数误差的估计值，并将刻度尺系数误差的估计值乘以弹体姿态角速率得到补偿信息，补偿模块将其计算得到的补偿信息反馈至含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息中。
2.根据权利要求1所述的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置，其特征在于，输入模块包括信号发生器，通过信号发生器输出强迫抖动信号，其中，信号发生器设置在弹载计算机中。
3.根据权利要求1所述的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置，其特征在于，带通滤波器的滤波方程如下
其中，ωH表示带通滤波器的频率，带通滤波器的频率和强迫抖动信号的频率相同；K是指带通滤波器调节增益，s是拉普拉斯算子，2n表示带通滤波器的阶数，n大于3，带通滤波器共有两个，分别设置于弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道上。
4.根据权利要求1所述的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置，其特征在于，该装置实时计算刻度尺系数误差的估计值，并将补偿信息反馈至含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息中。
5.根据权利要求1所述的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置，其特征在于，强迫抖动信号的幅值等于弹体需用过载，强迫抖动信号的频率为15rad/s。
6.一种消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的方法，
所述全捷联导引头制导回路包括：二次积分模块，其对接收到的目标加速度信息进行二次积分处理，并输出导弹与目标位置偏差信息；数学模块，其用于接收导弹与目标位置偏差信息，并输出弹目视线角信息；微分模块，其对弹目视线角信息进行微分计算得到弹目视线角速率信息；比例导引律模块，其接收弹目视线角速率信息，并将计算得到的过载指令信息输送至驾驶仪动力学模块；驾驶仪动力学模块，其输出导弹加速度响应信息；角速率陀螺动力学模块，其根据导弹加速度响应信息测量并输出弹体角速率信息；积分模块，其接收弹体角速率信息并对接收到的信息进行积分处理，得到弹体姿态角信息；其中，通过弹体前向通道提取弹目视线角速率信息，通过姿态陀螺补偿通道提取弹体姿态角速率信息；
第一步，在由比例导引律模块输出的过载指令信息上叠加一个强迫抖动信号，所述的强迫抖动信号为固定幅值和固定频率的正弦信号，其中，幅值大于或等于弹体需用过载，频率15rad/s以上；
第二步，在弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道上分别设置带通滤波器，通过两个带通滤波器过滤进入弹体前向通道的信号和进入姿态陀螺补偿通道的信号，弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道从经过带通滤波器过滤的信号中提取由强迫抖动信号引起的视线角速率信号和由强迫抖动信号引起的弹体姿态角速率信号；
第三步，接收弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道提取出的由强迫抖动信号引起的弹目视线角速率信息和由强迫抖动信号引起的弹体姿态角速率信息，并根据上述信息建立状态方程和量测方程，根据状态方程和量测方程建立卡尔曼滤波方程，通过卡尔曼滤波方程计算出刻度尺系数误差的估计值，最后输出刻度尺系数误差的估计值，所述状态方程如下
其中，q为惯性系下弹目视线角，为惯性系下弹目视线角速率，C为寄生回路刻度尺系数误差，μs为系统过程噪声， 为含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率，θ为弹体姿态角，为刻度尺系数误差的估计值，μn为系统量测噪声，K1、K2、K3为卡尔曼滤波方程增益；
第四步，接收上述第三步输出的刻度尺系数误差的估计值，并将刻度尺系数误差的估计值和弹体姿态角速率相乘，得到的计算结果为补偿信息，将计算得到的补偿信息反馈至含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息中。
7.根据权利要求6所述的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的方法，其特征在于，强迫抖动信号通过信号发生器发出，其中，信号发生器设置在弹载计算机中。
8.根据权利要求6所述的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的方法，其特征在于，带通滤波器的滤波方程如下
其中，ωH表示带通滤波器的频率，K是指带通滤波器调节增益，s是拉普拉斯算子，2n表示带通滤波器的阶数，n大于3，带通滤波器的频率和强迫抖动信号的频率相同，带通滤波器共有两个，分别设置于弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道上。
9.根据权利要求6所述的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的方法，其特征在于，该方法实时计算刻度尺系数误差的估计值，并实时将补偿信息反馈至含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息中。
10.根据权利要求6所述的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的方法，其特征在于，强迫抖动信号的幅值等于弹体需用过载,强迫抖动信号的频率为15rad/s。
消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置和方法
技术领域
[0001] 本发明涉及导弹制导领域捷联导引头刻度尺系数误差的消除装置和方法，具体涉及一种消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置和方法。
背景技术
[0002] 导引头技术是精确制导武器系统中的关键技术，导引头性能的优劣直接影响着精确制导武器的作战效果，随着探测器制造技术和成像导引头技术的逐渐发展，导引头瞬时视场已经增加到可以去掉万向支架的程度，捷联导引头及其寻的制导技术也就应运而生，捷联导引头固连在弹体上，去掉万向支架以后，捷联导引头体积小重量轻价格便宜，从国内外导弹武器系统的研究发展状况来看，捷联导引头必将成为未来导弹视线导引方法的主要形式之一。
[0003] 导引头和陀螺的刻度尺系数误差是制导控制系统中的重要误差源之一，全捷联导引头在提取视线角速度的过程中，需要同时利用导引头量测的误差角信号和弹上惯导量测的弹体姿态信号，这两个传感器的刻度尺系数不一致就会引起隔离度，进而在制导回路中产生隔离度寄生回路。它不仅会影响有效导航比，还会引起制导系统潜在的不稳定性,降低制导精度。目前针对捷联导引头刻度尺系数误差的问题，目前鲜有很好的解决方法。
[0004] 由于上述问题的存在，本发明人对现有的全捷联导引头制导回路进行了深入研究，以便提出解决刻度尺系数误差的方法。
发明内容
[0005] 为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，结果发现，通过设置一种消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置，该装置用于实现消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的方法，所述装置包括输入模块、滤波模块、评估模块和补偿模块，通过输入模块在过载指令信息上叠加强迫抖动信号，弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道在经过滤波模块过滤后的信号中提取视线角速率信号弹体姿态角速率信号，通过评估模块建立状态方程和量测方程以及卡尔曼滤波方程，通过卡尔曼滤波方程评估计算刻度尺系数误差的估计值，通过补偿模块将刻度尺系数误差的估计值和弹体姿态角速率信息相乘，并将乘得的补偿信息输入至含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息中，从而完成刻度尺系数误差的补偿，从而完成本发明。
[0006] 具体来说，本发明的目的在于提供以下方面：
[0007] （1）一种消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置，
[0008] 所述全捷联导引头制导回路包括：二次积分模块，其对接收到的目标加速度信息进行二次积分处理，并输出导弹与目标位置偏差信息；数学模块，其用于接收导弹与目标位置偏差信息，并输出弹目视线角信息；微分模块，其对弹目视线角信息进行微分计算得到弹目视线角速率信息；比例导引律模块，其接收弹目视线角速率信息，并将计算得到的过载指令信息输送至驾驶仪动力学模块；驾驶仪动力学模块，其输出导弹加速度响应信息；角速率陀螺动力学模块，其根据导弹加速度响应信息测量并输出弹体角速率信息；积分模块，其接收弹体角速率信息并对接收到的信息进行积分处理，得到弹体姿态角信息；其中，通过弹体前向通道提取弹目视线角速率信息，通过姿态陀螺补偿通道提取弹体姿态角速率信息；
[0009] 其特征在于，该装置包括：输入模块、滤波模块、评估模块和补偿模块，其中：
[0010] 输入模块用于输出强迫抖动信号，并将该强迫抖动信号叠加在由比例导引律模块输出的过载指令信息上，所述的强迫抖动信号为固定幅值和固定频率的正弦信号，其中，幅值大于或等于弹体需用过载，频率为15rad/s以上；
[0011] 滤波模块包括带通滤波器，带通滤波器设置于弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道上，带通滤波器用于过滤进入弹体前向通道的信号和进入姿态陀螺补偿通道的信号，弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道从经过带通滤波器过滤的信号中提取由强迫抖动信号引起的视线角速率信号和由强迫抖动信号引起的弹体姿态角速率信号；
[0012] 评估模块用于接收弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道提取出的由强迫抖动信号引起的弹目视线角速率信息和由强迫抖动信号引起的弹体姿态角速率信息，跟据接收到的信息建立状态方程和量测方程，并根据状态方程和量测方程建立卡尔曼滤波方程，通过卡尔曼滤波方程计算得到刻度尺系数误差的估计值，把刻度尺系数误差的估计值输入至补偿模块，所述状态方程如下
[0013]
[0014] 量测方程如下
[0015]
[0016] 卡尔曼滤波方程如下
[0017]
[0018] 其中，q为惯性系下弹目视线角，为惯性系下弹目视线角速率，C为寄生回路刻度尺系数误差，μs为系统过程噪声， 为含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率，θ为弹体姿态角， 为刻度尺系数误差的估计值，μn为系统量测噪声，K1、K2、K3为卡尔曼滤波方程增益；
[0019] 补偿模块用于接收评估模块输出的刻度尺系数误差的估计值，并将刻度尺系数误差的估计值乘以弹体姿态角速率得到补偿信息，补偿模块将其计算得到的补偿信息反馈至含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息中。
[0020] （2）根据上述（1）所述的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置，其特征在于，输入模块包括信号发生器，通过信号发生器输出强迫抖动信号，其中，信号发生器设置在弹载计算机中。
[0021] （3）根据上述（1）所述的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置，其特征在于，带通滤波器的滤波方程如下
[0022]
[0023] 其中，ωH表示带通滤波器的频率，带通滤波器的频率和强迫抖动信号的频率相同；K是指带通滤波器调节增益，s是拉普拉斯算子，2n表示带通滤波器的阶数，n大于3，带通滤波器共有两个，分别设置于弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道上。
[0024] （4）根据上述（1）所述的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置，其特征在于，该装置实时计算刻度尺系数误差的估计值，并将补偿信息反馈至含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息中。
[0025] （5）根据上述（1）所述的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置，其特征在于，强迫抖动信号的幅值等于弹体需用过载，强迫抖动信号的频率为15rad/s。
[0026] （6）一种消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的方法，
[0027] 所述全捷联导引头制导回路包括：二次积分模块，其对接收到的目标加速度信息进行二次积分处理，并输出导弹与目标位置偏差信息；数学模块，其用于接收导弹与目标位置偏差信息，并输出弹目视线角信息；微分模块，其对弹目视线角信息进行微分计算得到弹目视线角速率信息；比例导引律模块，其接收弹目视线角速率信息，并将计算得到的过载指令信息输送至驾驶仪动力学模块；驾驶仪动力学模块，其输出导弹加速度响应信息；角速率陀螺动力学模块，其根据导弹加速度响应信息测量并输出弹体角速率信息；积分模块，其接收弹体角速率信息并对接收到的信息进行积分处理，得到弹体姿态角信息；其中，通过弹体前向通道提取弹目视线角速率信息，通过姿态陀螺补偿通道提取弹体姿态角速率信息；
[0028] 其特征在于，该方法包括如下步骤，
[0029] 第一步，在由比例导引律模块输出的过载指令信息上叠加一个强迫抖动信号，所述的强迫抖动信号为固定幅值和固定频率的正弦信号，其中，幅值大于或等于弹体需用过载，频率为15rad/s以上；
[0030] 第二步，在弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道上分别设置带通滤波器，通过两个带通滤波器过滤进入弹体前向通道的信号和进入姿态陀螺补偿通道的信号，弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道从经过带通滤波器过滤的信号中提取由强迫抖动信号引起的视线角速率信号和由强迫抖动信号引起的弹体姿态角速率信号；
[0031] 第三步，接收弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道提取出的由强迫抖动信号引起的弹目视线角速率信息和由强迫抖动信号引起的弹体姿态角速率信息，并根据上述信息建立状态方程和量测方程，根据状态方程和量测方程建立卡尔曼滤波方程，通过卡尔曼滤波方程计算出刻度尺系数误差的估计值，最后输出刻度尺系数误差的估计值，所述状态方程如下
[0032]
[0033] 量测方程如下
[0034]
[0035] 卡尔曼滤波方程如下
[0036]
[0037] 其中，q为惯性系下弹目视线角，为惯性系下弹目视线角速率，C为寄生回路刻度尺系数误差，μs为系统过程噪声， 为含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率，θ为弹体姿态角， 为刻度尺系数误差的估计值，μn为系统量测噪声，K1、K2、K3为卡尔曼滤波方程增益；
[0038] 第四步，接收上述第三步输出的刻度尺系数误差的估计值，并将刻度尺系数误差的估计值和弹体姿态角速率相乘，得到的计算结果为补偿信息，将计算得到的补偿信息反馈至含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息中。
[0039] （7）根据上述（6）所述的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的方法，其特征在于，强迫抖动信号通过信号发生器发出，其中，信号发生器设置在弹载计算机中。
[0040] （8）根据上述（6）所述的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的方法，其特征在于，带通滤波器的滤波方程如下
[0041]
[0042] 其中，ωH表示带通滤波器的频率，K是指带通滤波器调节增益，s是拉普拉斯算子，2n表示带通滤波器的阶数，n大于3，带通滤波器的频率和强迫抖动信号的频率相同，带通滤波器共有两个，分别设置于弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道上。
[0043] （9）根据上述（6）所述的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的方法，其特征在于，该方法实时计算刻度尺系数误差的估计值，并实时将补偿信息反馈至含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息中。
[0044] （10）根据上述（6）所述的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的方法，其特征在于，强迫抖动信号的幅值等于弹体需用过载,强迫抖动信号的频率为15rad/s。
[0045] 本发明包括如下有益效果：
[0046] （1）本发明提供的装置和方法中强迫抖动信号的幅值足够小，频率足够高，使得引入的强迫抖动信号不会导致附加的脱靶量。
[0047] （2）本发明提供的装置和方法中弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道在经过滤波模块过滤后的信号中提取视线角速率信号弹体姿态角速率信号，使得弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道输出的信号可以用于计算刻度尺系数误差的估计值。
[0048] （3）本发明提供的装置和方法将补充信息输出给含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息，使得全捷联导引头刻度尺系数误差减小或消除，提高系统稳定性。
附图说明
[0049] 图1示出根据本发明一种优选实施方式的全捷联导引头制导回路；
[0050] 图2示出根据本发明一种优选实施方式的全捷联导引头隔离度模型；
[0051] 图3示出根据本发明一种优选实施方式的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置和制导回路；
[0052] 图4示出根据本发明一种优选实施方式的带通滤波器不同阶数的滤波效果对比图；
[0053] 图5示出刻度尺系数误差对制导系统脱靶量的影响；
[0054] 图6示出利用本发明提供的装置和/或方法对刻度尺误差系数进行估计得到的值的曲线和真实值进行对比的示意图；
[0055] 图7示出有无补偿的两个制导回路脱靶量的对比示意图。
具体实施方式
[0056] 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。
[0057] 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。
[0058] 本发明中的刻度尺系数误差是指由于导引头和角速率陀螺两种测量装置刻度尺不一致引起的偏差；
[0059] 根据本发明提供的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置和方法中，所述方法是通过所述装置实现的，所述装置为所述方法的执行元件，所述装置包括输入模块、滤波模块、评估模块和补偿模块，所述方法与上述装置相对应。
[0060] 在一个优选的实施方式中，全捷联导引头制导回路如图1中所示，图1中，左端输入的信息为目标加速度信息，目标加速度信息用at表示，二次积分模块表示对接收到的目标加速度信息进行二次积分处理，并输出导弹与目标位置偏差信息，其中，二次积分用 表示，数学模块用于接收二次积分模块输出的导弹与目标位置偏差信息，根据接收到的信息进行计算，并输出惯性系下弹目视线角信息，其中，数学模块用 表示，Vc为弹目相对运动速度，不同导弹和打击目标的相对速度不同，在本发明的一个实施例中Vc的取值为600m/s，TF为末导时间，t为飞行时间，定义tgo＝TF-t为剩余飞行时间，惯性系下弹目视线角用q表示，导引头动力学模块是实际导引头的数学表示，陀螺动力学模块是实际陀螺装置的数学表示，其中，捷联导引头刻度尺系数用ks表示，角速率陀螺刻度尺系数用kg表示，由导引头动力学模块和陀螺动力学模块传递出的信息合并叠加在一起后含有扰动，该信息为含弹体扰动的惯性系下弹目视线角，含弹体扰动的惯性系下弹目视线角用 表示，将含弹体扰动的惯性系下弹目视线角信息输入至微分模块进行微分计算，输出含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息，其中，微分模块用s表示，含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率用表示，微分滤波网络模块用于接收含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息，微分滤波网络模块对接收到的信息进行低通滤波处理后输出该信息，即微分滤波器网络是导弹控制系统的一部分，实现低通滤波功能，滤去高频噪声，微分滤波模块的效果相当于提高了滤波精度，其中，微分滤波网络用 表示，Tg为制导回路时间常数，其大小近似制导回路时间常数，比例导引律模块用于接收经过微分滤波器网络模块过滤的弹目视线角速率信息，并将该信息与NVc相乘，得到并输出过载指令信息，其中，N为比例导引系数，一般取值为
3～5，本发明中优选的选择4，过载指令也称作导弹加速度指令，由ac表示，驾驶仪动力学模块用于接收过载指令信息，改变控制系统的参数，最后输出导弹加速度响应信息，实现对弹体姿态的控制，导弹加速度响应由am表示，角速率陀螺动力学模块根据导弹加速度响应信息测量并输出弹体角速率信息，弹体角速率由 表示，积分模块用于接收弹体角速率信息并对接收到的信息进行积分处理，得到弹体姿态角信息并将其输入至陀螺动力学模块，其中弹体姿态角由θ表示，本发明中所述的弹目视线角速率和弹目视线角信息都是在惯性系下得到的，即本发明中所述的弹目视线角速率是指惯性系下弹目视线角速率，弹目视线角是指惯性系下弹目视线角。
[0061] 在一个优选的实施方式中，弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道是弹体实际元件信号传输过程的描述，弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道分别用于传输信号并提取视线角速率和弹体姿态角速率。
[0062] 在一个优选的实施方式中，如图1中所示的全捷联导引头制导回路，弹体运动传递到导引头输出弹目视线角速度有两条通道，一条是弹体前向通道，另一条是姿态陀螺补偿通道，如果弹体运动通过这两条通道传递到导引头输出弹目视线角速度的分量不能正好抵消，就会引起隔离度问题，形成寄生回路。综合扰动通道和姿态陀螺补偿通道，得到弹体运动引起的导引头输出弹目视线角速度 定义C为导引头和速率陀螺的刻度尺系数误差，则C＝kg-ks，对图1进行简化可得到图2所示的全捷联导引头隔离度模型。
[0063] 在一个优选的实施方式中，C＝0时不存在寄生回路的影响，C＞0时寄生回路为正反馈回路，C＜0时寄生回路为负反馈回路。
[0064] 在一个优选的实施方式中，图5中所示捷联导引头刻度尺系数误差对脱靶量的影响，分别选取刻度尺误差系数为0、-0.05和0.03，可以看出，刻度尺误差系数引起脱靶量增大，且当寄生回路为正反馈时脱靶量远大于寄生回路为负反馈时的脱靶量，故若对刻度尺误差系数进行估计和补偿，可有效增加制导系统的稳定性并减小脱靶量。
[0065] 在一个优选的实施方式中，如图2中所示的全捷联导引头隔离度模型中，各个模块所表示的含义可参考图1中的各个模块含义，其中不同的地方包括，刻度尺系数误差模块，刻度尺系数误差模块也称作导引头和速率陀螺的总误差模块，刻度尺系数误差模块用于接收弹体角速率信息并将该信息与C相乘，其中C是指上述的导引头和速率陀螺的刻度尺系数误差，计算得到由寄生回路生成的扰动弹目视线角速率，由寄生回路生成的扰动弹目视线角速率用 表示，图2中的微分模块与图1中的微分模块内部计算过程相同，其接收的数据信息不同，图2中的微分模块接收惯性系下弹目视线角信息，惯性系下弹目视线角用q表示。
[0066] 在一个优选的实施方式中，提供的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置包括输入模块、滤波模块、评估模块和补偿模块；该装置安装在弹体上，如图3中所示，各个模块与制导回路相关联。
[0067] 在一个优选的实施方式中，图3中，两个带通滤波器分别用于过滤掉在弹目视线角速率信号上扰动的强迫抖动信号和在弹体姿态角速率信号上扰动的强迫抖动信号，将弹目视线角速率信息和弹体姿态角速率信息传递至卡尔曼滤波器，经过卡尔曼滤波器处理后得到刻度尺系数误差的估计值信息，并将该信息输送至一阶滤波器模块，进行低通滤波作用，提高滤波精度，减小噪声对制导系统稳定性及脱靶量的影响，经过一阶滤波器模块输出的刻度尺系数误差的估计值信息更为精确、稳定，刻度尺系数误差的估计值用 表示，其中，一阶滤波器模块用 表示，TR表示一阶低通滤波器时间常数，其大小近似制导回路时间常数，本发明中所述的视线角速率就是弹目视线角速率的简称，其含义相同。
[0068] 在一个优选的实施方式中，输入模块用于输出强迫抖动信号，并将该强迫抖动信号叠加在由比例导引律模块输出的过载指令信息上，所述强迫抖动信号为固定幅值和固定频率的正弦信号，其中，输入模块包括信号发生器，通过信号发生器输出强迫抖动信号，信号发生器设置在弹载计算机中，强迫抖动信号的频率为15rad/s以上，强迫抖动信号的幅值大于或等于弹体需用过载，本发明中优选的选择强迫抖动信号的频率等于15rad/s，强迫抖动信号的幅值等于弹体需用过载，本发明中所述的弹体需用过载是指导弹按给定的弹道飞行时所需要的过载。
[0069] 在一个优选的实施方式中，滤波模块包括两个相同的带通滤波器，两个带通滤波器分别设置于弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道上，带通滤波器用于过滤进入弹体前向通道的信号和进入姿态陀螺补偿通道的信号，弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道从经过带通滤波器过滤的信号中提取由强迫抖动信号引起的视线角速率信号和由强迫抖动信号引起的弹体姿态角速率信号；带通滤波器滤波方程如下
[0070]
[0071] 其中，ωH表示带通滤波器的频率，带通滤波器的频率保持和强迫抖动信号的频率相同；K是指带通滤波器调节增益，其取值与带通滤波器频率有关，K用来保证在滤波器中心频率ωH处的增益为1，2n表示带通滤波器的阶数，带通滤波器阶次越高，滤波效果越显著，n的取值越大越好，本发明中优选的选取3，s是拉普拉斯算子；本发明中所述的频率是振荡频率的简称，其含义相同，带通滤波器的频率和强迫抖动信号的频率相同，以保证充分滤波，本发明中带通滤波器的频率和强迫抖动信号的频率都优选为15rad/s。
[0072] 在一个优选的实施方式中，带通滤波器的频率特性如图4中所示，图4中示出的是不同阶数带通滤波器滤波效果的对比图。
[0073] 在一个优选的实施方式中，评估模块用于接收弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道提取出的由强迫抖动信号引起的视线角速率信息和由强迫抖动信号引起的弹体姿态角速率信息，跟据接收到的信息建立状态方程和量测方程，并根据状态方程和量测方程建立卡尔曼滤波方程，通过卡尔曼滤波方程评估刻度尺系数误差，即通过卡尔曼滤波方程计算得到刻度尺系数误差的估计值，把刻度尺系数误差的估计值输入至补偿模块。
[0074] 所述状态方程如下
[0075]
[0076] 量测方程如下
[0077]
[0078] 卡尔曼滤波方程如下
[0079]
[0080] 其中，q为惯性系下弹目视线角，为惯性系下弹目视线角速率，C为寄生回路刻度尺系数误差，μs为系统过程噪声， 为含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率，θ为弹体姿态角， 为刻度尺系数误差的估计值，μn为系统量测噪声，K1、K2、K3为卡尔曼滤波方程增益；其中，系统过程噪声μs数据与状态方程模型精度有关，一般可直接忽略，本发明中忽略该数值，系统量测噪声μn数据与测量装置的测量精度有关，一般不可忽略，本发明中导引头量测误差为0.1°(1σ)，即本发明中μn的取值为0.1°(1σ)，K1、K2、K3为卡尔曼滤波方程增益，卡尔曼滤波方程的推导原理和过程参见下述参考文献，付梦印，邓志红等.Kalman滤波理论及其在导航系统中的应用.科学出版社[M]，2010。
[0081] 在一个优选的实施方式中，补偿模块用于接收评估模块输出的刻度尺系数误差的估计值，并将刻度尺系数误差的估计值乘以通过姿态陀螺补偿通道得到的弹体姿态角速率得到补偿信息，补偿模块将其计算得到的补偿信息反馈至含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息中即将补偿信息输送至弹体前向通道进行补偿，实现对刻度尺系数误差的有效消除，减小其对制导回路稳定性及脱靶量的影响，补偿信息用 来表示。
[0082] 在一个优选的实施方式中，在实际飞行过程中刻度尺误差系数是不断变化的，一般在3%～5%之间，消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置实时计算刻度尺系数误差的估计值，并将补偿信息反馈至含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息中，进行补偿。
[0083] 在一个优选的实施方式中，根据刻度尺系数误差的定义，弹体前向通道当中，其中 为由寄生回路生成的扰动视线角速率，即为刻度尺系数误差对制导回路的干扰项。通过卡尔曼滤波器得出的刻度尺系数误差的估计值 近似于刻度尺系数误差，刻度尺系数误差的估计值乘以姿态角速率后再反馈给视线角速率进行补偿，故有 即通过该装置补偿后的制导回路视线角速率，有效地减小了刻度
尺系数误差对制导回路的影响，达到增加稳定性和提高精度的目的。
[0084] 在一个优选的实施方式中，一种消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的方法，该方法包括如下步骤，
[0085] 第一步，在由比例导引律模块输出的过载指令信息上叠加一个强迫抖动信号，所述的强迫抖动信号为固定幅值和固定频率的正弦信号，其中，强迫抖动信号的频率大于15rad/s，强迫抖动信号的幅值大于弹体需用过载，本发明中优选的选择强迫抖动信号的频率为15rad/s，强迫抖动信号的幅值等于弹体需用过载；
[0086] 第二步，在弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道上分别设置带通滤波器，通过两个带通滤波器过滤进入弹体前向通道的信号和进入姿态陀螺补偿通道的信号，弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道从经过带通滤波器过滤的信号中提取由强迫抖动信号引起的视线角速率信号和由强迫抖动信号引起的弹体姿态角速率信号；
[0087] 第三步，接收弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道提取出的由强迫抖动信号引起的视线角速率信息和由强迫抖动信号引起的弹体姿态角速率信息，并根据上述信息建立状态方程和量测方程，根据状态方程和量测方程建立卡尔曼滤波方程，通过卡尔曼滤波方程评估刻度尺系数误差，即通过卡尔曼滤波方程计算出刻度尺系数误差的估计值。
[0088] 所述状态方程如下
[0089]
[0090] 量测方程如下
[0091]
[0092] 卡尔曼滤波方程如下
[0093]
[0094] q为惯性系下弹目视线角， 为惯性系下弹目视线角速率，C为寄生回路刻度尺系数误差，μs为系统过程噪声，为含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率，θ为弹体姿态角，为刻度尺系数误差的估计值，μn为系统量测噪声，K1、K2、K3为卡尔曼滤波方程增益；
[0095] 第四步，接收上述第三步输出的刻度尺系数误差的估计值，并将刻度尺系数误差的估计值和通过姿态陀螺补偿通道得到的弹体姿态角速率相乘，得到的计算结果为补偿信息，将计算得到的补偿信息反馈至含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率信息中。
[0096] 图6给出在导引头量测误差为0.1°(1σ)时，通过本发明提供的装置和/或方法对刻度尺误差系数进行估计得到的 即刻度尺系数误差的估计值曲线，从图中可以看出本发明提供的装置和/或方法可以快速准确地估计刻度尺误差系数。
[0097] 图7给出两个制导回路的脱靶量，从图中可以看出，有刻度尺系数误差补偿的制导回路脱靶量明显小于无补偿的制导回路脱靶量。数学仿真表明，采用本发明提供的装置和/或方法后能消除刻度尺系数误差对制导回路稳定性的影响，并显著提高制导精度，减小脱靶量。
[0098] 本发明中所述的由强迫抖动信号引起的弹目视线角速率信息和由强迫抖动信号引起的弹体姿态角速率信息是由弹体前向通道和姿态陀螺补偿通道提取出的，其提取的过程与传统方法相同，区别仅在于提取前的信号不同，前者的提取前信号经过带通滤波器过滤，即本发明中所述的由强迫抖动信号引起的弹目视线角速率信息和由强迫抖动信号引起的弹体姿态角速率信息只用于卡尔曼滤波器估计刻度尺系数误差，并未对本发明所提供装置的制导回路中信息造成影响。
[0099] 本发明中 与状态方程、量测方程、卡尔曼滤波方程中 所表示的含义相同，都是指代惯性系下弹目视线角速率；与卡尔曼滤波方程中 所表示的含义相同，都是指代含弹体扰动的惯性系下弹目视线角速率。
[0100] 本发明中涉及到的捷联导引头制导回路只是现有的多种回路中的一种，选用其他类似回路，同样适用于本发明提供的消除全捷联导引头制导回路刻度尺系数误差的装置和方法。
[0101] 本发明中各个模块或装置间传递的信息是多个信息扰动合成的信息，选择其中主要的信息作为该信息的名称。
[0102] 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。
