CN109752749A - 一种高旋飞行器低旋部件的姿态估计方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种高旋飞行器低旋部件的姿态估计方法及系统，其中的方法包括:获取高旋飞行器在飞行过程中产生的高旋脉冲和低旋脉冲；根据高旋脉冲和低旋脉冲，得到高旋部件和低旋部件的特征方向之间的夹角；根据夹角和已知的高旋部件的特征方向相对于准弹体坐标系z轴正方向的角度φ₀和旋转方向，求得低旋部件的姿态角。本发明可以通过高旋部件和低旋部件两者相位的比例关系，直接求出低旋部件的姿态角，测量值更为准确，且高旋部件转速越高，姿态角的测量值越准确，可以用于解决控制反馈问题。另外，本发明所涉及的结构较为简单，计算复杂度低，成本较低。

Description

一种高旋飞行器低旋部件的姿态估计方法及系统

技术领域

本发明主要适用于高速旋转飞行器(如各种自旋炮弹、航天器)的制导和姿态控制领域，具体涉及一种高旋飞行器低旋部件的姿态估计方法及系统。

背景技术

高旋、高自转飞行器，指采用陀螺效应稳定原理飞行的高速旋转飞行器，由于其旋转速度非常高、达到每分钟几千甚至上万转，其自转角及其角速度难以准确估计；更为复杂的是，受到质量、尺寸和结构等约束限制，高旋飞行器上的低旋部件往往无法安装合适的传感器直接测量其相对大地的姿态，因此目前采用的手段都是先测量高旋部分的姿态，再通过相对姿态角解算低旋部件的姿态。

高速旋转体的测量方式目前主要有惯性传感器、地磁传感器、光电传感器姿态检测、卫星天线载波相位及其组合等，这些方式主要存在的问题有：

1.惯性传感器：对于惯性测量部件，包括MEMS、IMU等，使用前需要初始对准，且对于高速旋转飞行器，即使较小的误差也会在积分过程中带来很大的影响；另一方面，惯性器件的量程和精度相互制约，对于高转速物体、必须采用大量程惯性器件，此时无法保证旋转角和旋转角速度的测量精度；

2.地磁传感器：地磁传感器易受到电磁屏蔽、电机及电子元器件干扰，尤其对于高旋飞行器，其应用条件比较苛刻，另外当地磁传感器敏感轴与地磁线平行时，磁场信号检测会出现不足的情况；

3.光电传感器：采用光电传感器进行姿态检测时，一方面需要在飞行器上设置感光口，从而破坏机体结构，另一方面测量误差较大，对天气要求较高；

4.基于卫星天线载波相位信号：该方法利用天线接收机卫星信号，测量不同天线的相对位置在当地水平坐标系中的表示，并结合天线在载体坐标系中的已知安装关系，确定出载体坐标系相对当地水平坐标系的姿态。该方法需要配置多个卫星天线，另外还需解决卫星钟差和星历误差、传播媒介、接收机噪声和多路径的影响。

上述高旋部件姿态测量方法除了本身存在的测量精度问题，其应用在低旋部件姿态测量时，首先需要先解算高旋飞行器相对地面的旋转角，再通过高精度码盘获得高/低旋部件的相对姿态，其精度受到高旋姿态角估计精度、低旋相对姿态测量精度的影响，同时由于高旋飞行器旋转角速度非常高，要准确估计其精度，需要较为复杂的算法，误差较大。

发明内容

针对上述技术问题，本发明提供一种高旋飞行器低旋部件的姿态估计方法及系统。

本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种高旋飞行器低旋部件的姿态估计方法，其中，所述低旋部件附着于所述高旋飞行器，其旋转轴与所述高旋飞行器的旋转轴相同，并且其转速远远低于所述高旋飞行器的转速，所述高旋飞行器上安装随所述高旋飞行器旋转的卫星导航天线，所述方法包括:

步骤1、获取高旋飞行器在飞行过程中产生的高旋脉冲和低旋脉冲，其中，所述高旋脉冲指在所述卫星导航天线的辅助下，所述高旋飞行器的高旋部件在设定的姿态角上产生的周期性脉冲信号，所述低旋脉冲指所述高旋部件与所述低旋部件之间相对旋转产生的周期性脉冲信号；

步骤2、根据所述高旋脉冲和低旋脉冲，得到所述高旋部件和低旋部件的特征方向之间的夹角Δφ＝2π×Δt/T，其中，T为高旋脉冲间的时间间隔，Δt为高旋脉冲与低旋脉冲间的时间间隔；

步骤3、根据所述夹角和已知的所述高旋部件的特征方向相对于准弹体坐标系z轴正方向的角度φ₀和旋转方向，求得所述低旋部件的姿态角。

为实现上述发明目的，本发明还提供一种高旋飞行器低旋部件的姿态估计系统，包括:

脉冲获取模块，用于获取高旋飞行器在飞行过程中产生的高旋脉冲和低旋脉冲，其中，所述高旋脉冲指在所述卫星导航天线的辅助下，所述高旋飞行器的高旋部件在设定的姿态角上产生的周期性脉冲信号，所述低旋脉冲指所述高旋部件与所述低旋部件之间相对旋转产生的周期性脉冲信号；

夹角计算模块，用于根据所述高旋脉冲和低旋脉冲，得到所述高旋部件和低旋部件的特征方向之间的夹角Δφ＝2π×Δt/T，其中，T为高旋脉冲间的时间间隔，Δt为高旋脉冲与低旋脉冲间的时间间隔；

姿态角计算模块，用于根据所述夹角和已知的所述高旋部件的特征方向相对于准弹体坐标系z轴正方向的角度φ₀和旋转方向，求得所述低旋部件的姿态角。

本发明的有益效果是：

可以通过高旋部件和低旋部件两者相位的比例关系Δt/T，直接求出低旋部件的姿态角。且高旋部件转速越高，姿态角的测量值越准确，可以用于解决控制反馈问题。另外，由于高旋部件的转速较高，因此即使较小的估计相对误差也会带来较大的绝对误差，而采用脉冲时间比例Δt/T的方式来计算部件之间的相对角度，可以获得更为准确的测量值。本发明所涉及的结构较为简单，计算复杂度低，成本较低。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种高旋飞行器低旋部件的姿态估计方法的流程图；

图2为高旋脉冲示意图；

图3为低旋部件标度示意图图；

图4为低旋脉冲示意图；

图5为高旋和低旋脉冲示意图；

图6为双脉冲计算原理示意图；

图7为旋转角求解示意图；

图8为旋转稳定弹结构示意图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。

本发明适用于附着有低旋部件的高旋飞行器，其中，所述低旋部件的旋转轴与所述高旋飞行器的旋转轴相同，并且其转速远远低于所述高旋飞行器的转速，所述高旋飞行器上安装随所述高旋飞行器旋转的卫星导航天线。

图1为本发明实施例提供的一种高旋飞行器低旋部件的姿态估计方法的流程图，如图1所示，该方法包括:

S1、获取高旋飞行器在飞行过程中产生的高旋脉冲和低旋脉冲，其中，所述高旋脉冲指在所述卫星导航天线的辅助下，所述高旋飞行器的高旋部件在设定的姿态角上产生的周期性脉冲信号，所述低旋脉冲指所述高旋部件与所述低旋部件之间相对旋转产生的周期性脉冲信号；

具体的，对于高旋飞行器，可选用非全向导航卫星信号接收天线，由于机体高速旋转，接收机天线也随之一起旋转，从而对接收信号的载波幅值及相位产生周期性影响，结合导航卫星星历，可以使接收机天线到达某一指定姿态角时，输出一个脉冲信号并利用数据采集电路记录产生脉冲信号的时间，其中，卫星星历记录了GPS导航卫星的时间、轨道、方位等各项参数，具有很高的精度。得到的高旋脉冲随时间的变化如图2所示。

设置低旋部件标度如图3所示，当低旋部件上的标度位置与天线位置重合时(此时二者的夹角θ为0)时，利用编码器或位置触发器获得低旋部件相对高旋飞行器指定位置(角度)的低旋脉冲，如图4所示。

由于高旋飞行器转速极高，因此在两个高旋脉冲的间隔中，高旋部件的角速度可以视为不变，即匀速转动，则姿态角线性变化，再将高/低旋脉冲在同一时间基准组合，如图5所示。

S2、根据所述高旋脉冲和低旋脉冲，得到所述高旋部件和低旋部件的特征方向之间的夹角Δφ＝2π×Δt/T，其中，T为高旋脉冲间的时间间隔，Δt为高旋脉冲与低旋脉冲间的时间间隔；

具体的，由于低旋部件转速相对于高旋部件转速是一个小量，因此在高旋部件旋转一周的过程中，可以假设低旋部件位置不变，假设高旋脉冲间的时间间隔为T，高旋脉冲与低旋脉冲间的时间间隔为Δt，如图6所示。

则可以得到低旋部件与高旋部件特征方向之间的夹角为Δφ＝2π×Δt/T。

其中，高旋部件的特征方向代表的是用于确定高旋部件滚转角的某个选定的基准矢量，本实施例中可选用卫星导航天线(GPS天线)的特征方向(下文称天线特征方向)作为高旋部件的特征方向，GPS天线固连在高旋部件上，为确定高旋部件的滚转角，需要定义一个相对于惯性空间静止且能够测量的方向向量，而GPS天线的特征方向是可以解算的，因此选用这一方向作为高旋部件的特征方向，从而可利用GPS天线方向与特征方向间的夹角确定高旋部件的滚转角，进而通过低旋部件标度和高旋部件特征方向来确定低旋部件的滚转角。

另外，考虑到噪声、不确定性和传感器故障，可采用多个周期数据融合加权获得更为稳定的估计结果，例如，可以采用求相邻周期均值的方法来去除偶然误差的影响。假设在相邻几个转动周期内，可以分别求得Δφ_i＝2π×Δt/T,i＝1,2,3,...,n，其中n代表所取的周期数，可以根据低旋部件的转速来选取n的经验值，则可以求得均值为并使用的值作为输出的角度值，提高精度。

S3、根据所述夹角和已知的所述高旋部件的特征方向相对于准弹体坐标系z轴正方向的角度φ₀和旋转方向，求得所述低旋部件的姿态角。

具体的，此处引入准弹体坐标系，其坐标系原点取在弹体的质心上，x轴与弹体轴重合，z轴位于铅垂面内且垂直于x轴，指向上为正，轴垂直于其它两轴并构成右手坐标系，可以通过惯性坐标系依次旋转偏航角和俯仰角得到。

在得到角度Δφ之后，还需要求出天线特征方向相对于准弹体坐标系的角度，当信号强度最强时，代表此时GPS天线正对卫星，结合星历数据即可求出天线特征方向与准弹体坐标系z轴正方向的夹角φ₀，如图7所示，进而求得低旋部件的绝对滚转角。

高旋部件的旋转方向定义为右手定则沿x轴正向为正。如图7中箭头所示，当旋转方向为正向时，从后往前看为顺时针旋转。

方案最终目的是求解低旋部件姿态角，即准弹体坐标系z轴与低旋部件标度之间的夹角。在搜索到的GPS导航卫星确定之后，φ₀可视为一个定值，因此问题转化为求解Δφ的问题。

当弹体正旋时，利用Δt/T所求出的角度Δφ为正值，则姿态角为φ₀+Δφ；当弹体反旋时，利用Δt/T所求出的角度Δφ为负值，则姿态角为φ₀+(2π-Δφ)。

本发明还提供一种高旋飞行器低旋部件的姿态估计系统，该系统中的各个模块的功能原理已在前述内容中进行了详细阐述，以下不再赘述。

该系统包括:

脉冲获取模块，用于获取高旋飞行器在飞行过程中产生的高旋脉冲和低旋脉冲，其中，所述高旋脉冲指在所述卫星导航天线的辅助下，所述高旋飞行器的高旋部件在设定的姿态角上产生的周期性脉冲信号，所述低旋脉冲指所述高旋部件与所述低旋部件之间相对旋转产生的周期性脉冲信号；

夹角计算模块，用于根据所述高旋脉冲和低旋脉冲，得到所述高旋部件和低旋部件的特征方向之间的夹角Δφ＝2π×Δt/T，其中，T为高旋脉冲间的时间间隔，Δt为高旋脉冲与低旋脉冲间的时间间隔；

姿态角计算模块，用于根据所述夹角和已知的所述高旋部件的特征方向相对于准弹体坐标系z轴正方向的角度φ₀和旋转方向，求得所述低旋部件的姿态角。

可选地，在该实施例中，该系统还包括：

融合加权模块，用于对多个旋转周期所述夹角计算模块得到的夹角进行融合加权处理。

下面以一种旋转稳定二维弹道修正弹为例介绍本发明的技术方案，图8为其结构示意图。

如图8所示，ω₁和ω₂分别代表弹体后体(高旋飞行器)、前体(低旋部件)的旋转角速度。低旋部件用于修正弹道，转速相对地面较低；弹体后体高速旋转，起到陀螺稳定的作用。为控制弹体前体的位置，需确定弹体前体相对于地面的滚转角，其使用场景与本发明相符。

在高速转动的弹体后体上安装卫星天线，在炮弹发射前将位置、星历等信息输入芯片，使卫星天线在指向某特定方向(如垂直地轴向上，或指向某卫星)时输出一个脉冲信号，即高旋部件输出的脉冲；同时，利用码盘或触发器，使弹体前体(低旋部件)在标志位置与卫星天线角度重合时，能够输出一个脉冲信号。

综合两个脉冲信号，利用其相位的比值，即可得到弹体前体对应的姿态角。

本发明适用于旋转自稳定飞行器，这一类飞行器采用陀螺效应稳定原理飞行，自身转速较高，利用此方案可以测出高旋机体上的同轴低旋部件的滚转角与滚转角速度，其优势在于：

1.对于旋转自稳定飞行器而言，要对其进行控制，一般需要使用一些低旋的部件，而本发明可以通过两者相位的比例关系，直接求出低旋部件的姿态角。且在本发明所述的测量方法中，利用了低旋部件静止的假设，然而在实际无控的条件下，低旋部件是转动的，利用Δφ＝2π×Δt/T所得到的旋转角是低旋脉冲产生时刻的旋转角，但计算输出时刻为高旋脉冲产生时刻，二者存在时间延迟误差时间t_c＜T，此时低旋部件由于其角速度，将产生新的滚转角增量，因此产生了误差，则高旋部件转速越大，T越小，则t_c也越小，产生的误差也越小，姿态角的测量值越准确，可以用于解决控制反馈问题。

2.由于高旋部件的转速较高，因此即使较小的估计相对误差也会带来较大的绝对误差，而采用脉冲时间比例的方式来计算部件之间的相对角度，可以获得更为准确的测量值。

3.使用双脉冲信号的相位比直接计算低旋部件的旋转角度，对于GPS仅需要在某个特征角度输出一个脉冲值，而在高旋部件与低旋部件之间也仅需要在标度天线重合时输出一个脉冲，因此所涉及的结构较为简单，计算复杂度低，成本较低。

以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种高旋飞行器低旋部件的姿态估计方法，其中，所述低旋部件附着于所述高旋飞行器，其旋转轴与所述高旋飞行器的旋转轴相同，并且其转速远远低于所述高旋飞行器的转速，所述高旋飞行器上安装随所述高旋飞行器旋转的卫星导航天线，其特征在于，所述方法包括:

步骤1、获取高旋飞行器在飞行过程中产生的高旋脉冲和低旋脉冲，其中，所述高旋脉冲指在所述卫星导航天线的辅助下，所述高旋飞行器的高旋部件在设定的姿态角上产生的周期性脉冲信号，所述低旋脉冲指所述高旋部件与所述低旋部件之间相对旋转产生的周期性脉冲信号；

步骤2、根据所述高旋脉冲和低旋脉冲，得到所述高旋部件和低旋部件的特征方向之间的夹角Δφ＝2π×Δt/T，其中，T为高旋脉冲间的时间间隔，Δt为高旋脉冲与低旋脉冲间的时间间隔；

步骤3、根据所述夹角和已知的所述高旋部件的特征方向相对于准弹体坐标系z轴正方向的角度φ₀和旋转方向，求得所述低旋部件的姿态角。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤2还包括：对多个旋转周期得到的夹角进行融合加权处理。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述对多个旋转周期得到的夹角进行融合加权处理，具体包括：

在相邻的n个旋转周期内，分别求得所述高旋部件和低旋部件的特征方向之间的夹角Δφ_i＝2π×Δt/T,i＝1,2,3,...,n，求得均值为并使用的值作为夹角的角度值。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述高旋部件的特征方向为所述卫星导航天线的特征方向。

5.根据权利要求1-4任一项所述的方法，其特征在于，设所述高旋部件的旋转方向定义为右手定则沿准弹体坐标系x轴正向为正向，所述步骤3具体包括：

当所述高旋部件的旋转方向为正向时，求得所述低旋部件的姿态角为φ₀+Δφ，当所述高旋部件的旋转方向为反向时，求得所述低旋部件的姿态角为φ₀+(2π-Δφ)。

6.一种高旋飞行器低旋部件的姿态估计系统，其中，所述低旋部件附着于所述高旋飞行器，其旋转轴与所述高旋飞行器的旋转轴相同，并且其转速远远低于所述高旋飞行器的转速，所述高旋飞行器上安装随所述高旋飞行器旋转的卫星导航天线，其特征在于，所述系统包括:

脉冲获取模块，用于获取高旋飞行器在飞行过程中产生的高旋脉冲和低旋脉冲，其中，所述高旋脉冲指在所述卫星导航天线的辅助下，所述高旋飞行器的高旋部件在设定的姿态角上产生的周期性脉冲信号，所述低旋脉冲指所述高旋部件与所述低旋部件之间相对旋转产生的周期性脉冲信号；

夹角计算模块，用于根据所述高旋脉冲和低旋脉冲，得到所述高旋部件和低旋部件的特征方向之间的夹角Δφ＝2π×Δt/T，其中，T为高旋脉冲间的时间间隔，Δt为高旋脉冲与低旋脉冲间的时间间隔；

姿态角计算模块，用于根据所述夹角和已知的所述高旋部件的特征方向相对于准弹体坐标系z轴正方向的角度φ₀和旋转方向，求得所述低旋部件的姿态角。

7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，还包括：

融合加权模块，用于对多个旋转周期所述夹角计算模块得到的夹角进行融合加权处理。

8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述融合加权模块，具体用于：

在相邻的n个旋转周期内，分别求得所述高旋部件和低旋部件的特征方向之间的夹角Δφ_i＝2π×Δt/T,i＝1,2,3,...,n，求得均值为并使用的值作为夹角的角度值。

9.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述高旋部件的特征方向为所述卫星导航天线的特征方向。

10.根据权利要求6-9任一项所述的系统，其特征在于，设所述高旋部件的旋转方向定义为右手定则沿准弹体坐标系x轴正向为正向，所述姿态角计算模块具体用于：

当所述高旋部件的旋转方向为正向时，求得所述低旋部件的姿态角为φ₀+Δφ，当所述高旋部件的旋转方向为反向时，求得所述低旋部件的姿态角为φ₀+(2π-Δφ)。