CN105182987B - 一种飞行器主动段的位姿修正方法 - Google Patents
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Abstract
一种飞行器主动段的位姿修正方法，根据主动段的飞行特点进行设计，通过过载等信息的综合判断决定纯惯导和组合导航及GNSS信息的有效使用，既充分利用了GNSS的有效信息，提高了飞行器主动段的导航精度，又避免了由于复杂干扰导致的GNSS误修正，解决了低成本飞行器的高精度导航问题，降低了控制成本，为飞行器位姿修正方法的推广使用提供了条件。
Description
技术领域
本发明涉及一种飞行器在主动段飞行过程中的控制方法。
背景技术
某制导飞行器采用了发动机分离技术。当主发动机燃料耗尽关机后，及时抛掉，这样既可以避免发动机对射程的影响，又可保证主级飞行器在制导飞行段的操纵性，提高了打击运动目标的能力。
主发动机分离后，飞行器将处于无控的惯性弹道状态，为保证其落点的精度，在主发动机关机分离前要精确控制其速度和位置。由于主动段采用摄动制导，为保证制导精度，更要精确控制主动段的速度大小和方向。但是，主动段的干扰情况复杂，低成本的飞行器往往使用低精度的MEMS惯组，由此导致惯导精度很差。采用GNSS组合导航可以解决纯惯导精度差的问题，但在主动段，由于持续推力的作用，飞行器处于大过载状态，大过载状态下，GNSS易失锁，且重捕时间长，如何充分利用GNSS信息和惯导信息对飞行器进行有效修正是一个亟待解决的问题。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种在飞行器主动段有效使用GNSS信息辅助惯导信息进行导航定速定位的方法，保证飞行器在大过载和大干扰条件下，一级发动机落点精确，摄动制导能够精确跟踪。
本发明的技术解决方案是：一种飞行器主动段的位姿修正方法，包括如下步骤：
(1)在飞行器上同时安装GNSS和惯组，构成组合导航系统；
(2)在飞行器准备发射时，GNSS和惯组同时启动，使用组合导航的方式对飞行器的位置、速度和姿态进行实时修正；
(3)在飞行器发射以后，从惯组的输出获得飞行器的总过载值，如果总过载值不大于预先设计的过载阈值N1，则保持使用组合导航的方式对飞行器的位置、速度和姿态进行实时修正；如果总过载值大于预先设计的过载阈值N1但是小于另一预先设计的过载阈值N2，则停止使用组合导航，在GNSS数据有更新时判断GNSS是否定位，如果GNSS能够定位并且GDOP小于设定的几何精度因子阈值，则直接使用GNSS的位置速度信息对飞行器的位置和速度进行实时修正，如果GNSS能够定位但GDOP不小于设定的几何精度因子阈值或者GNSS无法定位，则直接使用惯组的信息对飞行器的位置和速度进行实时修正；所述的过载阈值N1为GNSS接收机为避开点火干扰和多路径干扰在发射初始段正常使用所对应的过载下限值；所述的过载阈值N2为GNSS接收机在经历大过载后能恢复正常工作所对应的过载上限值；所述的N1为3g，所述的N2为35g。
(4)当总过载值不小于过载阈值N2时，停止使用GNSS，直接使用惯组的信息对飞行器的位置和速度进行实时修正；直至总过载值重新小于过载阈值N2并且持续时间超过Y秒时，在GNSS数据有更新时判断GNSS是否定位，如果GNSS能够定位并且GDOP小于设定的几何精度因子阈值，则直接使用GNSS的位置速度信息对飞行器的位置和速度进行实时修正，如果GNSS能够定位但GDOP不小于设定的几何精度因子阈值或者GNSS无法定位，则直接使用惯组的信息对飞行器的位置和速度进行实时修正；所述的Y秒为确保大过载后GNSS能够恢复正常工作所需要的时间延迟；所述的几何精度因子阈值为9，所述的Y为1～4。
(5)当总过载值重新小于过载阈值N2并且持续时间超过Z秒时，重新开始使用组合导航的方式对飞行器的位置、速度和姿态进行实时修正；所述的Z秒为大过载后确保组合导航精度能够满足使用要求所需要的时间延迟。所述的Z为4～8。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明方法中在飞行器主动段引入了GNSS信息的修正，大大提高了使用低精度惯组的低成本飞行器一级发动机在分离点时的位置速度精度，从而在不提高成本的前提下，提高了飞行器的落点精度；
(2)本发明方法解决了主动段由于持续推力的作用，飞行器处于大过载状态GNSS易失锁，且重捕时间长，不易被使用的问题。通过主动判断飞行总过载，在某些条件下使用纯惯导的信息，某些情况下使用组合导航，某些情况下使用GNSS信息，通过这几种方法的有序组合，实现了充分利用GNSS信息和惯导信息对飞行器的位姿进行有效修正。
附图说明
图1为本发明方法的流程图。
具体实施方式
如图1所示，为本发明方法的流程图，主要过程如下：
飞行器准备发射时，GNSS和惯组启动，使用组合导航的方式对飞行器的位置、速度和姿态进行实时修正。
采用GNSS和惯组进行组合导航的方法具体可参见《GNSS_INS组合导航系统优越性研究及仿真》，电子测量技术，2008年第3期。
为避免初始阶段多路径的干扰，不使用GNSS的信息，同时开始判断总过载，当总过载小于接收机的额定设计过载时，使用GNSS的位置速度信息直接修正惯导信息，当过载大于接收机的额定设计过载时，关闭GNSS信息，在上一次修正的基础上使用纯惯导，大过载消失一段时间后，重新使用GNSS信息对惯导的位置速度直接修正，这段过程都是直接修正，不使用组合导航，再过一段时间后，开始使用组合导航。
具体步骤如下：
飞行器在起飞前，开启GNSS/惯性组合导航模式，开始进行组合导航解算，并实时判断飞行过程中的过载变化情况。
a.为避免点火时序复杂的力学环境和高动态，导致组合导航精度差，产生误修正，组合导航的使用要避开力学环境特别复杂的高动态飞行段。为了保证一级发动机的落点精度，在高动态飞行段又对导航和控制精度又要很高，而惯性导航设备受成本约束使用的低精度MEMS惯组，纯惯导的精度无法保障飞行试验的需要，因此在该飞行段，关闭组合导航，当GDOP值满足一定要求时，使用GNSS的位置速度信息对惯导信息直接修正。判断过载值是否大于N1且小于N2，如果满足该条件，则认为处于发动机点火后的加速高动态飞行段，关闭组合导航功能，延迟n个GNSS周期后执行以下判断：
若GNSS定位了，并且GDOP<X，则使用GNSS的位置速度信息直接替换惯导解算的信息(不使用组合导航)；若GNSS定位了，并且GDOP≥X，则不使用GNSS；若GNSS没定位，则不使用GNSS。其中，X为预先设定的GDOP使用门限值，起飞前装订在弹上计算机内。通过该方法保证了在环境恶劣的高动态段的导航精度。
通常情况下，N1可以确定为3g(g为重力加速度)，N2可以确定为35g，均根据飞行弹道和发动机的试车试验获取。n可以确定为1～2，X可以确定为9，可以根据单机设备的具体参数和发射环境进行灵活调整。
b.过载大于一定值后，GNSS的精度会受到很大影响，易失锁，在大过载条件下，失锁后重捕时间长，因此在大过载段，不使用GNSS。判断过载值是否大于N2，若过载值≥N2，则不使用GNSS；
c.一直不使用GNSS直至大过载消失后一段时间，大过载消失后GNSS的精度可以满足要求，但大过载刚消失的一段时间内，组合导航精度仍然会受到影响，因此大过载刚结束的一段时间内，只进行速度位置的直接修正，一段时间过后，再开启组合导航。
具体操作过程如下：大过载消失Ys后Zs前，判断若GNSS定位了，并且GDOP<X，则使用GNSS的位置速度信息直接替换惯导解算的信息(不使用组合导航)；若GNSS定位了，并且GDOP≥X，则不使用GNSS；若GNSS没定位，则不使用GNSS。通过该方法保障了大过载段和大过载消失后的导航精度。
实际应用中，Y一般取为1～4秒，Z一般取为4～8秒，均可以根据单机设备的具体参数和发射环境进行选取。
d.大过载消失Zs后，组合导航精度能够满足修正要求，GNSS参与组合导航。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
Claims (6)
1.一种飞行器主动段的位姿修正方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)在飞行器上同时安装GNSS和惯组，构成组合导航系统；
(2)在飞行器准备发射时，GNSS和惯组同时启动，使用组合导航的方式对飞行器的位置、速度和姿态进行实时修正；
(3)在飞行器发射以后，从惯组的输出获得飞行器的总过载值，如果总过载值不大于预先设计的过载阈值N1，则保持使用组合导航的方式对飞行器的位置、速度和姿态进行实时修正；如果总过载值大于预先设计的过载阈值N1但是小于另一预先设计的过载阈值N2，则停止使用组合导航，在GNSS数据有更新时判断GNSS是否定位，如果GNSS能够定位并且GDOP小于设定的几何精度因子阈值，则直接使用GNSS的位置速度信息对飞行器的位置和速度进行实时修正，如果GNSS能够定位但GDOP不小于设定的几何精度因子阈值或者GNSS无法定位，则直接使用惯组的信息对飞行器的位置和速度进行实时修正；所述的过载阈值N1为GNSS接收机为避开点火干扰和多路径干扰在发射初始段正常使用所对应的过载下限值；所述的过载阈值N2为GNSS接收机在经历大过载后能恢复正常工作所对应的过载上限值；
(4)当总过载值不小于过载阈值N2时，停止使用GNSS，直接使用惯组的信息对飞行器的位置和速度进行实时修正；直至总过载值重新小于过载阈值N2并且持续时间超过Y秒时，在GNSS数据有更新时判断GNSS是否定位，如果GNSS能够定位并且GDOP小于设定的几何精度因子阈值，则直接使用GNSS的位置速度信息对飞行器的位置和速度进行实时修正，如果GNSS能够定位但GDOP不小于设定的几何精度因子阈值或者GNSS无法定位，则直接使用惯组的信息对飞行器的位置和速度进行实时修正；所述的Y秒为确保大过载后GNSS能够恢复正常工作所需要的时间延迟；
(5)当总过载值重新小于过载阈值N2并且持续时间超过Z秒时，重新开始使用组合导航的方式对飞行器的位置、速度和姿态进行实时修正；所述的Z秒为大过载后确保组合导航精度能够满足使用要求所需要的时间延迟。
2.根据权利要求1所述的一种飞行器主动段的位姿修正方法，其特征在于：所述的N1为3g，g为重力加速度。
3.根据权利要求1所述的一种飞行器主动段的位姿修正方法，其特征在于：所述的N2为35g，g为重力加速度。
4.根据权利要求1所述的一种飞行器主动段的位姿修正方法，其特征在于：所述的几何精度因子阈值为9。
5.根据权利要求1所述的一种飞行器主动段的位姿修正方法，其特征在于：所述的Y为1～4。
6.根据权利要求1所述的一种飞行器主动段的位姿修正方法，其特征在于：所述的Z为4～8。
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