CN105659816B - 高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪 - Google Patents

Abstract

本发明涉及滚转飞行的高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪。其目的是解决大过载高速滚转飞行的旋转弹对地滚转角测量。它包括壳体、双轴磁阻传感器、信号调理电路、AD转换电路、MCU控制器电路、弹上电源转换电路，弹上电源转换电路为各部件供电，双轴磁阻传感器敏感地磁场强，敏感的该地磁场强信号经信号调理电路，滤掉随机噪声，经AD转换电路加给MCU控制器电路，通过MCU控制器进行解算，其MCU控制器电路安装高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪的相对滚转角算法模块、峰值检测算法模块、去俯仰干扰对地滚转角零位补偿算法模块。优点是消除旋转弹俯仰变化对滚转角测量的影响；算法简单，数据处理量小，可快速实时检测滚转角。<pb pnum="1" />

Description

高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪

技术领域

本发明涉及滚转飞行器的姿态测量技术领域，特别是涉及滚转飞行的高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪。

背景技术

对于大过载高速滚转飞行的高速旋转制导炮弹(以下简称“旋转弹”)的姿态精确制导控制，要求实时给出旋转弹的姿态信息，该姿态信息其中包括有旋转弹对地滚转角，要求实时进行测量，通过测量出的弹体滚转角值，确定弹体实时指向位置，实现旋转弹弹体的姿态精确制导控制。但是，由于弹体飞行过程中出现偏航和俯仰，随着偏航和俯仰的影响，对地滚转角的零位是变化的，特别是俯仰的影响(偏航的影响较小)，需要快速检测对地滚转角的绝对零位，并对其实施有效补偿，才能实现对旋转弹有效的姿态控制。目前有人采用惯导中陀螺信息和地磁探测方案来完成该项工作。例如，北京理工大学机电工程学院马春艳的论文“末制导旋转弹初始滚转角的确定”(弹箭与制导学报2005年第25卷第2期)和中北大学仪器科学与动态测试教育部重点实验室的韩兰懿等人的论文“地磁方位传感器测滚转角零点的仿真研究”(见电子测量及仪器学报2006年增刊)。两篇文献都涉及到飞行器滚转角零位的测量。

文献1给出的末制导旋转弹的初始滚转角测量方案是采用惯导中的陀螺转速分量在弹体坐标系与准弹体坐标系之间的转换关系中求得，但文中在求得准弹体坐标系的陀螺转速分量是通过低速滚转导弹绕质心转动的运动方程学方程，该方案存在转速误差的影响，在转速30～50度/秒，误差最大可达到6度，对于在高速滚转的飞行旋转弹的转速会达到7200度/秒，这种情况下陀螺仪测滚转角中所带的漂移，积累误差将会难于估计。另外，能适应高过载的冲击的陀螺仪成本高、体积大，所以该方案只用于低过载的低速滚转飞行器上，不适用大过载高速旋转飞行的旋转弹上。

文献2是利用两个单轴地磁方位传感器，两个传感器的安装，存在滚转角相位差，这样两条感生电动势曲线过零点的时刻不同，会产生时间差Δt，滚转角与Δt的比值即为飞行体的平均滚转角速度。由于俯仰运动的影响导致Δt发生变化，滚转角速率也随之变化，故对曲线中不同滚转角速率求平均，可得到一条理论电动势曲线值，这样就消除了俯仰影响后的零点分布。最后通过滚转角速率进行积分求得滚转角。采样地磁方位传感器解决采用陀螺仪的积累误差问题，而且也能适应高过载的冲击。但是该方案选择的地磁方位传感器，地磁方位传感器是依据柔性薄膜线圈的原理工作，通过滚转角的微分求得滚转速率，对滚转速率进行平滑处理，然后再对滚转速率积分求得滚转角，这相当于实际过程中对所带的俯仰运动的误差处理，处理中只是滤除噪声，而并未从根本上消除其影响；因此，所使用的地磁方位传感器，使得灵敏度、稳定性不能满足要求。另外，其算法所花费的时间也比较大，难于做到快速实时检测滚转角。

发明内容

本发明的目的是为解决大过载高速滚转飞行的旋转弹姿态测量中，消除旋转弹俯仰变化对滚转角测量的影响，快速实时测量，提出一种新的高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪。

本发明的高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪是按下述方案实现的，它包括有壳体、双轴磁阻传感器、信号调理电路、AD转换电路、MCU控制器电路、弹上电源转换电路，弹上电源转换电路将弹上电源转换后为各部件供电，双轴磁阻传感器敏感地磁场强，敏感的该地磁场强信号经信号调理电路，滤掉随机噪声，经AD转换电路加给MCU控制器电路，通过MCU控制器电路进行解算，其MCU控制器电路安装高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪的相对滚转角算法模块、峰值检测算法模块、去俯仰干扰对地滚转角零位补偿算法模块，工作流程为：装订俯仰零位补偿参数，在弹上实时获取双轴磁阻传感器的测量值，随着弹体的转动，输出正弦的敏感信号，由信号调理电路调制信号，经AD快速转换为数字信号，然后利用相对滚转角算法模块、峰值检测算法模块、去俯仰干扰对地滚转角零位补偿算法模块，解得当前对地滚转角给后续姿态控制组件。

本发明高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪的优点

1、从根本消除旋转弹俯仰变化对滚转角测量的影响；

2、利用地磁原理测量载体滚转角位置，不存在温度漂移的影响，温度特性好，克服了惯性陀螺仪有积累误差的缺点，能在长时间稳定保持工作精度；

3、本发明高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪在算法上利用模块进行优化设计，算法简单，快速实时检测滚转角；

4、飞行过程中，只需要提供初始装订，不需要提供其他姿态信息，就可以完成对地滚转角的解算。

附图说明

图1本发明高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪组成框图；

图2本发明高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪内部安装示意图；

图3滚转角解算算法模块关系图；

图4大地坐标系与准弹体坐标系的关系图；

图5准弹体坐标系与弹体坐标系的关系图。

具体实施方式

参照附图结合实施例对本发明的高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪作进一步地详细描述。图1给出了本发明高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪组成框图。

本实施例的高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪，它包括有壳体1、双轴磁阻传感器2、信号调理电路3、AD转换电路4、MCU控制器电路5、弹上电源转换电路6。MCU控制器电路5安装相对滚转角算法模块、峰值检测算法模块、去俯仰干扰对地滚转角零位补偿算法模块。弹上电源转换电路6将弹上电源转换后为各部件供电，双轴磁阻传感器2敏感地磁场强，该地磁场强信号经信号调理电路3，滤掉随机噪声，经AD转换电路4加给MCU控制器电路5，通过MCU控制器电路5进行解算。

图2给出了本发明高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪安装示意图，本实施例高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪电路元器件采用固体芯片，双轴磁阻传感器2采用双轴芯片HMC1022，信号调理电路3为常用的RC低通滤波器，截止频率1000Hz，AD转换电路4采用芯片AD974，该芯片可提供4路16位高速AD，MCU控制器电路5采用芯片C8051F021。电路元器件分装在电路板7，8上，每块板级和固体芯片之间都垫有减震阻尼片，电路板7安装双轴磁阻传感器2的双轴芯片HMC1022、信号调理电路3的RC低通滤波器、AD快速转换电路4的芯片AD974，电路板8安装MCU控制器电路5的芯片C8051F021、弹上电源转换电路6。壳体1设计成长方体形，电路板7、8安装在壳体1内，壳体1采用磁性影像小的铝合金材料加工而成，壳体1上有刻线9，作为对地滚转角指示线，利用刻线9安装调试时给出旋转弹发射时的滚转角对地零位初始补偿值，壳体1顶盖上有安装用法兰10，利于水平安装。顶面有引出线11的过线孔，利用阻尼胶灌封在壳体1，使壳体1与内装物成为整体。

工作时的流程为：发射准备时装订旋转弹的俯仰零位初始补偿值，发射后飞行中在弹上实时获取双轴磁阻传感器的测量值，随着弹体的转动，输出正弦的敏感信号，由信号调理电路调制信号，滤掉随机噪声杂波，经AD快速转换为数字信号，送入MCU控制器电路5，利用相对滚转角算法模块、峰值检测算法模块、去俯仰干扰对地滚转角零位补偿算法模块进行数据处理，解得当前对地滚转角γ，将该参量提供给后续姿态控制组件。

弹上电源转换电路6将弹上电源转换后为各部件供电，利用地磁指向原理，双轴磁阻传感器2敏感地磁场强，随着弹体的转动，输出两个正弦敏感信号，其初始相位分别为0和90度，正弦敏感信号的频率对应弹体的转动次数，敏感的该地磁场强信号经信号调理电路3，对信号进行滤波，滤掉随机噪声，经AD转换电路4加给MCU控制器电路5，通过MCU控制器电路5解算，MCU控制器电路5的解算是通过相对滚转角算法模块，得到旋转平面二个轴的相对滚转角，实现对与弹轴垂直的旋转平面全方位的测量，MCU控制器电路5的解算是通过峰值检测算法模块，去俯仰干扰对地滚转角零位补偿算法模块对其滚转角进行修正，得到对地滚转角，将解算出的对地滚转角加给旋转弹的姿态控制器。

图3给出了相对滚转角解算算法模块关系图，该图给了对地滚转角的解算输出。双轴磁阻传感器2对旋转平面内的(y轴，z轴)进行敏感，用于作为算法模块的输入信号，利用相对滚转角算法模块解算出相对滚转角γ_d，利用峰值检测算法模块检测出信号幅度Hmax，通过Hmax，经去俯仰干扰对地滚转角零位补偿算法模块解算出γ₀，解得当前对地滚转角γ，在滚转状态下，检测仪可以实时检测0°～360°的滚转角度，并以模拟量或RS485通信口实时输出给后续控制系统。

下面描述本实施例高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪的滚转角解算数学模型。图4给出了本发明高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪弹体坐标系与大地坐标系的关系图，图5给出了准弹体坐标系与弹体坐标系的关系图。

大地坐标系o-xyz，原点o位于发射点，其中以ox轴水平指向真北，oy轴位于铅垂面内，且垂直于ox轴，向上为正，oz轴与其他两轴垂直并构成右手坐标系，该坐标系固定不动；

准弹体坐标系o₁-x₁y₁z₁，原点o₁位于弹体质心，其中o₁x₁为弹体纵轴重合，指向头部为正，o₁y₁轴在弹的纵对称面内，垂直于o₁x₁轴，指向上为正。o₁z₁与o₁x₁轴、o₁y₁轴构成右手坐标系，该坐标系与弹体固联，原点o₁、o₁x₁、o₁y₁、o₁z₁三轴既随弹一起移动，不随弹一起转动；

弹体坐标系为姿态测量仪器的基准坐标系，坐标系的原点在弹的瞬时质心，其中X₄轴为与弹体纵轴重合，指向头部为正，Y₄轴位于包含弹体纵轴的铅垂面内，且垂直于X₄轴，指向上为正，Z₄轴与其他两轴垂直并构成右手坐标系，该坐标系原点随弹一起运动，X₄、Y₄、Z₄三轴随弹一起移动，也随弹一起转动；

由图中的关系可知：

其中B_z4为补偿参数，B为地球地磁总场强，磁倾角θ₁，磁偏角方位角

$H_{max}=\sqrt{H_Y^2+H_Z^2}---\left(2\right)$

式中.H_y为检测信号y轴幅度分量

H_z为检测信号z轴幅度分量

式中.H_max为检测信号峰值幅度

γ＝γ_d±γ₀(3)

式中.γ为当前对地滚转角

γ_d为相对滚转角，

γ₀为对地滚转角零位

其中

${\mathrm{\&gamma;}}_0=\arccos \frac{B_{z4}}{H_{\max }}---\left(5\right)$

B，θ₁，在飞行前可以确定，补偿参数B_z4就可以得出，补偿参数不随俯仰角进行变化，所以该算法是不受俯仰角干扰。

利用上述的，

公式(2)编制峰值检测算法模块；

公式(4)编制相对滚转角算法模块的算法描述；

公式(5)编制去俯仰干扰对地滚转角零位补偿算法模块；

MCU控制器电路5对双轴磁阻传感器2敏感地磁场强信号进行处理，通过相对滚转角算法模块，得到旋转平面二个轴的相对滚转角γ_d，通过峰值检测算法模块、去俯仰干扰对地滚转角零位补偿算法模块对其滚转角进行修正，得到对地滚转角零位修正γ₀，由式(3)γ＝γ_d±γ₀解算对地滚转角γ。

本实施例高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪的优点是：

1、传感元件都为固体芯片，体积小、功耗低；

2、本发明高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪在算法上利用模块进行化设计，算法简单，运行效率高，解算速度快，实时性高；

3、结构简单，只使用双轴传感器地磁传感器；

4、外形设计为方形，更易于零刻线标定和安装。

Claims (2)

1.一种高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪，它包括壳体(1)、双轴磁阻传感器(2)、信号调理电路(3)、AD转换电路(4)、MCU控制器电路(5)、弹上电源转换电路(6)，弹上电源转换电路(6)将弹上电源转换后为各部件供电，双轴磁阻传感器(2)敏感地磁场强，该地磁场强信号经信号调理电路(3)，滤掉随机噪声，经AD转换电路(4)加给MCU控制器电路(5)，通过MCU控制器电路(5)进行解算，其特征是：

所述的MCU控制器电路(5)安装高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪的相对滚转角算法模块、峰值检测算法模块、去俯仰干扰对地滚转角零位补偿算法模块，

所述的相对滚转角算法模块的编制数学模型为

${\mathrm{\&gamma;}}_d=\arctan \frac{H_y}{H_z}---\left(4\right)$

式中γ_d为相对滚转角

H_y为检测信号y轴幅度分量

H_z为检测信号z轴幅度分量

所述的峰值检测算法模块的编制数学模型为

$H_{max}=\sqrt{H_y^2+H_z^2}---\left(2\right)$

式中H_max为检测信号峰值幅度

所述的去俯仰干扰对地滚转角零位补偿算法模块的编制数学模型为

${\mathrm{\&gamma;}}_0=\arccos \frac{B_{z4}}{H_{\max }}---\left(5\right)$

式中γ₀为对地滚转角零位

B_z4为补偿参数

MCU控制器电路(5)对双轴磁阻传感器(2)敏感地磁场强信号进行处理，通过相对滚转角算法模块，得到旋转平面二个轴的相对滚转角γ_d，通过峰值检测算法模块、去俯仰干扰对地滚转角零位补偿算法模块对其滚转角进行修正，得到对地滚转角零位修正γ₀，由式(3)γ＝γ_d±γ₀解算对地滚转角γ。

2.根据权利要求1所述的高速旋转制导炮弹对地滚转角检测仪，其特征是：

所述的双轴磁阻传感器(2)采用双轴芯片HMC1022，所述的AD转换电路(4)采用芯片AD974，所述的MCU控制器电路(5)采用芯片C8051F021。