CN106168761A - 一种发射车高可靠性对准控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种发射车高可靠性对准控制方法，发射车的控制系统设计领域。本方法在每个对准控制周期测量并采集发射架在大地坐标下的俯仰角η、回转平台在大地坐标下的偏航角σ，并同时利用发射车现有的车体在大地坐标下的横向水平度、纵向水平度，车体坐标下的起竖角、回转角等状态信息，解算出等价的发射架在大地坐标下的俯仰角、回转平台在大地坐标下的偏航角等数据，在系统中测量设备出现故障时，采用等价的发射架在大地坐标下的俯仰角、回转平台在大地坐标下的偏航角参与发射架、回转平台的控制运算，使发射流程仍能成功执行，该方法大大地提高了发射车对准控制流程的可靠性。

Description

一种发射车高可靠性对准控制方法

技术领域

本发明涉及一种发射车高可靠性的对准控制方法，属于发射车的控制系统设计领域。

背景技术

对准动作包含发射架的起竖、回转，是发射工作流程中的关键动作，直接决定了发射流程的成败。因此，对准控制方法的可靠性直接决定了发射车工作的可靠性。为了保障发射任务的成功，必须从软、硬件设计方面入手，以提高该控制方法的可靠性。

目前，对准动作主要依据传感器采集的角度信息进行控制。如：在对准过程中，采用激光捷联惯组采集的大地坐标系下的角度作为位置反馈；在回收过程中，采用光电编码器采集的车体坐标系下的角度作为位置反馈。控制器根据收到的位置控制指令和上述位置反馈进行算法设计，输出控制量驱动执行机构运动到位置控制指令要求的位置。

然而，该对准过程中，传感器为单点设备，如果激光捷联惯组或者光电编码器一旦出现故障会导致整个对准动作无法进行，从而导致发射失败。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种发射车对准控制方法，当系统中某一传感器出现故障时发射流程仍能成功执行，从而提高对准控制流程的可靠性。

本发明的技术解决方案是：一种发射车高可靠性对准控制方法，该方法在每个对准控制周期执行如下步骤：

(1)、通过设备测量发射车的状态信息，所述状态信息包括：车体在大地坐标下的横向水平度δ_z、车体在大地坐标下的纵向水平度δ_x，车体坐标下的起竖角β、车体坐标下的回转角α，发射架在大地坐标下的俯仰角η、回转平台在 大地坐标下的偏航角σ；

(2)、计算车体横向水平度θ和纵向水平度

(3)、计算发射车上的弹体在大地坐标系下的方位角α₀、发射车上的弹体在大地坐标系下的高低角β₀，公式如下：

(4)、确定补偿量f(β₀)、f(α₀)：

式中，A_i,i＝1～n为目标俯仰角度标定点，N_i,i＝1～n为n个目标俯仰角度标定点的俯仰补偿量标定值；

式中，B_j,j＝1～m为目标偏航角度标定点，M_j,j＝1～m为m个目标偏航角度标定点的偏航补偿量标定值；

(5)、对步骤(3)中得到的α₀、β₀进行补偿，得到弹体在大地坐标系下的方位角和弹体在大地坐标系下的高低角补偿算法为：

(6)、判断测量俯仰角η和偏航角σ的设备是否正常，如果正常，则利用步骤(1)中得到的发射架在大地坐标下的俯仰角η、回转平台在大地坐标下的偏航角σ与初始偏航角的差σ-σ₀作为对准控制的位置反馈用于发射车对准控制，所述σ₀为发射车在发射位置，发射架、回转平台均在初始零位位置时，对应的回转平台在大地坐标下的偏航角；如果异常，则利用步骤(5)中解算出的大地坐标系下的高低角大地坐标系下的方位角作为对准控制的位置反馈用于发射车对准控制。

所述步骤(4)中n个目标俯仰角度标定点的俯仰补偿量标定值N_i,i＝1～n通过如下方法对真实平台进行标定获得：

(a)、将目标俯仰角度的范围[A₁,A_n]划分为n-1等份，得到n个目标俯仰度标定点：A_i,i＝1～n；

(b)、在发射平台上，调节发射架的姿态，在每个对准控制周期，根据步骤(1)～步骤(3)实时计算发射车上的弹体在大地坐标系下的方位角α₀和发射车上的弹体在大地坐标系下的高低角β₀，使α₀始终保持为0，β₀在[A₁,A_n]范围内变化；

(c)、实时测量发射架在大地坐标下的俯仰角η_i,i＝1～n，提取β₀为A_i,i＝1～n，α₀为0时，对应的发射架在大地坐标下的俯仰角η_i,i＝1～n，通过N_i＝β_i-η_i,i＝1～n计算得到n个标定点的俯仰补偿量标定值N_i。

所述步骤(4)中m个目标偏航角度标定点的偏航补偿量标定值M_j,j＝1～m通过如下方法对真实平台进行标定获得：

(a)、将目标偏航角度的范围[B₁,B_m]划分为m-1等份，得到m个目标偏航角度标定点：B_j,j＝1～m；

(b)、在发射平台上，调节发射架的姿态，在每个对准控制周期，根据步骤(1)～步骤(3)实时计算发射车上的弹体在大地坐标系下的方位角α₀和发 射车上的弹体在大地坐标系下的高低角β₀，使β₀始终保持为(A_n+A₁)/2，α₀在[B₁,B_m]范围内变化；

(c)、实时测量回转平台在大地坐标下的偏航角σ_j,j＝1～m，提取β₀为(A_n+A₁)/2，α₀为B_j时，对应的回转平台在大地坐标下的偏航角σ_j,j＝1～m，通过M_j＝α_j-(σ_j-σ₀),j＝1～m计算得到m个标定点的偏航角补偿量标定值。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)当发射车的激光捷联惯组出现故障时，本发明利用发射车现有的车体在大地坐标下的横向水平度、纵向水平度，车体坐标下的起竖角、回转角等状态信息，解算出等价的发射架在大地坐标下的俯仰角、回转平台在大地坐标下的偏航角等数据，并将这一等价数据作为位置反馈，进行对准流程控制，从而实现了对准控制流程时的传感器冗余，提高了对准控制的可靠性。

(2)、本发明提出了发射架目标俯仰角度标定点的俯仰补偿量标定值和发射架目标偏航角度标定点的偏航补偿量标定值确定方法，该方法对真实平台进行标定，操作方便，算法简单、误差小，标定后可消除结构安装、结构变形等因素造成的误差，使得等价的发射架在大地坐标下的俯仰角、回转平台在大地坐标下的偏航角等数据与实际值之间的误差满足使用要求，即使用上述方法进行冗余控制时，仍然能满足控制精度要求。

附图说明

图1为本发明的一种高可靠性对准控制方法流程图；

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步详细说明。

对准动作主要依据传感器采集的角度信息进行反馈控制。在对准过程中，首先利用传感器采集车体的各种状态信息，控制器根据收到的位置控制指令和传感器实时采集的位置反馈进行算法设计，输出控制量驱动执行机构运动到位置控制指令要求的位置。

目前的常用方式是在对准过程中，采用激光捷联惯组采集的大地坐标系下的角度作为位置反馈；在回收过程中，采用光电编码器采集的车体坐标系下的角度作为位置反馈；同时采集车体在大地坐标系下的横向、纵向水平度作为车体状态的参考。该方法主要依赖于发射车的状态信息。

以回转平台中心为原点，站在回转平台后部(车尾处)，向弹头方向看，纵轴与发射架弹头方向在回转平台安装面的投影平行，沿弹头指向为正方向；横轴与纵轴垂直，与回转平台安装面平行，其正方向位于发射架右侧。

以回转平台中心为原点，站在车尾向车头看，车体坐标系的X、Y、Z轴指向分别为：OX1指向车头，与回转机安装平面平行(即车体纵轴)，OY1指向车体正上方，与回转机安装平面垂直(即车体竖轴)，OZ1指向车体右侧，与回转机安装平面平行(即车体横轴)。大地坐标系的X、Y、Z轴指向分别为：OX指向车头，与水平面平行、与车体纵轴在同一铅垂面内，OZ指向车右侧与水平面平行、与OX垂直，OY指向上，垂直于水平面。

发射车的状态信息包括六个参量：车体在大地坐标下的横向水平度δ_z，即为回转平台横轴与水平面的夹角，车体在大地坐标下的纵向水平度δ_x，即为回转平台纵轴与水平面的夹角，回转平台在车体坐标系下的回转角α，即为回转平台在调转到位时相对行军位绕回转平台中心轴转过的角度、回转平台上的发射架在车体坐标下的起竖角β，即为回转平台上的发射架在调转到位时相对耳轴转过的角度，回转平台在大地坐标系下的偏航角σ，即为回转平台纵轴在水平面内投影与正北向夹角，该投影指向正北为0度，正东为90度，正南为180度，正西为270度，回转平台上的发射架在大地坐标系下的俯仰角η，即为回转平台上的发射架绕OZ轴转过的角度。

如图1所示，一种发射车高可靠性对准控制方法的具体过程为：

在每个对准控制周期执行如下步骤：

(1)、通过设备测量获得发射车的状态信息，所述状态信息包括：车体在大地坐标下的横向水平度δ_z、车体在大地坐标下的纵向水平度δ_x，车体坐标下的 起竖角β、车体坐标下的回转角α，发射架在大地坐标下的俯仰角η、回转平台在大地坐标下的偏航角σ；

在车体回转平台上安装水平仪(本例中选取美国精量NS-5/DMG2-CXD型双轴倾角传感器)，测量得到水平仪的横向水平度读数即为上述车体在大地坐标下的横向水平度δ_z；纵向水平度读数，即为上述车体在大地坐标下的纵向水平度δ_x；在车体与回转台间安装回转支承和角度测量传感器(本例中选取库伯勒8.5858.3222.2112型光电编码器)，测量得到回转平台在车体坐标系下的回转角α；在回转台上安装发射架，回转台耳轴上安装角度测量传感器(本例中选取库伯勒8.5858.3222.2112型光电编码器)，测量可以得到发射架在车体坐标下的起竖角β；

(2)、计算车体横向水平度θ和纵向水平度公式如下:

θ＝arcsin(cosαsinδ_x+sinαsinδ_z)

(3)、计算发射车上的弹体在大地坐标系下的方位角α₀、发射车上的弹体在大地坐标系下的高低角β₀，公式如下：

(4)、确定补偿量f(β₀)、f(α₀)：

式中，A_i,i＝1～n为目标俯仰角度标定点，N_i,i＝1～n为n个目标俯仰角度标定点的俯仰补偿量标定值；

上述n个目标俯仰角度标定点的俯仰补偿量标定值N_i,i＝1～n通过如下方法对真实平台进行标定获得：

(a)、将目标俯仰角度的范围[A₁,A_n]划分为n-1等份，得到n个目标俯仰度标定点：A_i,i＝1～n；

(b)、在发射平台上，调节发射架的姿态，在每个对准控制周期，根据步骤(1)～步骤(3)实时计算发射车上的弹体在大地坐标系下的方位角α₀和发射车上的弹体在大地坐标系下的高低角β₀，使α₀始终保持为0，β₀在[A₁,A_n]范围内变化；

(c)、实时测量发射架在大地坐标下的俯仰角η_i,i＝1～n，提取β₀为A_i,i＝1～n，α₀为0时，对应的发射架在大地坐标下的俯仰角η_i,i＝1～n，通过N_i＝β_i-η_i,i＝1～n计算得到n个标定点的俯仰补偿量标定值N_i。

式中，B_j,j＝1～m为目标偏航角度标定点，M_j,j＝1～m为m个目标偏航角度标定点的偏航补偿量标定值；

上述m个目标偏航角度标定点的偏航补偿量标定值M_j,j＝1～m通过如下方法对真实平台进行标定获得：

(a)、将目标偏航角度的范围[B₁,B_m]划分为m-1等份，得到m个目标偏航角度标定点：B_j,j＝1～m；

(b)、在发射平台上，调节发射架的姿态，在每个对准控制周期，根据步骤(1)～步骤(3)实时计算发射车上的弹体在大地坐标系下的方位角α₀和发 射车上的弹体在大地坐标系下的高低角β₀，使β₀始终保持为(A_n+A₁)/2，α₀在[B₁,B_m]范围内变化。

(c)、实时测量回转平台在大地坐标下的偏航角σ_j,j＝1～m，提取β₀为(A_n+A₁)/2，α₀为B_j时，对应的回转平台在大地坐标下的偏航角σ_j,j＝1～m，通过M_j＝α_j-(σ_j-σ₀),j＝1～m计算得到m个标定点的偏航角补偿量标定值。

在发射架上打磨与发射架平行的基准面，基准面上安装激光捷联惯组(本例中选取北京航天发射技术研究所Dx-4型激光捷联惯组)，测量得到激光捷联惯组的俯仰角读数，即为发射架在大地坐标系下的俯仰角η、偏航角读数，即为回转平台在大地坐标系下的偏航角σ。

从物理意义上讲，大地坐标系下的高低角与大地坐标系下的俯仰角η一致，大地坐标系下的方位角与大地坐标系下偏航角与初始偏航角的差σ-σ₀一致。

(5)、对步骤(3)中得到的α₀、β₀进行补偿，得到弹体在大地坐标系下的方位角和弹体在大地坐标系下的高低角补偿算法为：：

(6)、判断激光捷联惯组测量的俯仰角η和偏航角σ的设备是否正常，如果正常，则利用步骤(1)中得到的发射架在大地坐标下的俯仰角η、回转平台在大地坐标下的偏航角σ与初始偏航角的差σ-σ₀作为对准控制的位置反馈用于发射车对准控制，所述σ₀为发射车在发射位置，发射架、回转平台均在初始零位位置时，对应的回转平台在大地坐标下的偏航角；如果异常，则利用步骤(5)中解算出的大地坐标系下的高低角大地坐标系下的方位角作为对准控制的位置反馈用于发射车对准控制。

若激光捷联惯组发送状态异常报警数据、激光捷联惯组数据η超出[-5°， 65°]范围、激光捷联惯组数据σ超出[0°，360°]范围、控制器连续2秒未收到激光捷联惯组数据，则认为激光捷联惯组测量的数据异常；其他状态则认为正常。

下面为实际试验数据以说明该方法的有效性。试验中，发射车处于相同位置，分别使用步骤(1)中得到的激光捷联惯组的数据作为位置反馈，步骤(4)中解算出的数据作为位置反馈，进行相同控制指令下的对准控制动作。对准控制动作要求俯仰、偏航误差均小于0.06°。

测试时，σ₀＝15.714°，δ_z＝0.489°，δ_x＝0.324°，n＝9，m＝7，取补偿点如1和表2示，表中数据单位为度：

表1俯仰补偿量标定值

i	1	2	3	4	5	6	7	8	9
										Ai,i＝1～n	20	25	30	35	40	45	50	55	60
Ni,i＝1～n	0.017	0.017	0.017	0.033	0.033	0.05	0.033	0.050	0.066

表2俯仰补偿量标定值

j	1	2	3	4	5	6	7
								Bi,i＝1～m	-30	-20	-10	0	10	20	30
Mi,i＝1～m	-0.033	-0.033	-0.017	0.033	0.017	0.017	0.033

实际控制效果如表3所示，表中数据单位为度，偏航指令为已减去σ₀后的指令：

表3发射车对准控制改进前后实验结果对比

实际控制效果数据说明当激光捷联惯组出现故障，改用本发明的方法后，系统同样能够实现对准控制，且误差能够满足对准控制的精度要求。本发明的方法提高了系统的可靠性。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域技术人员的公知技术。

Claims (3)

1.一种发射车高可靠性对准控制方法，其特征在于在每个对准控制周期执行如下步骤：

(1)、通过设备测量发射车的状态信息，所述状态信息包括：车体在大地坐标下的横向水平度δ_z、车体在大地坐标下的纵向水平度δ_x，车体坐标下的起竖角β、车体坐标下的回转角α，发射架在大地坐标下的俯仰角η、回转平台在大地坐标下的偏航角σ；

(2)、计算车体横向水平度θ和纵向水平度

(3)、计算发射车上的弹体在大地坐标系下的方位角α₀、发射车上的弹体在大地坐标系下的高低角β₀，公式如下：

(4)、确定补偿量f(β₀)、f(α₀)：

$f\left({\mathrm{\&beta;}}_0\right)=\left\{\begin{array}{cc}{N}_1+\frac{N_2-N_1}{A_2-A_1}({\mathrm{\&beta;}}_0-A_1)& A_1\&le;{\mathrm{\&beta;}}_0\&le;A_2\\ N_2+\frac{N_3-N_2}{A_3-A_2}({\mathrm{\&beta;}}_0-A_2)& A_2<{\mathrm{\&beta;}}_0\&le;A_3\\ .& \\ .& \\ .& \\ N_{n-1}+\frac{N_n-N_{n-1}}{A_n-A_{n-1}}({\mathrm{\&beta;}}_0-A_{n-1})& A_{n-1}<{\mathrm{\&beta;}}_0\&le;A_n\end{array}\right.$

式中，A_i,i＝1～n为目标俯仰角度标定点，N_i,i＝1～n为n个目标俯仰角度标定点的俯仰补偿量标定值；

$f\left({\mathrm{\&alpha;}}_0\right)=\left\{\begin{array}{cc}{M}_1+\frac{M_2-M_1}{B_2-B_1}({\mathrm{\&alpha;}}_0-B_1)& B_1\&le;{\mathrm{\&alpha;}}_0\&le;B_2\\ M_2+\frac{M_3-M_2}{B_3-B_2}({\mathrm{\&alpha;}}_0-B_2)& B_2<{\mathrm{\&alpha;}}_0\&le;B_3\\ .& .\\ .& .\\ .& .\\ M_{m-1}+\frac{M_m-M_{m-1}}{B_m-B_{m-1}}({\mathrm{\&alpha;}}_0-B_{m-1})& B_{m-1}<{\mathrm{\&alpha;}}_0\&le;B_m\end{array}\right.$

式中，B_j,j＝1～m为目标偏航角度标定点，M_j,j＝1～m为m个目标偏航角度标定点的偏航补偿量标定值；

(5)、对步骤(3)中得到的α₀、β₀进行补偿，得到弹体在大地坐标系下的方位角和弹体在大地坐标系下的高低角补偿算法为：

(6)、判断测量俯仰角η和偏航角σ的设备是否正常，如果正常，则利用步骤(1)中得到的发射架在大地坐标下的俯仰角η、回转平台在大地坐标下的偏航角σ与初始偏航角的差σ-σ₀作为对准控制的位置反馈用于发射车对准控制，所述σ₀为发射车在发射位置，发射架、回转平台均在初始零位位置时，对应的回转平台在大地坐标下的偏航角；如果异常，则利用步骤(5)中解算出的大地坐标系下的高低角大地坐标系下的方位角作为对准控制的位置反馈用于发射车对准控制。

2.根据权利要求1所述的一种发射车高可靠性对准控制方法，其特征在于所述步骤(4)中n个目标俯仰角度标定点的俯仰补偿量标定值N_i,i＝1～n通过如下方法对真实平台进行标定获得：

(a)、将目标俯仰角度的范围[A₁,A_n]划分为n-1等份，得到n个目标俯仰度标定点：A_i,i＝1～n；

(b)、在发射平台上，调节发射架的姿态，在每个对准控制周期，根据步骤(1)～步骤(3)实时计算发射车上的弹体在大地坐标系下的方位角α₀和发射车上的弹体在大地坐标系下的高低角β₀，使α₀始终保持为0，β₀在[A₁,A_n]范围内变化；

(c)、实时测量发射架在大地坐标下的俯仰角η_i,i＝1～n，提取β₀为A_i,i＝1～n，α₀为0时，对应的发射架在大地坐标下的俯仰角η_i,i＝1～n，通过N_i＝β_i-η_i,i＝1～n计算得到n个标定点的俯仰补偿量标定值N_i。

3.根据权利要求1所述的一种发射车高可靠性对准控制方法，其特征在于所述步骤(4)中m个目标偏航角度标定点的偏航补偿量标定值M_j,j＝1～m通过如下方法对真实平台进行标定获得：

(a)、将目标偏航角度的范围[B₁,B_m]划分为m-1等份，得到m个目标偏航角度标定点：B_j,j＝1～m；

(b)、在发射平台上，调节发射架的姿态，在每个对准控制周期，根据步骤(1)～步骤(3)实时计算发射车上的弹体在大地坐标系下的方位角α₀和发射车上的弹体在大地坐标系下的高低角β₀，使β₀始终保持为(A_n+A₁)/2，α₀在[B₁,B_m]范围内变化；

(c)、实时测量回转平台在大地坐标下的偏航角σ_j,j＝1～m，提取β₀为(A_n+A₁)/2，α₀为B_j时，对应的回转平台在大地坐标下的偏航角σ_j,j＝1～m，通过M_j＝α_j-(σ_j-σ₀),j＝1～m计算得到m个标定点的偏航角补偿量标定值。