CN107883940A - 一种制导炮弹用高动态姿态测量方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种制导炮弹用高动态姿态测量方法。使用本发明能够有效、准确地测量高过载、高旋转制导炮弹的姿态信息。本发明在炮弹上安装由三个高过载角速率陀螺构成的IMU和三轴磁阻传感器；炮弹出炮口后，首先采用三轴磁阻传感器输出信号频率的平均值作为当前的炮弹滚转角速率；当磁阻传感器测量得到的炮弹滚转角速率小于或等于10转/秒时，以IMU测量得到的炮弹滚转角速率为基础，采用磁阻传感器得到的滚转角速率对IMU获得的滚转角速率进行校正，以校正后的滚转角速率作为当前的炮弹滚转角速率，然后利用当前的炮弹滚转角速率、IMU测量得到的炮弹俯仰角速率和炮弹偏航角速率，结合捷联惯导姿态算法，得到当前的炮弹姿态。

Description

一种制导炮弹用高动态姿态测量方法
技术领域
本发明涉及高动态姿态测量技术领域，具体涉及一种制导炮弹用高动态姿态测量方法。
背景技术
常规炮弹制导化能显著提高炮弹的打击精度和总体作战效能，使其更加适应未来信息化战争。炮弹姿态的精确测量是实现精确制导控制的基础，也是当前的一个难点问题。
目前常用的姿态测量方法，如全加速度计测量法、基于GPS的姿态测量法、全磁阻传感器组合测量法以及惯性测量组合法等皆存在局限性，主要体现在对高过载(≥12000g)和高旋转(≥10r/s)炮射环境的适应性上。利用全加速度计测量炮弹姿态角需要较大的安装空间，而制导炮弹余留给导航测量组件的空间相对狭小，因此基于全加速度计的姿态角测量系统不适用；基于GPS的姿态测量法需要配置多个卫星接收机，这就要求较大的安装空间，此外，由于制导炮弹转速较高，GPS是否能在高旋转情况下完成姿态测量还有待研究；利用全磁阻传感器组合测量弹丸姿态时，捷联于弹丸上的三轴磁阻传感器不能提供三个相互独立的方程，也就是说，通过测量弹丸三轴地磁分量无法获得全部姿态信息。
新型哥氏振动陀螺相比传统的机械陀螺仪，由于没有活动部件、体较小和价格低而得到广泛应用。微机电系统(MEMS，Micro-Electro-Mechanical System)速率陀螺仪能够适应高g值发射环境，适合于偏航和俯仰角速率测量，但由于其量程较小，不适用于高速旋转弹丸的滚转角速率测量；基于哥氏振动原理的高过载角速率陀螺(High-g Angular RateGyro，简称HGG)，其谐振腔由三种不同类型的曲面融合而成，采用弹性合金材料，抗过载能力很强，能够适应20000g的过载，量程为±3600°/s(即10r/s)，是作为高动态炮弹姿态角测量的极佳选择。然而，由于制导炮弹出炮口滚转角速率(转速)大于10r/s，超出高过载角速率陀螺的测量量程，采用高过载角速率陀螺仍不能够完成高动态制导炮弹的姿态测量。
针对高过载(≥12000g)、高旋转(≥10r/s)的制导炮弹，迫切需要能够满足制导炮弹工作环境和性能要求的姿态测量方法。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种制导炮弹用高动态姿态测量方法，能够有效、准确地测量高过载、高旋转制导炮弹的姿态信息。
本发明的制导炮弹用高动态姿态测量方法，在炮弹上安装由三个高过载角速率陀螺构成的IMU和一个三轴磁阻传感器；炮弹出炮口后，以三轴磁阻传感器输出信号频率的平均值作为磁阻传感器测量得到的炮弹滚转角速率，并作为当前的炮弹滚转角速率输出；当磁阻传感器测量得到的炮弹滚转角速率小于或等于10转/秒时，以IMU测量得到的炮弹滚转角速率为基础，采用磁阻传感器得到的滚转角速率对IMU获得的滚转角速率进行校正，并以校正后的滚转角速率作为当前的炮弹滚转角速率输出；
利用当前的炮弹滚转角速率、IMU测量得到的炮弹俯仰角速率和炮弹偏航角速率，结合捷联惯导姿态算法，解算出当前的炮弹姿态角信息，从而得到当前的炮弹姿态。
进一步的，采用如下方法获得磁阻传感器测量得到的炮弹滚转角速率：
定义一个长度为(2l+1)的时间测量窗口(tm-l…tm…tm+l)，其中间时刻为tm，m和l都是正整数且m≥l≥1；将该时间测量窗口内三轴磁阻传感器x轴方向的敏感轴xMb的输出信号的采样点乘以长度为(2l+1)的汉宁窗函数，得到利用线性调频Z变换提取的频率，该频率即为tm时刻三轴磁阻传感器x轴方向的频率fx；同样的，得到tm时刻磁阻传感器y、z轴方向的频率fy、fz；则磁阻传感器测量得到的炮弹滚转角速率fMagm＝(fx+fy+fz)/3。
进一步的，线性调频Z变换时，频率上限值fmax和下限值fmin分别为：fmax＝rmax+0.5Hz，fmin＝rmin-0.5Hz；rmax和rmin分别为根据实际的制导炮弹结构、射击诸元和装药情况等预先计算出的制导炮弹在飞行过程中可能达到的最大滚转角速率和最小滚转角速率。
有益效果：
(1)本发明提供的制导炮弹用高动态姿态测量方法采用了抗过载能力强的高过载角速率陀螺，提高了姿态测量系统的抗过载能力；同时，利用磁阻传感器输出信号解算出的炮弹滚转角速率对yb轴向的高过载角速率陀螺的随机偏移误差进行校正，兼顾了角速率测量的精度以及实时性；进而利用捷联惯导姿态算法对校正后的三个高过载角速率陀螺测量的角速率进行解算得到姿态角信息，为炮弹进行姿态控制奠定了良好的基础。
(2)本发明提供的制导炮弹用高动态姿态测量方法能够有效测量制导炮弹完整的外弹道转速，为实现炮弹精确制导、控制奠定了基础。
附图说明
图1为本发明实施例中的制导炮弹用高动态姿态测量方法流程图。
图2为本发明实施例中的姿态测量模块在炮弹内部的安装示意图。
图3为本发明实施例中的姿态测量系统的坐标系与参数图。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种制导炮弹用高动态姿态测量方法，首先在炮弹的制导控制舱内安装由三个高过载角速率陀螺构成的IMU(微惯性测量系统)和三轴磁阻传感器；在炮弹出炮口后滚转角速率大于10r/s的过程中，滚转角速率由磁阻传感器的输出信号解算得到；当炮弹滚转角速率小于或等于10r/s后，滚转角速率由yb轴向的高过载角速率陀螺进行测量，同时，采用磁阻传感器对yb轴向的高过载角速率陀螺进行初始随机偏移误差校正；然后，利用校正后的三个高过载角速率陀螺输出的角速率，结合捷联惯导姿态算法，解算出炮弹的姿态角信息，用于对炮弹进行姿态控制。
本发明流程如图1所示，具体包括如下步骤：
步骤1，在炮弹的制导控制舱内安装由三个高过载角速率陀螺构成的IMU和三轴磁阻传感器。
三轴正交磁阻传感器y方向的敏感轴yMb平行于炮弹纵对称轴并指向弹丸的头部，x方向的敏感轴xMb垂直于炮弹纵对称轴，z方向的敏感轴zMb与xMb和yMb组成右手直角坐标系。如图2所示，obxbybzb为载体坐标系，下标b代表载体坐标系。炮弹2-1以角速率绕纵轴yb2-7旋转。三轴正交磁阻传感器2-8捷联在弹丸上，其三个敏感轴xMb3-0、yMb2-5和zMb2-3分别与xb轴3-1、yb轴2-7和zb轴2-2平行或重合。
由三个单轴高过载角速率陀螺2-9、2-6和2-4构成的IMU捷联在弹丸上，其敏感轴分别与xb轴、yb轴和zb轴平行或重合，用于测量弹丸的俯仰角速率自旋角速率和偏航角速率
步骤2，制导炮弹飞出炮口后，采集三轴磁阻传感器的输出信号和定义一个时间测量窗口，提取该窗口内三轴磁阻传感器的输出信号为 和的频率进而得到所述时间测量窗口中心时刻tm对应的炮弹滚转角速率为fMagym。
图3为姿态测量系统的坐标系与参数图，其中M代表炮弹发射处的当地地磁场矢量。当弹丸在外弹道飞行时，M在捷联于弹丸上的磁阻传感器敏感轴上的投影和随着弹丸的旋转发生变化。经过研究发现，和的瞬时频率皆为弹丸的滚转角速率。因此，通过提取信号和的瞬时频率即可得到弹丸的实时滚转角速率。
具体测量方法为：
首先，定义一个长度为(2l+1)的时间测量窗口(tm-l…tm…tm+l)，其中间时刻为tm，m和l都是正整数，且m≥l≥1。其中，该时间测量窗口内x方向的敏感轴xMb的输出信号的采样点为将采样点 乘以长度为(2l+1)的汉宁窗函数，得到设置线性调频Z变换的频率上下限分别为fmax和fmin，再利用此线性调频Z变换提取的频率为fx。其中，fmax＝rmax+0.5Hz和fmin＝rmin-0.5Hz。rmax和rmin分别为根据实际的制导炮弹结构、射击诸元和装药情况等预先计算出的制导炮弹在飞行过程中可能达到的最大滚转角速率和最小滚转角速率。同理可提取该时间测量窗口内y和z方向的敏感轴yMb和zMb的输出信号和在该时间测量窗口内的频率为fy、fz；则tm时刻的炮弹滚转角速率为fMagm＝(fx+fy+fz)/3，其中
步骤3，令m＝m+1，返回步骤2即可得到下一个中心时刻的炮弹滚转角速率其中
步骤4，当m＝i(i为正整数)时，ti时刻通过分析磁阻传感器输出信号得到的炮弹滚转角速率满足且表明炮弹滚转角速率开始逐渐小于或等于高过载角速率陀螺的量程(±3600°/s)，这时激活三个高过载角速率陀螺的供电锂电池，三个高过载角速率陀螺开始正常工作。此时，xb轴、yb轴和zb轴向的高过载角速率陀螺输出的角速率分别为和
然而，高过载角速率陀螺存在随机偏移误差，此误差会引发姿态角误差。例如，yb轴向的高过载角速率陀螺的随机偏移误差会引发一项正比于时间t的滚转角误差δγ：
步骤2和步骤3中所述的滚转角速率提取方法是一种间接的角速率提取手段(即磁阻传感器的输出信号并非直接代表滚转角速率，需通过步骤2中所述的方法来获得滚转角速率)，实时性比输出信号直接就是代表角速率的高过载角速率陀螺差，但是其得到的滚转角速率精度较高，因此可以利用磁阻传感器输出信号解算出的炮弹滚转角速率对yb轴向的高过载角速率陀螺的随机偏移误差进行校正。
其中，ti时刻yb轴向的高过载角速率陀螺的随机偏移误差校正项为：
此随机偏移误差校正项用于校正此后时刻yb轴向的高过载角速率陀螺输出的角速率，兼顾了角速率测量精度以及实时性。
步骤5，当m＝i+1(i为正整数)时，ti+1时刻yb轴向的高过载角速率陀螺输出的角速率为利用ti时刻的随机偏移误差校正项来校正ti+1时刻的yb轴向的高过载角速率陀螺输出的角速率，校正方法为：
其中，为校正后的ti+1时刻的yb轴向的高过载角速率陀螺输出的角速率；同时，也将作为ti+1时刻的炮弹滚转角速率。
接着，针对ti+1时刻的xb轴向、校准后的yb轴向和zb轴向的高过载角速率陀螺输出的角速率和利用捷联惯导姿态算法即可求解出ti+1时刻炮弹的俯仰角θ(ti+1)、滚转角γ(ti+1)和偏航角ψ(ti+1)信息，用于对炮弹进行姿态控制。
其中，利用捷联惯导姿态算法求解ti+1时刻炮弹的三个姿态角的过程如下：
载体坐标系到导航坐标系的姿态转换矩阵为：
捷联在弹丸上的三个高过载角速率陀螺仪的输出值为fHGG( )，且
其中，代表载体坐标系下载体坐标系相对导航坐标系的角速度；导航参数可以依据所选择的导航坐标系和解算出的位置以及速度信息计算出来。因此，可以通过公式(6)计算出来：
再将以上求解出的带入欧拉角微分方程(7)，即可解算出炮弹的俯仰角θ、滚转角γ和偏航角ψ。
步骤6，此后直到炮弹击中目标的时间段内，重复步骤5即可获得炮弹的姿态角信息。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。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 (3)

1.一种制导炮弹用高动态姿态测量方法，其特征在于，在炮弹上安装由三个高过载角速率陀螺构成的IMU和一个三轴磁阻传感器；炮弹出炮口后，以三轴磁阻传感器输出信号频率的平均值作为磁阻传感器测量得到的炮弹滚转角速率，并作为当前的炮弹滚转角速率输出；当磁阻传感器测量得到的炮弹滚转角速率小于或等于10转/秒时，以IMU测量得到的炮弹滚转角速率为基础，采用磁阻传感器得到的滚转角速率对IMU获得的滚转角速率进行校正，并以校正后的滚转角速率作为当前的炮弹滚转角速率输出；
利用当前的炮弹滚转角速率、IMU测量得到的炮弹俯仰角速率和炮弹偏航角速率，结合捷联惯导姿态算法，解算出当前的炮弹姿态角信息，从而得到当前的炮弹姿态。
2.如权利要求1所述的制导炮弹用高动态姿态测量方法，其特征在于，采用如下方法获得磁阻传感器测量得到的炮弹滚转角速率：
定义一个长度为(2l+1)的时间测量窗口(tm-l…tm…tm+l)，其中间时刻为tm，m和l都是正整数且m≥l≥1；将该时间测量窗口内三轴磁阻传感器x轴方向的敏感轴xMb的输出信号的采样点乘以长度为(2l+1)的汉宁窗函数，得到利用线性调频Z变换提取 的频率，该频率即为tm时刻三轴磁阻传感器x轴方向的频率fx；同样的，得到tm时刻磁阻传感器y、z轴方向的频率fy、fz；则磁阻传感器测量得到的炮弹滚转角速率fMagm＝(fx+fy+fz)/3。
3.如权利要求2所述的制导炮弹用高动态姿态测量方法，其特征在于，线性调频Z变换时，频率上限值fmax和下限值fmin分别为：fmax＝rmax+0.5Hz，fmin＝rmin-0.5Hz；rmax和rmin分别为根据实际的制导炮弹结构、射击诸元和装药情况等预先计算出的制导炮弹在飞行过程中可能达到的最大滚转角速率和最小滚转角速率。
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